складом, і його задній торець покритий бронюванням.
2.3 Характеристики палива і матеріалів
Основні характеристики палива вибираємо з таблиці [1]:
- стандартний розрахунковий питомий імпульс
газова стала
показник адіабати
температура горіння
щільність палива
швидкість горіння палива
В якості матеріалів для виготовлення двигунів вибираємо: конструкційний склопластик для корпусу з межею міцності і щільністю; титановий сплав для сопла щільністю; для захисту від теплових впливів ТЗП на основі суміщеного сполучного с; для бронировки заряду - покриття на основі фенолоформальдегідних смоли високої щільності.
. 4 Вибір проектних параметрів і програми руху ракети
Відповідно до рекомендацій [1], приймаємо такі величини проектних параметрів:
- тиск у камері згоряння двигуна першого ступеня=9 МПа,
тиск у камері згоряння двигуна другого ступеня=8 МПа,
тиск у камері згоряння двигуна третього ступеня=7 МПа,
тиск на зрізі сопла двигуна першого ступеня=0,06 МПа,
тиск на зрізі сопла двигуна другого ступеня=0,02 МПа,
тиск на зрізі сопла двигуна третього ступеня=0,01 МПа.
2.5 Розрахунок питомих імпульсів двигунів
Питомі імпульси двигунів при вибраних тисках в камерах згорання і на зрізі сопел двигунів для розрахункових режимів роботи визначаються за формулою:
=+, (2.1)
де=0,96 - коефіцієнт, що оцінює вплив недосконалості процесів в камері згоряння на відносне зменшення питомої розрахункового імпульсу (приймемо рівним 0,96).
=м/с;
=м/с;
=м/с.
Температура горіння розраховується за формулою:
=+; (2.2)
° К;
° К;
° К.
Питомі імпульси в порожнечі визначаються за формулою:
; (2.3)
м/с;
м/с;
м/с.
Питома імпульс на Землі для двигуна першого ступеня ракети можна обчислити за формулою:
; (2.4)
м/с.
Коефіцієнт пустотного прирощення:
. (2.5)
. 6 Визначення відносних мас палива
Якщо припустити, що коефіцієнти відносних мас у всіх ступенів однакові:
==, (2.6)
то потребние маси ступенів утворюють геометричну прогресію [1]:
. (2.7)
Звідси випливає, що стартові маси ступенів триступеневої ракети зі стартовою масою визначаться відповідно за формулами:
,.
У результаті одержимо:
кг,
кг.
Для визначення калібру ракети скористаємося наступною залежністю:
, (2.8)
де - стартова маса ракети в тоннах.
Так що
м.
Виберемо калібр ракети=1,85 м, і всю ракету виконаємо в одному калібрі.
У такому випадку початкова поперечне навантаження на мидель ракети
кг/м2.
Розрахунок відносних мас палива і подовжень зарядів проведемо методом послідовних наближень [1].
Знайдемо маси РДТТ всіх щаблів за формулою
, (2.9)
де; коефіцієнт пропорційності маси хвостового відсіку bхо для проектованої ракети приймаємо рівним 0,016:
кг,
кг,
кг.
Маса РДТТ складається з маси рухової установки і повної маси палива за вирахуванням достартового витрати:
+ [(1+. (2.10)
Якщо відомі окремі складові цієї формули, то по заданій масі РДТТ можна визначити. Потім легко можна обчислити відносну масу палива
. (2.11)
У підсумку приходимо до наступних результатів.
1. Відносна маса циліндричної частини камери згоряння
, (2.12)
де=1,2 - статистичний коефіцієнт;=1,2- коефіцієнт безпеки;
- межа міцності, МПа;
- щільність матеріалу обичайки, кг/м3:
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3.
.Относітельная маса переднього і заднього днищ
; (2.13)
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3.
.Относітельная маса теплового захисту:
, (2.14)
де за даними статистики=10-6 м2/с.
Відносна товщина зводу горіння повинна задовольняти умові
. (2.15)
Тут відносний діаметр критичного перетину сопла
. (2.16)
Приймемо== 0,4,=0,38. Тоді: мм,=мм.
Отже, г1=4,37=10,52 мм/с,
кг/м3, г2=4,37=10,04 мм/с,
кг/м3, г3=4,37=9,52 мм/с,
кг/м3.
.От...
