книги из ГПНТБ / Москаленко Г.М. Инженерные методы проектирования в ракетодинамике
.pdf*&.•&**> ш,
*
\
/
t
Г. М. М О С К А Л Е Н К О
ИНЖЕНЕРНЫЕ
МЕТОДЫ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ В РАКЕТОДИНАМИКЕ
М о с к в а
«Машиностроение»
1974
У Д К 629.76.001.2
Москаленко Г. М. Инженерные методы проектирования в ракетодинамике. М ., «Машиностроение», 1974, 392 с.
Книга посвящена общим вопросам выбора оптимальных пара метров ракетных летательных аппаратов на начальном этапе про ектирования. Рассмотрены экстремальные расчетные случаи для
элементов |
конструкции |
ракет. |
Описаны законы ракетодинамики |
с учетом |
весового |
баланса |
для двух законов изменения |
массы. Сформулирована общая теорема о делении точки пере менной массы. Приведены аналитические решения, с помощью которых найдены новые инженерные методы проектирования ле тательных аппаратов. Изучены неустановившиеся и квазиустановившиеся движения применительно к ракетным и ракетно-авиа ционным системам однократного и многократного применения.
Книга содержит рабочие формулы, графики, таблицы и типовые расчеты.
Книга рассчитана на инженеров-проектировщиков и специа листов, работающих в области ракетно-космической и авиацион ной техники. Она может быть также полезна студентам-диплом- никам соответствующих учебных заведений.
Табл. 25, ил. 215, список лит. 95 назв.
Рецензент д-р техн. наук И. К. Бажинов.
м 61308- |
189 |
038(01) |
189—73 |
•73 |
© Издательство «Машиностроение», 1974 г.
П РЕ Д И СЛ О В И Е
Разработка новых ракетных летательных аппаратов (РЛА) является сложным процессом, который определяется большим числом различных факторов. Обычно этот процесс ведется в не сколько этапов.
На первом этапе на основе анализа исходных данных, накоп ленных сведений о характеристиках уже разработанных конст рукций ракет, а также различных статистических данных, наме чают область возможных или предполагаемых характеристик проектируемого РЛА. Затем в этой области с помощью обычно упрощенных методик проводят многопараметрические исследо вания с целью:
а) определения конструктивно-силовой и компоновочной схе мы РЛА, а также рационального выбора основных параметров (таких как тип .конструкции РЛА и его двигательной установки, количество ступеней, тип используемого топлива и т. д.);
б) определения в первом приближении оптимальных значений
основных параметров (.вес РЛА и его полезный груз, |
скорость |
и дальность полета, распределение массбаллистическогопо ступеням, |
проектитяговые |
характеристики и т. д.). |
|
Этот этап иногда называют этапом рования, поскольку он связан с необходимостью совместного ис
следования весовых и баллистических зависимостей. Точность получения характеристик проектируемого РЛА на этом этапе зависит от точности используемых весовых зависимостей и полноты учета действующих сил в уравнениях движения. Следует отметить, что если уравнения движения ракеты в на стоящее время уже достаточно хорошо исследованы и можно достоверно оценивать погрешности благодаря тем или иным упрощениям этих уравнений, то этого нельзя сказать относитель но основных весовых зависимостей различных типов РЛА. Работ, в которых исследуются вопросы установления весовых зависи мостей для совместного анализа с уравнениями движения (раке тодинамики), известно очень мало и они далеко не полностью отвечают на поставленные практикой вопросы.
На этапах разработки РЛ А, следующих за баллистическим проектированием, производят конкретную лроектно-компоновоч-
3479 |
3 |
ную разработку, прочностные расчеты, уточнение весовых харак теристик, аэродинамические расчеты, разработку систем управ ления РЛ А, уточненные баллистические расчеты. В процессе этих работ могут производиться корректировки основных харак теристик РЛА для более точного соответствия весовых характе ристик исходным требованиям. Большинство известных в настоя щее время работ содержат исследования по последним этапам разработки РЛА.
Настоящая книга посвящена исследованиям на первых эта пах разработки РЛА: установлению основных весовых зависимо стей, анализу влияния весовых факторов на различные режимы полета РЛА и разработке аналитической методики баллистиче ского проектирования РЛА, т. е. определению оптимальных зна чений основных параметров РЛА.
