1.3 Соновные элементы конструкции

Стартовая масса ракетыm, имеющей n ступеней, связана с максимальной дальностью полета L приближенным соотношением [17] m=,

гдеm - масса полезной нагрузки; =m/m; I - среднее значение пустотного удельного импульса; А и а – коэффициенты, значения которых в первом приближении составляют А=407, а=1/3 при 300 кмL6000 км; А=825, а=1/4 при 6000 кмL12000 км.

Причем в диапазоне L500 обычно n=1, в диапазоне 500 кмL5000 км n=2, в диапазоне 5000 кмL12000 км n=3.

Оптимальный относительный запас топлива =(1-exp(-)).

Учет потерь скорости на преодоление сил гравитации и прохождение плотных слоев атмосферы в первом приближении приводит к соотношениям (n=2; 3):

=0,9;=(1,08…1,12);

= 1-.

Время работы ступени t связано с начальной, задаваемой тяговооруженностью n=t=(при условииmconst).

Для каждой ступени по известным ,n и m находятся основные проектные параметры, в качестве которых для многоступенчатых ракет принято считать диаметр ступени, массу топлива, давление в двигателе, степень расширения сопла, длину сверхзвучной части, длину утопленной части, время работы (табл. 1.15).

Таблица 1.15

Параметры ступеней многоступенчатой ракеты

_______________

*D– диаметр двигателя.

На долю двигателей приходится 80…90% массы всей твердотопливной ракеты, и конструктивные особенности РДТТ во многом определяют конструктивную схему ракеты и ее основные технические характеристики. В свою очередь, конструктивные особенности РДТТ в основном определяются (табл. 1.16):

формой и принципиально-конструктивной схемой корпуса;

формой заряда твердого топлива, способом его крепления в корпусе;

числом и компоновкой сопел;

типом и компоновкой устройств создания управляющих усилий;

устройством узла отсечки тяги.