Основы проектирования РН Куренков

разрабатываются в других КБ, специализирующихся по какому-либо направлению (например, система измерения кажущейся скорости на базе гироскопических приборов).

Согласование характеристик двигательных установок с основными проектными характеристиками ракеты-носителя про-

водится по следующим направлениям:

-выбор схемы ПГС с учётом системы наддува баков;

-согласование температур криогенных компонентов топлива в баках с номинальной температурой на входе в двигатель;

-согласование секундного расхода топлива из баков с параметрами тяги двигателя;

-согласование диаметров трубопроводов баков и диаметров входных патрубков двигателя;

-определение массы газа для наддува баков;

-определение массы и мест расположения шаров-баллонов с запасами сжатого газа, если наддув баков осуществляется не за счёт газификации основных компонентов топлива;

-определение циклограммы давления в баках в процессе выработки топлива и др.

Расчетно-теоретические работы проводятся в полном объёме.

Вот некоторые из них:

-расчет и уточнение программы изменения угла наклона траектории;

-выбор расчетных случаев и расчеты на прочность;

-расчет колебаний корпуса РН;

-расчет колебаний жидкости в баках;

-расчет аэродинамических сил на активном участке полета;

-расчет параметров системы управления;

-расчет параметров функционирования пневмогидравлической системы;

-расчет тепловых потоков при прохождении плотных слоев атмосферы;

-расчет показателей надежности и др.

В некоторых случаях осуществляется заимствование бортовых систем, реализованных на других РН. В таких случаях расчетнотеоретические работы проводят в меньшем объеме.

31

После защиты эскизного проекта и открытия финансирования переходят к следующей стадии разработки.

Следует отметить, что при разработке ракет-носителей существенное внимание уделяется экономическим аспектам, которые не являются предметом рассмотрения настоящего учебного пособия и отражены, в частности, в работах [11, 12, 41, 44, 52].

Контрольные вопросы

1.Расскажите об истории создания первых ракет на жидких компонентах топлива.

2.Что Вы знаете о становлении ракетной промышленности

СССР и первых космических полётах?

3.Воспроизведите структурную схему ракетно-космического комплекса.

4.Какие основные ракеты-носители мира Вы знаете?

5.Охарактеризуйте стадии разработки ракет-носителей.

6.Расскажите о первой стадии разработки.

7.Какие материалы должен содержать аванпроект?

8. Назовите виды проектных работ на стадии аванпроекта, касающиеся облика РН.

9. Какие материалы должен содержать эскизный проект?

10. Назовите виды проектных работ на стадии эскизного проектирования, касающиеся облика РН.

32

2. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ТЕОРИИ РАКЕТНОГО ДВИЖЕНИЯ

2.1. Структура многоступенчатой ракеты

Ракетным блоком (или ускорителем) называется каждая отдельная часть ракеты, предназначенная для разгона полезной нагрузки. Масса ракетного блока состоит из массы конструкции и массы топлива.

Ступенью называется соединение ракетных блоков с полезной нагрузкой.

Полезной нагрузкой первой ступени ракеты считается вторая ступень, для второй - третья и т.д. Полезной нагрузкой последней ступени ракеты считается груз, выводимый на заданную орбиту.

В некоторых источниках ступень называют субракетой [9,11]. На рис. 2.1 представлена схема двухступенчатой ракеты с после-

довательным соединением ракетных блоков (схема "тандем").

Вторая ступень

(полезная нагрузка первой ступени)

Первая ступень

Рис. 2.1. Двухступенчатая ракета с последовательным соединением ракетных блоков

33

На рис. 2.2 представлена схема со сбрасываемым корпусом хвостового отсека совместно с боковыми двигателями [72].

Рис. 2.2. Ракета со сбрасываемым корпусом хвостового отсека совместно с боковыми двигателями

Отделяющиеся в полете двигатели ещё называют отделяемыми бустерными приставками [36] или вырожденными ускорителями [40]. Такая схема была реализована при создании американской баллистической ракеты "Атлас" и условно называлась «полутораступенчатой». На базе этой БР была создана РН для запуска КА «Джемини».

На рис. 2.3 представлена схема двухступенчатой ракеты с параллельным соединением ракетных блоков (схема "пакет"). Такая схема реализована на ракете Р-7, ракете-носителе "Энергия М" и др.

Ракетные блоки первой ступени

Полезная нагрузка

Ракетный блок второй ступени

Рис. 2.3. Двухступенчатые ракеты с параллельным соединением ракетных блоков

Следует отметить, что второй ступенью ракет с параллельным соединением ракетных блоков (при схеме с одновременным запуском двигателей всех ракетных блоков при старте) считается центральный блок без части топлива, которое было выработано из центрального блока до отделения боковых блоков.

34

На рис. 2.4 представлена схема трехступенчатой ракеты с параллельным соединением ракетных блоков первой и второй ступеней и последовательным соединением ракетного блока третьей ступени (схема "смешанное соединение" или «трехступенчатый пакет»). Такая схема реализована на ракетах-носителях "Восток", "Союз" и др.

