Введение

Целью курсовой работы является освоение методики приближенного проектирования баллистических ракет с ЖРД и РДТТ, основанной на эмпирических зависимостях и коэффициентах, полученных на основе статистической обработки опытных данных ракетостроения, а также выявление основных факторов, оказывающих влияние на те или иные характеристики проектируемой ракеты.

Методика позволяет при сравнительно нетрудоемких расчетах проработать несколько вариантов компоновок ракет и выбрать оптимальное сочетание проектных параметров в зависимости от поставленных задач и экономических ограничений.

1 Расчет баллистической ракеты с жрд

1.1 Исходные данные

Спроектировать двухступенчатую ракету c ЖРД на максимальную дальность со следующими исходными данными:

– масса полезной нагрузки = 1500 кг;

– стартовая масса ракеты m₀₁ = 45 100 кг;

– топливо – азотный тетраоксид (N₂O₄) и несимметричный диметилгидразин (H₂N+N(CH₃)₂).

1.2 Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты

Целесообразно выбрать ракету с несущими баками. Баки имеют общее днище. Топливные отсеки выполнены из алюминиево-магниевого сплава АМг-6 и имеют вафельную конструкцию. Боевая часть управляемая. Будем полагать, что каждая ступень ракеты снабжена двигательными установками замкнутой схемы, первая ступень – четырехкамерная, вторая ступень – однокамерная. Камеры сгорания закреплены в кардановых подвесах и могут отклоняться на небольшой угол от оси ракеты. Это обеспечивает управление полетом первой ступени по тангажу, рысканию и крену. Для управления по крену второй ступени используются дополнительные газовые сопла.

Каждая камера сгорания имеет собственные турбонасосный агрегат (ТНА) и жидкостный газогенератор (ЖГГ), работающие на основных компонентах. ТНА каждой камеры закреплен непосредственно на головке камеры и поворачивается вместе с ней.

Для поворота камер используют по две рулевые гидравлические машины, рабочей жидкостью в которых служит само горючее, отбираемое из магистрали высокого давления. Наддув баков осуществляется газами от ТНА.

1.3 Характеристики топлива

Основные характеристики топлива выбираем из [1, табл. 1.1]:

– стандартный расчетный удельный импульс = 2829 м/с;

– газовая постоянная = 345 Дж/кгград;

– показатель адиабаты = 1,159;

– стандартная температура горения = 3423К;

– плотность окислителя = 1443 кг/м³;

– плотность горючего = 786 кг/м³;

– плотность топлива = 1181 кг/м³;

– коэффициент массового соотношения окислителя и горючего = 2,765.

1.4 Выбор проектных параметров и программы движения ракеты

В соответствии с рекомендациями [1], принимаем следующие величины проектных параметров:

– начальная тяговооруженность первой ступени ракеты = 1,8;

– начальная тяговооруженность второй ступени ракеты = 1,4;

– давление в камере сгорания двигателя первой ступени = 25 МПа;

– давление в камере сгорания двигателя второй ступени = 20 МПа;

– давление на срезе сопла двигателя первой ступени = 0,06 МПа;

– давление на срезе сопла двигателя второй ступени = 0,015 МПа.

Коэффициент соотношения относительных масс топлива , а также коэффициент соотношения стартовых масс &₁ определяем из условия обеспечения максимальной дальности полета .

Диаметр корпуса ракеты

.

Приняв относительную длину ракеты  = 10, а среднюю плотность  = 800 кг/м³, получаем

м.

Принимаем = 2,0 м.

В этом случае начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты

= кг/м².

Программа движения ракеты на активном участке траектории описывается зависимостью

(1.1)

где – относительная масса израсходованного топлива, зависящая от времени полета.

Угол наклона вектора скорости к местному горизонту в конце активного участка траектории

(1.2)

Значение коэффициента силы лобового сопротивления ракеты в зависимости от числа Маха при проектных расчетах определяем по соотношению:

(1.3)