Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное бюджетное государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Ижевский государственный технический университет имени м.Т.Калашникова»

Кафедра : Механика полёта

УДК 001.891(047):006.354.

Реферат по Механике полёта на тему Динамический, Аэробаллистический расчет

Ракета Р-14У

Проверил

Практика

К. Т. Н. _______________________ Мокроусов С. А.

Лекция

д. Т. Н. Доцент ______________________ Митюков Н. В.

Выполнил

студент группы 4-57-2 ______________________ Миронов П.Н.

Ижевск 2012

Содержание

1.Введение

1.1 Описание ракеты

1.2 Твердотопливный аналог - МБР США LGM-118A

1.3 Зарубежный аналог - МБР России УР-100Н УТТХ

2. Численное интегрирование

3. Расчет по программе AEROBALL

4. Заключение

5. Список литературы

Реферат

Реферат содержит: 1-таблица, 13-рисунков, 4-использованных источников.

Цели: Сравнить ракету Р-14У с её аналогами;

Задачи: Найти основные параметры ракеты Р-14У с помощью программы AEROBALL и численного интегрирования.

1.Введение

Ракета Р-14У

Начальная масса 86300 кг.

Масса топлива 79200 кг.

Время полёта 170 сек.

Сила тяги у земли 1690 кН.

Тяга двигателя в пустоте 1770 кН.

Диаметр миделя 2400 мм.

Длина всей ракеты 24000 мм.

Размах -

Максимальный путь 3700 км.

Топливо НДМГ + АК27И

объектом исследования является ракета "Р-14У" Цель работы - изучение и расчет некоторых параметров ракеты "Скорости ускорения и т. д. " В данной работе я провел аэродинамический, баллистический расчет и численное интегрирование первых пяти секунд

Аэродинамический расчёт нужен для определения динамических составляющих полёта, таких как подъёмная сила, лобовое сопротивление и центр давления

Баллистический расчёт проводится для нахождения кинематических характеристик полёта на активном участке траектории и на пассивном участке траектории

Интегрирование проводится для расчёта скорости и ускорения к пятой секунде полёта ракеты

Так же в данной работе произведено сравнение данной ракеты "Р-14У" с ее аналогами для выявление плюсов и минусов ракеты.

1.1Описание ракеты

Стремление повысить живучесть привело к разработке шахтного варианта базирования ракеты - 8К65У. Для ракеты в варианте 8К65У были созданы шахтные пусковые установки "Чусовая", конструктивно аналогичные ШПУ "Двина". Модифицированная ракета была более совершенной, чем 8К65. Ее оснастили системой дистанционного управления заправкой топливом и сжатыми газами. ШПУ имели существенные преимущества перед наземными стартами в отношении защищенности от поражающих факторов ядерного взрыва, а также обеспечивали длительное поддержание ракет в готовности к пуску. (рисунок 1)

Рисунок 1 – Фотография ракеты 8К65У

Первый пуск модернизированной ракеты 8К65У состоялся 11 февраля 1962 года. Испытания проводились на полигоне Капустин Яр, где была построена специальная шахтная пусковая установка. В октябре следующего года они успешно завершились, и новый БРК был принят на вооружение РВСН и эксплуатировался до середины 80-х годов. Последняя ракета Р-14У была ликвидирована в соответствии с положениями Договора о РСМД.

Серийное изготовление ракет 8К65 и 8К65У осуществлялось на заводах №586 и №1001.

Состав

В состав ракетного комплекса Р-14 входят следующие боевые средства:

Ракета 8К65

Пусковая установка 8У235

Установщик ракет 8У224 (8У224М)

Ракета 8К65 - одноступенчатая с несущими топливными баками. Топливные баки ракеты выполнены из прессованных оребренных панелей. Наддув бака "О" осуществляется воздухом, бака "Г" - азотом. В качестве компонентов ракетного топлива впервые были использованы азотная кислота (окислитель) и несимметричный диметилгидразин (горючее), которые воспламенялись при взаимном контакте. В магистралях каждого из компонентов ракетного топлива также впервые были установлены мембранные клапаны, отделяющие ракетный двигатель от топливных баков, что позволяло длительное время держать ракету в заправленном состоянии.

8К65 имела автономную инерциальную систему управления. Впервые была применена гиростабилизированная платформа с воздушным подвесом гироскопов, а также генератор программных импульсов. Разработчик ГСП-НИИ-49.В качестве органов управления использовались газоструйные рули.

Ракета оснащалась моноблочной ядерной головной частью мощностью 1 Мт, которая отделялась в полете. Для того чтобы исключить соударение корпуса ракеты о головную часть в первые секунды после отделения, использовались три пороховых тормозных ракетных двигателя, включавшиеся в момент окончания работы маршевого ЖРД. Ракета имела системы аварийного подрыва ГЧ и выключения ДУ в случае значительного отклонения ракеты от заданной траектории полета.

Ракета 8К65У унифицирована для наземного и шахтного стартов. Способ старта из шахты - свободный, газодинамический, из пускового стакана, на собственных двигателях. Шахтный боевой стартовый комплекс состоит из трех ШПУ и командного пункта. Дивизион с наземными боевыми стартами состоит из трех батарей и имеет по одной пусковой установке в каждой батарее.

На ракете устанавливался маршевый двигатель РД-216, который состоял из двух идентичных двигательных блоков 8Д513, объединенных рамой крепления с корпусом и имеющих общую систему запуска, каждый из которых имел две камеры сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, работающий на основных компонентах топлива и систему автоматики.

Камеры сгорания ЖРД паяносварной конструкции с внутренним и регенеративным охлаждением. Корпус камеры образован двумя оболочками - огневой бронзовой стенкой и стальной рубашкой, которые соединены через гофрированные проставки.