Полезная нагрузка

(под головным обтекателем) Ракетный блок

второй ступени

Рис. 2.4. Трехступенчатая ракета со смешанным соединением ракетных блоков

Космический разгонный блок совместно с полезной нагрузкой образует последнюю ступень ракеты-носителя (третью, четвертую или пятую – в зависимости от количества нижних ступеней). Он может соединяться с ракетным блоком нижней ступени так же, как и обычные ракетные блоки, или располагаться в составе космической головной части. Например, разгонный блок «Фрегат», который используется для выведения некоторых типов полезной нагрузки в составе ракеты-носителя «Союз», располагается под головным обтекателем (совместно с полезной нагрузкой).

2.2. Относительные характеристики масс составных частей ракеты

На рис. 2.5 приведена схема, иллюстрирующая составные массы ракеты. С помощью этой схемы упрощается понимание сущности преобразований для определения соотношений масс ракеты, которые представлены ниже.

35

m0 Стартовая масса ракеты

Рис. 2.5. Схема, иллюстрирующая составные массы ракеты

Число Циолковского одноступенчатой ракеты z есть отношение начальной массы ракеты m0 к массе ракеты после выработки топли-

ва mT (в скобках приведена иллюстрация отношения масс составных частей ракеты):

z m 0 . m 0 m T

Число Циолковского zi i-й ступени многоступенчатой ракеты есть отношение начальной массы i-й ступени ракеты m0i к массе i-й ступени ракеты после выработки топлива из этой ступени ракеты:

36

Относительная конечная масса i-й ступени ракеты k i есть отношение массы ступени после выработки топлива m k i (конечной массы ступени) к начальной массе i-й ступени ракеты m0i :

ского связано с характеристикой k i следующим соотношением:

z i 1k i .

Текущее значение относительной массы i-й ступени ракеты (в

любой момент времени её полёта после выработки части топлива):

где mi t - текущее значение массы i-й ступени ракеты.

Конструктивная характеристика i-го ракетного блока si есть отношение массы i-го ракетного блока mБ i , заполненного топливом,

Еще одной важной характеристикой ракеты-носителя и ее ступеней является отношение начальной массы i-й ступени ракеты m0i к

37

Следует отметить, что полезной нагрузкой i-й ступени ракеты является i+1-я ступень той же ракеты, а полезной нагрузкой послед-

ней ступени ракеты mПН является космический аппарат (или косми-

ческий комплекс с разгонными блоками).

Очевидно, что для многоступенчатой ракеты справедливо следующее выражение:

где p0 - отношение начальной массы ракеты (первой ступени) к массе полезной нагрузки;

m0 , m02 , m03 - начальные массы первой, второй и третьей ступеней ракеты;

m0 n - масса последней ступени ракеты;

p1 , p2 , pn - отношение масс соответственно первой, второй и n-й ступеней ракеты к массам их полезных нагрузок соответственно.

2.3. Функциональная связь между относительными характеристиками масс составных частей ракеты

В качестве исходной зависимости для получения функциональной связи между относительными характеристиками масс составных частей ракеты будем использовать формулу для расчета конструктивной характеристики ракетного блока, то есть формулу (2.4).

Учитывая, что масса i-го ракетного блока mБ i равна разности между начальной массой i-й ступени m0 i и массой полезной нагрузки той же ступени mПН i , а масса конструкции i-го ракетного блока mK i равна разности между конечной массой i-й ступени mk i и массой по-

38

лезной нагрузки i-ступени mПН i (см. рис. 2.5), формулу (2.4) можно представить в следующем виде:

Поделив числитель и знаменатель правой части этой зависимости на начальную массу i-го ракетного блока m0i и учитывая выражения (2.2) и (2.6), получим следующее соотношение:

Это и есть искомая связь между относительными характеристиками масс составных частей ракеты.

2.4. Характеристические скорости ракеты

Располагаемая характеристическая скорость VXрасп - скорость

ракеты, которую она приобрела бы после выработки всего топлива при прямолинейном движении в безвоздушном пространстве и без воздействия сил тяготения небесных тел [10]. В работе [15] такая

скорость называется идеальной скоростью ракеты VX ид . Эту скорость

можно рассчитать по формуле, выведенной К. Э. Циолковским (формула Циолковского):

39

где wi - эффективная скорость истечения газов из сопла двигателя i-й ступени;

zi – число Циолковского i-й ступени;

N– количество ступеней РН;

k i - относительная конечная масса i-й ступени ракеты, которая

определяется выражением (2.2).

Для проектных расчетов используют также и другие характеристические скорости, приведенные ниже [10].

Идеальная потребная характеристическая скорость VXпотрид -

скорость, которую нужно сообщить у поверхности Земли мгновенным импульсом полезной нагрузке, чтобы она вышла на заданную орбиту с заданной скоростью без учета потерь из-за сопротивления атмосферы.

Эта скорость учитывает изменение потенциальной энергии ракеты и может быть рассчитана из закона сохранения энергии в центральном поле тяготения [10]. В частности, для вывода полезной на-

грузки на околоземную круговую опорную орбиту с радиусом roo

идеальная потребная характеристическая скорость может быть подсчитана по следующей зависимости [10]:

где З 3,986 105 км3 с2 - гравитационная постоянная Земли; RЗ 6371, 4 км - средний радиус Земли.

Потребная характеристическая скорость VXпотр - скорость, ко-

торая необходима для обеспечения вывода на орбиту или сообщения полезной нагрузке заданного вектора скорости в заданной точке космического пространства с учетом всех потерь:

где V - потери скорости.

40