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

Параметр GT*, определяемый выражением (6.13), указывает на весовую отдачу по топливу без учета топливных емкостей и

Поскольку параметр уэл характеризует относительный вес эле­ ментов конструкции, функционально зависящий от удельного веса топлива, то это означает, что эффект увеличения весовой отдачи GT вследствие увеличения удельного веса топлива тем больше, чем менее совершенными по конструкции (тяжелыми по весу) оказываются топливные баки, система питания, система наддува и другие элементы конструкции. В то же время влияние -ут оказывается тем меньше, чем больше относительный вес эле­ ментов конструкции, функционально не зависящий от веса топ­ лива. Это видно из основной весовой зависимости, где пара­ метр GT* играет роль как бы масштабного фактора в оценке весовой отдачи, если при этом -\’эл = const.

Изменение удельного веса топлива вызывает изменение веса только тех элементов конструкции, проектные характеристики которых зависят от веса топлива и его объема.

157

Из графика видно, что для топливных пар, средний удель:

= 60 кгс/м3 и GT* = 1 составляет не более 2—3%. В то же время уменьшение среднего удельного веса топлива от ут~ 1•ІО3 кгс/м3

в случае криогенных топлив необходимо совершенствование кон­ струкции не только баков (корпусов ракет), но и всех топливных коммуникаций до приемлемых значений конструктивного коэф­ фициента уэл. Такая задача относится к оценке эффективности ракетных топлив и, как будет показано ниже, решается учетом двух факторов — удельного веса и скорости истечения продуктов сгорания топлива.

Формула (6.12) получена безотносительно к конкретному типу ракеты и может быть использована для самого широкого класса реактивных систем.

6.4. ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ

Оценку эффективности ракетных топлив удобно производить по формуле Циолковского, поскольку эта формула связывает конечную скорость ракеты с параметрами, величины которых

свойств топлива и характеризует его как носителя энергии вы­ сокой концентрации. Весовая отдача рк характеризует совер­ шенство конструктивной схемы ракеты и, как мы видели выше- (6.12), является функцией удельного веса топлива. Таким обра­ зом, главными параметрами для оценки эффективности ракет­

Очевидно, что выгодность того или иного топлива может быть определена по формуле (6.14) путем сравнения конечных скоростей Ѵк. Такое сравнение приведено на рис. 94 путем по-

158

строения кривых Ѵ к= Ѵ к (ѵт) Для двух топлив с неодинаковыми скоростями истечения W.

Предполагается, что топливо с большей скоростью истечения располагается в ракете с более тяжелыми топливными емкостя­

скольку влияние этих параметров на конечную скорость ракеты в свою очередь зависит от параметра ут.

Оценка ракетных топлив может быть произведена и по дру­

По своему физическому смыслу, это произведение означает величину импульса тяги, получаемой двигательной установкой с секундного объема расходуемого топлива. Будучи простой, эта зависимость, однако, дает весьма приближенное представление о выгодности топлива, поскольку произведение двух параметров составлены без учета весовых факторов. Последнее обстоятель­ ство, как мы уже видели, является весьма важным, поскольку неучет его может дать неправильное представление об основных характеристиках (например конечной скорости) проектируемо­ го летательного аппарата.

Среди других зависимостей можно привести также следую­

Эта зависимость составлена с учетом потерь в конечной ско­ рости на преодоление сил тяжести. Некоторая громоздкость зависимости (6. 16) окупается большей ее точностью.

В тех случаях, когда выбор топлива является одним из глав­ ных вопросов в определении схемы ракеты, точность зависимо-

Т а б лица 6.1

Некоторые ракетные топлива для ЖРД и их характеристики

* Значения теѵпературы сгорания и удельной тяги ориентировочные (для средних по своим данным ЖРД) при отношении давлений в камере и на срезе сопла, равном 40:1.

160

Таблица 6.2

Расчетные характеристики некоторых ракетных топлив

Продолжение

162

Продолжение

= G 0K/Grop— весовое соотношение компонентов топлива (окислителя к горюче­

стей (6.14) и (6.16) становится недостаточной, и оценку эффек­ тивности сравниваемых топлив следует производить на основа­ нии комплексных (весовых и баллистических) расчетов.

