Соновные элементы конструкции

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

где m - 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 км L 6000 км; А=825, а=1/4 при 6000 км L 12000 км.

Причем в диапазоне L 500 обычно n=1, в диапазоне 500 км L 5000 км n=2, в диапазоне 5000 км L 12000 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 условии m const).

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

Дата добавления: 2015-07-16