Учет весовых факторов в задачах прикладной ракетодинами ки существенно влияет на выбор оптимальных параметров РЛ А. По этой причине в работе уделено особое внимание разработке аналитического метода весового расчета. Определены расчетные случаи и экстремальные нагрузки на элементы конструкции РЛА. Получены рабочие весовые формулы для различных отсе ков, агрегатов, силовых элементов и систем. Исследована функ циональная связь между основными проектными параметрами. Записана основная весовая зависимость и показано существова ние весового барьера, устанавливающего рациональные границы по проектным характеристикам РЛА.
Рассмотрены некоторые положения механики полета, каса ющиеся неустановившихся (вертикальных) и квазиустановившихся (горизонтальных) режимов движения применительно к задачам К. Э. Циолковского и А. А. Космодемьянского и най дены новые решения.
Изучены режимы движения одноступенчатых РЛА в пустоте с учетом уравнений весового баланса и с учетом влияния атмо сферы при двух законах изменения массы и разработан метод определения оптимальных значений основных параметров (осе вых перегрузок, относительных весов полезных грузов, весовых отдач по активным и пассивным массам, геометрических харак теристик топливных емкостей и их отсеков).
Рассмотрено движение точки переменной массы применитель но к движению многоступенчатой ракеты, для которой скорость отброса массы может принимать различные значения, в том числе
W)°
( Г ,, W п, . . . , W n
(где I, I I ,... , п — индексы первого, второго и т. д. делений точки).
4
Сформулирована новая теорема, устанавливающая экстре мальный закон деления точки (ракеты) в процессе ее движения при учете массовых характеристик, гравитационных сил, траекторных данных, аэродинамического влияния среды и высотной характеристики двигателя. Условия деления (распределения масс) с учетом оптимальных перегрузок иллюстрированы инже нерными методами расчета для линейного и показательного за конов изменения массы. Показано, что известные в настоящее время рекомендации по делению точки переменной массы явля ются частными случаями полученной теоремы.
В настоящее время все больше уделяют внимания перспек тивным РЛА многократного применения. В связи с этим в книге рассмотрены маршевый и суборбитальный полет ракетоплана, режимы входа возвращаемых ступеней РЛА в плотные слои атмосферы (рикошетирующий, квазистационарное планирование с положительной и отрицательной подъемными силами, пологая баллистическая траектория) и переходные режимы (крутое вы равнивание, нисходящий маневр, горка, вираж в горизонтальной плоскости). Изучены также оптимальные условия маршевого полета с учетом расхода топлива на участке выведения, влияние маршевой скорости на дальность полета с учетом планирования, а также активно-инерционный полет ракетоплана. Материал этот взаимосвязан и дает возможность выполнять инженерные расчеты по определению характеристик возвращаемых ступеней РЛА многократного применения [12].
В книге рассмотрены локальные (в данной точке) и инте гральные (в общем виде) свойства траекторий полета.
При написании книги автор стремился к наиболее простым формам изложения и получению несложных зависимостей, пригодных для выполнения проектных расчетов первого при ближения. Графики, таблицы и примеры расчетов облегчают понимание материала и способствуют приобретению началь ных навыков к самостоятельному творчеству в этой области знаний.
При изложении материала автор стремился к безразмерным формам записи получаемых зависимостей. В связи с этим воз никли некоторые трудности, относящиеся к вопросам терминоло гии. Так, например, отношения скоростей (текущей к начальной) названы безразмерными скоростями. Такая терминология явля ется привычной для проектанта, в то время как с точки зрения чистой механики такое определение не корректно. Имеет место, например, несовместимость терминологии для двухрежимного полета ракетоплана, осуществляющего взлет в режиме баллисти ческой ракеты с последующим выходом на режим квазигоризонтального маршевого полета с постоянной скоростью. В первом случае параметр n(t) (равный отношению тяги к весу ЛА) опре деляется как перегрузка, во втором случае — как тяговооружен
5
ность. На стыке двух режимов движения, когда конечная ско рость взлета становится скоростью маршевого полета, параметр п (і) меняет свое определение.
Автор выражает благодарность кандидатам техн. наук И. М. Япунскому, И. Н. Моишееву, Г. Ю. Максимову, Н. М. Ива нову, Г. А. Колегову, канд. физ.-мат. наук В. И. Киргетову, кото рые сделали ряд полезных замечаний при просмотре рукописи» а также д-ру техн. наук И. К. Бажинову, взявшему на себя труд рецензирования книги.
Автор будет признателен всем читателям, которые пришлют свои критические замечания по адресу: Москва, Б-78, 1-й Бас манный пер., 3, изд-во «Машиностроение».