2.4.Определение геометрических характеристик РДТТ и ракеты

Врамках принятого облика ракеты (тандемная схема), с использованием полученных в результате работы соответствующих модулей значений энергетических и массовых характеристик ДУ и ракеты можно определить основные габаритные характеристики проектируемого объекта для стадии его баллистического проектирования.

Кэтим характеристикам могут быть отнесены:

•длина ПГ ракеты;

•длина ПО ракеты;

•длина ГЧ ракеты;

•длина переходного отсека субракеты;

•длина переднего днища ДУ;

•длина цилиндрической части ДУ;

•длина заднего днища ДУ;

•длина заднего днища ДУ с сопловым блоком;

•длина соплового блока;

•длина снаряженной ДУ;

•длина субракеты.

Естественно, значения этих характеристик подлежат уточнению при окончательной

конструкторской проработке, осуществляемой специалистами или соответствующими компьютерными модулями, разработанными опять же при участии этих специалистов.

Основные геометрические характеристики ракет с РДТТ определяются с учетом рекомендаций, данных специалистами [28, 31, 35, 40, 51]. Расчеты выполняются в следующей последовательности, реализующей принятую математическую модель:

Вычисление длины ГЧ ракеты:

•длина конусной части ПГ

^пг кон = ]-21ППГК КОц/(H D ПгУпг)}

•длина цилиндрической части ПГ

U\YЦИЛ“ 4ТПпг-^цил/(jiD nrYnr)j

•полная длина ПГ

/цГ ~ AirКОН ^ПГЦИЛ;

•длина ПО

/по l2mno/[n(D 1+ D\Dnr+ D2пг)];

• длина ГЧ (суммарная длина ПГ и ПО ракеты)

/гч /nr^"/noj

Вычисление длины Д У и субракет;

длина переходного отсека, соединяющего ГЧ с 1-й (верхней) ступенью

/поте 1 = /дн пер \К п отс 1>

•длинау-го переходного отсека, соединяющего ступени

/п отсJ ~ (/дн перJ /дн зад полнj)K n отсу>

у= 2, 3,

•длина переднего и заднего днищу-й ДУ

/дн перj ~ /дн зад

•длина соплау-й ДУ

/соплj = ^Kpy/[2(sy-l)ctg(pconn / 2 ) ] ;

•длина цилиндрической частиу-й ДУ

/цилу = т Тцилу/(Уту*^мy-^Т ЦИЛу)»

•полная длина заднего днища с сопловым блокому-й ДУ

/дн зад полнУ^дн заду /соплу-^с дну>

•полная длинау-й ступени

•длина 1-й субракеты

/субр 1 = /гч“^ /п отс 1 /ду 1 “ /дн пер 1j

•длинау-й субракеты (/' ^ 1)

/субру = (/субру-1 " /дн зад полну-0 /п отсу /дуу “ /дн перу»

Теоретический чертеж трехступенчатой ракеты, соответствующий приведенному алгоритму, отражен на рис. 2.1:

2.5. Определение проектно-баллистических параметров РДТТ и ракеты

Основные проектные параметры ракеты с сопутствующими характеристиками, полученными в результате работы алгоритмов подразделов 2.2- 2.4, полностью определяют весь облик проектируемой под ТЗ ракеты. Сам факт удовлетворения полученных характеристик ракеты предъявляемым требованиям должен быть подтвержден расчетами, одним из вариантов которых является приведенный в настоящем подразделе. Рассчитываются основные баллистические и некоторые проектные характеристики ракет с РДТТ:

•среднетраекторный угол наклона вектора скорости к стартовому горизонту на каждом АУТ; начальная и конечная перегрузка на каждом АУТ;

углы бросания в конце каждого АУТ:

-реально сформированный;

-оптимальный для достижения максимальной дальности;

начальная нагрузка на Мидель в начале каждого АУТ; относительная конечная масса ракеты на каждом АУТ; среднетраекторные потери скорости на каждом АУТ, вызванные:

-влиянием силы притяжения Земли;

-аэродинамическим сопротивлением атмосферы;

-изменением тяги с высотой;

скорость Циолковского в конце каждого АУТ; конечная скорость на каждом АУТ;

прогнозируемая дальность полета оставшейся части ракеты в зависимости от конечной скорости в конце каждого АУТ.

Основные баллистические и некоторые из основных проектных характеристик ракет с РДТТ определяются с учетом рекомендаций специалистов [2,4,14,28, 35].

Последовательность расчетов соответствует порядку перечисления зависимостей: - тягау'-й ДУ в пустоте

Rnj Jcnnj rhj g 0\

- продольная перегрузка в концеу-го АУТ

** ■

^XKj

-продольная перегрузка в началеу-го АУТ (/ * р)

К.

j =

”*0180 ’

-продольная перегрузка в началеp-то АУТ (т.е. на старте)

?^ipPhq .

m o p S o

- конечная относительная масса ракеты нау-м АУТ

- начальная нагрузка на Мидель нау-м АУТ

р . m o j8 o .

гм0у - « > Лм/

-скорость Циолковского в концеу-го АУТ

^= -£ о Л ш П п( М ;

-среднетраекторный угол наклона вектора скорости к стартовому горизонту нау-м АУТ:

•в случае, если степень параболы а > 1,

выражения получены интегрированием на у-м АУТ параболы а - й степени, задающей программу движения ракеты:

•в случае, если степень параболы а > 1,

•в случае, если степень параболы а < 1,

полагается, например, в приведенных соотношениях при р = 3:

- угол бросания в концеу-го АУТ:

•в случае, если степень параболы а > 1,

•в случае, если степень параболы а < 1,

-потери скорости на преодоление притяжения Земли (гравитационные потери) наj - м АУТ

-потери скорости на преодоление аэродинамического сопротивления атмосферы на j-u АУТ

AVCxJ = -KCxJAVCxp.

Здесь AVcxp определяется следующим образом [4]. Большое количество расчетов, проведенных в целях определения коэффициента, характеризующего сопротивление атмосферы:

позволило установить эмпирическую зависимость h от Vp и а:

V = V + AV

¥ Р Уир ^

<y = T^u^sineK-10'},

где

Т = тйр1тр,

Эта зависимость интеграла h от и а приведена в табл. 2.1: