Основы проектирования РН Куренков

Рис. 12.1. Пример компоновочной схемы двухступенчатой баллистической ракеты с ЖРД для пуска с подводных лодок [14]

Таблица 12.1. Предварительная массовая сводка [14]

271

Следует заметить, что на последующих этапах проектирования, а именно на этапе выпуска эскизного проекта, когда определены предварительные нагрузки, конструктивно-компоновочная схема, пневмогидравлическая схема, приборный состав систем измерений и управления, предварительная массовая сводка корректируется (по материалам эскизного проекта).

12.3. Проверка значений конструктивных характеристик ракетных блоков

Цель этой проверки – выявить соответствие или несоответствие выбранных по изделиям-аналогам конструктивных характеристик ракетных блоков со значениями этих характеристик, полученных в результате расчета масс конструкций ракеты-носителя.

Напомним, что конструктивная характеристика ракетного блока подсчитывается по одной из следующих зависимостей (которые равносильны):

mK - масса конструкции ракетного блока;

mТ - масса топлива в ракетном блоке.

Масса каждого из ракетных блоков рассчитывается по зависимости

mБ mХО mДв mбГ mМО mбОк mТ mКПО mСУ mПерО mГО ,

где mХО - масса корпуса хвостового отсека; mДв - масса двигателя;

mбГ - масса бака горючего;

mМО - масса межбакового отсека; mбОк - масса бака окислителя;

mТ - масса топлива;

mКПО - масса корпуса приборного отсека (если он имеется в блоке); mСУ - масса приборов системы управления;

272

mПерО - масса переходного отсека;

mГО - масса головного обтекателя.

Следует отметить, что при расчете конструктивных характеристик ракеты массу головного обтекателя, массу хвостового отсека второй ступени и массу переходного отсека (от первой ко второй ступени) целесообразно отнести к массе ракетного блока первой ступени, так как в первом приближении с некоторым запасом можно считать, что сброс этих элементов и разделение первой и второй ступеней ракеты происходят примерно в одно и то же время.

Массу переходного отсека последней ступени (от последней ступени к полезной нагрузке и головному обтекателю) следует отнести к массе конструкции последней ступени ракеты-носителя.

После расчета конструктивных характеристик ракетных блоков по формуле (12.9) производится сравнение со значениями конструктивных характеристик ракетных блоков, выбранных по изделияманалогам. При отклонении результатов более чем на 10% проводится вторая итерация расчета масс блоков, в которой уже необходимо использовать расчетные значения конструктивных характеристик ракетных блоков по результатам расчета в первой итерации.

12.4. Проектировочный расчет масс составных частей ракеты-носителя

Проектировочный расчет масс элементов конструкций ракетыносителя включает в себя следующие этапы:

-выбор расчетных случаев;

-расчет нагрузок, действующих на ракету-носитель;

-выбор расчетных сечений ракеты-носителя;

-расчет осевых сил в сечениях ракеты;

-расчет изгибающих моментов:

-расчет приведенной сжимающей силы;

-расчет давления наддува баков;

-расчет массы баков;

-расчет массы сухих отсеков;

-расчет прочих масс ракеты-носителя;

273

Однако такой угол атаки считается большим. Он приводит к возникновению большой подъемной силы на конусной части головного обтекателя и, следовательно, к возникновению больших по значениям изгибающих моментов в сечениях ракеты. Это, в свою очередь, приводит к необходимости увеличения сечений силовых конструктивных элементов, воспринимающих эти нагрузки, и следовательно, к увеличению массы конструкции ракеты в целом.

Для уменьшения изгибающих моментов в сечениях ракеты в состав средств бортового управления вводят бортовую систему ограничения поперечных перегрузок. Суть работы этой системы заключается в следующем. В процессе прохождения максимальных скоростных напоров и воздействий порыва ветра в корпусе ракеты появляются поперечные (боковые) перегрузки. При достижении заранее определенных значений поперечных перегрузок включаются управляющие двигатели ракеты, которые "помогают" ракете перейти в так называемое "флюгерное положение". Эффективный угол атаки уменьшается, снижается подъемная сила и, следовательно, силовые элементы ракеты разгружаются. Восстановление программного угла тангажа происходит после угасания порыва ветра. Реально с помощью такого рода систем уменьшить эффективный угол атаки от порывов ветра до

2…3°.

