Пиротехническая химия
Главная Начинающим пиротехникам Статьи Добавить статью Добавить материалы на сайт Поиск по сайту Карта книг Карта сайта
Книги в помощь
Военная история Изготовление и применение ВВ Пиротехника в военном деле Разное по пиротехнике Физика в пиротехнике Химия ВВ и составов
Новые книги
Яковлев Г.П. "122 мм самоходная пушка образца 1944 г." (Военное дело)

Суворов С. "Бронированная машина пехоты БМП -3 часть 1" (Военное дело)

Суарес Г. "Тактическое преимущество " (Военное дело)

Стодеревский И.Ю. "Автобиография записки офицера спецназа ГРУ " (Военное дело)

Соколов А.Н. "Альтернатива. Непостроенные корабли Российского императорского флота" (Военное дело)
Физические основы ракетного оружия - Алешков М.Н.
Алешков М.Н., Жуков И.П., Савин Н.В., Кукушкин Д.Д., Макаров О.П., Фомин Ю.Г. Физические основы ракетного оружия — M., Воениздат, 1972. — 312 c.
Скачать (прямая ссылка): a-foro.djvu
Предыдущая << 1 .. 3 4 5 6 7 8 < 9 > 10 11 12 13 14 15 .. 112 >> Следующая


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
Предыдущая << 1 .. 3 4 5 6 7 8 < 9 > 10 11 12 13 14 15 .. 112 >> Следующая
Реклама
 
 
Авторские права © 2010 PiroChem. Все права защищены.