носітельние маси бронировки заряду
(2.17)
Для щілинного заряду=2,=- 0,11,=0,6, коефіцієнт=0,1 мм/с і є постійним для даного бронирующего матеріалу:
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3.
.Относітельная маса сопла
, (2.18)
де=20 ° - кут полураствора конічного сопла; =6? 10-3 - відносна товщина стінки сопла; =12? 10-3 - відносна товщина шару теплозахисного покриття:
(2.19)
(2.20)
;
,
,
,
.Коеффіціент відносної маси вузлів кріплення
; (2.21)
,
,
.
.Относітельная маса палива
; (2.22)
,
.
.Масса РДТТ
+ [(1+. (2.23)
Отримані вирази для мас РДТТ повинні дорівнювати заданим:
З цих рівнянь знаходимо відносні довжини зарядів:
Тепер можна визначити значення відносного діаметра критичного перетину сопла двигунів:
; (2.24)
,
,
і перевірити виконання умови:
,
,
.
Так як необхідна умова виконується для всіх ступенів, то можна визначити відносні маси палива:
(2.25)
(2.26)
Отримані результати розрахунків зведемо в таблицю 3.
Таблиця 3 - результати розрахунку параметрів ракети
Паpаметp№ ступені123 кг40000127654073,6 кг265958487,12708,5 мм/с10,5210,049,52 кг/м 3 37,9433,7229,5 кг/м 3 18,9716,8614,75 0,1480,0850,05 0,40,40,38 м1,851,851,85, мм740740703 кг/м 3 11,3911,6611,68 кг/м 3 11,3911,6611,68 кг/м 3 - 2,134-2,237-2,36 кг/м 3 11,6412,212,87 15,4332,7350,54 кг/м 3 11,4326,9146,95 0,60,5660,529 кг/м 3 1296,85 1296, 851273,1 3,010,9360,285 0,6180,6020,565 кг24717,17682,92301,1 м/с2506-- м/с2746,92889,82909,8
. 7 Баллистический розрахунок
Скориставшись формулою (1.6). Беручи K v=1,18, обчислюється величина кінцевої швидкості польоту:
м/с,
=
м/с.
Використовуючи метод лінійної інтерполяції і табл. 3.1 [1] можна знайти повну дальність польоту ракети L=7851 км.
. 8 Масові характеристики ракети
Використовуючи результати розрахунків, знаходимо:
- стартова маса першого ступеня=40000кг;
стартова маса другого ступеня=12765 кг;
стартова маса третього ступеня m03=4073,6 кг;
маса розгінного блоку першого ступеня=-=
- 12765=27235 кг;
маса розгінного блоку другого ступеня=- m03=
- 4073,6=8691,4 кг;
маса розгінного блоку третьому ступені m * 03=m03 -=
, 6 - 1300=2773,6 кг;
маса палива першого ступеня== 0,618? 40000=24720 кг;
маса палива другого ступеня== 0,602? 12765=7684,53 кг;
маса палива другого ступеня mт3== 0,565? 4073,6=2301,58 кг;
маса конструкції ракети з корисним навантаженням і залишками палива
=--- mт3=40000 - 24720- 7684,53- 2301,58=5293,89 кг;
маса «сухий» ракети - (-) (+ + mт3)=
, 89- 0,01? (24720 + 7684,53 + 2301,58)=4952 кг.
2.9 Геометричні характеристики ракети
Основні геометричні величини, з яких формується вигляд розгінного блоку ракети з РДТП, представлені на малюнку 4.
Обчислимо для кожного ступеня основні геометричні параметри РДТП.
. Діаметр внутрішнього каналу заряду
; (2.27)
Малюнок 2.1 - Розгінний блок ракети з РДТП
. Діаметр критичного перетину:
; (2.28)
м;
м;
м.
.Діаметр зрізусопла:
; (2.29)
м;
м;
м.
.Діаметр входу в сопловой насадок:
; (2.30)
м;
м;
м.
.Діаметр отвори під запальник:
; (2.31)
м;
.Довжина закритической частини сопла:
, (2.32)
де=0,45 - коефіцієнт укорочення профілю сопла:
м;
м;
м.
.Довжина втопленою частини сопла:
,
де z=0,3 ... 0,5 - коефіцієнт утоплень сопла, приймаємо рівним 0,3:
м;
м;
м.
.Довжина докритичній частини сопла:
; (2.33)
м;
м;
м.
.Довжина сопла:
; (2.34)
м;
м;
м.
. Довжина воспламенителя:
; (2.35)
...