Впервые ТНА работал на основных компонентах топлива, что позволило отказаться от использования перекиси водорода и упростить эксплуатацию ракеты. ТНА содержал два топливных шнекоцентробежных насоса с двусторонними входами и осевую двухступенчатую активную турбину, расположенных на двух валах. Газ для привода ТНА вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ турбонасосным агрегатом выбрасывался через специальное сопло.

Агрегаты автоматики срабатывали от электро- и пирокоманд, а также управляющего давления азота, который поступал к редуктору из бортовых баллонов. ЖРД регулировался по тяге изменением расхода топлива через газогенератор, по соотношению компонентов топлива - изменением расхода окислителя. Управление вектором тяги производилось при помощи газовых рулей.

Запуск ЖРД - одноступенчатый, с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток.

Регулирование тяги в полете осуществлялось одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводилось гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивали синхронно перенастраиваемые от системы РКС азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществлялась регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД - двухступенчатое. Сначала прекращалась работа газогенераторов, затем отсекалась подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Большинство агрегатов автоматики двигателя имело дублированный пиротехнический привод.

Тактико-технические характеристики Ракетный комплекс "Р-14"

Разработчик ОКБ-586 (КБЮ)

Главный конструктор М.К.Янгель

Изготовитель ракет Завод №596 (Днепропетровск); завод №166 (Омск) з-д "Полёт"

Код НАТО SS-5 Skean

Наименование по РСМД Р-14

Тип комплекса Ракетный комплекс средней дальности первого поколения

Состояние На вооружении с 24 апреля 1961 года. Ракеты ликвидированы по договору РСМД.

1.2 Твердотопливный аналог - МБР США LGM-118A (рисунок 2)

Полное название - МБР США LGM-118A «Peacekeeper» — MX.

Основные тактико-технические характеристики (ТТХ):

Рисунок 2 – Фотография ракеты МБР США LGM-118A

Принята на вооружение, г. - 1986

Топливо - твёрдое

Число разгонных ступеней - 3

Длина, мм - 21610

Максимальный диаметр, мм - 2340

Стартовая масса, кг - 88443

Старт - миномётный (для ШПУ)

Забрасываемая масса, кг - 3800

Дальность полёта, км - 9600

Число ББ, мощность, кт - 10Х300

КВО, м - 90 - 120

Сумма баллов по всем параметрам - 19.5

Наиболее мощная и совершенная американская МБР — трёхступенчатая твёрдотопливная ракета MX — была оснащена десятью с мощностью по 300 кт. Она обладала повышенной стойкостью к воздействию ПФЯВ и имела возможности по преодолению существующей ПРО, ограниченной международным договором.

МХ имела наибольшие возможности среди МБР по точности и способности поразить сильно-защищённую цель. В то же время сами МХ базировались только в усовершенствованных ШПУ МБР «Минитмен», уступавших по защищённости российским ШПУ .

Всего было развёрнуто 50 ракет MX, которые несли боевое дежурство в состоянии 30-секундной готовности к запуску. Сняты с вооружения в 2005 г., ракеты и всё оборудование позиционного района находятся на консервации. Рассматриваются варианты использования MX для нанесения высокоточных неядерных ударов.

1.3 Зарубежный аналог - МБР России УР-100Н УТТХ (рисунок 3)

Полное название - МБР России УР-100Н УТТХ (индекс ГРАУ — 15А35, код СНВ — РС-18Б, по классификации НАТО — SS-19 Stiletto(англ. «Стилет»)).

Основные тактико-технические характеристики (ТТХ):

Рисунок 3 – Фотография ракеты МБР России УР-100Н УТТХ

Принята на вооружение, г. - 1979

Топливо - жидкое

Число разгонных ступеней - 2

Длина, мм - 24300

Максимальный диаметр, мм - 2500

Стартовая масса, кг - 105600

Старт - газодинамический

Забрасываемая масса, кг - 4350

Дальность полёта, км - 10000

Число ББ, мощность, кт - 6Х550

КВО, м - 380

Сумма баллов по всем параметрам-16.6

МБР 15А35 - двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета, выполненная по схеме "тандем" с последовательным разделением ступеней. Ракета отличается очень плотной компоновкой и практически отсутствием "сухих" отсеков. По официальным данным, на июль 2009 г. РВСН РФ имели 70 развернутых МБР 15А35.

По-видимому, в ближайшем будущем количество ракет 15А35, стоящих на боевом дежурстве, будет сокращаться и далее вплоть до стабилизации на уровне порядка 20-30 единиц с учетом закупленных ракет. Ракетный комплекс УР-100Н УТТХ является исключительно надежным - проведено 165 испытательных и учебно-боевых пусков, из них только три были неудачными.

Американский журнал "Ассоциации ракетчиков ВВС" назвал ракету УР-100Н УТТХ "одной из наиболее выдающихся технических разработок "Холодной Войны". Первый комплекс, еще с ракетами УР-100Н, был поставлен на боевое дежурство в 1975 году с гарантийным сроком эксплуатации 10 лет. При его создании были реализованы все лучшие конструкторские решения, отработанные на предыдущих поколениях "соток".

Достигнутые затем при эксплуатации улучшенного комплекса с МБР УР-100Н УТТХ высокие показатели надежности ракеты и комплекса в целом позволили военно-политическому руководству страны поставить перед МО РФ, Генеральным штабом, командованием РВСН и головным разработчиком в лице НПО Машиностроения задачу постепенного продления сроков эксплуатации комплекса с 10 до 15, затем до 20, 25 и, наконец, до 30 лет и далее.