книги из ГПНТБ / Морозов Н.И. Баллистические ракеты стратегического назначения
.pdfГде V,< •— скорость ракеты в конце |
активного участка; |
|||
|
РуДо— значение удельной тяги у поверхности Земли; |
|||
|
go — ускорение силы тяжести у поверхности Земли; |
|||
|
т0— стартовая масса ракеты; |
|
|
|
|
т т — масса топлива; |
|
|
|
= |
т 0— коэффициент |
наполнения |
ракеты |
топливом. |
Из формулы (2.6) следует, что скорость |
ракеты за |
|||
висит от удельной тяги |
Р УД|) и коэффициента |
цт. |
||
Как будет показано |
ниже, удельная тяга |
характери |
зует качество двигателя и энергетические характери стики топлива. Для современных химических топлив и двигателей максимальное значение Руд может достигать 400 сек. Следовательно, возможности повышения удель ной тяги для химических топлив исчерпаны.
Рассмотрим коэффициент ртИз формулы (2.6) сле дует, что чем большее значение имеет коэффициент цт,
тем выше скорость |
VK. |
|
|
||
где |
Известно, |
что |
стартовая масса |
m0 = mr4+ mK-|-mT, |
|
тгч — масса головной |
части, т1{— масса конструк |
||||
ции |
ракеты. |
Коэффициент |
рт = ------ —--------при неизмен- |
||
|
|
|
|
Штч “ 1“ / Ч к |
Ш-т |
ных остальных величинах будет повышаться с умень шением массы конструкции тк ракеты.
Таким образом, при разработке ракет добиваются увеличения коэффициента цт путем применения наибо лее легких и одновременно прочных материалов, сниже ния веса бортовых приборов, системы управления, ис пользования прогрессивной технологии и т. д.
В зарубежной печати сообщалось, что в настоящее время коэффициенты цт для одноступенчатых ракет мо гут достигать значений 0,7—0,9.
Итак, при проектировании конкретного образца од ноступенчатой ракеты учитывают определенные ограни чения в повышении удельной тяги и коэффициента рт. Следовательно, возможности по дальности одноступен чатых ракет ограничены. Повышать их дальность можно путем увеличения стартовой массы, так как масса топ лива т т при этом растет быстрее, чем масса конструк ции тк. Однако ракеты большой стартовой массы более сложны в эксплуатации: затрудняется их транспортиров ка, возрастают габариты пусковых устройств.
20
Зарубежные специалисты считают, что одноступен
чатые |
ракеты целесообразно применять на дальности |
до 3000 км. |
|
В 1929 г. К- Э. Циолковский предложил для повы |
|
шения |
дальности ракет применять составные ракеты. |
Оказалось, что в этом случае масса топлива расходует ся более эффективно.
Рассмотрим принцип действия одноступенчатой и двухступенчатой ракет, масса которых одинакова. Раке ты снабжены головными частями одинаковой массы. Масса топлива двухступенчатой ракеты слагается из масс топлива ступеней mT= m Tl + m T2. Допустим, что
масса топлива т ' одноступенчатой ракеты равна массе топлива т х двухступенчатой ракеты, тогда равны и мас
сы |
конструкций одно- и |
двухступенчатой ракеты: |
т'к = т к. |
|
|
В |
одноступенчатой ракете |
все топливо расходуется |
на сообщение скорости всей массе ракеты. В двухсту пенчатой ракете топливо mTl также используется на сообщение скорости всей массе ракеты, но после отде ления первой ступени масса конструкции значительно уменьшается и топливо mTl расходуется на сообщение скорости значительно меньшей массе. Естественно, что приращение скорости на втором активном участке у составной ракеты значительно больше, чем у односту пенчатой ракеты.
