Содержание к диссертации
Введение
1, Обзор работ в области многоразовых средств выведения 7
1.1. Обзор состояния работ в области многоразовых средств выведения в России
1.2. Государственные программы США в области многоразовых средств выведения
1.3. Обзор состояния работ в области многоразовых средств выведения в Европе и Японии
1.4. Качественный анализ многоразовых ускорителей 1 -й ступени -*4
1.5. Качественный анализ методической базы 37
2; Постановка задачи. Алгоритм решения задачи, основные методы и математические модели
2.1. Общая постановка задачи 41
2.2. Математические модели задачи 4У
2.3. Математическая постановка задачи ''
2.4. Алгоритм решения задачи "
3. Выбор основных проектных параметров двухступенчатого ЛА с воздушно-реактивным ускорителем 1-й ступени
3.1. Первый этап: оценка зависимости принятого критерия эффективности от основных аэродинамических характеристик ЛА (Анализ влияния шумов) 8"
3.2. Второй этап : оценка нагрузки на крыло 102
3.3. Третий этап: оценка потребных запасов топлива ускорителя 1-й ступени
3.4. Четвёртый этап: определение основных проектных параметров ускорителя 2-й ступени
3.5. Методика расчёта критериальной функции. Оценка сходимости и точности разработанной методики
4. Оценка влияния ключевых неопределённостей и предварительный технико-экономический анализ ЛА лёгкого класса
4.1. Градиент критерия эффективности 125
4.2. Предварительный технико-экономический анализ ЛА лёгкого класса. 134 Сравнение весовой эффективности анализируемых вариантов ЛА
Заключение 141
Литература
- Государственные программы США в области многоразовых средств выведения
- Качественный анализ многоразовых ускорителей 1 -й ступени
- Математическая постановка задачи
- Четвёртый этап: определение основных проектных параметров ускорителя 2-й ступени
Введение к работе
Актуальность работы.
Одной из основных целей современного этапа разработки средств выведения является снижение стоимости выведения одного килограмма полезных грузов (ПГ). Подтверждением тому служит программа NASA, которая предполагает три этапа развития средств выведения. На первом: этапе до 2010г. предполагается разработка средств выведения с удельной стоимостью выведения до 2000 $/кг, к 2025 выведение ПГ должно обходится заказчику до 200$/кг и к 2040г. - 20$/кг.
В настоящее время, существует более десятка программ, - направленных на создания многоразовых средств выведения, включая, несколько российских и европейских проектов, находящихся на стадии концептуального и эскизного проектирования.
Программа NASA по созданию демонстратора одноступенчатого многоразового носителя Х-33 фирмы Lockheed Martin, которая планировалась на четыре года, столкнулась с технологическими проблемами, в результате чего представители NASA сообщили о закрытии программы Х-33. По мнению специалистов, затраты на разработку аппарата превысили размер той выгоды, которую этот проект мог бы принести в случае успешного завершения.
NASA приступило к разработке новой программы, получившей название "Инициативные средства выведения", или "Программа создания многоразового носителя второго поколения". Такое развитие событий свидетельствует об отказе NASA от создания одноступенчатого многоразового средства выведения и возобновления интереса к концепции двухступенчатой многоразовой космической транспортной системы - программа TSTO.
В соответствие с ней, американские компании разрабатывают проекты замены твердотопливных ускорителей "Space Shuttle" на многоразовые жидкостные ускорители.
В России по заказу Российского аэро - космического агентства с 1993г. осуществлялась программа научно-исследовательских работ "Орел", а позже «Гриф».
Задача программы "Орел" состояла в исследовании различных концепций ТКС с использованием единых методов технических и экономических оценок. По итогам этой программы были выбраны наиболее эффективные варианты многоразовых средств выведения.
В НИР "Орел" принимали: участие практически все ведущие российские научно-исследовательские и проектные организации. Руководство работами осуществляли: Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ЦНИИМаш) и Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ) в части системных исследований по
обоснованию предпочтительных концепций и областей рационального использования перспективных ТКС соответственно вертикального и горизонтального старта.
Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) и Научно-исследовательский центр им. Келдыша - в части разработки концепций ракетных, воздушно-реактивных и комбинированных двигательных установок для ТКС. Для проработки были предложены 4 варианта, рассчитанные на ближнюю и дальнюю перспективу.
Планы Европейского космического агентства (ESA) до 2015 года поделены на несколько этапов:
в 1999 — 2006 гг предусматривается проведение программы отработки технологий FLTP (Future Launch Technology Program),
с 2007 г начало разработки систем,
с 2011 г начало производства систем
в конце 2015 г проведение первого испытательного полета ТКС
с 2018 г штатную эксплуатацию многоразовой ТКС.
Кроме того, компания «Ariane Space» ведёт работы по замене твердотопливных ускорителей РН «Ariane-5» на более эффективные многоразовые блоки.
Лидеры ESA обеспокоены тем, что отставание в разработке технологий многоразовых средств выведения приведёт к потере позиций на рынке коммерческих пусковых услуг.
