1.4 Выбор проектных параметров и программы движения ракеты

В соответствии с рекомендациями [1], принимаем следующие величины проектных параметров:

– начальная тяговооруженность первой ступени ракеты = 1,8;

– начальная тяговооруженность второй ступени ракеты = 1,4;

– давление в камере сгорания двигателя первой ступени = 25 МПа;

– давление в камере сгорания двигателя второй ступени = 20 МПа;

– давление на срезе сопла двигателя первой ступени = 0,06 МПа;

– давление на срезе сопла двигателя второй ступени = 0,015 МПа.

Коэффициент соотношения относительных масс топлива , а также коэффициент соотношения стартовых масс &₁ определяем из условия обеспечения максимальной дальности полета .

Диаметр корпуса ракеты

.

Приняв относительную длину ракеты  = 10, а среднюю плотность  = 800 кг/м³, получаем

м.

Принимаем = 2,0 м.

В этом случае начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты

= кг/м².

Программа движения ракеты на активном участке траектории описывается зависимостью

(1.1)

где – относительная масса израсходованного топлива, зависящая от времени полета.

Угол наклона вектора скорости к местному горизонту в конце активного участка траектории

(1.2)

Значение коэффициента силы лобового сопротивления ракеты в зависимости от числа Маха при проектных расчетах определяем по соотношению:

(1.3)