Этот вывод следует и из формулы К. Э. Циолковско
го для конечной скорости |
VK двухступенчатой ракеты: |
||
VK= VKl + VK, = g0Pya In |
------ |-£<Лгд, |
In — !— t (2.7) |
|
°* |
1—l*Tl |
°2 |
1— ЦТа |
где VB1 — скорость, сообщаемая ракете первой сту пенью;
у к2 — скорость, сообщаемая ракете второй сту пенью;
pTi = |
т т,---- коэффициент наполнения топливом |
первой |
|
ступени; |
|
|
Шт |
второй |
цт = — - — коэффициент наполнения топливом |
||
2 |
т °2 |
|
|
ступени. |
|
21
Если Припять, ЧТО РуД |
= Р у д |
°2 |
= Р уд„, то зависй- |
■ *1 |
|
|
мость (2.7) будет иметь вид
Ук Руда§0
(1 — М-г, ) (! ~ М-Д
Здесь каждая из величин (1—pTl ) и (1—рТ2 ) мень ше единицы. Произведение этих величин меньше вели чины ( 1—рт) для одноступенчатой ракеты, поэтому зна чение VK для двухступенчатой ракеты больше скорости Укдля одноступенчатой ракеты.
На первый взгляд, может показаться, что скорость ракеты в конце активного участка можно повышать, уве личивая число ступеней. Однако увеличение числа сту пеней может привести к росту массы конструкции ра кеты за счет механизмов отделения ступеней и к сни жению надежности в результате увеличения количества двигателей и элементов связи между ступенями. Поэто му для определенных диапазонов дальностей использу ются одно-, двух-, трех- и четырехступенчатые ракеты.
Итак, дальность БРСН зависит в основном от скоро сти ракеты в конце активного участка траектории. Для увеличения скорости необходимо применять составные ракеты и уменьшать массу конструкции. Требование уменьшения массы конструкции ракеты заставляет изго тавливать узлы и детали ракет максимально легкими.
2.3. Устройство корпусов БРСН с ЖРД и РДТТ
Несмотря на разнообразие конструкций БРСН уст ройство их имеет много общего. В частности, независимо от числа ступеней и типа используемого топлива любая ракета состоит из корпуса, двигателя, ряда систем, ап паратуры системы управления и исполнительных органов управления.
Корпус ракеты представляет собой тело вращения, состоящее из цилиндрических и конических поверхно стей. Конструктивно он состоит из отдельных отсеков (хвостовой, приборный и т. д.), которые в процессе из готовления ракеты собираются в единое целое. Корпус, например, трехступенчатой ракеты с Ж РД состоит из корпусов трех ступеней (рис. 2.2, а) и головной части.
Хвостовые отсеки предназначены для размещения двигателей (поэтому иногда они называются двигатель-
22
ными) и защиты их от непосредственного воздействия аэродинамических сил, а также для крепления исполни тельных органов системы управления и стабилизаторов. Иногда хвостовые отсеки используются также для пере дачи силы тяги двигателя на корпус ракеты, для уста новки ракеты на пусковой стол и соединения ступеней ракеты. Внутри хвостовых отсеков часто размещают некоторые приборы системы управления.
Вид А
Рис. 2.4. Хвостовой отсек:
1, 5, 6 — шпангоуты; 2 — направляющий штырь; 3 — |
стрингеры; 4 — обшивка; |
7 — опора; 8 — днище; 9 —крышка |
лю к а |
Конструкции хвостовых отсеков могут быть различ ными. Разнообразие объясняется способом крепления двигателя и исполнительных органов управления, разме рами двигателя, наличием дополнительных устройств на отсеке и способом установки ракеты на пусковое уст ройство. По внешней форме хвостовые отсеки бывают цилиндрическими и в виде усеченного конуса. Последние применяются в том случае, когда диаметр двигателя пре вышает диаметр корпуса ракеты. Любая конструкция хвостового отсека представляет собой тонкостенную обо лочку, состоящую из каркаса и прикрепленной к нему обшивки. Каркас состоит из продольного и поперечного наборов.
