Начальная масса первой ступени.

Зададимся массой в 120 и 130 тонн.

Тяга двигателей первой ступени в пустоте:

Расчетная масса первой ступени:

Находим значение из графика рис. Б.6.

Для 120 тонн = 0,007, для 130 тонн = 0,007.

Находим значение из графика рис. Б.7.

Для 120 тонн = 0,0105, для 130 тонн = 0,01.

Находим значение из графика рис. Б.8.

Для 120 тонн = 25, для 130 тонн = 25.

Находим значение из графика рис. Б.8.

Для 120 тонн = 0,014, для 130 тонн = 0,014.

Составим пропорцию, чтобы найти истинную массу первой ступени.

10 т - 10,433; х - 9,766

Масса заправки топливом первой ступени:

Масса окислителя и горючего первой ступени:

 

Масса сухой конструкции первой ступени:

Полученные результаты расчета внесены в таб. А. 2 протокола отчета (Приложения А)

Определение тяговых характеристик.

Тяга первой и второй ступени в пустоте:

Тяга первой ступени на Земле:

Секундный расход массы первой и второй ступени в пустоте:

Время полета ступеней ракеты:

Полученные результаты расчета внесены в таб. А 3 протокол отчета (Приложение А).

 

Определение геометрических параметров.

Диаметр ракеты:

Полная длина ракеты:

Длина первой и второй ступеней ракеты:

Угол наклона образующей конуса головного обтекателя принимаю равным тогда

Условный коэффициент площади принимаю равным: k = 1,5.

Полученные результаты расчета внесены в таб. А 3 протокола отчета (Положение А).

На основании полученных данных выполнена конструктивно – компоновочная схема двухступенчатой ракеты (Приложение Б).

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В ходе данной курсовой работы был произведен приближенный расчет проектных, массовых, тяговых и геометрических параметров двухступенчатой ракеты тандемной компоновочной схемы с жидкостным ракетным двигателем путем решения прямой задачи баллистического проектирования.

Спроектированная ракета удовлетворяет требованиям, заявленным в исходных данных (дальность полета и масса полезного груза).

Вследствие произведенных расчетов можно сделать вывод, что масса ракеты, диаметр ракеты и длинна ракеты, изменяются в прямой зависимости, а изменение массы полезного груза прямо пропорционально изменяет массовые и геометрические параметры ракеты.

На основании полученных данных составлен протокол отчета и разработана конструктивно-компоновочная схема ракеты.

 

Протокол отчета

 

Таблица А.1 Сводная таблица результатов баллистического расчета

Наименование параметра	Обозначение параметра	Значение параметра (расчет 1)	Значение параметра (расчет 2)	Значение параметра (расчет n)	Единицы измерения
	Основные проектные	параметры
Коэффициент начальной тяговооруженности ступеней	λ01	0,60	0,60	-	-
Начальная тяговооруженность ступеней	λП2	0,8	0,8	-	-
Давление на срезе сопла двигателя	ра1	0,5	0,5	-	бар
Давление на срезе сопла двигателя	ра2	0,1	0,1	-	бар
Давление в камерах сгорания	рк1			-	бар
Давление в камерах сгорания	рк2			-	бар
Коэф. Соотношения относительных весов топлива	χ1	1,2	1,2	-	-
Начальная поперечная нагрузка на мидель	Рм1	15*10^3	15*10^3	-	кг/м^2
Относительная длина ракеты	lотн			-	-
	Эффективность двигательных установок
Тяга двигателя первой ступени на расчетном режиме работы	Р^руд1	304,25	304,25	-	с
Тяга двигателя второй ступени на расчетном режиме работы	Р^руд2	321,85	321,85	-	с
Удельная тяга двигателя в пустоте	Р^Пуд1	322,49	322,49	-	с
Удельная тяга двигателя в пустоте	Р^Пуд2	335,41	335,41	-	с
Удельная тяга двигателей при старте с поверхности Земли	Руд01	285,645	285,645	-	с
Средняя удельная тяга	Руд ср	324,638	324,638	-	с
Начальная тяговооруженность ступеней	λП1	0,531	0,531	-	-
	Проектировочный баллистический расчет
Угол наклона вектора скорости в конце активного участка полёта	Θк	26,5	26,5	-	градус
Поправочный коэф.	Кλ	1,6	1,6	-	-
Координаты конца активного участка полёта	hк			-	м
Координаты конца активного участка полёта	lк			-	м
Скорость ракеты в конце активного участка полета	Vк	6538,106	6538,106	-	м/с
Коэф. потерь скорости	Kv	1,2	1,2	-	-
Приведенный коэф. заполнения ракеты топливом	µпр	0,915	-	-	-
Коэф. заполнения топливом ступеней	µк1	0,638	-	-	-
Коэф. заполнения топливом ступеней	µк2	0,766	-	-	-
	Проверочный баллистический расчет
Число Циолковского	Ц1(µк1)	1,016	1,056	-	-

