Конструкция головных частей
Конструкции ГЧ должны удовлетворять следующим требованиям:
1. Достаточная прочность, т.е. способность выдержать большие знакопеременные нагрузки на активном и пассивном участке траектории.
3. Большая теплостойкость. При входе в плотные слои атмосферы на пассивном участке ГЧ интенсивно нагревается: температура воздуха в пограничном слое может достигать 7500-12000 К.
4. Простота формы и возможность размещения полезного груза заданных габаритов.
5. Устойчивость движения на атмосферной части пассивного участка траектории при минимальном запасе статической устойчивости. (При этом должно быть такое затухание колебательного движения, чтобы при любых начальных возмущениях угол атаки у цели был практически равен нулю).
6. Наименьший коэффициент силы любого сопротивления при условии обеспечения теплозащиты.
7. Наименьшая внешняя поверхность при максимальном объеме и заданной форме полезного груза
8. Высокая надежность достижения цели.
9. Наименьшая масса конструкции ГЧ.
10. Обеспечение необходимой температуры и давления в отсеке с полезным грузом.
11. Удобство стыковки ГЧ с корпусом ракеты.
12. Простота устройства и технологичность ГЧ.
4.1 Внешние формы и стабилизация головных частей
По форме головные части (рисунок 4) подразделяются на конические, конические со сферическим притуплением, конические со сферическим притуплением и расширяющимся коническим стабилизатором, цилиндроконические со сферическим притуплением и коническим стабилизатором.
От формы ГЧ зависит ее аэродинамическое сопротивление и нагрев.
Для ракет дальностью полета менее 2000 км аэродинамический нагрев играет второстепенную роль по сравнению с лобовым сопротивлением. Это объясняется сравнительно невысокими (по сравнению с ракетами большой дальности) скоростями полета. Меньшие скорости полета приводят к меньшему нагреву и нагрузкам головной части при входе в плотные слои атмосферы. В этом случае для ГЧ выбирается коническая форма. При этом ГЧ имеет острый носок, сравнительно большое удлинение и минимальное лобовое сопротивление.
При больших дальностях (>2000 км) растет скорость полета, и аэродинамический нагрев приобретает второстепенное значение. В этом случае количество тепла, передаваемое головной части, может быть уменьшено при притуплении ее по сфере, перед которой образуется отсоединенная ударная волна.
На образование ударной волны тратится основная часть кинетической энергии, и количество тепла, предаваемое корпусу ГЧ, уменьшается. Уменьшение аэродинамического нагрева ГЧ позволяет уменьшить толщину теплозащитного покрытия и тем самым существенно снизить вес головной части. Головная часть после отделения от ракеты движется по баллистической траектории в разреженных слоях атмосферы, почти не испытывая аэродинамического сопротивления. При этом она совершает сложное вращательное движение относительно центра масс, обусловленное возмущениями, возникающими при ее отделении.
а б в г
Рисунок 5 - Формы головных частей баллистических ракет:
а – коническая; б – коническая со сферическим притуплением и коническим стабилизатором; в - коническая со сферическим притуплением и расширяющимся коническим стабилизатором; г – цилиндроконическая со сферическим притуплением и коническим стабилизатором
Рисунок 6 - Формы космических головных частей (КГЧ) ракет США
При входе КГЧ в атмосферу быстро возрастают аэродинамические силы: лобовое сопротивление, подъемная и боковая силы. Под их воздействием вращательное движение КГЧ переходит в затухающее колебательное движение относительно направления скорости, сопровождающееся возникновением больших знакопеременных поперечных перегрузок. Колебание приводит к тому, что на внешнюю поверхность ГЧ действуют переменные тепловые потоки, приводящие к неравномерному уносу теплозащитного покрытия. Затухание колебаний обеспечивается аэродинамической стабилизацией ГЧ. Для этого необходимо сделать ГЧ статически устойчивой, т. е. центр масс разместить впереди центра давления.
Скорость затухания колебаний зависит от запаса статической устойчивости, который должен быть не менее 3% (на основании статических данных). Запас статической устойчивости обеспечивается передним расположением наиболее тяжелых узлов заряда и применением аэродинамических стабилизаторов типа «юбка» и др.
Если в конструкции ГЧ не предусматривается специальный гермоотсек для размещения полезного груза, то днище в этом случае одновременно служит и для герметизации внутреннего объема ГЧ. Днище представляет собой штампованный диск с отверстиями для крепления.
Внутри ГЧ размещается полезный груз, для чего предусмотрены узлы крепления, через которые передаются сосредоточенные усилия. Корпус ГЧ, стабилизатор, днище, полезный груз и аппаратура защищаются от воздействия высоких температур теплозащитным покрытием 8 и 16, нанесенным на наружную поверхность корпуса ГЧ, стабилизатора и днища.
Для теплозащитного покрытия используют уносимые и не уносимые материалы. Уносимые материалы делят на аблирующие – плавящиеся и сублимирующие – возгоняемые без промежуточной жидкой фазы.
Компоновка ракеты
Компоновкой ракеты называется взаимное расположение частей и отсеков ракеты, а также размещение в ракете полезного груза, оборудования, приборов.
Различают аэродинамическую и конструктивную компоновки. Под аэродинамической компоновкой понимают рациональный выбор внешних форм и взаимного расположения головной части, топливного и хвостового отсеков и оперения ракеты. Аэродинамическая компоновка определяет аэродинамические характеристики ракеты, в частности коэффициент силы сопротивления и подъемной силы и положение центра давления.