Следует отметить, что для ракеты "Энергия" из-за особенностей расположения полезного груза нет короткого участка движения с явно выраженным максимумом скоростного напора, где нагрузки наибольшие [47]. Расчетные случаи нагружения по траектории полета охватывали участок движения, где число Маха изменяется в достаточно широком диапазоне - от 0,4 до 2. Из условий несущей способности конструкции ракеты-носителя были заданы допустимые величины произведения скоростного напора на угол атаки (скольжения). Поэтому в комплекс управления полетом РН были включены алгоритмы управления, использующие информацию по углам скольжения (получаемую с помощью оценок измеренных значений ускорений в различных сечениях по длине РН).

275

12.4.2. Расчет нагрузок, действующих на РН

Примем следующие допущения.

1. В приближенных расчетах считается, что аэродинамические силы приложены в основном к конусным частям ракеты, решетчатым крыльям или стабилизаторам (рис. 12.3).

Рис. 12.3. Схема для расчета нагрузок от аэродинамических сил

2. Сила лобового сопротивления направлена по оси ракеты ( xБ -

ось базовой системы координат, связанной с РН), а подъемная сила – перпендикулярна продольной оси ракеты (так как угол атаки мал;

например, если 3o , то cos 0,999 и ошибка составит 0,1%). 3. Касательные напряжения, вызванные действием перерезы-

вающих сил, малы по сравнению с напряжениями, действующими от продольных сил и изгибающих моментов. Поэтому перерезывающие силы не рассматриваем.

Аэродинамическая сила сопротивления определяется по сле-

где SM - площадь миделя ракеты (в данном случае площадь поперечного сечения);

cx - коэффициент лобового сопротивления.

Для конических частей ракеты и для скорости 2 M коэффици-

ент лобового сопротивления может быть определен по приближенной зависимости [23]

где - угол полураствора конуса головного обтекателя (рис. 12.3).

276

Здесь учтено то, что угол атаки при прохождении максимального скоростного напора мал и значительно меньше угла полураствора конуса обтекателя.

Аэродинамическая подъемная сила определяется так:

где cy - коэффициент подъемной силы.

Для конических частей ракеты и для скорости 2 M коэффициент подъемной силы может быть определен по следующей прибли-

где - угол атаки, который при прохождении максимальных скоростных напоров считается равным эффективному углу атаки эф .

12.4.3. Выбор расчетных сечений ракеты-носителя

При проектном расчете можно определять нагрузки в ограниченном количестве сечений, элементы которых в основном определяют погонные массы ракеты-носителя. К таким сечениям прежде всего относятся сечения в нижней части головного обтекателя, в нижней части каждого из баков ракеты и сечения сухих отсеков, примыкающих к этим бакам.

12.4.4. Расчет осевых сил в сечениях

Продольная сила, действующая в сечении ракеты-носителя, оп-

Рис. 12.4. Схема для оценки

продольных сил в сечении ракеты

277

Если рассматриваемое сечение находится ниже баков, из кото-

где mоч t0 - масса отсеченной части без учета выработки топлива;

m - секундный расход топлива из баков, находящихся выше рассматриваемого сечения;

tq - время полета ракеты, соответствующее прохождению мак-

симального скоростного напора.

В первом приближении можно считать, что в момент прохождения максимального скоростного напора ( tq 50...60c ) баки пер-

вой ступени опорожнены наполовину.

Перегрузку в этот момент времени можно определить по следующей зависимости:

где R - тяга двигателя на высоте, соответствующей максимальному скоростному напору (10…12 км);

m tq - масса ракеты в момент прохождения максимального скоростного напора;

R0 - тяга двигателя на поверхности Земли;

kq - коэффициент превышения тяги двигателя на высоте Hq , на

которой на ракету воздействует максимальный скоростной напор, над тягой двигателя у поверхности Земли;

m0 - начальная масса ракеты;

n0 - начальная перегрузка ракеты.

Коэффициент kq можно принять равным 1,08…1,12.

Этот коэффициент можно найти следующим образом.

Тяга двигателя в пустоте и тяга двигателя на поверхности Земли связаны следующим образом:

278

где kв - коэффициент высотности двигателя.

Разность между тягой двигателя в пустоте и тягой двигателя на

Для того чтобы ракета при воздействии порывов ветра не изменила угол тангажа, необходимо, чтобы моменты от всех внешних сил были уравновешены:

Рис. 12.5. Схема для расчета изгибающих моментов

Как отмечалось ранее, в первом приближении можно считать, что центр масс ракеты при прохождении максимального скоростного напора располагается примерно в средней части ракеты по её длине. Размеры конусных частей хвостовых отсеков или стабилизаторы выбираются таким образом, чтобы центр давления в тот же момент времени также находился вблизи центра масс ракеты.

Так как xЦД xЦМ значительно меньше xP xЦМ , то Py

существенно меньше Ya . Следовательно, в первом приближении силой Py можно пренебречь и считать

280