Проектирование одноступенчатой управляемой баллистической ракеты с жидкостным ракетным двигателем



В статье рассматривается проектирование одноступенчатой управляемой баллистической ракеты с жидкостным ракетным двигателем. Согласно техническому заданию, ракета должна иметь дальность стрельбы 2000 км, массу полезного груза 1600 кг и двигательную установку открытой схемы. Компонентами ракетного топлива являются жидкий кислород и керосин. В процессе работы были произведены термодинамические расчеты, определены проектно-конструктивные параметры и изучены конструкции основных узлов баллистической ракеты. В результате была спроектирована ракета, обладающая заданными характеристиками и особенностями. Рассчитаны габаритные и технические характеристики ракеты. Одноступенчатая баллистическая ракета со стартовой массой 19381.5 кг обеспечивает доставку полезного груза массой 1600 кг на расстояние 2000 км.

Ключевые слова: баллистическая ракета, управление ракетой, одноступенчатая ракета, ракетная двигательная установка открытой схемы, жидкостный ракетный двигатель, ракетно-космическая техника.

Введение. Вданной работе была рассмотрена задача проектирования управляемо й баллистической ракетой. Исходными данными являются компоненты топлива: окислитель — жидкий кислород и горючее — керосин, параметры двигательной установки — p _k = 10 МПа и p _a = 0.06 МПа, масса полезного груза — M _ПГ = 1600 кг и дальность его доставки L = 2000 км, схема двигательной установки — открытая ДУ. Баллистическая ракета должна иметь минимальную массу. Конструктивно-компоновочная схема изображена на чертеже. Приведена пневмогидравлическая схема маршевой двигательной установки.

Постановка цели и задач. Таким образом, цель данной работы заключается в проектировании одноступенчатой управляемой баллистической ракеты. Для достижения цели были поставлены следующие задачи :

— провести термодинамический расчет параметров двигательной установки баллистической ракеты;

— определить проектно-конструктивные параметры баллистической ракеты с использованием программ;

— изучить конструктивно-компоновочные схемы и конструкции основных узлов баллистической ракеты.

Основная часть. Входе выполнения термодинамического расчета в программе «Terra» были получены следующие данные. Максимальный удельный импульс в пустоте достигается при значении избытка окислителя α = 0.8.

Таблица 1

Параметры ЖРД

Параметр двигательной установки	Значение
	В камере сгорания	В критическом сечении сопла	На срезе сопла
Удельный импульс в пустоте, м/с	-	-	3375.9
Температура, К	3740.7	3555.5	2193.3
Давление, МПа	10	5,7911	0,06
Среднее значение показателя изоэнтропы	1.13848	1.13848	1.13848
Расходный комплекс, с	-	182.45	-
Относительная площадь сопла	-	1	20.47
Удельная площадь сопла	-	0.1789*10 −3	0.00366
Скорость истечения	-	1169.2	3156.1

Среднее значение показателя изоэнтропы определяется по формуле:

n = , где R _a =316.23 и R _k =345.46 — газовые постоянные n=1,13848

Стехиометрическое соотношение определяется по формуле:

ν _Т = — , где b _{i г} и b _{i ок —} число атомов химического элемента в условной молекуле горючего и окислителя; _i — валентность; _ок и _{г —} молярная масса окислителя и горючего. Подставив величины, получим ν _Т = 3,408.

В программе «RK1» были проведены расчеты для нескольких конструктивных схем и вариантов параметров. Число блоков головного отсека — 1, число двигателей в двигательной установке — 4, плотность горючего — 830.0 кг/куб.м, плотность окислителя — 1135.0 кг/куб.м, давление наддува бака А — 0.20 МПа, давление наддува бака Б — 0.22 МПа, вылет днищ баков — 0.20, управление осуществляется поворотными двигателями, полезный груз — обычный, блок ГО — неманеврирующий, есть межбаковый отсек, баки наддуваются горячим газом, наддув осуществляется от ГГ, окислитель находится в баке Б, отдельного приборного отсека нет, хвостовой отсек укороченный, стабилизаторы отсутствуют.

В итоге был получен вариант баллистической ракеты с наименьшей стартовой массой M ₀ = 19381.5 кг и со следующими проектными параметрами: масса конечная — 3177.9 кг, масса головного отсека — 1920.0 кг, тяга нулевая — 285.3 Кн, тяга пустотная — 321.0 Кн, нагрузка на тягу — 0.666, относительная конечная масса — 0.164.

Параметры конца активного участка: скорость Vк — 3886.0 м/сек, угол траектории Θ — 39.05°, координата Xк — 112.8 км, координата Yк — 112.5 км, время активного участка Tк — 146.0 сек.

