Проект твердотопливной ракеты - Военное дело и гражданская оборона дипломная работа

Главная

Военное дело и гражданская оборона
Проект твердотопливной ракеты

Классификация твердотопливных ракет, анализ требований к ракетам с точки зрения стандартных, эксплуатационных и производственно-экономических требований. Алгоритм баллистического расчета ракеты, выведение уравнений ее движения, расчет стартовой массы.


посмотреть текст работы


скачать работу можно здесь


полная информация о работе


весь список подобных работ


Нужна помощь с учёбой? Наши эксперты готовы помочь!
Нажимая на кнопку, вы соглашаетесь с
политикой обработки персональных данных

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

В сложившейся современной сложной международной обстановке Российское правительство следуя принципам мирного сосуществования государств с различными общественными строями прилагает титанические усилия, чтобы предотвратить ядерную войну, сохранить и упрочить мир. Занимаясь мирным строительством необходимо беречь обороноспособность Российского государства, где ослабления мы не вправе допустить ни на секунду. Особое внимание уделяется развитию военной техники и оснащение ею Вооруженных Сил России, обеспечивающих защиту и обороноспособность нашей страны. В настоящее время Российские Вооруженные Силы оснащены новейшей боевой техникой, в любой момент готовой дать отпор агрессору, посягнувшему на независимость России. Основная тяжесть этой задачи ложится на ракетные войска Сухопутных войск, так как именно они являются основной ударной силой. Для выполнения этих задач ракетным войскам необходимо иметь современное высокоточное оружие. Особенно важно выполнение такой задачи, как замена уже устаревших образцов вооружения, на новые, где использованы последние достижения научно-технических работ, новые подходы в проектировании.
РДТТ получили в настоящее время широкое распространение. Этому способствуют такие основные достоинства, как: высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Ракеты с РДТТ применяют во всех классах современных комплексов военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народном хозяйстве (для борьбы с градом, бурение скважин, зондирование высоких слоев атмосферы).
Разнообразие областей применения и выполнения задач способствуют разработке большого числа конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками.
Таким образом, целевой установкой дипломного проекта являлось:
1. Спроектировать твердотопливную ракету с дальностью пуска 310 км.
2. Разработать механизм отделения БЧ массой 510 кг для проектируемой ракеты.
В первом разделе работы рассмотрена классификация данного типа ракет, проведен анализ требований предъявляемых к ракетам с точки зрения стандартных, эксплуатационных и производственно-экономических требований. Кроме того, произведен выбор и обоснование схемы ракеты. Определен тип старта, двигателя и ККС ракеты. Особое внимание уделено определению применяемых конструкционных материалов и выбору программы полета ракеты.
Во втором разделе дипломной работы разработан алгоритм баллистического расчета ракеты, выведены уравнения ее движения, проведен расчет стартовой массы ракеты и ее составляющих, а также определены геометрические размеры ракеты.
Третий раздел дипломной работы посвящен анализу требований, предъявляемые к системам отделения БЧ, рассмотрены их принципиальные схемы, на основе чего произведен выбор схемы для проектируемой ракеты и расчет конструкции механизма отделения БЧ.
Исходя из темы и целевой установки в результате выполнения дипломной работы разработан проект твердотопливной ракеты с отделяемой в полете БЧ и механизмом ее отделения.
твердотопливный баллистический ракета масса
1. Требования, предъявляемые к ракете, и обоснов а ние ее схемы
Управляемой баллистической ракетой называется беспилотный летательный аппарат, снабженный ракетным двигателем и СУ и предназначенный для доставки БЧ к цели по траектории, которая, за исключением полета с работающим двигателем, представляет собой траекторию полета свободно брошенного тела.
Развитие ракетного вооружения привело к тому, что в настоящее время имеется большое количество различных видов управляемых баллистических ракет, которые в целях установления определенной терминологии, значительно облегчающей работу по созданию, проведению испытаний и их боевой эксплуатации, классифицируют по ряду признаков (рисунок 1.1).
Рисунок 1.1 - Классификация управляемых баллистических ракет
Пуск баллистических ракет обычно производится с поверхности Земли или с борта корабля, а при исследовании штатных пусковых сооружений и подводных лодок - из-под Земли или из-под воды. Целями при пуске управляемых баллистических ракет являются объекты, расположенные на поверхности Земли, поэтому их можно отнести к ракетам класса «земля-земля» или «земля-воздух».
