2.6.Определение предельных секундных расходов топлива

2.7.Анализ и учет габаритных ограничений РДТТ и ракеты

Впроцессе баллистического проектирования РДТТ в составе ракеты необходимо выдерживать ряд геометрических ограничений, в частности, по внешним габаритам ДУ и ракеты: относительному удлинению и внешнему диаметру ракеты и каждой ДУ. Алгоритм позволяет автоматически по разрешению производить проверку геометрических характеристик - относительного удлинения и внешнего диаметра ДУ и, возможно, (по разрешению) диаметра ПГ ракеты - с последующей их коррекцией из предельных соотношений и принятой габаритной схемы ракеты.

Предполагается, что в общем случае составная ракета имеет последовательную компоновочную схему (рис. 1.1). При этом выполняется условие для каждой ДУ ракеты:

Dj+\>DjJ= 1, 2, 3, ...,р,

причем Dj < DmBX; кроме того, удлинение цилиндрической части ДУ удовлетворяет неравенству

где А/цил min ® Ацил щах “ заранее заданные числа.

Для коррекции диаметра Dj ДУ в случае неудовлетворения неравенства (2.3) привлекается приближенная зависимость вида:

mrj = Щтриюр'К', /4+0,1308996£;3ут;(Кднггер + Ктш),

откуда искомый диаметр равен

'у ТтД^иилЛилпрш /4 + 0,1308996(АГТГО1у + £ ,вду)] ’

где Ацил пред - предельное значение удлинения Ацил min ИЛИ Ацил max, в зависимости от того

предельного значения Ащл/, которое приняла Д У при прежнем значении Dj (на

предыдущей итерации).

Предполагается, что днища ДУ имеют эллипсоидную форму с соотношением

осей 1:2.

2.8.Аэродинамические характеристики ракеты

Вучебном пособии рассматривается класс баллистических ракет определенной схемы (рис. 1.1), характеризующихся отсутствием крыльев (а зачастую и оперения) и состоящих как бы из одного корпуса, представляющего собой тело вращения большого удлинения.

Решаемые приближенно классические задачи выбора вида оперения (например, ^-образное оперение с трапециевидной консолью или ^-образное решетчатое оперение) и расчета аэродинамических характеристик конкретного полученного оперения в настоящей работе не рассматриваются. Подробно эти вопросы изложены применительно к анализируемой схеме ракеты [44, 49, 52].

Для стадии баллистического проектирования ракет этот факт особой роли не играет,

вчастности по причине незначительного влияния аэродинамического сопротивления оперения на суммарное аэродинамическое сопротивление ракеты в целом.

Кроме того, для принятой типовой схемы ракеты однажды установленные аэродинамические характеристики меняются несущественно в процессе баллистического проектирования. С учетом малости суммарных относительных потерь конечной скорости ракеты на сопротивление атмосферы (от 1 до 3%), не имеет смысла для этапа баллистического проектирования осуществлять сложные аэродинамические расчеты на каждой итерации. Тем более, что общепризнанные допуски на точность расчетов не выше 30 %.

Однако при необходимости расчета аэродинамических коэффициентов они могут быть получены, например, методикой, приведенной в [49, с. 5-74]. Методика и соответствующая компьютерная программа позволяют производить расчет аэродинамических коэффициентов:

•корпуса ракеты с постоянным диаметром цилиндрической части ДУ;

•носовой части корпуса конической формы;

•поправок к аэродинамическим коэффициентам носового конуса на влияние цилиндра;

•донного сопротивления;

•сопротивления трения;

•А’-образного оперения с трапециевидной консолью или А-образного решетчатого оперения.

В качестве основных аэродинамических коэффициентов приняты:

•коэффициент лобового сопротивления при нулевом угле атаки сх\

•производная коэффициента подъемной силы по углу атаки с“ = дсу/ да.

Коэффициент су табулируется для ряда фиксированных значений числа Маха, в

подавляющем большинстве случаев охватывающих все возможные диапазоны скоростей движения ракет (обычно числа Маха от 0 до 20).

Коэффициент сх табулируется для тех же значений числа Маха и для ряда фиксированных значений высоты полета h (обычно от 0 до 100 км).

Рассматриваемое тело вращения соответствует принятой схеме ракеты и состой? из:

•носовой части, которая может иметь коническую, оживальную или эллиптическую форму (головная часть ракеты);

•корпуса цилиндрической формы с постоянным диаметром по всей рассматриваемой двигательной установке ракеты;

•оперения А-образной формы с трапециевидной консолью или с решетчатым крылом.

Типовые графики зависимостей коэффициента лобового сопротивления с? Для различных высот приведены на рис. 2.2.