Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
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 (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 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):
где — масса полезной нагрузки, выводимая на целевую орбиту; — 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 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.
