Проектирование двухступенчатой баллистической ракеты с ЖРД (стр. 3 из 7)
.Уточнённая величина
равна: 
.Уточнённое значение
равно: 
; 
.Проверочный баллистический расчет (2-е приближение)
Проводим проверочный баллистический расчёт при уточнённых значениях коэффициентов заполнения ступеней ракеты топливом
и 
.Определяем скорость в конце АУТ первой ступени:
,где
; 
; 
. 
Высота активного участка первой ступени:
где
.Эллиптическая дальность активного участка первой ступени:
где
; 
.Вычисляем скорость и координаты конца АУТ второй ступени ракеты при уточнённом значении
: 
,где
где
; 
; 
По формулам эллиптической теории рассчитываем полную дальность полёта ракеты:
; 
; 
; 
; 
; 
.Определим величину относительного отклонения расчётной дальности полёта
от заданной 
: 
. 
.1.5 Весовой расчёт ракеты
Целью данного расчёта является установление взаимосвязи между стартовой массой (весом) ракеты, её проектными параметрами и относительными весами топлива ракеты
.Для определения начальной массы рассматриваемой субpакеты используем метод последовательного приближения.
При анализе уравнения
видно, что в правой и левой частях этого уравнения находится неизвестная величина
. Для определения начальной массы рассматриваемой субракеты используется метод итераций.Запишем представленное весовое уравнение применительно ко второй ступени проектируемой ракеты:
,где
– масса полезной нагрузки (включает в себя и массу аппаратуры управления).Определяем среднюю плотность топлива:
.Принимаем, что начальная масса второй субракеты равна 10 т. Используя математический редактор MathCAD 2001, находим методом итерации с точностью
значение 
(рис.2). 
Рис.2. Листинг расчёта начальной массы второй субракеты в математическом редакторе MathCAD 2001
Таким образом,
.Определение стартовой массы первой субракеты
Запишем весовое уравнение применительно к первой субракете:
.Вычисление стартовой массы первой субракеты проводим способом, аналогичным способу определения начальной массы второй субракеты (рис.3).
Таким образом,
.1.6 Анализ результатов расчёта по минимуму стартовой массы
Выбор оптимальных проектных параметров осуществляем по минимальной стартовой массе ракеты.
В табл.1 приведены значения стартовой массы ракеты
для различных комбинаций проектных параметров.Ниже приведены данные файла “Data.txt” программы RAKETA-2.
Исходные данные
Lм - max дальность полета, км 13500
Mп - масса полезной нагрузки, кг1800
Ns - число ступеней ракеты 2
Топливо: Кислород + Н Д М Г
Ro - плотность окислителя, кг/м3 1142
Rg - плотность горючего, кг/м3 808
Km - коэф-т соотнош-я расходов О и Г 2.14
Jуд.s - cтанд-й импульс тяги, м/с 3156
R - газовая постоянная 359
Tst - ст. тем-ра горения топлива, гр.К 3575
Ka - показатель адиабаты 1.11
Основные проектные параметры
L01-тяговооруженность 1-й с-ни на З-ле 0.550 0.750
Lп -тяговооруженность I ст-ни в пус-т 0.000 0.700
Pk - давление в К С (н г), МПа 8.00 7.00
Pk - давление в К С (в г), МПа 6.00 5.00
Pa - давление на срезе сопла (н г), МПа 0.045 0.010
Pa - давление на срезе сопла (в г), МПа 0.070 0.020
HI - соотношение весов ступеней 1.200
Pм1-нагрузка на мидель, кг/м2 13000
PмS-эталонная нагрузка на мидель, кг/м2 12000
Таблица 1
Результаты расчёта стартовой массы ракеты
Рис.4. График изменения величины
в ходе расчёта программы RAKETA-2
Рис.5. График изменения параметра
в ходе расчёта программы RAKETA-2
Рис.6. График изменения параметров
и 
в ходе расчёта программы RAKETA-2
Рис.7. График изменения величины
в зависимости от параметра в ходе расчёта программы RAKETA-2Из табл.1 определяем параметры, соответствующие минимальной массе ракеты.
Оптимальные параметры:
Начальная тяговооружённость первой субракеты на земле
;Начальная тяговооружённость второй субракеты в пустоте
;Давление в камере сгорания двигателя первой ступени
;Давление в камере сгорания двигателя второй ступени
;Давление на срезе сопла двигателя первой ступени
;Давление на срезе сопла двигателя второй ступени
;Коэффициент соотношения относительных весов топлива
;