Основы проектирования РН Куренков

Окончание табл. 13.1

Момент инерции РН относительно оси y ЦМ , рассчитанный по формуле (13.10), составляет 19623000 кг×м2.

13.4. Расчет положения координат центра масс ракетыносителя по времени полета

При расчете изменения координаты центра масс в полете составные части ракеты обычно разбивают на две группы, А и Б. В группу А относят элементы конструкции, массы и координаты которых не зависят от времени. В группу Б относят составные части ракеты, массы которых изменяются в процессе полета. Это в основном расходуемые компоненты топлива, газов наддува и др.

Для определения изменения центра масс ракеты по времени полета составляется специальная таблица, которую называют "Центровочная ведомость". Форма таблицы иллюстрируется табл. 13.2.

301

Таблица 13.2. Результаты расчета изменения центра масс ракеты-

носителя по времени полета

Координата центра масс ракеты по оси X подсчитывается по следующей формуле, справедливой для различных моментов времени:

горючего соответственно в этот же момент времени.

Аналогично рассчитываются центровочные ведомости для других ступеней ракеты.

302

представляет собой сумму составных частей ракеты (следовательно, массу всей ракеты) в текущий момент времени, можно эту формулу переписать следующим образом:

где mT - секундный расход топлива (окислителя и горючего вместе). Продолжительность работы отдельных ступеней можно

Пример такого графика приведен на рис. 13.3.

Далее можно несколько точнее оценить так называемый разбег центра масс и центра давления и скорректировать размеры конических частей корпуса ракеты или ввести в конструкцию стабилизаторы, решетчатые крылья или конусные юбки обтекателей двигателя.

Аналогично можно построить график изменения центра масс ра- кеты-носителя в зависимости от времени работы второй и последующих ступеней ракеты, как это показано на рис. 13.4.

303

Рис. 13.3. График изменения положения центра масс ракеты-носителя в зависимости от времени работы первой ступени

Рис. 13.4. График изменения положения центра масс ракеты-носителя в зависимости от времени полета трех ступеней

304

Контрольные вопросы

1.Для какой цели проводятся расчеты координат центра масс и моментов инерции, а также расчеты координат центра масс в зависимости от времени полета ракеты-носителя?

2.Приведите формы таблиц для расчета координат центра масс

имоментов инерции ракеты.

3.Приведите систему координат и расчетные формулы для

расчета центра масс ракеты относительно осей X m , Ym и Zm .

4.Приведите систему координат и расчетные формулы для расчета моментов инерции относительно осей Ym и Zm ракеты.

5.Приведите систему координат и расчетные формулы для расчета моментов инерции ракеты.

6.Приведите расчетные формулы для расчета моментов инерции

относительно центра масс ракеты (оси YЦМ ).

7.Приведите методику расчета координат центра масс ракетыносителя в зависимости от времени полета первой ступени (разделение масс ракеты на группы А и Б).

8.Приведите расчетные зависимости для расчета координат центра масс ракеты-носителя в зависимости от времени полета первой ступени.

9.Приведите формы таблиц для расчета координат центра масс ракеты-носителя в зависимости от времени полета первой ступени.

305

14. АВТОМАТИЗАЦИЯ ВЫБОРА ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

Очевидно, что чем большее количество возможных вариантов проектного облика РН рассмотрено, тем совершеннее может быть выбранный для реализации проект РН. Большое количество вариантов можно рассматривать только с помощью автоматизации проектных работ.

В данном разделе представлено программное обеспечение, с помощью которого можно автоматизировать процесс выбора основных характеристик проектируемых ракет-носителей2 и сократить время начального этапа проектирования. Заставка программного обеспечения показана на рис. 14.1.

Рис. 14.1. Заставка программного обеспечения

Программное обеспечение разработано в системе программирования Delphi 7. Оно включает в свой состав частные программы, предназначенные для автоматизации следующих работ:

2 В разработке данного программного обеспечения принимали участие аспиранты кафедры летательных аппаратов СГАУ К. Петрухина, А. Четвериков и дипломница И. Сидорова

306

-оптимального распределения массы ракеты-носителя по блокам

иминимизации стартовой массы;

-расчета масс составных частей ракеты-носителя и предварительной массовой сводки;

-расчета положения координат центра масс и моментов инерции проектируемых ракет-носителей;

-поверочных расчетов характеристик движения РН.

14.1. Программа для оптимального распределения массы РН по блокам и минимизации стартовой массы

С помощью данной программы выполняются расчеты по оптимизации масс составных частей ракет-носителей при заданных удельных импульсах, конструктивных характеристиках ракетных блоков и схемы их соединения для различного количества ступеней.

Постановка задач и математические модели рассмотрены в разделе 8 настоящего учебного пособия. Некоторые окна пользовательского интерфейса программы приведены на рис. 14.2 – 14.3.

Выбор схемы соединения ракетных блоков осуществляется в окне программы, представленном на рис. 14.2.

Рис. 14.2. Окно программы для выбора схем соединения ракетных блоков

307

Ввод исходных данных и вывод результатов расчета производятся в окнах программы, которые соответствуют схемам соединения ракетных блоков. Одно из таких окон показано на рис. 14.3. В этом окне представлены результаты оптимизации массы ракетных блоков и минимизации стартовой массы одного из вариантов двухступенчатой РН.

Рис. 14.3. Окно программы для оптимизации масс ракетных блоков РН

Данная программа использовалась для оптимизации массы одного из ранних проектных вариантов РН среднего класса повышенной грузоподъёмности. Внешний облик РН представлен на рис. 14.4, а результаты расчёта в табл. 14.1. Стартовая масса этого варианта РН составляла около 543 т, однако он не был реализован в связи с отсутствием отечественных кислородно-водородных двигателей достаточной мощности.

В связи с учётом применения существующих водородных двигателей, а также требований к районам падения отработавших РБ, про-

308

ектная масса РБ первой ступени составила 590,4 , а второй - 52,3 т. Общая стартовая масса этого варианта РН составила 673 т.

Таблица 14.1. Исходные данные и результаты

оптимизации РН

Исходные данные

Компоненты топлива:

РБ первой ступени – керосин-кислород; РБ второй ступени – водород-кислород

14.2. Программа для расчета масс составных частей ракеты-носителя и предварительной массовой сводки

С помощью этой программы выполняются расчеты масс составных частей РН при заданных геометрических характеристиках отсеков и внешнего контура. Математические модели рассмотрены в разделе 12 настоящего учебного пособия.

309

Окно программы «Проектировочный расчет масс составных частей ракеты-носителя» представлено на рис. 14.5. После выбора схемы РН вводятся исходные данные. При необходимости можно корректировать значения используемых коэффициентов и характеристик конструкционных материалов.

Рис. 14.5. Окно программы «Проектировочный расчет масс составных частей ракеты-носителя»

Для этого необходимо нажать на кнопку «Коэффициенты и характеристики материалов». В результате появляется окно программы, показанное на рис. 14.6.

Расчет производится при нажатии кнопки «Расчет». Результаты расчета представляются в правой части окна, показанного на рис. 14.5. Результаты можно распечатать, нажав на кнопку «Печать», или сохранить, причем в текстовом редакторе Word, если нажать кнопку Вывод результатов в Word.

310