logo
Прил 4 Курсовой - пример

2.12 Протокол решения задачи проектирования твердотопливной ракеты на максимальную дальность

Задача – спроектировать твердотопливную баллистическую ракету на максимальную дальность.

Дата составления отчета: 19/034/08; 16:32:38.

Автор проекта: Усков П.Н.

Название проекта: УПН – 2 (РДТТ).

Рассматривается баллистическая ракета с последовательным соединением ступеней, каждая из которых имеет моноблочную конструкцию. Двигатели всех ступеней работают до полного выгорания топлива. Отделение боевой части ступени производится двигателем увода.

Используются односопловые РДТТ. Заряд каждого РДТТ имеет центральный канал и продольные щели, обращенные к заднему днищу. Заряд скреплен с корпусом клеящим составом, задний торец заряда покрыт бронировкой.

Сопла всех двигателей утоплены в корпусе двигателей на различную глубину. Крепление сопел к корпусу двигателя осуществляется через эластичный опорный шарнир, допускающий качание сопла в двух плоскостях. Для сокращения общей длины ракеты на верхних ступенях РДТТ применяются складывающиеся сопла с выдвижными насадкоми. Соединение двигателей ступеней производится с помощью переходных отсеков. К нижней юбке корпуса РДТТ первой ступени крепится корпус хвостового отсека. Все эти отсеки имеют однотипное устройство.

Число ступеней ракеты равно 3.

Для изготовления зарядов на всех ступенях используются: перхлорат аммония – 68%, полиуретан – 17%, алюминий – 15%.

Для изготовления корпуса РДТТ выбираются на первой, второй и третьей ступенях – стеклопластик на основе стекловолокна.

Для изготовления силовой конструкции сопла выбираются на первой, второй и третьей ступенях – титановый сплав.

В качестве ТЗП используются на первой, второй и третьей ступенях – ТЗП на основе совмещенного связующего.

Для бронировки заряда применяется на первой, второй и третьей ступенях – бронировка на основе фенолформальдегидной смолы

Калибры РДТТ имеют следующие значения: на первой ступени – 1,9 м; на второй ступени – 1,9 м; на третьей ступени – 0,9 м.

Исходные данные

Стартовая масса ракеты …..…………………………….……………. 45 100,0 кг

Масса полезного груза …………………………………………………. 1500,0 кг

Параметры

Номер ступени

I

II

III

Характеристики топлива

Удельный импульс, м/с

2460,0

2460,0

2460,0

Газовая постоянная, Дж/(кг °К)

290,0

290,0

290,0

Показатель адиабаты

1,16

1,16

1,16

Температура горения, °K

3300,0

3300,0

3300,0

Плотность топлива, кг/м3

1800,0

1800,0

1800,0

Коэффициент пропорциональности закона

горения топлива

5,75

5,75

5,75

Показатель степени закона горения топлива

0,40

0,40

0,40

Характеристики материалов

Прочность материала обечайки, МПа

1100,0

1100,0

1100,0

Плотность материала обечайки, кг/м3

2050,0

2050,0

2050,0

Плотность материала бронировки, кг/м3

1300,0

1300,0

1300,0

Плотность материала ТЗП, кг/м3

1600,0

1600,0

1600,0

Плотность матриала сопла, кг/м3

4700,0

4700,0

4700,0

Проектные параметры

Давление в камере сгорания, МПа

9,000

8,000

7,000

Давление на срезе сопла, МПа

0,060

0,015

0,008

Массовые и энергетические характеристики

Параметры

Номер ступени

I

II

III

Стартовая масса ступени, кг

45100,0

14503,8

4664,3

Масса топлива, кг

27780,8

8574,5

2732,8

Масса двигателя, кг

29874,6

9607,4

3089,7

Масса конструкции разгонного блока, кг

2815,4

1265,0

431,5

Масса "сухой" конструкции разгонного блока, кг

2537,5

1178,6

404,0

Калибр ступени, м

1,9

1,9

0,9

Относительная масса топлива, μт

0,6160

0,5912

0,5859

Скорость горения топлива, мм/с

13,847

13,210

12,523

Начальная тяговооруженность

2,94

3,17

6,31

Удельный импульс на Земле, м/с

2569,14

Удельный импульс в пустоте, м/с

2866,3

3030,8

3035,1

Масса конструкции ракеты с полезной нагрузкой и остатками топлива 6011,9 кг

Масса "сухой" ракеты …………………………………………………… 5620,1 кг

Относительные массы элементов двигателя

Обечайки (ω), кг/м3

37,939

33,724

29,508

Днищ (q), кг/м3

18,970

16,862

14,754

Теплозащиты (ω), кг/м3

9,800

10,033

14,973

Теплозащиты (q), кг/м3

9,800

10,033

14,973

Бронировки (ω), кг/м3

8,848

9,275

9,784

Бронировки (q), кг/м3

–1,62

–1,70

–1,79

Соплового блока (ω), кг/м3

19,22

59,19

96,48

Узлов крепления (ξ), кг/м3

0,60

0,57

0,53

Топлива (ω), кг/м3

1357,17

1357,17

1357,17

Геометрические характеристики РДТТ

Параметры

Номеp ступени

I

II

III

Относительная длина заряда

2,98

0,92

2,76

Относительная площадь среза сопла

17,9

49,58

74,22

Диаметр внутреннего канала, м

0,380

0,380

0,180

Диаметр на входе в сопло, м

0,503

0,289

0,247

Диаметр критического сечения, м

0,335

0,193

0,165

Диаметр выходного сечения сопла, м

1,419

1,358

1,418

Диаметр под воспламенитель, м

0,380

0,380

0,180

Диаметр отверстия под сопло, м

0,778

0,610

0,598

Толщина свода горения, м

0,760

0,760

0,360

Длина утопленной части сопла, м

0,427

0,460

0,503

Длина докритической части сопла, м

0,268

0,154

0,132

Длина закритической части сопла, м

1,424

1,532

1,675

Длина днищ, м

0,570

0,570

0,270

Длина корпуса двигателя, м

6,521

2,013

2,859

Длина сопла, м

0,997

1,073

1,173

Длина двигателя, м

7,518

3,085

4,031

Длина ступени разведения …………………………………………………. 0,500 м

Общая длина ракеты ………………………………………………………. 15,134 м

Тяговые хаpактеpистики ракеты

Паpаметpы

Номер ступени

I

II

III

Тяга двигателя, кН

13 003,0

451,7

288,5

Массовый секундный pасход, кг/с

506,17

149,04

95,06

Вpемя pаботы двигателя, с

54,88

57,53

28,75

Исходные данные для задачи баллистического расчета

Паpаметpы

Номер ступени

I

II

III

Удельный импульс в пустоте, м/с

2866,3

3030,8

3035,1

Начальная тяговооруженность

2,94

3,17

6,31

Относительная масса топлива

0,6160

0,5912

0,5859

Коэффициент "пустотного" приращения ………………………… 0,1157

Начальная нагрузка на мидель ………………………….…………15 906,68 кг/м2

Результаты баллистического расчета

Параметры

Максимальная дальность полета ракеты, км ……………………………... 9994,73

Скорость в конце активного участка траектории, км/с ……………..……….. 6,92

Длина активного участка траектории, км ………………………………..… 314,82

Высота конца активного участка траектории, км …………………..……... 157,43

Угол тангажа в конце активного участка траектории, град ………………... 25,01

Максимальная высота полета, км ………………………………….……… 1497,29

Время полета, мин …………………………………………………………..… 31,15