струкції ракети з корисним навантаженням і залишками палива:
маса «сухий» ракети:
(1.38)
. 9 Геометричні характеристики ракети
Основні геометричні величини, з яких формується вигляд розгінного блоку рідинної ракети, представлені на малюнку 1.2.
Малюнок 1.2 - Розгінний блок ракети з ЖРД.
. Калібр ракети:
.Діаметр критичного перетину сопла камери згоряння:
(1.39)
де - масовий секундний витрата палива, який припадає на одну камеру.
Так як рухова установка першого ступеня чотирикамерній, то масова витрата однієї камери згоряння дорівнює:
(1.40)
тоді
3.Діаметр вихідного перетину сопла камери згоряння:
(1.41)
де
(1.42)
Чисельні значення:
.Діаметр камери згоряння:
(1.43)
.Довжина камери згоряння:
(1.44)
де - приведена довжина камери згоряння.
Так як для ЖРД з допалюванням приймаємо те:
.Довжина сопла двигуна:
(1.45)
тому
.Довжина двигуна ракети:
(1.46)
Тоді
8.Дліна бака пального:
.Довжина бака окислювача:
10. Довжина паливного відсіку:
(1.47)
Отже,
. Довжина відсіку з корисним навантаженням:
(1.48)
де - довжина бойового блоку, м (для ракет даного класу=1,5 м).
Так що,
12. Повна довжина ракети:
(1.49)
За результатами виконаних розрахунків конструктивно-компонувальна схема проектованої ракети представлена ??на малюнку 1.3.
Малюнок 1.3 - Конструктивно-компонувальна схема двоступеневої ракети з ЖРД
. 10 Тягові характеристики ракети
Тяга двигуна:
- першої ступені (на Землі)
другого ступеня (в порожнечі)
Секундний масова витрата палива:
двигунами першого ступеня
двигуном другого ступеня
Час роботи двигуна:
(1.50)
Для першого ступеню:
для другого ступеня:
. 11 Дослідження впливу тиску в камері згоряння першого ступеня на максимальну дальність
Дослідження проводиться шляхом послідовного отримання рішення оберненої задачі для ряду значень тиску в камері згоряння першого ступеня, близьких до рекомендованих p к1=17 ... 25 МПа.
Графік залежності максимальної дальності польоту ракети від тиску в камері згоряння першого ступеня на малюнку 1.4 показує, що оптимальним тиском в камері згоряння першого ступеня для даної ракети є p к1=20 МПа.
Таблиця 2 - залежність
№123456789, МПа171819202122232425L max, км9093,59106,991159118,391179111,59102,19088,99072,3
Малюнок 1.4 - Графік залежності максимальної дальності польоту ракети від тиску в камері згоряння першого ступеня
2. Розрахунок балістичної ракети з РДТП
. 1 Вихідні дані
Спроектувати триступеневу ракету з РДТП на максимальну дальність з наступними исходними даними:
- маса корисного навантаження
стартова маса ракети
паливо - перхлорат амонію 80%, полібутадієн 20%.
. 2 Вибір конструктивно-компоновочной схеми ракети
Вибираємо триступеневу ракету з послідовним з'єднанням ступенів, кожна з яких виконана в одному калібрі. Перший і другий ступені мають моноблочну конструкцію. Ступені з'єднані циліндричними перехідними відсіками. У передній частині ракети третього ступеня розташовуються бойові блоки і система їх розведення.
Двигуни всіх ступенів мають одне центральне частково втоплені поворотне сопло. На другій і третій ступенях використовуються РДТТ з системою пантографів. C допомогою поворотних сопел забезпечується управління ракетою по тангажу і рисканню. Для управління по крену використовуються додаткові ракетні двигуни. Двигуни всіх ступенів працюють до повного вигоряння палива. Точність стрілянини при цьому забезпечується поточної коригуванням траєкторії за допомогою бортового обчислювального комплексу, прогнозирующего точність попадання.
Для виготовлення зарядів використовується сумішеве паливо, що складається з 80% перхлората амонію, 20% полібутадієну. Приймаємо заряди щілинний форми. Заряд скріплений з корпусом клеїть...
