Бессопловые ракеты РДТТ [9],[10]

Содержание

Перечень сокращений и условных обозначений

1 Введение

2 Патентно-информационное исследование

2.1 Описание и характеристика прототипов

2.2 Бессопловые РДТТ

2.2.1 Введение

2.2.2 Внутренняя баллистика

2.2.3 Анализ

3 Назначение и область применения проектируемого изделия

3.1 Основное назначение разрабатываемого изделия

3.2 Область применения

4 Техническая характеристика

5 Описание конструкции

6 Параметрическое проектирование изделия

6.1 Определение массы головной части

6.2 Исследование тактико-технических характеристик по оценочным проектным параметрам изделия

7 Расчет заряда РДТТ

7.1 Исходные данные для расчета

7. 1 Цель и задачи расчета

7.2 Исходные данные для расчета

7.3 Особенности РДТТ со скрепленным зарядом, учитываемые при расчете

7.5 Определение длины заряда

7.6 Определение поверхности горения заряда

7.7 Определение параметра Победоносцева

7.8 Расчет процесса горения к камере РДТТ

7.8.1Определение начальной площади критического сечения

7.8.2 Расчет внутреннего давления в камере сгорания

7.8.3 Определение давления на срезе сопла

7.8.4 Расчет времени горения горящего свода

7.8.5 Расчет секундного расхода газов через критическое сечение камеры

7.8.6 Расчет скорости газового потока на срезе сопла

7.8.7 Расчет тяги ракетного двигателя

7.8.8 Расчет объема камеры сгорания

7.8.9 Расчет тяги на этапе обнуления

7.8.10 Расчет навески воспламенительного состава

8 Расчет органов управления

9 Расчет пиротехнического толкателя

10 Расчет размеров и масс отсеков ракеты

11 Определение центра масс изделия

12 Расчет внешнебаллистических характеристик ракеты

12.1 Расчет соединений в двигателе

12.2 Расчет на прочность камеры

12.3 Определение напряжений в заряде от давления внутри камеры

12.4 Расчет эллиптического днища

13 Унификация и стандартизация элементов конструкции

14 Описание организации работ с применением разрабатываемого изделия

15 Ожидаемые технико-экономические показатели

Заключение

Список использованной литературы

Приложение А

Введение

Основанием для выполнения курсового проекта КП10 являются требования Государственного образовательного стандарта к инженерной подготовке, в ходе которой должны быть освоены все стадии разработки сложной технической системы. Работа выполняется на 10 семестре в соответствии с учебным планом специальности 160801 – Ракетостроение. Работа выполняется в соответствии с техническим заданием на курсовую работу КП10 «Разработка эскизного проекта оперативно-тактической ракеты с двигателем на твердом топливе» КП10.01.00 ТЗ.

В процессе выполнения данного курсового проекта предлагается разработать оперативно-тактическую ракету с двигательной установкой на твердом топливе, которая осуществляет доставку полезного груза на максимальную дальность 350 км. Поскольку проект является учебным, при его выполнении, точнее, расчетов его составляющих, необходимо обратить внимание на:

усвоение методик расчета тех или иных устройств и агрегатов ракеты на твердых компонентах топлива;

ознакомление и усвоение диапазонов и точности основных проектных величин, использующихся при проектировании ракеты.

В процессе выполнения курсового проекта было проведено патентно-информационное исследование, задачей которого являлось изучение имеющихся аналогов и прототипов, а именно только тех, которые имеют схожие дальности и имеют только одну ступень. Тема была изучена с использованием источников, взятых из библиотек, а также информации найденной в интернете.

Процесс разработки ракеты сопровождался изучением конструкций основных элементов ракет, являющихся аналогами и прототипами современных ракет.

