Методические указания по выполнению курсовой работы Проектирование управляемой баллистической ракеты по курсу (стр. 1 из 5)

Московский государственный технический университет
имени Н.Э.Баумана

С.Д.Панин, М.П.Сычев, А.В.Астрахов

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

по выполнению курсовой работы

Проектирование управляемой баллистической ракеты

по курсу

Основы ракетно-космической техники

Москва, 2004г

ОГЛАВЛЕНИЕ

Список сокращений и Основные условные обозначения 3

ВВЕДЕНИЕ............................................................................................................ 5

1. Содержание курсовой работы (проекта). Задание на курсовое проектирование.................................................................... 6

2. Оптимизация соотношения компонентов ракетного топлива с использованием программного комплекса расчета равновесного состава продуктов сгорания ракетного топлива.................................................................................... 6

2.1. Общие сведения о выборе топлива........................................................ 6

2.2. Методика нахождения оптимального соотношения компонентов 11

3. Расчет основных проектных параметров ракеты (1 приближения баллистического проектирования) с использованием программных комплексов........................ 12

3.1. Общие сведения...................................................................................... 12

3.2. Описание программного комплекса расчета параметров жидкостной УБР............................................................................................... 13

3.3. Описание программного комплекса расчета параметров твердотопливной УБР (первое приближение баллистического проектирования)............................................................................................... 17

Список рекомендуемой литературы........................................... 21

Варианты заданий для курсового проекта (работы)......... 22

Список сокращений и Основные условные обозначения

РДТТ – ракетный двигатель твердого топлива;

ДУ –двигательная установка;

СБ – сопловой блок;

- удельная теплоемкость при постоянном давлении;

- массовый расход;

- давление;

- радиус канала, радиус кривизны, газовая постоянная;

- температура, К;

- время;

- скорость, м/с;

- продольная координата;

- нормальная координата;

ВВЕДЕНИЕ

Целью курсовой работы является приобретение навыков расчета и конструирования основных элементов РДТТ маршевых ступеней ракет. Работа выполняется на V семестре после изучения студентами курсов «Основы ракетно-космической техники» и «Термодинамика и теплопередача».

Содержание курсовой работы.

1. Формирование исходных данных (совместно с преподавателем):

2. Разработка принципиальной схемы ракеты.

3. Определение теоретического значения удельного импульса (с использованием программных комплексов «Terra» или «Астра» - методика Б.Г.Трусова).

4. Расчет основных проектных параметров ракеты (1 приближения баллистического проектирования) с использованием программных комплексов (для ЖРД – методика Н.Н.Генералова, для РДТТ – методика Ю.М.Николаева)

1. Содержание курсовой работы (проекта). Задание на курсовое проектирование

Курсовая работа (проект) состоит из расчетной и графической части.

Расчетная часть состоит из двух разделов: а)Выбор оптимального соотношения компонентов ракетного топлива, б).Разработка принципиальной схемы ракетного комплекса и расчет параметров УБР.

Графическая часть предполагает выполнение на миллиметровке общего вида УБР (2 листа А3).

2. Оптимизация соотношения компонентов ракетного топлива с использованием программного комплекса расчета равновесного состава продуктов сгорания ракетного топлива

2.1. Общие сведения о выборе топлива

В общем случае критерием баллистической эффективности топлива в составе ДУ ступени УБР служит показатель, вытекающий из условия максимума конечной скорости

Значения величины «с» необходимо определять для каждой ступени ракеты в ходе баллистического анализа проектируемой УБР. В общем случае можно рекомендовать следующее:

- влияние плотности топлива на баллистическую эффективность существенно для одноступенчатых ракет и первых ступеней составных ракет - с =0,6…0,75;

- влияние плотности топлива для верхних ступеней менее существенно и с=0,15…0,35.

В общем случае на разных стадиях выполнения сложной программы активного полета рационально использовать топлива с различным сочетанием удельного импульса и плотности. Первые ступени ракетно-космических систем работают на недорогом топливе с повышенной плотностью (кислород + керосин), а последующие ступени на высокоимпульсном дорогом топливе с малой плотностью (кислород + водород).

Рассмотрим соотношение компонентов в двухкомпонентном топливе. Горючее содержит преимущественно элементы с электроположительной валентностью (C, H, Al, B и др.), а окислитель – с электроотрицательной валентностью: O, Cl, F и др. окислитель и горючее применяют в определенном соотношении. Для обеспечения полного сгорания одного моля горючего – полного замещения валентностей горючих элементов валентностями окислительных элементов ‑ требуется

молей окислителя. Величину (молей окислителя/моль горючего) называют мольным стехиометрическим соотношением компонентов топлива.

Число свободных (незамещенных) электроположительных валентностей в одной молекуле горючего составляет

, число свободных электроотрицательных валентностей в одной молекуле окислителя - , где - валентность, - число атомов химического элемента в условной молекуле горючего и окислителя. Тогда

(2.3)

Значению

соответствует массовое стехиометрическое соотношение (кг окислителя/кг горючего) и объемное стехиометрическое соотношение ( окислителя/ горючего) компонентов топлива. Из определения следует:

= = , = = ,

где

- массовый и объемный расход j-го компонента.

Рассмотрим пример вычисления стехиометрического соотношения компонентов топлива. Значения валентности некоторых элементов приведены в таблице 1

Таблица 1

Элемент	O	H	C	N	F	Al
	-2	1	4	0	-1	3

Топливо: окислитель ‑ азотная кислота

горючее ‑ этиловый спирт

= 46.

= , = = -5, получим:

= - = 2,4 , = 2,4 = 3,28.