- •Конспект лекций по дисциплине «Устройство и проектирование ла»
- •Москва, 2012 г. Основные обозначения и сокращения
- •Введение
- •1. Строение и основные параметры атмосферы Земли
- •Стандартная атмосфера (сокращенная) Земли
- •1.1. Классификация ракет
- •2. Характеристика реактивного принципа движения и особенности ракетного полета
- •2.1. Траектория полета ракеты-носителя
- •2.2. Силы и моменты, действующие на ла на активном участке траектории полета
- •2.2.1. Движение точки переменной массы
- •2.2.2. Тяга ракетного двигателя и показатели его эффективности
- •2.2.3. Первая задача Циолковского
- •2.2.4. Формула Циолковского для многоступенчатой ракеты
- •3. Общие сведения об устройстве рн
- •3.2. Конструктивно-силовые схемы корпуса ступени
- •3.2.1. Структура корпуса ступени
- •3.3. Баки
- •3.3.1. Назначение баков и требования, предъявляемые к ним
- •3.3.2. Схемы баков
- •3.3.3. Конструкция баков
- •3.3.3.1. Гладкие баки
- •3.3.3.2. Бак с продольным набором
- •3.3.3.3. Шпангоуты бака
- •4. Системы наддува топливных баков
- •4.1. Предохранительные устройства для сброса избыточного давления
- •5. Арматура топливных баков
- •5.1. Заборные устройства баков
- •5.2. Система синхронного опорожнения баков (соб)
- •5.3. Система контроля уровня при заправке (ску)
- •5.4. Трубопроводы, тоннельные трубы
- •5.5. Сильфоны и гибкие трубопроводы
- •5.6. Соединения трубопроводов
- •5.7. Устройства в баках для гашения колебаний топлива
- •5.8. Крепление элементов арматуры
- •5.9. Люки, штуцера, фланцы баков
- •6. Конструктивно-силовые схемы отсеков корпуса рн
- •6.1. Бесстрингерные (гладкие) отсеки
- •6.2. Каркасные отсеки
- •6.3. Отсеки вафельной конструкции
- •6.4. Отсеки гофрированной и сотовой конструкции
- •6.5. Ферменные отсеки
- •7. Системы разделения ступеней и отделения головной части
- •7.1. Конструкция элементов систем разделения и отделения гч
- •8. Конструкция элементов специального назначения корпуса рБл
- •8.1. Теплозащитные днища (донная защита)
- •8.2. Теплозащитные экраны
- •8.3. Отражательные устройства
- •8.4. Узлы связи с комплексом наземного оборудования (связи "борт-земля")
- •8.5. Транспортировочные опоры
- •8.6. Узлы силового крепления рн к стартовому сооружению
- •8.7. Узлы силовой связи с агрегатами обслуживания
- •8.8. Заправочные соединения компонентов топлива
- •8.9. Платы электрических и пневматических разъемов
- •Литература
- •Содержание
2.2.3. Первая задача Циолковского
Рассмотрим движение ракеты в безвоздушном пространстве при отсутствии гравитационного поля. Движение в этом случае будет происходить только под действием реактивной силы.
Какую скорость V приобретет ракета к моменту, когда начальная масса М0 уменьшится до конечного значения Мк (до полной выработки топлива)? Это – первая задача Циолковского.
Запишем уравнение Мещерского:
.
После разделения переменных получим:
.
Т.к. , после интегрирования получим:
.
Значение С получим из начальных условий: при t = 0 скорость V = V0 =0 и масса М = М0.
Тогда: .
Откуда: .
Подставив С в выражение для V, окончательно получим:
. (2.20)
где: М – текущая масса ракеты;
– относительная текущая масса ракеты.
Это формула Циолковского для определения идеальной скорости одноступенчатой ракеты, которая характеризует энергетические характеристики собственно ракеты.
По мере выработки топлива масса М и соответственно уменьшаются, а скорость V – возрастает.
В частности, при значении скорость V ракеты всегда равна эффективной скорости we истечения (см. рис. 2.6).
Рис. 2.6. Изменение скорости V в зависимости от для различных we
Когда топливо будет полностью выработано, а двигатель выключен, скорость V достигнет своего наибольшего конечного Vк значения:
, (2.21)
где: – относительная конечная масса;
Mк , M0 – конечная и начальная масса ракеты соответственно;
– число Циолковского.
Другая форма записи конечной скорости:
где: МТ – масса топлива;
– относительная масса топлива.
Рассмотрим, от каких параметров зависит путь SК, пройденный ракетой в идеальных условиях за время tК .
Очевидно: .
При текущая масса М ракеты линейно зависит от времени:
.
Поэтому: .
Тогда после замены переменных:
,
или после интегрирования:
.
Так как:
,
то:
.
Поэтому:
, (2.22)
где: – стартовая нагрузка на тягу.
Величину, обратную 0 называют тяговооруженностью :
. (2.23)
Выясним, какое влияние оказывает тяговооруженность на время t работы двигателя.
Выше отмечалось, что при линейном законе изменения массы ЛА:
и .
Откуда:
.
Учитывая, что :
,
или:
.
Из последних двух выражений следует, что для ракет с одинаковыми скоростями истечения равным значениям может соответствовать разное время работы двигателя: чем больше начальная тяговооруженность , тем меньше время.
На рис. 2.7 дана зависимость V = f(t) для и различных, значений начальной тяговооруженности . Равные значения скорости, очевидно, имеют место при равные .
Рис. 2.7. Зависимость скорости V от времени t полета для различных значений начальной тяговоорукенности
Увеличение конечной идеальной скорости ракеты можно достичь либо увеличением эффективной скорость истечения продуктов сгорания, либо уменьшением относительной конечной массы К (увеличением числа Z Циолковского). Закон же расхода топлива, равно как и абсолютные значения начальной и конечной масс, не оказывают влияния на приобретенную скорость.
Путь, проходимый ракетой, зависит не только от и но и обратно пропорционален тяговооруженности , т.е. стартовому ускорению. Этот факт объясняется тем, что с увеличением , уменьшается время t работы двигателя, а следовательно, снижаются гравитационные потери скорости. В итоге это проводит к увеличению конечной скорости ракеты, движущейся в поле тяготения планеты, а, следовательно, растет и проходимый ею путь.