На рис. 2.4 представлена одна из возможных кон струкций хвостового отсека. Отсек состоит из обшивки, продольных силовых элементов — стрингеров, попереч
23
ных силовых элементов — шпангоутов, четырех опор, днища и крышек люков.
Обшивка представляет собой тонкий листовой мате риал, который с помощью заклепок крепится к каркасу. Каркас изготовлен из большого числа стрингеров и семи шпангоутов. При помощи верхнего стыковочного шпан гоута отсек подсоединяется к топливному баку. Для фик сации отсека относительно бака на стыковочном шпангоу те находятся направляющие штыри. К нижнему шпангоу ту, называемому опорным, крепятся опоры, на которых ра кета устанавливается на пусковое устройство. Между стыковочными и опорными шпангоутами размещены про межуточные шпангоуты. Снизу хвостовой отсек закрыт днищем, которое препятствует нагреванию аппаратуры, находящейся внутри отсека, от продуктов сгорания, образующихся при работе двигателя и отраженных от пускового устройства. В обшивке имеются вырезы — люки для проведения необходимых работ внутри отсека. Люки закрываются крышками при помощи винтов.
С целью уменьшения массы конструкции иногда на верхних ступенях ракеты используются сбрасываемые хвостовые отсеки. Движение верхних ступеней происхо дит в разреженных слоях атмосферы, где аэродинамиче ские силы невелики. Поэтому хвостовой отсек, выполнив свою роль при движении ракеты в плотных слоях, к мо менту отделения нижней ступени становится ненужным.
Переходники (переходные отсеки) предназначены для соединения ступеней и головной части с ракетой. Пере ходники могут иметь цилиндрическую и в виде усеченно го конуса форму. Конические переходники применяются для соединения частей ракеты, имеющих различный диаметр.
Взависимости от величин нагрузок, действующих на переходники, они могут изготавливаться с силовым на бором или иметь только стыковочные шпангоуты.
Внекоторых образцах ракет применяются переход ники в виде стержневых конструкций — ферм. Такие пе реходники не имеют обшивки, поэтому продукты сгора ния двигателя верхней ступени в момент запуска выхо дят в атмосферу через промежутки между стержнями и, воздействуя на нижнюю ступень, отталкивают ее.
Приборные отсеки служат для размещения аппарату ры системы управления. Они могут располагаться меж
24
ду топливными баками или между головной частью й корпусом последней ступени. В зависимости от распо ложения приборные отсеки имеют цилиндрическую или в виде усеченного конуса форму. Как и хвостовые отсе ки, они состоят из обшивки, поперечного и продольного силовых наборов и рамы. Обшивка крепится к набору заклепками. Внутри приборного отсека находится рама, на которой размещены приборы управления. Рама изго тавливается из жестких профилей двутаврового или корытообразного сечения, благодаря чему она испытыва ет незначительные деформации, которые не сказываются на пространственной ориентации приборов и, следова тельно, на точности их работы. Для монтажа приборов и их обслуживания в обшивке предусмотрено несколько люков с крышками. Обшивка отсека в этих местах уси ливается накладками. Уплотнение крышек создается герметизирующими прокладками. Стыковочные шпангоу ты приборного отсека имеют на торцовых полках отвер стия под болты и отверстия и направляющие штыри для фиксации присоединяемых отсеков.
Рассмотренные отсеки имеют много общего: все они представляют собой тонкостенные оболочки, подкреплен ные силовым набором, состоящим из стрингеров и шпан гоутов. Оболочкой является обшивка, скрепленная с силовым набором.
При изготовлении этих отсеков могут быть исполь зованы как наборные конструкции, в которых обшивка и каркас изготавливаются раздельно, так и монолитные, в которых оболочка составляет одно целое с элементами каркаса.
Обшивка наборных конструкций выполняется из ли ста. Каркас оболочки собирается из стрингеров и шпан гоутов.
