книги из ГПНТБ / Москаленко Г.М. Инженерные методы проектирования в ракетодинамике

Продольный набор. Вес продольного набора Gnp.H сильно на­ груженного корпуса равен

где г] — коэффициент использования объема корпуса (цилинд­ рического по сравнению с действительной формой); иСр — сред­ ний удельный объем всех видов нагрузки.

Шпангоуты. Различают промежуточные шпангоуты, распо­ ложенные с определенным шагом по корпусу, и концевые шпан­ гоуты, расположенные в стыках отсеков. Их веса определяются по формулам

для концевых шпангоутов.

Обшивка. Вес части обшивки, не участвующей в работе вме­ сте с продольно-поперечным набором, равен

где бтіп — минимальная, из технологических соображений, тол­ щина обшивки. I

Сумма весов продольного набора обшивки, промежуточных и концевых шпангоутов составляет полный вес корпуса.

Несущий корпус. На этапе предварительных расчетов опре­ деление веса несущего корпуса можно вести по формуле

117

если отсек малого давления.

В приведенных формулах коэффициенты ß и g характеризу­ ют особенности конструктивной схемы отсека. Обычно ß= 1,04-1- 1,16 и s = l . Для отсеков с телескопическими баками

^ = 0,5 [ і - ь £ - ( 1 + Х г.0)1 ,

где de — диаметр внутреннего (телескопического) бака.

Крыло и оперение. Хорошее схождение с истинным весом крыла дает формула Н. А. Фомина [6]

где G — вес ракетоплана, соответствующий расчетному случаю полета; ср — коэффициент разгрузки крыла; со — относительная толщина корневого профиля; ті — сужение.

При определении веса стреловидных крыльев по этой форму-

угол стреловидности, измеренный по линии 1/4 хорд).

118

Формула (4.65) применима для крыльев большого удлине­ ния. Для крыльев малого удлинения можно рекомендовать ве­ совую формулу В. П. Соколова [8]. Эта формула имеет вид

где ств t — временное сопротивление материала с учетом влияния температуры; х« — коэффициент, учитывающий температурные напряжения (хі = 1,08— 1,2); х0.ж —■ угол стреловидности по оси жесткости; ркон — нагрузка от веса на единицу площади консоли крыла; 6min минимальная (по технологическим соображениям)

толщина обшивки; = — коэффициент, учитывающий снижеав

ние напряжений при малых с.

Все входящие в формулу (4.66) геометрические параметры отнесены к площади консолей крыла. Формула дает удовлетво­ рительную сходимость в следующем диапазоне геометрических параметров: 2^ г]КОн ^оо; 0 ,5 ^ л Кон<4; 0,02< с кон< 0,08 и 0 <

^Хо.ж < 60°-

Определение веса оперений производится по весовым форму­ лам крыла. На начальном этапе прикидочных расчетов вескрыла и оперения может быть определен по следующим эмпири­ ческим формулам:

где 5 ст — суммарная площадь консолей стабилизаторов.

4.13. ЗАПАС ТОПЛИВА

Полный запас топлива на ракете (бортовой запас) слагается из веса расходуемого топлива и веса нерасходуемого топлива.

119

Расходуемое топливо идет на создание тяги двигателя и являет­ ся активной массой ракеты. К нерасходуемой части топлива от­ носится топливо, остающееся в баке (невырабатываемое топли­ во) и в системе подачи (трубопроводах); топливо, идущее на охлаждение различного вспомогательного оборудования; испа­ ряющееся топливо в результате аэродинамического нагрева ба­ ков; топливо, идущее на привод турбонасосов, а также топливо, взятое на ракету как запас для компенсации возможных откло­ нений параметров движения от расчетных (гарантийные запа­ сы). Отклонения параметров движения могут быть вызваны та­ кими факторами, как неточность расхода (соотношения) топ­ ливных компонентов, связанная с изменением удельной тяги; неточность изготовления конструкции ракеты и монтажа от­ дельных ее агрегатов (например, двигателя), что вызывает до­ полнительный расход энергии на компенсацию дестабилизирую­ щих моментов; колебания состояния атмосферы, связанные с от­

клонения действительных значений аэродинамических коэффици­ ентов от принятых в расчете, а также другими факторами.

Нерасходуемое топливо является пассивной массой и относит­ ся к составляющим конечного веса ракеты.

