Оперативно-тактическая управляемая ракета
Дипломная работа - Безопасность жизнедеятельности
Другие дипломы по предмету Безопасность жизнедеятельности
171;условное смесевое топливо №3 с такими характеристиками:
Плотность 1770 кг/м3;
Стандартный удельный импульс 2400 м/с;
Температура в камере сгорании 3200 К.
Смесевое твердое топливо представляет собой многокомпонентную гетерогенную смесь окислителя, горючего-связующего и различных добавок, способную к закономерному горению без доступа кислорода извне с выделением значительного количества энергии. При разработке рецептур топлив имеется возможность использовать более широкий круг исходных компонентов. Это позволяет получать более высокие энергетические показатели, чем, например, в нитроцеллюлозных топливах.
3. Выбор материалов отсеков корпуса
Для изготовления отсеков чаще всего используют легкие алюминиевые сплавы. Титановые сплавы и нержавеющие стали при изготовлении сухих отсеков применение находят гораздо реже, так как сравнительный анализ показывает, что хотя алюминиевые сплавы и уступают сталям и титановым сплавам по удельной прочности, но приближаются к ним по удельной жесткости, а с точки зрения обеспечения минимальной массы наиболее выгодным является материал, имеющий максимальную удельную жесткость, т.к. необходимо обеспечить устойчивость конструкции.
Алюминиевые сплавы делятся свариваемые (АМг6 и т.п.) и не свариваемые (Д16Т и т.п.). Они имеют лучшие, чем у титановых и стальных сплавов, пластические свойства, что обеспечивает возможность получения профилей практически любых сечений, листов малой толщины и т.д. При этом алюминиевые сплавы можно отнести к относительно дешевым и недефицитным.
Критерий, позволяющий сравнивать материалы по массе, должен включать в себя соотношение между прочностью материала и его плотностью.
В соответствии с рекомендациями по выбору материалов отсеков (приложение 3), для отсеков проектируемой ракеты выбраны следующие материалы:
Головной отсек, приборный и хвостовой отсеки - алюминиевый сплав АМг6.
Двигатель РДТТ - органопластик.
4. Расчет оптимального облика ракеты
.1 Постановка задачи оптимального проектирования
Требуется найти такой вариант РБ с РДТТ с массой полезной нагрузки Мпн=450кг и максимальной дальностью L=400км, для которого заданная целевая функция - стартовая масса, выражающая критерий оптимальности, принимает наименьшее значение.
Ограничения второго рода (ограничения на функцию, которые выбираются в соответствии с требованиями ТЗ):
дальность L=400км
Варьируемые параметры:
Относительная масса топлива (?т);
Тяговооруженность (TVP);
Давление в камере сгорания (Рк);
Давление на срезе сопла (Pa);
Именно эти параметры оказывают сильное влияние на целевую функцию (в отличии от других) в нашем случаи массу, поэтому мною были выбраны именно они. Давление в камере сгорания определяет работу двигателя и непосредственно связано с такими характеристиками, как удельный импульс и массовое совершенство двигателя, от которых зависит в основном эффективность ракеты в целом. Давление (Pк), отвечающее минимуму стартовой массы при заданных L и Мпн, зависит, в основном, от свойств топлива и относительных длин зарядов. Ракеты с РДТТ могут обладать хорошими характеристиками только при определенных сочетаниях свойств топлива, формы заряда и относительной длины заряда.
Ограничения первого рода на варьируемые параметры выбираются в соответствии с физическими ограничениями:
?т=(0..1)>1
Рк=(10..200)е5
Pa=(0..1)e5
4.2 Решение задачи оптимального проектирования
Решение задачи оптимального проектирования осуществляется на базе программы оптимизации ППП САПР РБ.
Оптимизация проводится методом Шкварцова. Решением задачи оптимального проектирования РБ является определение вектора варьируемых параметров, принадлежащего допустимой области и обеспечивающего наименьшее значение целевой функции Мо.
4.3 Описание полученного варианта и его анализ
В результате реализации процесса поиска оптимального варианта РБ при помощи программы ППП САПР РБ найден такой набор параметров, при котором целевая функция (стартовая масса) принимает наименьшее значение. Данному набору параметров соответствует следующий вариант ракеты.
Основные параметры полученного варианта ракеты:
Дальность L=400 км
Стартовая масса Мо=2609 кг
Диаметр d=0,75 м
Длина l = 5.645м
Относ.масса топл. ?т=0, 67035
Тяговооруженность TVP=2.74552.7455
Давление в КС Pk=0.38997E+07
Давление на срезе Pa=49089 Па
Более подробно результаты проектирования отображены в Приложении 1.
Давление Рк, отвечающее минимуму стартовой массы ракеты при заданных L и Мпн, зависит, в основном, от свойств топлива, относительной длины заряда. Увеличение Рк приводит к увеличению удельной тяги двигателя РДТТ. Но с повышением давления в камере растет масса конструкции двигателя, т.к. потребная толщина несущей оболочки камеры сгорания РДТТ прямо пропорциональна давлению Рк.
Увеличение тяговооруженности приводит к увеличению расхода топлива, соответственно, к увеличению массы ракеты, но известно, что чем больше TVP, тем больше ускорение ракеты, тем быстрее ракета достигнет заданной конечной скорости. Следовательно, существует экстремум - оптимальное значение TVP.
Если давление на срезе сопла не совпадает с давлением окружающей среды, то при данном режиме истечения имеем потери на нерасчетность. Полученное оптимальное давление на срезе около 49