Габаритные размеры в м: диаметр — 1.400, длина ракеты — 14.835, длина ГО — 3.061, длина ПО — 0.000, длина БА — 2.787, длина МБО — 1.015, длина ББ — 6.680, длина ХО — 1.292.

Параметры ДУ удельный импульс нулевой — 2570.3 м/сек, удельный импульс пустотный — 2892.1 м/сек, площадь кр. сечений — 0.02047 кв.м, площадь среза сопел — 0.43591 кв.м, диаметр кр. сеч. одной камеры — 0.08073 м, диаметр среза сопла одной камеры — 0.37250 м.

Уточнение размеров.

Рис. 1. Размеры до уточнения

Уточнение длин баков окислителя и горючего.

В результате расчета получены следующие данные:

Длина цилиндрической части бака окислителя: Lцо=6965 м, длина цилиндрической части бака горючего: Lцг=3347 м. Расчет магистральных труб. Магистраль горючего: радиус магистрали: rm=0.038 м. Радиус тоннельной тубы: rв=0.047 м. Основные геометрические характеристики ДУ da=0,37250 м — диаметр среза сопла одной камеры, dкр=0,08073 м — диаметр критического сечения одной камеры, dк=0,162 м — диаметр цилиндрической камеры сгорания, Lc=0,373 м — длина сопла, Lдв=0,654 м — длина двигательной установки.

Рис. 2. Размеры после уточнения

Конструкция ракеты

Ракета имеет цилиндрическую форму с носовой частью в форме конуса. Это управляемая баллистическая ракета с ЖРД и автономными системами управления. Исполнительными органами автомата стабилизации являются поворотные двигатели двигательной установки. Корпус жидкостной баллистической ракеты делится по длине на несколько отсеков: головной отсек (ГО), топливный отсек, включающий в себя баки горючего (БГ) и окислителя (БО), межбаковый отсек (МБО) для приборов, хвостовой отсек (ХО) с двигателем и органами управления.

На УБР установлена моноблочная головная часть. Головная часть ракеты ГЧ, предназначенная для размещения и доставки к цели боевых частей БЧ, проектируется с учетом требований, предъявляемых к конструкции. Головная часть изготовлена из листов алюминиевого сплава АМг6. ГЧ имеет наружное теплозащитное покрытие. Форма ГЧ обеспечивает малые тепловые потоки и достаточную аэродинамическую устойчивость при полете [1].

При достижении заданной скорости в конце активного участка траектории головная часть отделяется. Средствами разделения служат пироболты. Пироболты срабатывают при подачи электрического сигнала, разрушая механическую связь между ракетной частью и головной. Увод отработавшей РЧ с траектории ГЧ осуществляется тормозными РДТТ, установленными на хвостовом отсеке. Увод необходим для избежания столкновения ГЧ и РЧ после разделения.

Межбаковый отсек расположен между баком (Г) и баком (О), т. к. у компонентов топлива большая разница температур. Корпус межбакового отсека является силовым элементом ракеты, воспринимающим внешние нагрузки. Он состоит из обечайки цилиндрической формы, стрингеров и шпангоутов. Приборы сгруппированы по системам с таким расчетом, чтобы длина кабелей бортовой сети была наименьшей. Крепления всех приборов легкоразъемные. Приборы, чувствительные к вибрации, крепятся через амортизационные элементы. Аппаратура устанавливается так, чтобы обеспечить минимальную вибрацию, наименьшую длину электрических связей между приборами и удобство обслуживания.

Рис. 3. Чертеж одноступенчатой баллистической ракеты

Топливный отсек — блок баков — выполнен по несущей схеме, т. е. одновременно является и силовой частью — воспринимает действующие на ракету нагрузки. Блок баков включает в себя бак горючего (БГ) и бак окислителя (БО), составляющие основную долю веса и объема ракеты [2]. При конструировании ракет большое внимание уделяется выбору формы баков, относительному расположению баков с окислителем и горючим, а также расположению их относительно других отсеков. Это объясняется тем, что при заданном количестве топлива форма баков и их взаимное расположение будут в значительной степени определять размеры ракеты в целом и ее массовые характеристики.

Все магистрали баков имеют только сварные соединения, обеспечивающие герметичность и высокую надежность топливной системы. Расходная магистраль горючего размещена в тоннельной трубе бака окислителя. Внутри баков установлены коллекторы наддува, заборные устройства с воронкогасителями, датчики уровня заправки, датчики системы СОБ с усами, дренажно-предохранительные клапаны. Для их монтажа каждый бак имеет люк-лаз, закрываемый крышкой [4].