Все расчеты, определяющие значение параметров, исследующих зависимости различных характеристик и функций проводятся с использованием программного обеспечения, реализованного в среде математического моделирования MathCAD 14, в программах, составленных сотрудниками кафедры «Аппаратостроение», а также, при необходимости, программами, реализующие основные, типовые, методики расчета, реализованные в той же среде математического моделирования, а также с использованием иных возможностей составления программ для выполнения расчета с применением персонального компьютера (использование электронных таблиц Excel, выполнение чертежей в чертежной среде КОМПАС и пр.).

2 Патентно-информационное исследование

В техническом задании поставлена задача по проектированию баллистической одноступенчатой ракеты с двигателем на твердом топливе в бессопловой компоновке и отделяемой головной частью. Полная дальность полета ракеты по техническому заданию составляет 350 километров. Поэтому в данной главе рассмотрены наиболее близкие к этим требованиям прототипы и аналоги.

Проанализировав стоящие и стоявшие на вооружении ракеты, были выбраны следующие прототипы: 9М714, 9М714Б, 9М714У, 9М723, 9К711.

Назначение и область применения проектируемого изделия

Разработан эскизной проект оперативно-тактической ракеты средней дальности с газодинамическим органом управления (автономный газогенератор). Управление по дальности осуществляется за счет отсечки тяги с расталкиванием и отделением ГЧ. Проектируемое изделие, отвечая заданным проектным параметрам основных характеристик, имеет минимальную массу.

3.1 Основное назначение разрабатываемого изделия

Спроектированная баллистическая ОТР предназначена для поражения точечной цели на дальности до 350 км. Защищенность цели p до 1 кгс/см2. Головная часть отделяемая, цилиндроконическая, несет моноблочный ядерный заряд мощностью q = 29 кТ (в тротиловом эквиваленте). Также возможно комплектование головной части различными типами боевого заряда: осколочнофугасным, объемного взрыва, кассетной обоймой.

3.2 Область применения

Изделие применяется для поражения долговременных укрепленных объектов и огневой поддержки войск. Стрельба производится на расстояние от 100 до 350 км. Ракета в составе пускового комплекса применяется в стартовых условиях возможного перепада температур от 400 до +500, при давлении от 730 до 790 мм рт. ст. и влажности до 80%. Пуск ракеты производится из вертикального положения с подвижного колесного или гусеничного шасси, железнодорожной платформы, палубной или шахтной пусковой установки.

Разработанное изделие создается в качестве базового с модификациями узлов и агрегатов от ранее существующих баллистических ракет (ранее разработанных эскизных проектов).

Стабильность показателей качества спроектированного изделия зависит от правильности хранения, обслуживания и применения.

Описание конструкции[4]

Изделие, разрабатываемое в ходе курсового проекта, представляет собой

ракету с двигательной установкой в бессопловой компоновке, работающей на твердом топливе.

Головная часть ракеты является отделяемой и имеет вид цилиндроконической. ГЧ соединяется с приборным отсеком клеммным соединением. Остальные отсеки соединены между собой шпилечным соединением.

Заряд является скрепленным и представляет собой цилиндрический канал, зауженный в области критического сечения и раскрывающийся за критической областью. Корпус двигателя – тонкостенная стеклопластиковая мотанная конструкция типа «полукокон», соединенная с хвостовой, металлической частью клеерезьбовым соединением. На хвостовой части установлены решетчатые стабилизаторы, и сопловая заглушка.

При разработке двигательной установки было необходимо сконструировать узлы отсечки тяги и органы управление ракетой по трем каналам.

В качестве органа управления по каналу тангажа, рысканья и крена было решено использовать по два двигателя, создающих управляющий момент по каждому углу, работающих от автономного газогенератора, с низкотемпературным топливом, установленного в отдельном отсеке между приборным отсеком и двигательной установкой. Сопла двигателей представляют собой сборную конструкцию и металлической тонкостенной оболочки с вклеенным теплозащитным покрытием и критического вкладыша из молибдена. Сопла двигателей рысканья и тангажа расположены под углом 60° к продольной оси ракеты, для создания дополнительной тяги к основному двигателю. Регулирование управляющего усилия осуществляется за счет вращения роторного клапана, вращающегося от электродвигателя. Для двигателей тангажа и рысканья в обечайке вырезаны специальные окна. Также обечайка подкреплена шпангоутом и стрингерами

В качестве узлов отсечки тяги было решено в области полюсного отверстия днища установить четыре симметричных газохода, перпендикулярно расположенных к продольной оси ракеты. В них вложен детонирующий уплотненный заряд. В нужный момент при помощи установленного электродетонатора будет осуществляться вскрытие окон и тяга начнет убывать.

