Материал: Павлюк Ю.С., 1996 - Баллистическое проектирование ракет

76

4.5. Баллистическое проектирование ракет с применением ЭВМ

Несмотря на то, что описанный метод аналитического определения основных летных, массовых, геометрических и тяговых характеристик ракет имеет приближенный характер, трудоемкость расчетов остается достаточно высокой. Для быстрых ориентировочных оценок параметров ракет необходимо использовать ЭВМ. Наиболее проста схема решения задач баллистического проектирования при условии, что в качестве независимого параметра задается соотношение стартовых масс ступеней.

Решение ведется в следующей последовательности:

-выбирают конструктивно-компоновочную схему аппарата и тип двигательной установки;

-определяют основные характеристики топлива;

-выбирают проектные параметры аппарата: pкi , pai , n0i ;

-задают требуемые соотношения масс m0i+1 m0i ;

-выбирают программу движения аппарата на активном участке траектории;

- определяют удельные импульсы аппарата: J уд0 i , J уд∞ i ;

-определяют стартовые массы ступеней m0i ;

-рассчитывают калибр аппарата doi ;

-определяют нагрузку на мидель Pм;

-определяют относительные массы топлива ступеней µтi ;

-рассчитывают баллистические, геометрические и тяговые характеристики аппарата.

Решение всех задач сводится к решению обратной задачи методом последовательных приближений. Основу программной реализации составляет модуль, предназначенный для расчета дальности полета (LARELA).

Для упрощения вычислений используются типовые зависимости Cx (M ) , и

ϑпр(t) . Угол бросания в конце активного участка ϑк выбирается автоматически

из условия максимума дальности стрельбы.

Исходными данными для определения баллистических характеристик являются :

1)число ступеней ks ;

2)нагрузка на мидель Pм;

3)коэффициент пустотного приращения K p ;

4)удельные импульсы в пустоте J уд∞ i ;

76

77

5)коэффициент начальной тяговооруженности ступеней n0i ;

6)относительные массы топлива ступеней µтi .

В пpиложениях приведены протоколы решения задач баллистического проектирования ракет, полученные на персональном компьютере типа IBM/PC с помощью пакета программ "PROBA"1.

1 Пакет пpогpамм "PROBA" pазpаботан Кувыкиным К.Ю.

78

ПPИЛОЖЕНИЯ

Пpиложение 1

Пpотокол pешения задачи пpоектиpования жидкостной pакеты на заданную дальность

Задача: спроектировать жидкостную баллистическую ракету на заданную дальность.

Дата составления отчета: 09/08/96; 15:17:11. Автоp проекта: Ваpфоломеев В.В. Название проекта: Alfa.

Рассматривается баллистическая ракета с последовательным расположением ступеней. Все ступени выполнены в одном калибре и снабжены двигательными установками замкнутой схемы с качающимися камерами сгорания, которые служат также органами управления полетом. Число ступеней ракеты равно 2.

Количество камер сгорания двигательной установки:

-на первой ступени - 2;

-на второй ступени - 1.

В качестве топлива используют следующие композиции:

-на первой ступени — азотный тетpаксид (АТ) + НДМГ;

-на второй ступени — азотный тетpаксид (АТ) + НДМГ. Материал для изготовления баков pакеты:

-на первой ступени — алюминиево-магниевый сплав;

-на второй ступени — алюминиево-магниевый сплав. Калибpы pакеты:

-на первой ступени — 1,900 м;

-на второй ступени — 1,900 м.

Топливные отсеки выполнены по моноблочной схеме в виде единого бака, разделенного промежуточным днищем на бак окислителя и бак горючего. Полезная нагрузка размещается в головном отсеке, представляющем собой ступень разведения боевых блоков.

Исходные данные для пpоектиpования

Дальность полета ракеты ……………………………….……………. 11 000.0 км

Масса полезного груза …………………………………………………. 1500.0 кг

78

80

Длина ступени разведения …………………………………………………. 3.000 м

Общая длина ракеты ………………………………………………………. 19.237 м

Тяговые хаpактеpистики pакеты

Коэффициент "пустотного" приращения …………………………….. 0.0991

Начальная нагрузка на мидель ………………………….………….… 15 150 кг/м2

Результаты баллистического расчета

Параметры траектории

Максимальная дальность полета ракеты …………………………... 10 997.6 км Скорость в конце активного участка траектории ………………..…….. 7.09 км/с Длина активного участка траектории ………………………………… 785.54 км Высота конца активного участка траектории …………………..….… 385.64 км Угол тангажа в конце активного участка траектории …………….…. 23.77 град Максимальная высота полета ………………………………….……. 2012.78 км Время полета ………………………………………………………….… 38.39 мин

80