ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Зависимость характеристик ракеты от отношения масс, удельного импульса и тяговооруженности из "Космическая техника " Из соотношений, полученных в предыдущем параграфе, видно, что скорость в конце активного участка и дальность (вертикальная или горизонтальная) полета ракеты зависят от 1) удельного импульса, или эффективной скорости истечения 2) от отношения начальной и конечной масс ракеты и 3) от времени выгорания топлива, или от тяговооруженности. На основе уравнений (1.15), (1.16) и (1.17), а также при помощи графиков, представленных на рис. 1.6 и 1.7, можно сделать ряд важных выводов относительно влияния этих параметров на летные характеристики ракеты. [c.23] Заметим, что, за исключением самых крайних значений, величина максимальной скорости ракеты теоретически ничем не ограничена [13]. Некоторое увеличение этой скорости можно получить заменой обычных топлив высококалорийными. Однако значительного увеличения скорости можно достигнуть также путем уменьш ения доли сухого веса ракеты теоретически величина скорости Fbo стремится к бесконечности, если сумма 5 + / стремится к нулю. Поэтому иногда конструктор может добиться большего положительного эффекта в отношении летных характеристик ракеты, чем инженер, связанный с разработкой двигательной системы. Значительное увеличение дальности полета одноступенчатых баллистических ракет с 320 км у У-2 до 1600 км у современных баллистических ракет средней дальности действия (БРСД), достигнутое за последние годы, объясняется в большей степени улучшениями конструкции, чем прогрессом в области топлив. [c.24] Один из них — это влияние сопротивления атмосферы. При импульсной программе тяги длина активного участка траектории оказывается малой и высокая скорость полета достигается на малом расстоянии от точки старта. Если старт происходит в плотных слоях атмосферы, уменьшение дальности за счет сопротивления воздуха может оказаться более значительным, чем выигрыш, полученный вследствие краткости времени выгорания. Расчет скорости ракеты в конце активного участка при учете сил аэродинамического сопротивления приводится в следующем параграфе. [c.24] Другой фактор — это влияние времени выгорания на такую важную характеристику, как отношение масс. При малом времени выгорания ракета движется с большим ускорением и, следовательно, возникают высокие перегрузки, что вызывает необходимость противостоять аэродинамическому давлению и нагреву, а это также ведет к утяжелению конструкции. [c.24] Очевидным следствием выбора малого времени выгорания топлива при заданной полной массе ракеты является то, что двигательная система должна быть более тяжелой и громоздкой за счет уменьшения количества топлива это снова ведет к уменьшению дальности. [c.24] Частные производные, входящие в это выражение, могут быть легко найдены [см. уравнение (1.236)]. [c.25] Основная проблема, стоящая перед конструктором при выборе оптимальных значений параметров ракеты, заключается в следующем. Пусть ракета, аналогичная проектируемой, уже существует или уже спроектирована требуется выяснить, будет ли предлагаемое изменение в двигательной системе или в составе топлива способствовать увеличению максимальной скорости ракеты или нет. В общем случае всякое изменение оказывается выгодным в одном отношении и невыгодным в другом. Так, например, при замене двигателя другим, рассчитанным на большее давление в камере сгорания, что означает увеличение /др, величина также возрастает. Поэтому в данном случае вносимые в конструкцию модификации можно считать целесообразными только в том случае, если положительный эффект от увеличения /др оказывается большим, чем отрицательное влияние роста 5. [c.25] На рис. 1.9 приведены графики величины — , соответствующие условию б7ьо = О во всем диапазоне допустимых значений Др и з - - I. Из диаграммы видно, что при высоком совершенстве конструкции ракеты (5 + I мало) даже незначительное приращение величины А может нейтрализовать большое увеличение АДр. Диаграммы компенсируемых изменений используются в работах [14] и [15]. Такого рода диаграммы дают конструктору весьма удобный и практичный метод отыскания и выбора оптимальных конструкций. [c.25] В заключение заметим, что при оптимизации полного веса ракеты и (или) времени выгорания следует учитывать и характер траектории полета. В окончательной конструкции ракеты должны быть учтены аэродинамические нагрузки, аэродинамический нагрев корпуса, воздействие сил от регулирующих органов, компонент ускорения вдоль траектории и т. д. Все эти величины зависят от характера траектории. [c.26] Вернуться к основной статье