Для защиты переднего днища камеры основного двигателя, днищ газогенератора и газоходов двигателей управления используются мягкие материалы, на основе каучуков, для сопл используются твердые теплозащитные материалы (пластмассы).

Воспламенитель для основного топлива помещен в корпус корзинчатого типа, которая вместе с газоходом отсечки тяги крепится на полюсном отверстии двигателя.

Унификация и стандартизация элементов конструкции

При разработке детальной конструкторской документации на узлы и агрегаты ракеты необходимо стремиться к использованию стандартных крепежных и уплотнительных, и прочих подобных элементов.

При проектировании конструкции были использованы стандартные элементы, такие как болты, винты, шпильки, шайбы, гайки, уплотнительные кольца. Также количество разнотипных отверстий было сведено к минимуму.

Узлы стыковки с соседними отсеками, узлы крепления соплового блока и днища, а также другие конструктивные элементы были спроектированы аналогично прототипам. Поэтому при их изготовлении и сборке не возникнет вопросов в разработке абсолютно новых технологических процессов и специальных приспособлений. В результате этого затраты на изготовление частично сократятся.

14 Описание организации работ с применением разрабатываемого изделия

Такелажные работы производятся согласно техническим условиям на такелажные работы повышенной опасности.

Транспортировка изделия в контейнере на автомобильном транспорте производится со скоростью не более 40км/ч по дорогам с хорошим покрытием и со скоростью не более 15 км/ч по бездорожью, на Ж/Д транспорте без ограничения скорости.

В контейнере поддерживается примерно одна и та же температура.

Стыковка головной части производится на технической позиции.

15 Ожидаемые технико-экономические показатели

Обслуживание и прочие технические операции, необходимые для функционирования изделия проводятся только квалифицированным на то персоналом, дабы не создавать условия, при которых приходится, либо заменять один из узлов и агрегатов двигательной установки, либо ракету в целом.

Вероятная экономическая эффективность, за счет исключения соплового блока и заднего днища двигателя, составит 10 – 15 %.

Заключение

Итогом выполнения курсового проекта явилась разработанная ракета, работающая на твердом топливе и имеющая органы управления, осуществляющие управление по трем каналам.

В процессе выполнения эскизного проекта были проведены расчеты по определению минимальной массы, внутренней баллистике, внешней баллистике, а также прочностные расчеты.

Разработанная ракета имеет следующие параметры:

-максимальное давление в камере: 6 МПа;

-поперечная нагрузка: 100 кПа;

-коэф. тяговооруженности: 0,225;

-относительный запас топлива: 0,64;

-массовый коэффициент двигательной установки: 0,084;

-скорость в конце активного участка траектории: 1743 м/с;

-стартовая масса: 3390 кг;

-диаметр Миделя: 0,65 м;

-масса топлива: 2168 кг;

-максимальная тяга: 144700 Н;

-полное время полета: 329,323с;

-максимальная дальность полета: 352478 м.

Кроме того были получены навыки в проектировании и конструировании сложных технических систем.

В разработанной конструкции при дипломном проектировании возможна доработка крепления стабилизаторов в раскрытом положении и проработка более подробно головной части, а также доработка органов управления.

Рассматривая в целом разработанное изделие, отмечается, что изделии соответствует требованиям технического задания, условия, налагаемые на определенные этапы расчета и узлы двигательной установки, выполнены.