 

 

Идеальная скорость	Ig1	0,4376	0,4376	-
Потери скорости на статическое противодавление	Ip1	0,38	0,38	-		м/с
Функция учитывающая потери скорости на преодолении лобового сопротивления	Ix1			-		м/с
Скорость ракеты в конце активного участка полета	Vк1	2260,371	2386,916	-		м/с
Координаты конца активного участка полёта	hк1	54269,017	54269,017	-		м
Координаты конца активного участка полёта	lк1	84525,195	84525,195	-		м
Вспомогательные функции	Ф1	0,17	0,17	-		-
Вспомогательные функции	Ф2	0,26	0,26	-		-
Вспомогательные функции	Ф4	0,14	0,14	-		-
Скорость ракеты в конце активного участка полета	Vк2	6143,01	6480,139	-		м/с
	Ц2	0,426	0,908	-		-
Координаты конца активного участка полёта	hк2	387794,696	411814,845	-		м
Координаты конца активного участка полёта	lк2	753819,999	802021,686	-		м
Центральный угол	β	1,079	1,298	-		радиан
Пассивный участок полёта	Lп			-		м
Полная дальность полёта	L	7628128,999	9071579,868	-		м
Погрешность	δL	15,2		-		%
	µ’пр	0,915	0,925	-		-
	µк1	0,638	0,652	-		-
	µк2	0,766	0,782	-		-

Продолжение таблицы А1

Таблица А.2 Сводная таблица результатов весового расчета
Наименование параметра	Обозначение параметра	Значение параметра (расчет 1)	Значение параметра (расчет 2)	Единицы измерения
Определение истинного значения массы второй ступени
Заданная масса ступени	m0i зад			т
Тяга двигателя ступени в пустоте	Рп			Н
Коэф. «удельного веса» двигателя	bi	0,018	0,009	-
Коэф. зависящий от стартовой массы ракеты (ступени)	Ni ^0	0,022	0,018	-
Рабочий запас топлива	ωi	23,46	31,28	т
Средняя плотность конструкции топливного отсека	ρтоi			-
Коэффициент характеризующий степень совершенства системы питания двигателя	αωi	0,015	0,014	-
Коэффициент	Ni	0,0445	0,029	-
Коэффициент	αтоi	0,031	0,027	-
Коэффициент	Ki	0,046	0,041	-
Расчетное значение	m^р0i	43,478	38,217	т
Разница	∆m0i	-13,478	1,783	-
Определение истинного значения массы первой ступени
Заданная масса ступени	m0i зад			т
Тяга двигателя ступени в пустоте	Рп			Н
…	bi	0,007	0,007	-
	Ni ^0	0,0105	0,01	-
	ωi	78,24	84,76	-
	ρтоi			-
	αωi	0,014	0,014	-
	Ni	0,024	0,023	-
	αтоi	0,024	0,024	-
	Ki	0,038	0,038	-
	m^р0i	129,776	129,343	-
	∆m0i	-9,766	0,657	-
Весовой анализракеты
Масса ступени	m02	38,832	-	-
Масса ракетного блока	m^РБ02	32,832	-	-

Масса первой ступени	m01	129,361	-	т
Масса ракетного блока	m^РБ01	90,529	-	т
Масса заправки топливом 2 ступени	ωз2	30,823	-	т
Масса заправки топливом бака «О» 2 ступени	ωок2	22,92	-	т
Масса заправки топливом бака «Г» 2 ступени	ωг2	7,903	-	т
	mc2	2,19	-	т
Масса заправки топливом 1 ступени	ωз1	85,524	-	т
Масса заправки топливом бака «О» 1 ступени	ωок1	63,595	-	т
Масса заправки топливом бака «Г» 1 ступени	ωг1	21,929	-	т
	mc1	5,116	-	т

 

 

Продолжение таблицы А.2

 

 

					Таблица А.3
Сводная таблица результатов расчета тяговых характеристик и
	геометрических параметров
Наименование	Обозначение	Значение		Значение	Единицы
параметра		параметра
параметра	параметра		измерения
(ступень 2)		(ступень 1)
	Тяговые характеристики
Тяга двигателя первой ступени на Земле	Р01	-		Н
…	Рп1	-			Н
	Рп2			-	Н
	m1	-		0,755	кг/с
	m2	0,145		-	кг/с
	tк1	-		113276,821	с
	tк2	212572,414		-	с
	Геометрические параметры
	dм	3,431		3,431	м
	lгч	6,401		-	м
	lб ок	2,29		6,355	м
	lб г	1,127		3,128	м
	lпо	0,437		0,437	м
	lхо	7,068		7,068
	l	17,323		16,988	м