Кроме того, управляемые баллистические ракеты бывают тактические, оперативно-тактические и стратегические. К классу тактических ракет относятся изделия с дальностью пуска до 400 км. В операциях они используются в интересах общевойсковых соединений. Оперативно-тактические ракеты имеют дальность пуска до нескольких сотен километров. Эти ракеты применяют в интересах крупных войсковых соединений.
Управляемые баллистические ракеты можно классифицировать и по ряду других признаков. В частности, по типу применяемого двигателя ракеты можно разделить на следующие группы:
- ракеты с ЖРД, работающие на жидком топливе;
- ракеты с комбинированными ракетными двигателями, использующими при работе жидкие и твердые топлива.
По типу применяемой СУ ракеты подразделяются на ракеты с автономной и комбинированной СУ.
Автономная СУ основана на применении инерционной системы. Эта система полностью автономна и состоит только из аппаратуры, установленной на борту ракеты.
Комбинированная СУ, наряду с автономной СУ, имеет радиоуправление. Система управляет полетом посредством команд, поступающих с наземного пункта радиоуправления на приборы, находящиеся на борту ракеты. Система радиоуправления, как правило, работает в течение небольшого периода времени перед выключением двигателей, но существенно повышает точность стрельбы. В случае отказа пункта радиоуправления полет обеспечивает автономная система, но точность стрельбы при этом несколько уменьшается.
По числу ступеней ракеты бывают одноступенчатые и составные или многоступенчатые, состоящие из нескольких ступеней.
1.2 Требования, предъявляемые к ракетам
Требования, предъявляемые к управляемым баллистическим ракетам, нельзя рассматривать в отрыве от требований, предъявляемых к ракетному комплексу в целом. Поэтому необходимо определить понятие ракетного комплекса.
В дипломной работе под ракетным комплексом понимается совокупность ракет, пусковых установок, наземной аппаратуры управления, испытательного и подъемно-транспортного оборудования.
Все требования к ракете и ракетному комплексу в целом можно разделить на следующие:
Общие требования, предъявляемые к ракете, определяют ее основные характеристики: дальность пуска, могущество действия у цели и надежность.
Дальность пуска. Исходя из задач, выполняемых оперативно тактическими ракетами, диапазон их дальностей пусков должен быть от десятков до сотен километров. Пуск одной ракеты в большом диапазоне дальностей с экономической точки зрения невыгоден, т.к. это приводит к усложнению эксплуатации ракеты, уменьшает ее эффективность и маневренность. Поэтому ракеты принято разделять по дальности их действия, предусматривая для каждого типа ракет максимальную и минимальную дальности пуска. Причем минимальная дальность пуска ракет одного типа не должна превышать максимальную дальность пуска ракет другого типа. Кроме того, необходимо иметь в виду, что в общем случае одна и та же ракета, в зависимости от массы применяемой БЧ, может иметь различную дальность пуска и относиться к различным типам.
Могущество действия у цели. Ракеты предназначены для доставки в район цели БЧ, имеющих различные боевые заряды. Поражающим фактором таких БЧ являются ударная волна, световое излучение, радиоактивное излучение продуктов взрыва и проникающая радиация. Удельный вес каждого поражающего фактора может существенно меняться при изменении тротилового эквивалента заряда.
Оптимальные заряды БЧ ракет определяются из условий наиболее эффективного выполнения боевых задач. Ущерб, который ракета наносит противнику, является важнейшей мерой ее эффективности. При оценке общего ущерба, причиняемого несколькими ракетами необходимо определить вероятность поражения, т.е. вероятность эффективного разрушения данной цели при попадании в нее одной ракетой.
Вероятность поражения цели во многом зависит от точности пуска ракеты, поэтому при оценке попадания в цель следует обратить большое внимание на характеристики рассеивания, которые во многом зависят от ряда факторов (совершенства метода управления полетом ракеты, от точности аппаратуры СУ и пр.). Уменьшить рассеивание можно за счет применения комбинированной СУ. Рассеивание ракет характеризуется значениями средневероятных отклонений по дальности и по боковому направлению при максимальной дальности пуска.