БГ расположен за головной частью и представляет собой емкость для горючего. Изготовлен из листов алюминиевого сплава АМг6. Корпус бака сварной конструкции, состоит из обечайки цилиндрической формы и приваренных к ней торцевых шпангоутов, верхнего и нижнего днищ и промежуточных шпангоутов. К переднему днищу приварены коллектор наддува, штуцер для присоединения дренажно-предохранительного клапана, фланец люка для монтажных работ, который герметически закрывается крышкой. К заднему днищу приварены фланец для крепления магистрального трубопровода горючего.

БО расположен между хвостовым отсеком и межбаковым отсеком, т. к. при полете ГЧ ракеты нагревается сильнее, служит емкостью для окислителя. Изготовлен из листов алюминиево-магниевого сплава АМг6. Корпус бака сварной конструкции, состоит из обечайки цилиндрической формы и приваренных к ней торцевых шпангоутов, верхнего и нижнего днищ и промежуточных шпангоутов.

К переднему днищу приварены коллектор наддува, штуцер для присоединения дренажно-предохранительного клапана, фланец люка для монтажных работ, который герметически закрывается крышкой. К заднему днищу приварен фланец трубопровода для подачи кислорода в двигатель [5].

Хвостовой отсек является силовым элементом, воспринимающим нагрузки от ракеты. Внутри хвостовой части размещается двигательная установка. По внешней форме хвостовой отсек цилиндрический. Корпус имеет силовой набор в виде стрингеров и шпангоутов, к которым приклепана обшивка. В обшивке сделаны люки обычного конструктивного оформления для доступа к агрегатам двигателя. Маршевые двигатели ракеты крепятся к усиленному шпангоуту бака окислителя с помощью рамы [3].

Двигательная установка ракеты состоит из двигателя и системы питания его топливом. Двигатель работает на керосине и жидком кислороде. Двигатель состоит из камеры, трубонасосного агрегата и трубопроводов; все агрегаты и узлы двигателя смонтированы на общей раме. Управление ракеты осуществляется поворотными двигателями. Двигательная установка предназначена для создания тяги на активном участке траектории полета [6].

Пневмогидравлическая схема двигательной установки.

Рис. 4. Пневмогидравлическая схема ЖРД [7]

Компоненты топлива через входные клапаны из баков поступают в насосы. Из насосов через главные пуско-отсечные клапаны кислорода керосина 1 и 2 жидкий кислород направляется непосредственно в смесительную головку, керосин — в рубашку охлаждения, из которого затем поступает в камеру сгорания. Бак окислителя наддувается газообразным кислородом, получаемым испарением жидкого кислорода в теплообменнике, в который поступает также генераторный газ из ЖГГ. ГГ, пройдя теплообменник, охлаждается и поступает на наддув бака с горючим [7].

Заключение. Таким образом, в результате работы была спроектирована ракета, обладающая заданными характеристиками и особенностями. Рассчитаны габаритные и технические характеристики ракеты. Одноступенчатая баллистическая ракета со стартовой массой 19381.5 кг обеспечивает доставку полезного груза массой 1600 кг на расстояние 2000 км. Ракета была спроектирована с заданной открытой двигательной установкой и с учетом несамовоспламеняющихся компонентов топлива.

Литература:

1. Конструкция ракет с ЖРД (под ред. Печникова В. П., Трофимова В. В.); Часть 1; Головные части, носовые отсеки и обтекатели ракет Методические указания. — М.: Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 1998.– 29 с.
2. Конструкция ракет с ЖРД (под ред. Печникова В. П., Трофимова В. В.); Часть 2; Сухие и топливные отсеки; Методические указания. — М.: Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 1998.– 117 с.
3. Конструкция ракет с ЖРД (под ред. Печникова В. П., Трофимова В. В.); Часть 3; Крепление маршевых и рулевых ЖРД; Методические указания. — М.: Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 1998.– 207 с.
4. Конструкция и проектирование изделий ракетно-космической техники. Часть 1. Конструирование изделий ракетно-космической техники [Электронный ресурс]: электрон. учеб. пособие / Н. Т. Каргин, В. В. Волоцуев
5. Конструкция и проектирование изделий ракетно-космической техники. Часть 2. Основы проектирования ракет-носителей [Электронный ресурс]: электрон. учеб. пособие / В. И. Куренков
6. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учебник для вузов. — М.: Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2005. — 488 с.
7. Гахун Г. Г. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. — М.: Машиностроение, 1989. — 424 с.