м.
. Довжина днища:
; (2.36)
м.
. Довжина циліндричної обичайки корпусу:
(2.37)
м;
м;
м.
13. Діаметр отвору під сопло:
(2.38)
м;
м;
м.
. Довжина двигуна кожного ступеня зі складеними сопловими насадками:
для першого ступеня:
м;
для другого ступеня:
м;
для третьої ступені:
м.
При обчисленні довжин двигунів другої і третьої ступенів взято до уваги, що виліт складаються сопел двигунів складає половину і третину відповідно, а так само конструктивно взята довжина головної частини
. Повна довжина ракети:
=м,
Всі розраховані геометричні характеристики зведені в таблицю 4.
Таблиця 4 - масові і геометричні характеристики ракети
Паpаметp№ ступені123 кг40000127654073,6 кг247207684,532301,58 м1,851,851,85 м0,370,370,444 3,010,9360,285 мм/с10,5210,049,52 0,1480,0850,05 м0, 22740,1580,092 15,4332,7350,54 м1,0760,9040,656 м0,4110,2370,138 м0,610,4370,294 м0,37030,37030,3703 м1,1241,0470,806 м0,3370 , 3140,242 м0,7870,7330,564 м0,2190,1260,074 м6,4041,9910,607 м0,1850,1850,185 м0,5550,5550,555 м7,0142,2090,705
За розрахованими геометричними характеристиками конструктивно - компонувальна схема триступеневої ракети з РДТП представлена ??на малюнку 5.
Малюнок 2.2- Конструктивно - компонувальна схема триступеневої ракети з РДТП
2.10 Тягові характеристики ракети
Час роботи двигуна:
- першого ступеню:=740/10,52=70,32 с;
другого ступеню:=740/10,04=73,71 с;
третьому ступені:=703/9,52=76,86 с,
Секундний масова витрата:
першого ступеня=24720/70,32=351,52 кг/с;
другого ступеня=7684,53/73,71=104,23 кг/с;
третьому ступені=2301,58/76,86=31,15 кг/с,
Тяга двигуна:
першого ступеня (на Землі)=351,52? 2506=880,89 кН;
другого ступеня (в порожнечі) 104,23? 2889,8=301,22 кН;
третьому ступені (в порожнечі) 31,15? 2909,8=90,64 кН,
Початкова тяговооруженность:
- першого ступеня;
другого ступеня;
третьому ступені.
. 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=6 ... 12 МПа.
Використовуючи метод лінійної інтерполяції, розраховуємо максимальну дальність польоту триступеневої балістичної ракети з РДТП. Отримані результати вносимо в таблицю 5 і будуємо по ним графік. Графік залежності максимальної дальності польоту ракети від тиску в камері згоряння першого ступеня на малюнку 6 показує, що оптимальним тиском в камері згоряння першого ступеня для даної ракети є p к1=9 МПа, що й було зроблено в роботі.
Таблиця 5 - залежність
№1234567, МПа6789101112L max, км7741,167798,17834,497850,967847,957825,827784,85
Графік залежності максимальної дальності від тиску в камері згоряння першого ступеня представлений на малюнку 2.3.
Малюнок 2.3 - Графік залежності максимальної дальності польоту ракети від тиску в камері згоряння першого ступеня
Висновок
У даній роботі був проведений наближений розрахунок двоступеневої ракети з ЖРД і триступеневої ракети з РДТП на максимальну дальність при заданих стартовій масі і масі корисного навантаження.
Залежність максимальної дальності польоту від тиску в камері згоряння першого ступеня для ракет з ЖРД і з РДТП має екстремум, обумовлений тим, що при підвищенні тиску до деякого значення домінуючу роль надає зростання питомої імпульсу руховою установкою, що приводить до збільшенню дальності. А потім домінуючий вплив надає збільшення маси рухової установки і всієї ракети в цілому;
Список використаної літератури
1. Павлюк Ю.С. Балістичне проектування ракет: Навчальний посібник для вузів.- Челябінськ: Вид. ЧДТУ, 1996. - 114 с.
2. Павлюк Ю.С., Сакулин В.Д., Усков П.Н. Курсова робота з проектування балістичних ракет.- Челябінськ: Вид. ЮУрГУ, 2008. - 109 с.