Совершенно очевидно, что при отсутствии рассеивания и ошибок пусков любую сложную цель можно уничтожить одной ракетой с самонаводящимися боевыми элементами. Однако имеющиеся в настоящее время ракеты имеют довольно большое рассеивание, в связи, с чем требуемая вероятность поражения цели может быть обеспечена за счет увеличения количества боевых элементов.
Таким образом, оценивая эффективность действия ракеты у цели, необходимо рассматривать совместно точность самонаводящихся боевых элементов, характеристики рассеивания ракет и требуемое при этих данных количество ракет для поражения заданной цели.
Надежность ракет и ракетного комплекса. Одним из показателей, характеризующих боевую эффективность ракетного комплекса, является надежность выполнения боевой задачи. Высокая надежность достигается за счет создания агрегатов и систем, обладающих высокой безотказностью и обеспечения соответствующих условий эксплуатации, обеспечивающих поддержание этой надежности на требуемом уровне.
Надежность комплекса проявляется при эксплуатации ракеты и технологического оборудования ракетного комплекса. При этом под эксплуатацией ракеты и оборудования понимают совокупность следующих этапов: хранение, транспортировка, техническое обслуживание, ремонт, подготовка к использованию и использование по назначению. Под безотказностью понимают способность непрерывно сохранять работоспособность в определенных условиях эксплуатации.
Нельзя забывать о том, что высокая надежность ракетного комплекса в большой степени зависит и от качества подготовки личного состава, его профессионализма. Надежность комплекса, в первую очередь, обеспечивается контролем изготовления агрегатов и систем на заводе, проведением заводских испытаний агрегатов, систем и ракеты в целом, а также проведением испытаний ракеты непосредственно перед пуском. Для уменьшения времени подготовки ракеты и пуску желательно отказаться от предстартовых испытаний, однако в этом случае должны быть предъявлены более жесткие требования к заводским испытаниям.
Сохранность боевого заряда в полете, и безотказное срабатывание взрывателей гарантирует его надежное действие у цели. Для этого БЧ имеют наружную и внутреннюю защиту от аэродинамического нагрева, а также другие устройства, необходимые для эффективного подрыва боевого заряда. На современном этапе развития ракетостроения к надежности ракет предъявляются достаточно высокие требования. Практически надежность агрегатов составляет не менее 80…90%, а отдельных приборов - не ниже 99%.
Под эксплуатационными понимают требования, которые обеспечивают сохранность ракеты при транспортировке, хранении, а также позволяют осуществить надежный пуск ракеты в заданном режиме времени.
Время на подготовку к пуску. Требование минимального времени на подготовку к пуску трудно недооценивать. Выполнение этого требования обеспечивает постоянную боевую готовность.
Унификация ракет и наземного оборудования. Желательно, чтобы конструкция ракет позволяла производить пуск с установок любого типа. Выполнение этого требования должно обеспечить надежный пуск ракеты.
Условия транспортирования. Транспортабельность ракет и ракетного комплекса в целом должна быть высокой. Она зависит от размеров ракеты, ее массы и прочностных характеристик, чувствительности элементов ракеты к тряске при перевозке и перегрузке, а также от того, в каком виде перевозится ракета (собранном, отдельными ступенями, с топливом или без топлива).
Основными средствами транспортировки ракет являются специальные колесные, либо гусеничные машины и грунтовые тележки. Кроме того, ракеты можно перевозить железнодорожным, воздушным, водным транспортом.
Прочностные характеристики ракеты в основном выбираются из условия обеспечения прочности ракеты при пуске и в полете. Увеличение прочности ракеты с учетом перевозки нецелесообразно, т.к. оно связано с увеличением конструкционной массы ракеты, а, следовательно - уменьшением дальности пуска. Поэтому прочность ракет при перевозке обеспечивается выбором рациональной конструкции транспортных и подвесно-перегрузочных средств (например, увеличением числа опор и др.), а также ограничением скорости передвижения при транспортировке.
Стойкость при хранении. Это требование имеет важное экономическое значение, т.к. оно характеризует потребную периодичность ремонта ракет. Повышение стойкости при хранении предусматривается целым комплексом мероприятий при создании конструкции ракеты, а именно - выбором соответствующих металлических и неметаллических материалов, применением антикоррозийных покрытий, применением герметичной укупорки ракет и пр. Кроме того, стойкость ракет зависит и от условий хранения.
