2 Расчет баллистической ракеты с pдтт

2.1 Исходные данные

Спроектировать трехступенчатую ракету с РДТТ на максимальную дальность со следующими исходными данными:

– масса полезной нагрузки = 1500 кг;

– стартовая масса ракеты = 45100 кг;

– топливо – полиуретановое.

2.2 Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты

Выбираем трехступенчатую ракету с последовательным соединением ступеней. Первая и вторая ступени выполнены в одном калибре и имеют моноблочную конструкцию. В передней части ракеты вокруг РДТТ третьей ступени меньшего калибра, чем у предыдущих ступеней, располагаются боевые блоки и система их разведения. Ступени соединены цилиндрическими переходниками.

Двигатели всех ступеней имеют одно центральное частично утопленное поворотное сопло. На второй и третьей ступенях используются РДТТ со складывающимися сопловыми насадками. C помощью поворотных сопел обеспечивается управление ракетой по тангажу и рысканью. Для управления по крену используются по два дополнительных ракетных двигателя. Двигатели всех ступеней работают до полного выгорания топлива. Точность стрельбы при этом обеспечивается текущей корректировкой траектории при помощи бортового вычислительного комплекса, прогнозирующего точность попадания.

Для изготовления зарядов используется смесевое топливо, состоящее из 68% перхлората аммония, 17% полиуретана и 15% алюминия. Данный выбор топлива обусловлен тем, что из предложенных в [1] топлив полиуретановое является наиболее эффективным, так как ему соответствует самое высокое значение параметра . Принимаем заряды щелевой формы. Заряд скреплен с корпусом клеящим составом.

2.3 Характеристики топлива и материалов

Основные характеристики топлива выбираем из таблицы 1.2 [1]:

– стандартный расчетный удельный импульс = 2460 м/с;

– газовая постоянная = 290 Дж/кгград;

– показатель адиабаты = 1,16;

– температура горения = 3300 К;

– плотность топлива = 1800 кг/м³;

– скорость горения топлива = 5,75 мм/с.

В качестве материалов для изготовления двигателей выбираем: конструкционный стеклопластик для корпуса с пределом прочности = 1100 МПа и плотностью  = 2050 кг/м³; титановый сплав для сопла плотностью  = 4700 кг/м³; для защиты от тепловых воздействий ТЗП на основе совмещенного связующего с = 1600 кг/м³; для бронировки заряда – покрытие на основе фенолоформальдегидной смолы высокой плотности = 1300 кг/м³.

2.4 Выбор проектных параметров и программы движения ракеты

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

– давление в камере сгорания двигателя первой ступени = 9 МПа;

– давление в камере сгорания двигателя второй ступени = 8 МПа;

– давление в камере сгорания двигателя третьей ступени = 7 МПа;

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

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

– давление на срезе сопла двигателя третьей ступени = 0,008 МПа.

Программу движения ракеты на активном участке траектории выбираем в виде (1.1). Угол наклона вектора скорости к местному горизонту в конце активного участка траектории определяем с помощью зависимости (1.2). Аэродинамические формы ракеты охарактеризуем некоторым средним законом  (1.3).