Po1—тяга двигателя і-й работающей ступени субракеты на земле;
Рщ — тяга двигателя і-й работающей ступени в пустоте. Начальную массу 1-й субракеты с ЖРД в общем виде представим как сумму составных частей ракеты:
«Oi = /%+1 + ты + <°з/, (2.5)
где Щі—начальная масса і-й субракеты;
— начальная масса (і+1)-й субракеты (для последней ступени ¦— полезная нагрузка);
масса «сухой» конструкции і-й ступени; <о3;. — масса заправки топлива і-й ступени;
— давления в камерах сгорания ркг- и на срезах сопел роі;
¦—начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты
'мі
где /7M1 — —j— — площадь миделева сечения корпуса ракеты;
dMl — диаметр корпуса первой ступени; т01 — начальная масса ракеты. Иногда вместо начальной поперечной нагрузки на мидель ракеты Рт в проектные параметры включают относительное удлинение ракеты, связанное с параметром РМ1 соотношением
h~]f * ''Cl'
/ г. р
(2.7)
"Ml
— полная длина ракеты; Рср'—средняя плотность для ракеты, заправленной топливом. Относительное удлинение большинства современных зарубежных ракет с ЖРД имеет следующие значения: ~~ Для одноступенчатых ракет lv~ 10-4-14;
— для двухступенчатых (одного диаметра на обеих ступенях)
Для случая, когда заданы масса полезной нагрузки тпи «тьность полета ракеты L, известны топливо и число ступеней априііер, три), то распределение масс по ступеням субракет при
известных значеннях цИ1- и ).ш может быть найдено из выражений:
т.
ПН
А
ь.
пэ
ПН
/ЙС2
(2.8)
+ к.2) u.KL,
т.
!пн
)-(1+ Al)
где i\r\, N^, Л" — отношения масс хвостового и приборного
отсеков ступеней ракеты к начальной массе ракеты;
&ъ Ьъ bi — отношения масс двигательной установки к начальной массе ракеты; ^2. ~— коэффициенты, учитывающие массы топливного отсека и неиспользованного запаса топлива в ступени.
Таким образом, для ракет с ЖРД в число проектных параметров ВХОДЯТ: П, X, Хпг, /?кі. PaU Яи1.
Проектирование ракет с ЖРД проводят примерно в такой последовательности:
1. Выбирают конструктивную схему ракеты, исходя из ее боевого назначения.
2. Определяют характеристики топлива и устанавливают соотношение расхода окислителя и горючего.
3. Находят величины проектных параметров и определяют программу движения ракеты на активном участке траектории.
4. Определяют удельные тяги двигателей ступеней (расчетом или по таблицам).
5. Производят проектировочный и проверочный баллистические расчеты с уточнением коэффициентов p-Kj, обеспечивающих получение Lmax.
6. Выполняют весовой расчет ракеты (определяют стартовую массу ракеты и массу субраксг).
7. Находят основные размеры и тяговые характеристики ступеней ракеты.
Для ракет, имеющих РДТТ, принимают практически такую систему проектных параметров, за исключением коэффициентов тяговооруженности Xi и относительного удлинения ракеты /р. Вместо них вводятся относительные длины зарядов в ступенях ракеты /3,- и скорости горения применяемых в этих ступенях ракеты топлив Uu
В итоге проектными параметрами для ракет с РДТТ считают п, х, Pm, Pm, ізі, (чрт)и где рт —плотность твердых топлив.
Начальную массу і-й субракеты с РДТТ в общем виде можно представить как сумму составных частей ракеты
mot = mol+1 + m№l + яг,. 0, + ш3„ (2.9)
где tn0i — начальная масса і-й субракеты;
/W0J+1 — начальная масса (і-Н)-й субракеты (для последней
ступени — полезная нагрузка); тлві масса конструкции двигателя і-й ступени; mx.o-i — масса хвостового отсека і-й ступени;
о>зі— .масса заряда топлива двигателя і-й ступени. При известных значениях р.к,- массы отдельных субракет трехступенчатой ракеты с РДТТ находятся по зависимостям:
'"пн
(1
- .VJ
-(1
+ *а) Укз
(1
- -V.)
-(1
+ * )>к*
"»нн
(1
- А':)
-()
+ *l) ^Kl
(2-Ю)
В зарубежных трехступенчатых ракетах с РДТТ соотношение между р.кі ступеней берется в пределах: цкз= (1»0-г-1,05) цкг =
= (1.0-5-1,1) ЦИ1.
При этом имеется в виду, что у всех ступеней ракеты одинаковое топливо.
Проектирование ракет с РДТТ проводят примерно в такой последов ательности:
1. Выбирают конструктивную схему ракеты и топливо для нее.
2. Устанавливают программу движения ракеты на активном участке траектории; выбирают величины проектных параметров.
3. Находят удельные тяги двигателей.
4. Вычисляют весовые коэффициенты ракеты.
5. Проводят проектировочный и затем поверочный баллистические расчеты.
6. Находят весовые, тяговые и геометрические характеристики" ракеты.
2.4. СКОРОСТЬ ПОЛЕТА РАКЕТ
Траектория полета любой ракеты состоит из активного и пассивного участков.
На активном участке траектории ракета движется с работающим двигателем, а система управления обеспечивает заданные аРаметры се движения. Затем двигатель выключают (при достигни ракетой необходимой скорости), боевая часть отделяется от
ракеты и движется как свободно брошенное тело под действием притяжения Земли.
В общем виде дальность полета ракеты выражается зависимостью