Высокая ремонтопригодность и удобство проведения технического обслуживания. Под ремонтопригодностью конструкции понимают ее приспособляемость к восстановлению исправности и поддержанию технического ресурса путем предупреждения, обнаружения и устранения неисправностей и отказов. Ремонтопригодность характеризуется затратами труда, времени и средств на такие работы. Конструкция ракеты должна быть удобной для проведения технического обслуживания и всех видов работ в процессе хранения, транспортировки и при проверках. Конструкция агрегатов и ракеты в целом должна позволять механизировать и автоматизировать рабочие места и вспомогательные процессы.
Метеорологические условия применения. Ракетный комплекс должен функционировать при любых реально возможных метеорологических условиях.
Физико-географические условия применения. Ракетный комплекс должен иметь высокую маневренность и проходимость в лесных, болотистых, песчаных и заснеженных местностях. Кроме того, комплекс должен не терять своего работоспособного состояния при его применении в горной местности (как правило - на высоте до 3000 км).
Производственно-экономические требования:
- простота и технологичность конструкции;
- унификация отдельных узлов и агрегатов ракет;
- применение естественных материалов.
Выбор приближенной программы движения управляемой баллистической ракеты является одной из частных задач баллистического проектирования.
Под программой полета понимается одна из зависимостей
где , , углы тангажа, наклона вектора скорости и атаки соответственно, которые связаны между собой очевидным соотношением (рисунок 1.3).
В точной постановке задача выбора оптимальной программы по тангажу (t) очень сложна и практически не имеет аналитического решения. Однако для целей баллистического проектирования можно ограничиться несколькими приближенными программами.
Рисунок 1.3 - Траектория полета ракеты
Например, для управляемой баллистической ракеты близкой к оптимальной является программа, описываемая соотношением
значение угла тангажа в конце активного участка траектории;
текущее значение относительной массы ракеты, равное
Начальное значение угла тангажа следует выбирать в пределах
Значение соответствует вертикальному старту. Оптимальное значение угла тангажа в конце активного участка близко к . Если пренебречь высотой конца активного участка траектории по сравнению с радиусом Земли, то более точное значение можно определить из условия
где коэффициент, показывающий во сколько раз полная (максимальная) дальность больше дальности пассивного участка траектории, т.е.
Значение коэффициента зависит от дальности , причем, чем больше дальность полета, тем меньше значение . Для предварительных расчетов можно принять . При расчетах с использованием ЭВМ эту неопределенность с коэффициентом можно практически исключить.
С учетом изложенного алгоритм определения значения угла тангажа в конце активного участка траектории следующий: задавшись из рекомендуемого диапазона конкретным значением по формуле (1.2) найти значение , решить уравнение движения ракеты и получить соотношение полной дальности полета и дальности пассивного участка траектории, т.е. найти .
В соответствии с формулой (1.2) скорректировать значение угла и вновь провести интегрирование уравнений движения. При необходимости эту процедуру можно повторить, хотя уточнения при повторе будут незначительными.
Проведенные расчеты показывают, что для обеспечения доставки ракеты на максимальную дальность с учетом исходных данных необходимо обеспечить в конце активного участка траектории угол тангажа, равный .
Выбор топлива при проектировании имеет особое значение, т.к. природа топлива и его свойства практически полностью определяют тип двигателя, систему проектных параметров, массу, габариты и баллистические возможности ракеты. Следует также иметь в виду то, что в тактических и оперативно-тактических ракетах около 50% стартовой массы приходится на долю топлива.
Наконец, структура, состав, надежность и боеготовность ракетного комплекса зависят от эксплуатационных свойств топлива. Выбор топлива производится по следующим основным показателям:
- величина удельного импульса и плотность с Т ;
- чувствительность скорости горения к изменению давления в камере сгорания p K и температуры заряда Т з ;
Чем больше I У и с Т , тем меньше масса и габариты ракеты. Поэтому наивыгоднейшим является топливо с таким сочетанием I У и с Т , при котором достигается наибольшая величина идеальной скорости ракеты V И , рассчитываемой по формуле К.Э. Циолковского
где m 0 , , стартовая масса, масса топлива и масса конструкции соответственно;
Представим массу конструкции в виде суммы
где m КД - масса камеры двигателя, зависящая от объема, рассматриваемого в ней топлива, т.е.
Откуда нетрудно видеть, что при одной и той же массе топлива m T , лучшим признается топливо, у которого выше I У и . Скорость горения топлива u предопределяет удлинение заряда , а оно, в свою очередь, - начальную тяговооруженность n 0 .