При оценке эффективности ракетных топлив следует учиты­ вать также, что топливо должно обеспечивать хорошие термо­ динамические свойства продуктов сгорания в камере двигателя.

Характеристики некоторых ракетных топлив для .ЖРД приве­ дены в табл. 6.1 и 6.2.

6.5. ВЛИЯНИЕ ГАРАНТИЙНЫХ ЗАПАСОВ ТОПЛИВА НА ВЕЛИЧИНУ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА

СОСТАВНОЙ РАКЕТЫ

Для компенсации ошибок в скорости полета каждая ступень составной ракеты содержит определенный гарантийный запас топлива. Рассмотрим случай, когда компенсация ошибок в скоро­ сти производится не всеми, а только последней ступенью благо­ даря увеличенному гарантийному запасу топлива в ней. При

этом на всех младших ступенях гарантийные запасы топлива отсутствуют. Для простоты и наглядности получаемых результа­ тов будем полагать, что полет происходит в пустоте ів отсутствии сил земного тяготения, а распределение масс по п ступеням вы­ полнено по закону геометрической прогрессии (см. разд. 11.2).

Ошибка в конечной скорости АНК, накапливаемая всеми сту­ пенями ракеты, может быть выражена так:

где W — скорость истечения одинаковая для всех ступеней; п — количество ступеней; At — дополнительное время работы двига­ теля, необходимое для компенсации ошибок (одинаковых по ско­ рости на каждой ступени).

Если гарантийные запасы топлива расположены только на по­ следней ступени, то для компенсации ошибок в скорости АНК ве­ совая отдача этой ступени должна быть улучшена на величину ß A При этом

ступени, необходимое для компенсации ошибок в скорости всех ступеней.

Суммарная скорость изолированной последней ступени Ѵ„, равная скорости без гарантийных остатков Е = Е ( ц к) плюс ошибка в скорости АѴк = АѴп, составит

Поскольку все младшие ступени не расходуют топлива на компенсацию ошибок в скорости, их весовые отдачи р,к и коэф­ фициенты 8 остаются неизменными. На последней же ступени эти параметры принимают другие значения. Так, на основании выражений (6. 18) и (6.21), получим

164

Пользуясь основной весовой зависимостью (6. 10), перепишем равенство (6. 18) в следующем виде:

где еп — новый множитель в основной весовой зависимости для последней ступени вместо знаменателя геометрической прогрес­ сии 8.

Развернутое выражение для коэффициента гп легко получить подстановкой выражения (6.21) в равенство (6.23), т. е.

Грузоподъемность системы составит

;Л—1-

или

О1**Эфф)

Если гарантийные запасы топлива имеются на каждой сту­ пени в равных относительных величинах ßA^, то весовая отдача і-й ступени с новым коэффициентом е* запишется так:

165

представлены на рис. 95. Как видно из графика, перенос гаран­ тийных запасов топлива в последнюю ступень ракеты увеличи­ вает ее грузоподъемность. Это увеличение пропорционально ве­ личине гарантийных запасов ßA/ и количеству ступеней п.

Рис. 95. Увеличение грузоподъемности составной ракеты при расположении га­ рантийных запасов в последней ступени по сравнению с ракетой, имеющей рав­ номерное распределение этих запасов по

ступеням

6.6.«ВЕСОВОЙ БАРЬЕР» РАКЕТНО-АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ

Рассмотрим влияние размеров ракеты на весовую отдачу по топливу G T.

Стартовый вес современных ракет на жидком топливе, име­ ющих малые значения коэффициентов эффективности конструк­ ции рэфф, в значительной мере определяется весом содержимого в них топлива. При этом можно заключить, что:

а) стартовый вес пропорционален кубу линейных размеров, т. е. G0~ L 3 (где L — масштаб измерения линейных размеров);

г) напряжения в элементах конструкции, воспринимающих аэродинамические нагрузки, не зависят от масштаба ракеты;

д) напряжения в элементах конструкции, работающих на сжимающие силы, линейно пропорциональны масштабу ракеты,

/66