Оптимальная тяговооруженность первых ступеней ракет-носителей сверхлегкого класса

Язык труда и переводы:
УДК:
629.7.016
Дата публикации:
23 января 2022, 19:07
Категория:
Секция 02. Летательные аппараты. Проектирование и конструкция
Авторы
Кириевский Дмитрий Алексеевич
АО «Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева»
Мухамедов Леонид Павлович
МГТУ им. Н.Э. Баумана
Аннотация:
Рассмотрен вопрос выбора тяговооружености первых ступеней двухступенчатых жидкостных ракет-носителей сверхлегкого класса. Проведена попытка осуществить поиск оптимального решения с учетом стоимостных показателей разработки создания и эксплуатации проектируемой ракеты-носителя сверхлегкого класса. Предложена методика проектировочного баллистического расчета двухступенчатых ракет-носителей с использованием метода численного интегрирования системы уравнений движения. Кроме того, разработана методика массового анализа и проведена формализация критерия эффективности с учетом экономических затрат.
Ключевые слова:
ракета-носитель, сверхлегкий класс, тяговооруженность, критерий эффективности
Основной текст труда

Потребность в создании ракет-носителей сверхлегкого класса (РН СЛК) обусловлена наметившимся переходом от крупногабаритных космических аппаратов к малым [1]. На ранних этапах разработок новых образцов РН обычно проводятся так называемые проектировочные расчеты, целью которых является выбор оптимальных значений проектных параметров изделия при условии экстремума критерия эффективности [2, 3]. В данной работе рассмотрен вопрос выбора тяговооружености первых ступеней двухступенчатых жидкостных РН СЛК.

Проектирование любой ракеты обычно начинается с решения так называемой «задачи баллистического проектирования». Задача заключается в следующем: при заданных летно-технических характеристиках требуется определить оптимальное сочетание проектно-баллистических параметров. Эти параметры, которые трактуются как параметры баллистического подобия (ПБП), также определяют массово-энергетические и объемно-габаритные характеристики проектируемой ракеты. К ним в первую очередь относятся: удельные пустотные импульсы и относительные конечные массы ступеней двухступенчатой ракеты-носителя (РН), определяющие так называемую характеристическую скорость. К числу ПБП относится также параметр  \nu _{0} (коэффициент, обратный стартовой тяговооруженности). Этот параметр определяет время работы первой ступени и потери ее характеристической скорости. Таким образом, условие баллистики является первым граничным условием задачи баллистического проектирования.

Другое граничное условие — уравнение массового анализа. Оно получено из соотношения равенства конечной массы ступени и суммы масс ее составных частей. При этом параметр \nu _{0} входит в правую часть уравнения массового баланса. Он определяет тягу двигательной установки (ДУ) первой ступени, а также массу и стоимость ДУ.

Третьим граничным условием является условие экстремума критерия эффективности разрабатываемого комплекса. При выборе ПБП нередко в качестве критерия эффективности используют упрощенный показатель, представляющий собой относительную массу полезной нагрузки (или ее массовую отдачу):

\mu _{p.n}=m_{p.n}/{m_{0}},

где {m_{p.n}} — масса полезной нагрузки, выводимая на целевую орбиту; {m_{0}} — стартовая масса двухступенчатой ракеты. Данный критерий отличается своей простотой и наглядностью. Кроме того, он позволяет при выборе ПБП использовать известные аналитические методы оптимизации. Величина, обратная этому критерию, является косвенным показателем стоимости ракеты. К его недостаткам следует отнести ограниченную область применения его в сравнении с использованием более обобщенных критериев эффективности, например, стоимости пуска ракеты [4]. В частности, оптимальное значение коэффициента тяговооруженности первой ступени РН, полученное из условия максимума \mu _{p.n}  оказывается существенно заниженным в сравнении с аналогичным значением, полученным из условия минимума стоимости пуска. Это объясняется тем, что в первом случае мы минимизируем массу дешевого топлива, а во втором стоимость конструкции.

В связи с этим, в работе была проведена попытка осуществить поиск оптимального решения с учетом стоимостных показателей разработки создания и эксплуатации проектируемой РН сверхлегкого класса (СЛК). В работе предложена методика проектировочного баллистического расчета двухступенчатых РН с использованием метода численного интегрирования системы уравнений движения. Кроме того, разработана методика массового анализа и проведена формализация критерия эффективности с учетом экономических затрат.

Результаты расчетов и выводы могут быть полезны специалистам, занимающимся проектированием ракетных комплексов, а также студентам втузов при выполнении курсовых и дипломных работ.

Литература
  1. Клюшников В.Ю. Ракеты-носители сверхлегкого класса: ниша на рынке пусковых услуг и перспективные проекты. Часть 1 // Воздушно-космическая сфера. 2019. № 3. С. 58–71. DOI: 10.30981/2587-7992-2019-100-3-58-71
  2. Аппазов Р.Ф., Лавров С.С., Мишин В.П. Баллистика управляемых ракет дальнего действия. М.: Наука, 1966. 305 с.
  3. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. М.: Наука, 1979. 496 с.
  4. Мухамедов Л.П. Основы проектирования транспортных космических систем. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2019. 265 с.
Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.