Чувствительность скорости горения к изменению температуры заряда сгорания и температура заряда определяет разброс параметров двигателя - тяги и времени работы. Чем оно больше, тем больше разброс параметров. Поэтому желательно выбирать топливо с низкой чувствительностью.
Чувствительность к изменению давления характеризуется величиной показателя в зоне горения
а чувствительность к изменению температуры заряда - величиной термохимического коэффициента B. Значения этих величин приведены в таблице 1.2.
Топлива с низкой чувствительностью имеют малый показатель и большой коэффициент B.
Основными физико-механическими характеристиками твердых топлив являются прочность, эластичность и температура стеклования. Прочность задается предельным напряжением , эластичность - предельным относительным удлинением . Для управляемых тактических и оперативно-тактических ракет прочность современных топлив, как правило, оказывается достаточным и может не учитываться при выборе топлива.
Таблица 1.2 - Значения характеристик смесевого твердого топлива СТ 15/18
скорость горения топлива при нормальных условиях
Эластичность топлива определяет выбор типа заряда - вкладной или скрепленный с корпусом двигателя. Для скрепленного заряда существует опасность растрескивания и отслоения от стенок корпуса при деформациях двигателя. По этой причине для изготовления скрепленных зарядов пригодны только эластичные топлива, имеющие предельное удлинение пр и не менее 12…15% менее эластичные топлива пригодны только для вкладных зарядов.
Температурой стеклования Т СТ называется такая температура, при охлаждении до которой топливо теряет свою эластичность и переходит в хрупкое состояние. Эксплуатация ракет при температуре заряда ниже Т СТ недопустима. Поэтому желательно выбирать топливо, температура стеклования, которого ниже -500 С.
В соответствии с этими требованиями выбираем твердое ракетное топливо СТ 15/18 со скрепленным типом заряда.
Как будет показано ниже, при принятой программе движения ракеты, параметры ее движения в любой момент времени, а, следовательно, и дальность полета, зависят от следующих факторов:
- начальной тяговооружености двигателя
- начальной нагрузки на миделево сечение
- удельного импульса двигателя I У .
Иначе говоря, дальность полета ракеты можно представить в виде функции
Эту зависимость можно рассматривать как обратную функцию вида
Оказывается и стартовая масса ракеты m 0 при известном топливе, ККС, материалах конструкции может быть представлена в виде функции,
а имея в виду зависимость относительной массы топлива
Таким образом, если известны максимальная дальность полета L max , масса полезной нагрузки m ПН , то при выбранных программе полета, топливе, материалах конструкции и ККС, задача баллистического расчета (определение относительного потребного запаса топлива ) и проведение весового анализа (определение стартовой массы m 0 и масс составных частей m i ) могут быть решены, если известны I У , n 0 и P М .
Проектными параметрами ракеты называют совокупность исходных величин, задавшись которыми можно однозначно определить основные баллистические, весовые, тяговые и геометрические характеристики ракеты (при условии, что заданы L max , m ПН и выбраны тип топлива, конструкционные материалы, ККС и программа полета).
Проектные параметры должны удовлетворять ряду требований, а именно:
- должны однозначно определять характеристики ракеты;
- должны существенно влиять на основные характеристики ракеты;
- должны иметь большой диапазон изменения и их рациональные значения можно достаточно предсказать.
Хотя в уравнениях движения и весовых уравнениях фигурируют в основном параметры I У , n 0 и P М , практическими параметрами для РДТТ следует считать:
- начальную тяговооруженность n 0 ;
Удельный импульс, являющийся характеристикой энергетических возможностей топлива и организации рабочего процесса в камере ракетного двигателя, можно определить по формуле
где коэффициент потерь удельного импульса в камере сгорания;
коэффициенты потерь удельного импульса в сопле и на органах управления соответственно;
работоспособность продуктов сгорания топлива, зависящая от рода топлива;
степень расширения сопла, является функцией степени расширения газа и показателя процесса истечения n, т.е.
Таким образом, для выбранного топлива величина удельного импульса будет определена как на земле ( МПа), так и в пустоте , если выбраны значения давления в камере p K и на срезе сопла p a .
От величины давлений в камере сгорания p K и на срезе сопла p a зависят удельный импульс I У , размеры и масса двигателя, т.е. значения давлений p K и p a влияют на массу и на летные характеристики ракеты.