Взаимное расположение грузов, оборудования, приборов системы управлениями двигательной установки и т.п. внутри отсеков ракеты, а также взаимное расположение отсеков определяет конструктивную компоновку.
Компоновка ракеты проводится с учетом следующих основных требований:
1) обеспечить малое перемещение центра масс ракеты в полете;
2) конструкция ракеты должна быть простой и технологичной;
3) обеспечить наиболее благоприятные условия для работы отдельных агрегатов и узлов ракеты, особенно для приборов управления, на точность работы которых существенно влияют изменения температуры и вибрации;
4) обеспечить свободный доступ к отдельным элементам и агрегатам и агрегатам ракеты, в частности, к приборам СУ и к элементам автоматики ДУ;
5) обеспечить компактность ракеты, т.е. внутри ракеты не должно быть больших свободных объемов;
6) обеспечить снижение нагрузок на элементы конструкции ракеты.
Для улучшения динамических характеристик необходимо, чтобы центр масс ракеты был расположен впереди центра давление и в полете имел малое перемещение. Чтобы обеспечить это размешают более тяжелые компоненты топлива впереди по отношению к более легкому. По этой причине баки окислителя, как правило, располагают впереди баков горючего.
Во время полета ракеты по мере выравнивания топливо центр масс перемешается назад вдоль оси ракеты. Чтобы уменьшить передвижение центра масс применяют ступенчатое опорожнение топливных баков, особенно переднего с более тяжелым компонентом: сначала расходуется компонент из задней части бака, а затем из передней.
Чтобы переместить центр давления назад применяются стабилизаторы и конические хвостовые отсеки. В связи с изменением скорости полета ракеты изменяется положение и центра давления, что необходимо также учитывать.
Надо иметь в виду, что любая из рассмотренных мер изменения межцентрового расстояния влечет за собой увеличение пассивной массы ракеты. Рассмотрим взаимное расположение отсеков ракеты.
Приборный отсек можно расположить сразу за головной частью или в хвостовой части ракеты или посредине ее в межбаковом отсеке.
Расположение приборного отсека после головной части выгодно в том отношении, что приборы управления от двигательной установки и вибрации работающих двигателей меньше будут влиять на работу приборов. Но при таком расположении получаются длинными и тяжелыми электрокабели, соединяющие приборы с органами управления и наземным проверочным оборудованием. Для прокладки кабелей нужны специальные желоба внутри и снаружи топливных отсеков, что увеличивает пассивную массу ракеты.
При расположении приборного отсека в хвостовой части ракеты на работу СУ сильно влияют помехи, обусловленные близким расположением двигательной установки. Поэтому такая схема расположения приборного отсека не получила распространения.
Приборный отсек может быть расположен в межбаковом пространстве, если оно свободно, это расположение вблизи центра масс предпочтительнее, так как уменьшаются инерционные нагрузки на кабельной сети. Но в этом случае длина ракеты увеличивается, за счет ухудшения заполнения внутренних объемов.
В последнее время топливные отсеки выполняются чаще в виде одной емкости с промежуточным днищем. В этом случае приборный отсек размещается впереди топливного отсека. Длина ракеты при этом уменьшается.
При разработке компоновочной схемы ракеты необходимо по отсекам (топливному и хвостовому) разместить емкости под сжатый воздух и жидкий азот или гелий (если наддув баков производится азотом или гелием).
Емкости под сжатый воздух и сжатый азот (или гелий) могут быть шаровыми, торовыми и цилиндрическими. При заданном объеме и давлении наименьшую массу имеют шаровые емкости, а наибольшую - торовые емкости. Поэтому, с целью снижения массы выбирают шаровые емкости, наиболее удобны торовые емкости, они обеспечивают хорошее заполнение кольцевых объемов, не нарушая симметрии относительно оси ракеты. Цилиндрические емкости при компоновке и центровке ракеты неудобны. Наибольшее распространение получили шаровые и торовые емкости.
В хвостовых отсеках, кроме двигателей, размещается часть приборов системы управления, бортовые источники энергии, часть элементов пневмосистемы и органов управления.
Компоновка отдельных ступеней ничем не отличается от компоновки одноступенчатой ракеты, необходимо лишь иметь в виду, что головная часть с полезной нагрузкой и приборный отсек размещаются только на последней ступени.
Таким образом, при разработке компоновочной схемы необходимо стремиться к тому, чтобы обеспечивалась минимальная масса конструкции и оптимальная центровка ракеты, компоновка ракеты была достаточно плотной, пневмо -, гидро - и электрокоммуникации были короткими, а эксплуатация – удобной.
Задание на выполнение
Для защиты лабораторной работы студент должен представить отчет, выполненный согласно ГОСТ. Объем отчета должен быть около 10 листов формата А4, графически он может быть выполнен от руки или с помощью оргтехники (текст может быть машинописным или выполненным на принтере). В отчете должны быть представлены:
- титульный лист;
- список сокращений;
- цель и задачи лабораторной работы;
- теоретическая часть;
- заключение;
- список литературы.
Заданне
1. Изучить материал лабораторной работы.
2. Нарисовать схему ракеты-носителя, состоящей из 3-х ступеней и объяснить варианты взаимного размещения ее составных частей.
5. Контрольные вопросы
1. Устройство ракет-носителей
2. Конструктивные схемы одноступенчатых ракет с ЖРД
3. Конструктивные схемы многоступенчатых ракет
4. Конструкция головных частей
5. Компоновка ракеты