на основних компонентах. ТНА кожної камери закріплений безпосередньо на голівці камери і повертається разом з нею.
Для повороту камер використовують по дві рульові гідравлічні машини, робочою рідиною в яких служить саме пальне, отбираемое з магістралі високого тиску. Наддув баків здійснюється газами від ТНА.
1.3 Визначення характеристик палива
Основні характеристики палива вибираємо з таблиці [1]:
- стандартний розрахунковий питомий імпульс=2 858 м/с;
газова стала=366 Дж/кг? град;
показник адіабати=1,176;
стандартна температура горіння=3353 ° К;
щільність окислювача=1 443 кг/м3;
щільність пального=899 кг/м3;
щільність палива=тисячі сто дев'яносто три кг/м3;
коефіцієнт масового співвідношення окислювача і пального=2,015.
ракета балістичний рух дальність
1.4 Вибір проектних параметрів і програми руху ракети
Відповідно до рекомендацій [1], приймаємо такі величини проектних параметрів:
- початкова тяговооруженность першого ступеня ракети=1,8;
початкова тяговооруженность другого ступеня ракети=1,2;
тиск у камері згоряння двигуна першого ступеня=25 МПа;
тиск у камері згоряння двигуна другого ступеня=22 МПа;
тиск на зрізі сопла двигуна першого ступеня=0,05 МПа;
тиск на зрізі сопла двигуна другого ступеня=0,01 МПа.
Коефіцієнт співвідношення відносних мас палива, а також коефіцієнт співвідношення стартових мас визначаємо з умови забезпечення максимальної дальності польоту.
Діаметр корпусу ракети:
(1.1)
Прийнявши відносну довжину ракети=10, а середню щільність=820 кг/м3, отримуємо:
м.
Приймаються=1,9 м.
У цьому випадку початкова поперечне навантаження на мидель ракети:
(1.2)
кг/м2.
Програма руху ракети на активній ділянці траєкторії описується залежністю:
(1.3)
де - відносна маса витраченого палива, залежна від часу польоту.
Кут нахилу вектора швидкості до місцевого горизонту наприкінці активної ділянки траєкторії визначаємо по залежності:
(1.4)
Значення коефіцієнта сили лобового опору ракети в залежності від числа Маха при проектних розрахунках характеризується залежністю:
(1.5)
. 5 Розрахунок питомих імпульсів двигунів
Питомі імпульси двигунів на розрахунковому режимі:
, (1.7)
де=0,95 - коефіцієнт, що враховує недосконалість процесів в камері згоряння:
(1.8)
(1.9)
Так як для заданого палива показник адіабати=1,176, то:
Для двигуна першого ступеня:
м/с.
Для другого ступеню:
м/с.
Питомі імпульси двигунів в порожнечі:
(1.10)
де - температура горіння палива в До.
Таким чином, температура горіння палива:
Питома імпульс на Землі для двигуна першого ступеня ракети обчислюємо за формулою:
(1.11)
Коефіцієнт пустотного прирощення:
(1.12)
. 6 Визначення відносних мас палива
Спочатку знайдемо оптимальне співвідношення мас ступенів. Для цього обчислимо стартову масу другого ступеня для ряду значень відносної маси топлива першого ступеня. Вибираємо діапазон зміни=0,55 - 0,8. Стартова маса другого ступеню:
(1.13)
де - питома щільність рухової установки ЖРД i-ой щаблі, що включає питомі щільності складових рухової установки, обчислювані з розмірністю кг/кН тяги;
- коефіцієнт пропорційності маси хвостового відсіку;
- відносна товщина стінки бака (для баків з алюмінієвого сплаву 3? 10-3);
- щільність матеріалу (для баків з алюмінієвого сплаву 2700 кг/м3).
- діаметр.
У свою чергу:
(1.14)
де - питома щільність камери згоряння;
- питома щільність ТНА;
- питома щільність газогенератора;
- питома щільність трубопроводу;
- питома щільність арматури;
- питома щільність рами.
(1.15)
Значення питомих густин складових визначаються за формулами:
(1.16)
; (1.17)
; (1.18)
; (1.19)
; (1.20)
=0,102.
де - масовий секундний витрата рухової установки i-ой ступені;
- тяга рухової установки i-ой щаблі в кН;
- тиск подачі палива в камеру згоряння i-ой щаблі в МПа.
Тяга рухової установки першого ступеню:
; (...