При повышении давления в камере сгорания непрерывно увеличивается удельный импульс РДТТ I У . Но с повышением p K растет и масса конструкции двигателя, т.к. потребная толщина несущей оболочки камеры сгорания прямо пропорциональна давлению в камере сгорания. В итоге давление p K выгодно повышать лишь до определенных значений. Обоснованный выбор давления p K требует прямых расчетов и последующего анализа параметров ракеты при различных значениях p K .
Исследования показывают, что давление в камере сгорания, отвечающее минимуму стартовой массы ракеты при заданных L max и m ПН , зависит в основном от свойств топлива, конструкционных материалов для двигателя, относительной длины заряда и находится в пределах 5…10 МПа.
Выбор давления на срезе сопла производится на основе следующих соображений. Понижение p 0 (до определенного предела) при неизменном p K приводит к росту удельного импульса, но одновременно требует увеличения длины сопла, а стало быть, массы сопла и массы основного отсека. Суммарное влияние давления p a таково, что существует вполне определенное значение давления, при котором для обеспечения заданной дальности полета L max требуется ракета наименьшей массы. Оптимальные значения p a лежат обычно в пределах 0,05…0,09 МПа. Причем чем больше дальность пуска, тем меньше оптимальное значение p a , а меньшему значению p a соответствует и меньшее наивыгодное значение давления в камере сгорания p K .
При строгом подходе к решению задачи баллистического проектирования описание наивыгоднейших значений p a и p K должно осуществляться совместно. Само решение задачи тогда должно сводиться к прямому расчету стартовой массы m 0 при различных сочетаниях p K и p a , построению графиков и выбору такой комбинации p K и p a , при которой m 0 = min, т.е. должна решаться задача оптимизации параметров p K , p a по критерию минимума стартовой массы ракеты m 0 .
Начальная тяговооруженность двигателя n 0 предопределяет величину ускорения ракеты, а стало быть, набора скорости, что приводит к изменению гравитационных и аэродинамических потерь скорости и изменению величины нагрузок, действующих на корпус ракеты. С увеличением n 0 интегральные гравитационные потери уменьшаются (ракета быстро удаляется от центра притяжения), суммарные аэродинамические потери возрастают (ракета плотные слои атмосферы проходит с большой скоростью), нагрузки на корпус ракеты также возрастают.
Изменение потерь скорости приводит к изменению потребного запаса топлива , изменению нагрузок на корпус ракеты предопределяет изменение толщины стенок корпуса, а все вместе взятое влияет на величину стартовой массы ракеты m 0 .
Отыскание оптимального значения n 0 должно сводиться к прямому расчету стартовой массы m 0 при различных значениях n 0 и выбору из этой совокупности того значения, при котором стартовая масса имеет минимальное значение.
Из опыта создания ракет можно рекомендовать следующие значения:
- для управляемых ракет с вертикальным стартом;
- для управляемых ракет с наклонным стартом.
Относительное удлинение заряда во многом предопределяет тяговооруженность ракеты. Действительно, тяга двигателя равна
где площадь горящей поверхности, зависящая как от формы заряда, так и его длины l з .
Оказывается, что ракета с двигателем твердого топлива может обладать хорошими характеристиками только при определенном сочетании свойств топлива, формы заряда и его относительной длины.
Плотность твердых топлив колеблется в пределах от 1700 до 2000 кг/м 3 . Выбор формы заряда также ограничен. Поэтому большое значение имеет подбор топлив с приемлемой скоростью горения u и выбор относительной длины заряда .
Расчеты показывают, что рациональное значение лежит обычно в пределах 3…5. Задача состоит в подборе такого сочетания формы заряда и скорости горения, которое обеспечило бы близкое к оптимальному удлинение заряда. Для решения данной задачи получим уравнение, связывающее эти параметры.
По определению, нагрузка на миделево сечение
где площадь горящей поверхности, рассчитываемая по выражению
Коэффициент формы заряда k Ф представляет собой отношение площади горящей поверхности канального заряда к длине канального заряда, а диаметр внутреннего канала.
При проектировании канально-щелевого, звездообразного заряда можно принять k Ф =1,8…3,0. Тогда нагрузка на миделево сечение запишется
Здесь показывает соотношение диаметров заряда и ракеты. При проектировании можно принять, что для скрепленного заряда и для вкладного заряда.