Топливные баки предназначены для раздельного раз мещения окислителя и горючего. Они занимают до 80% объема ракеты, поэтому их расположение, форма и мас са в основном определяют весовые и габаритные харак теристики ракеты с ЖРД. Топливные баки обычно раз мещаются между хвостовым и приборным отсеками, если приборный отсек расположен непосредственно у го
ловной |
части. Иногда бак окислителя отделен от бака го |
||
рючего |
приборным |
отсеком. При |
первой схеме располо |
жения |
достигается |
уменьшение |
длины трубопроводов, |
25
'соединяющих баки с двигателем. Вторую схему при меняют при использовании низкокипящих компонентов (жидкий кислород); в этом случае наиболее легко обеспечивается термоизоляция днища и предотвращает ся переохлаждение горючего.
Форма топливных баков зависит от ряда факторов: типа топлива, формы ракеты и компоновки отдельных агрегатов.
Наиболее часто применяется цилиндрическая форма. Для получения наилучшей аэродинамической формы корпуса бакам, примыкающим к головной части, иногда
V ’и л
V/—
____ L
а
Рис. 2.5. Формы топливных баков:
а — цилиндрическая; б — сферическая и коническая; в — торовая
придают коническую или цилиндроконическую форму. Однако масса баков такой формы при этом оказывает ся больше, чем баков цилиндрической формы.
При использовании низкокипящих компонентов топ лива целесообразно применять сферические баки. Эти баки по сравнению с баками цилиндрической формы имеют меньшую поверхность и, следовательно, меньший вес теплоизоляции.
Для уменьшения длины ракеты и более компактного расположения агрегатов на последней ступени могут применяться торовые баки.
Различные формы топливных баков приведены на рис. 2.5.
Чтобы уменьшить массу топливных баков использу ют высокопрочные материалы и в стенках бака создают
26
растягивающие нагрузки путем получения внутри баков избыточного давления (наддув).
Топливные баки ракеты «Атлас», например, изготов лены из высокопрочной стали, а внутреннее давление создается газообразным гелием. В результате макси мальная толщина стенки баков не превышает 1 мм. Соз дание избыточного давления внутри баков одновременно преследует и другую цель — обеспечить бесперебойную работу двигателей.
Корпус бака является силовой оболочкой, которая воспринимает внутреннее давление, изгибающий момент, осевые и перерезывающие силы.
Конструкция корпуса бывает различной. Оболочка бака может иметь силовой набор в виде стрингеров и шпангоутов. При использовании силового набора исклю чается крепление его элементов к оболочке при помощи заклепок, так как в этом случае трудно обеспечить гер метичность баков. Поэтому силовой набор крепится то чечной сваркой, применение которой требует сложного сварочного оборудования и приводит к увеличению тол щины оболочки. Кроме того, качество сварки трудно про контролировать. Поэтому для изготовления баков чаще используют панели вафельной конструкции или с готовы ми стрингерами. Панели таких форм получают путем химического травления листового материала. В некото рых случаях применяют гладкие панели переменной по длине бака толщины. Так, например, баки ракеты «Ат лас» длиной 18,3 м и диаметром 3 м не имеют силового набора и выполнены из гладких стальных панелей.
Днища баков, как правило, не имеют силового набо ра. Они работают в различных условиях нагружения: нижние днища воспринимают гидростатическое давление компонента топлива и давление наддува, а верхние — только давление наддува. Если для наддува использует ся горячий газ, то верхнее днище испытывает и терми ческое воздействие, которое может снизить прочностные характеристики материала днища. Для обеспечения ми нимальной массы днища изготавливают переменной тол щины, а для уменьшения изгибных напряжений в ме стах их соединения с корпусом бака стремятся умень шить радиус кривизны днища.
Топливные баки оснащаются различными устройства ми, обеспечивающими их безаварийную эксплуатацию:
27
тоннельными трубами, устройствами для контроля доз заправки, заборниками, демпферами колебаний жидко сти, люками-лазами, различными штуцерами и флан цами.