Вес расходуемого_топлива на ракете характеризуется весовой

Зависимости для определения суммарного веса топлива и топ­ лива по ступеням составных ракет приведены ниже (см. разд.

11. 2) .

120

4. 14. ПАССИВН Ы Й ГРУЗ

Пассивный груз состоит из полезного груза и оборудования ракеты. Полезный груз является той частью ракеты, ради транс­ портировки которого и создается сама ракета. В полезный груз могут входить экипаж, кабина экипажа, научная аппаратура и оборудование космического корабля, специальный груз, элемен­ ты конструкции, обеспечивающие укрытие и крепление груза и других предметов в корпусе ракеты. Оборудование ракеты со­ ставляют бортовая система управления и наведения, средства связи, источники электропитания и т. д.

Полезный груз, как правило, является задаваемой величиной при проектировании. Оборудование определяется по составу и весу и включается в пассивный груз уже в самом начале проек­ тирования.

Как будет показано ниже (см. разд. 6.1; 11.2), величина полез­ ного груза As (суммарный вес грузов) определяется по форму­ ле As = G0e (где г — относительный вес груза или коэффициент грузоподъемности).

4. 15. КОНЕЧНЫЙ ВЕС РАКЕТЫ

Конечный вес ракеты составляет та ее часть, которая остает­ ся в конце активного участка полета после расхода топлива в мо­ мент выключения двигателя. Сюда относятся: вся конструкция ракеты, полезный груз, оборудование, нерасходуемое топливо (в баках, топливных коммуникациях, рубашке двигателя, гарантий­ ные запасы) и другие остающиеся на ракете массы (газ надду­ ва, рабочее тело автоматики двигательной установки и т. д.).

В целом конечный вес является пассивной массой ракеты. Его величина определяется через весовую отдачу как GK= G 0(.iK-

Вес конструкции, т. е. конечный вес за вычетом полезного

Аналогичные зависимости для определения суммарного (с грузом) и эффективного (без груза) конечного веса составной ракеты приведены ниже (разд. 11.2 ).

4. 16. ПРОСТЕЙШИЕ ВЕСОВЫЕ ЗАВИСИМОСТИ

Приводимые ниже весовые зависимости построены на удель­ ных измерителях и статистических коэффициентах. Пользование такими упрощенными формулами возможно только на начальном этапе прикидочных расчетов.

Топливные баки

121

122

Элементы баллонной системы наддува: а) рабочее тело (газ) наддува

где Ргаз — давление газа в топливном баке; Vs — объем топливно­ го бака; R — газовая постоянная рабочего тела; Т — абсолютная температура газа в топливном баке;

б) шаровой баллон

где Яоб — удлинение обечайки баллона.

Вес арматуры баллонной системы подачи при малых запасах рабочего тела составляет (204-25) кгс.

123

124

вую зависимость для обечайки вывести без учета влияния днищ, т. е. при

ц =о о.

Решение. Вес цилиндрической обечайки равен

где Vos — объем, заключенный обечайкой.

Вес сферического бака равен

(4. 107)

Если обозначить отношение веса сферического бака к весу обечайки как C = G C(|)/Go6, то на основании выражений (4. 106) и (4. 107) при и0б=Уб

получим G=3/4. Таким образом, вес сферического бака составляет 75% от веса изолированной (без днищ) цилиндрической обечайки, если внутреннее давление и объемы у них одинаковы.

Пример 4.2. Вывести зависимость для гидростатического давления Ргидр в расчетном сечении обечайки с учетом осевой перегрузки nx (t) в функ­

(Ри36=const). Полагать, что днища выполнены в виде эллипсоидов враще­ ния и Ajj = 1.

Решение. Суммарный вес эллипсоидных днищ цилиндрических баков при PH36=const и выполнении условия постоянства объема всего бака ü6=const

125

конического и цилиндрического баков, внутреннее избыточное давление ко­ торых выбирается из условий нулевых экваториальных напряжений. Ста­

При нулевых экваториальных напряжениях в обечайке и при нагрузке

на бак, равной Д2п* (О, избыточное давление выразится зависимостью

У пх (О Рнзб : лРІ

4 k ,Ф

С учетом полученных выражений суммарный вес двух днищ будет равен.

Вес цилиндрического бака со сферическими днищами определяется по' формуле

126