1.21)
Масовий секундний витрата рухової установки першого ступеню:
(1.22)
Тиск подачі палива в камеру згоряння:
(1.23)
;
;
Коефіцієнт пропорційності маси хвостового відсіку для ракет розглянутого класу приймаємо рівним 0,016, тоді:
У разі використання багатокамерною рухової установки значення параметра необхідно збільшити на 10-20%.
Так як у нашому випадку перша ступінь має чотирикамерну рухову установку, то:
Далі обчислюємо масу другого ступеня з різними значеннями відносної маси топлива першого ступеня, тобто для=0,55; 0,6 ... 0,8:
Оптимальному розподілу стартової маси по щаблях ракети буде відповідати найбільше (максимальне) значення наведеного коефіцієнта заповнення ракети паливом:
(1.24)
Для визначення необхідно обчислити відносну масу палива другого ступеня для кожної величини маси другого ступеня.
. (1.25)
Для визначення значень потрібно попередньо обчислити для кожного з обраних величин значення питомої щільності рухової установки другого ступеня і її складових -,,,,, масового секундного витрати рухової установки другого ступеня, тяги рухової установки другого ступеня.
Тяга рухової установки другого ступеня:
. (1.26)
Масовий секундний витрата рухової установки другого ступеня:
(1.27)
Питома щільність рухової установки другого ступеня:
(1.28)
а питомі щільності її складових:
(1.29)
; (1.30)
; (1.31)
; (1.32)
; (1.33)
=0,102.
Обчислюємо їх значення:
Питома щільність трубопроводу:
Питома щільність арматури:
Таким чином, питома щільність рухової установки:
Тепер можна знайти значення відносної маси топлива другого ступеню:
Таким чином, наведені коефіцієнти заповнення ракети паливом для кожного варіанту розрахунку:
Коефіцієнт співвідношення відносних мас палива знаходимо наступним чином:
(1.34)
А коефіцієнт співвідношення стартових мас:
(1.35)
Всі отримані розрахункові дані зведені в таблицу1.
Таблиця 1 - характеристики ракети
ПараметрN варіанта123456 404040404040 1,81,81,81,81,81,8 706,32706,32706,32706,32706,32706,32 1,4531, 4531, 4531, 4531, 4531, 453 0,0160,0160,0160,0160,0160,016 1,043871,043871,043871,043871,043871,04387 0,550,60,650,70,750,8 15,1613,0710,988,8976,8094,722 1,21, 21,21,21,21,2 178,468153,891129,314104,73780,1655,59 1,15891,17821,20921,26091,35191,5351 0,0160,0160,0160,0160,0160,016 1, 043871,043871,043871,043871,043871,04387 0,80370,78340,75540,71410,64740,5216 1,461,3061,1621,020,8630,652 0,91170,91340,91440,91420,91190,9043 0, 3790,3270,27450,2220,170,118
Так як при інших рівних умовах дальність польоту еквівалентної одноступінчастої ракети тим більше, чим вище наведений коефіцієнт заповнення ракети паливом, то для подальших розрахунків приймаємо варіант з найбільшим значенням=0,9144.
1.7 Баллистический розрахунок
Для виконання балістичного розрахунку приймаємо коефіцієнт розподілу відносних мас палива по щаблях ракети=1,162 (= 0,2745), що відповідає найбільшому значенню=0,9144.
Оскільки дальність польоту ракети по балістичній траєкторії визначається значенням її швидкості наприкінці активної ділянки траєкторії, то в першу чергу необхідно визначити цю швидкість.
(1.36)
де - коефіцієнт втрати швидкості, що залежить від дальності польоту, питомого імпульсу і початкової тяговооруженности ступенів апарату, в даному розрахунку=1,2;
- середній питомий імпульс для апарату з ЖРД, наближено дорівнює:
(1.37)
де - кількість ступенів.
По таблиці, представленої в [1], при значенні 6000 м/с дальність польоту 6000 км, а при 6500 м/с - 8000 км. Використовуючи метод лінійної інтерполяції, знаходимо дальність польоту ракети при отриманої швидкості. (Малюнок 1.1)
Малюнок 1.1 - Графік залежності дальності від кінцевої швидкості.
Таким чином, кінцева швидкість=6714,5 м/с, дальність=9072 км.
. 8 Масові характеристики ракети
Використовуючи результати розрахунків з таблиці 1, знаходимо:
- стартова маса першого ступеня=40000 кг;
стартова маса другого ступеня=10980 кг;
маса розгінного блоку першого ступеню:
маса розгінного блоку другого ступеню:
маса палива першого ступеню:
маса палива другого ступеню:
маса кон...