Тоннельные трубы применяются в нижних баках сту пеней. В этих трубах размещаются трубопроводы, иду щие от верхнего бака к двигателю. Тоннельные трубы предназначаются для повышения надежности ракеты при хранении ее в заправленном состоянии.
Устройства для контроля доз заправки предназначе ны для точной дозировки массы заправляемых компонен тов топлива. В состав этих устройств могут входить и чувствительные элементы — сигнализаторы наполнения. По принципу действия сигнализаторы делятся на индук тивные, емкостные, контактные, потенциометрические и т. д. Для уменьшения массы баков устройства для кон троля доз заправки целесообразно делать наземными.
Заборные устройства баков предназначены для пред отвращения провала уровня жидкости, который наблю дается при понижении уровня до некоторой величины. Провал уровня можно наблюдать и в обыденной жизни при истечении жидкости из большого объема через ма лое отверстие (например, при опорожнении ванны). При провале уровня в жидкость попадают газы наддува, резко уменьшается расход компонентов, в результате чего нарушается нормальная работа двигателя. Чтобы не допустить этого, необходимо выключать двигатель до появления провала; при этом часть компонента топлива не будет использована, что увеличит массу конструкции ракеты. Как указывалось ранее, в этом случае умень шится дальность полета.
Заборные устройства применяются в виде пластин и конусов диаметром, значительно превышающим диа метр выходного отверстия бака.
Устройства для демпфирования колебаний топлива предназначены для уменьшения колебаний топлива в баках во время полета ракеты. Колебания топлива в баке возникают вследствие колебаний его корпуса. Ис точниками колебаний корпуса являются порывы ветра, пульсации тяги двигателя и т. д. Колебания происходят как в продольном, так и в поперечном направлениях. Поскольку топливо составляет основную массу ракеты, движение значительных масс жидкости даже с неболь-
28
к- шими амплитудами колебаний может привести к возник новению больших сил давления на стенки баков.
Демпферы колебаний представляют собой попереч ные и продольные внутренние перегородки баков. Для уменьшения массы баков демпферы изготавливаются из тонкого листового, обычно перфорированного материала.
Поперечные перегородки служат для уменьшения амплитуды колебаний топлива и устанавливаются в сечениях топливных баков, наиболее удаленных от цен тра тяжести ракеты (в верхней части верхнего бака и в нижней части нижнего бака). Продольные перегородки уменьшают перемещение топлива относительно стенок баков и повышают благодаря этому запас устойчивости ракеты по углу крена. Эффективность продольных пере городок значительно ниже, чем поперечных. Однако поперечные перегородки выполняют свою роль только на начальном участке (особенно расположенные в верх них баках), а продольные — на всем активном участке полета.
Каждый топливный бак имеет люк-лаз. Люк-лаз ис пользуется для проведения сборочных работ в процессе изготовления бака, после чего закрывается крышкой. Для обеспечения герметичности бака между крышкой и фланцем горловины устанавливается герметизирующая прокладка.
Для подсоединения к топливным бакам различных трубопроводов с малым диаметром (например, для кон троля давления в баках, проверки их герметичности) применяются штуцера, которые имеют наконечник с резьбой для соединения трубопроводов. Штуцера крепят ся к стенкам бака сваркой.
Трубопроводы больших диаметров (например, рас ходные трубопроводы, через которые компоненты топ лива поступают в двигатель) крепятся фланцами; по следние привариваются обычно к днищам баков.
В конструктивном отношении БРСН с РДТТ пред ставляет собой набор двигателей, расположенных после довательно или параллельно (рис. 2.6).
РДТТ используются в качестве ступеней ракеты или как ускорители для ракет с ЖРД. Считается, что кон струкция ракет с РДТТ проще, чем ракет с ЖРД. В ча стности, у них отсутствуют топливные баки, топливные
29