Имея в виду условие прочности заряда , отношение
Порядок предварительного выбора значений проектных параметров следующий:
В работе принимаем p K = 8 МПа, а p a =0,07 МПа.
2. Для выбранного типа топлива и значений p K , p a рассчитываются удельный импульс на Земле и в пустоте по выражениям (1.12) (1.13) соответственно:
3. Рассчитывается скорость горения топлива u, соответствующая выбранному давлению в камере сгорания p K
u 1 , - некоторые константы для данного топлива (таблица 1.2).
4. Выбирается значение начальной тяговооруженности n 0 , исходя из типа проектируемой ракеты (n 0 принимаем равным 4).
5. Из области рациональных значений 3…5 выбирается относительное удлинение заряда . Большему значению тяговооруженности соответствует большее значение . Допускается относительная длина заряда до 7 единиц.
6. По формуле (1.17) рассчитывается нагрузка на миделево сечение. Если P M оказывается в пределах (0,6…1,2)10 5 Па для управляемой ракеты, то предварительный выбор проектных параметров можно считать удавшимся. В противном случае следует пересмотреть значения проектных параметров.
Кроме параметров p K , p a , n 0 , , P M в уравнениях движения и в весовых уравнениях будем использовать и другие параметры. В частности:
- текущее значение относительной массы ракеты
причем относительная масса ракеты в конце активного участка траектории, равная (с учетом времени работы двигателя )
При пуске на максимальную дальность в конце активного участка траектории топливо должно все выгореть, поэтому относительный запас топлива
где коэффициент, учитывающий достартовый и гарантийный запасы топлива.
Одна и та же дальность полета может обеспечиваться при различных сочетаниях проектных параметров p K , p a , n 0 , . Но изменение сочетания проектных параметров влечет изменение стартовой массы и размеров ракеты. Задачу по отысканию сочетания проектных параметров, обеспечивающих наиболее приемлемый вариант ракеты, называют задачей оптимизации проектных параметров. Она может быть сформулирована следующим образом.
Определить значения проектных параметров p K , p a , n 0 , , которые при выбранных конструктивно-компоновочной схеме ракеты, типе топлива, конструкционных материалах, законе управления, а также заданных L max и m ПН обеспечивают наименьшее значение стартовой массы ракеты m 0 .
В принципиальном плане данная постановка задачи не вызывает особых трудностей ее решения. Трудности обусловлены огромным объемом вычислений, которые немыслимы без использования ЭВМ.
В первом разделе приведена классификация управляемых баллистических ракет и требования предъявляемые к ним. Управляемые баллистические ракеты классифицируются по ряду признаков: по месту старта и цели; по боевому н
Проект твердотопливной ракеты дипломная работа. Военное дело и гражданская оборона.
Дипломная работа по теме Сравнительный анализ МСФО 38 "Нематериальные активы" и ПБУ 14/07 "Учет нематериальных активов", ПБУ 17/02 "Учет расходов на научно-исследовательские, опытно-конструктор­ские работы"
Доклад: Интуиция на страже здоровья
Курсовая работа: Инвестиционный менеджмент 4
Дипломная работа по теме Качество продовольственных товаров
Лекция На Тему Экономика Предприятия
Реферат Функция Планирования В Культурно Досуговом Учреждении
Безъядерный Мир Утопия Или Реальность Сочинение Рассуждение
Проблема Исторической Памяти Сочинение
Реферат: Проект привода к ленточному конвейеру
Курсовая работа по теме Кран стреловой на базе автомобиля КамАЗ
Реферат: The Irish Replubican Army Essay Research Paper
Какую Книгу Стоит Прочитать Сочинение
Реферат по теме Перестрахование у нерезидентов
Реферат: Планрование расходов на социальное обеспечение населения
Контрольная работа: Ограждения и защитные устройства металлорежущих станков
Реферат по теме Вернер Гейзенберг
Контрольная Работа No 1 Электромагнитные Явления
Реферат: Организация и планирование строительного производства
Методика Оценки И Прогнозирования Спроса Реферат
Доклад по теме Семейный бюджет и черта бедности
Техногенные риски - Безопасность жизнедеятельности и охрана труда контрольная работа
Учет и анализ основных средств - Бухгалтерский учет и аудит курсовая работа
Эвакуация и рассредоточение персонала объектов экономики и населения - Безопасность жизнедеятельности и охрана труда реферат