Япония длительное время? ведет работы по созданию собственного «космического самолета» НОРЕ, который будет выводиться на орбиту с помощью РН Н-2А. В конце 1999 года космическое агентство Японии NASDA подписало контракт с компанией Fuji Heavy Industries на строительство двух технологических демонстраторов НОРЕ-Х для проведения экспериментальных полетов. В конце 2000 года космическое агентство Франции CNES заявило о намерении присоединиться к программе НОРЕ-Х,
В сеете сказанного выше можно сделать вывод о том, что разработка многоразовых или частично многоразовых космических транспортных систем является актуальной задачей текущего этапа развития средств выведения.
В результате проведённого предварительного анализа, автором, предложена новая концепция двухступенчатой транспортной космической системы на базе многоразового воздушно - реактивного ускорителя 1-й ступени и одноразовой ракетной ступени. Цель работы.
Предварительное обоснование новой концепции ЛА с воздушно - реактивным ускорителем 1 -й ступени.
Разработка методики выбора основных проектных параметров нового типа ЛА.
Определение рациональных областей основных проектных параметров в условиях
имеющихся неопределённостей, удовлетворяющих максимальной эффективности ЛА. Сравнение эффективности нового типа ЛА с известными проектами. Объект исследования.
Исследуется двухступенчатый летательный аппарат, предназначенный для выведения космических аппаратов на низкие околоземные орбиты, с многоразовым ускорителем первой ступени, использующим воздушно-реактивные двигатели в качестве маршевой двигательной установки.
Методы исследования. При решении і поставленной задачи выбора основных проектных параметров ЛА использовались:
методы численного интегрирования для решения уравнений движения ЛА,
модифицированный метод Ньютона при решении краевой задачи,
метод сеток и метод формального поиска экстремума при оптимизации основных
проектных параметров,
статистические методы при обработке результатов математического моделирования и
обработке статистической информации по существующим ЛА и их системам. Новые научные результаты, представляемые, на защиту,
Области рациональных значений основных проектных параметров предложенного варианта Л А,
Методика: выбора основных проектных параметров предложенного варианта ЛА с учетом неопределённостей его основных аэродинамических характеристик;
3. Предварительный технико-экономический анализ ЛА лёгкого класса.
Практическая; значимость состоит в том, что, на основании известных подходов к
выбору проектных параметров ЛА, разработана методическая основа для исследования и анализа транспортных систем нового типа,, определены основные требования к аэродинамической компоновке ЛА, а также определены области рациональных значений основных проектных параметров. Проведён предварительный технико-экономический анализ. Достоверность полученных результатов подтверждается тем, что:
использованы достаточно полные модели всех основных факторов, влияющих на решение поставленной задачи;
проведена проверка корректности применения математических методов при решении краевой задачи, статистической обработке результатов и поиске решений близких к оптимальным при заданных ограничениях;
использованы апробированные методики при исследовании частных задач; результаты подтверждают выводы, встречающиеся в литературе при рассмотрении близких частных задач [48,49,51,53,55,56, 57, 61].
Государственные программы США в области многоразовых средств выведения
В настоящее время NASA использует многоуровневый подход к разработке многоразовых СрВ. Базовые технологии разрабатываются в рамках программы ASTP.
Программа ASTP (Advanced Space Transportation Program) направлена на определение, разработку, верификацию передачу и применение космических транспортных технологий, потенциально дающих большую отдачу.
Основной целью программы является значительное снижение стоимости космических транспортных систем, при повышении надежности; эксплуатационных характеристик, гибкости и безопасности. Первоочередное внимание уделяется повышению безопасности. Второстепенными целями являются: 1) разработка перспективных технологий и систем; 2) привлечение частного капитала путем разработки и передачи технологий, позволяющих снизить риск создания систем; 3) повышение конкурентоспособности американской промышленности; 4) обеспечение баланса краткосрочных и долгосрочных инвестиций.
В соответствии с Национальной космической политикой и стратегическим планом NASA направление (Pillar) 3 (доступ в космос) существует 2 основные цели в области технологий, которые необходимо достигнуть в 1-ой четверти 21 века.
1. Разработать и продемонстрировать технологию нового поколения, позволяющую американской промышленности снизить затраты до уровня 1000 долл. за фунт (= 2200$/кг) в течение 10-ти лет. Провести исследования, разработку и демонстрацию технологий, позволяющих снизить затраты до 100 долл. за фунт(«220$/кг) в течение 25 лет,
2. Достигнуть в течение 15 лет снижения стоимости в 10 раз для орбитальных перелетов и снижения в 2-3 раза веса ДУ, а также времени перелета для межпланетных полетов. В течение 25 лет обеспечить проведение нового полета к пределам солнечной системы и за ее пределы при сокращении времени перелета в 10-20 раз.
Роль программы ASTP состоит в разработке, освоении и отработке технологий, позволяющих выполнить требования NASA, а также начать коммерческое освоение космоса.
Одним из направлений программы ASTP является отработка технологий многоразовых СрВ. В настоящее время основной задачей является верификация критических технологий, с целью принятия - решения по разработке многоразовых средств выведения (Reusable Launch Vehicle) RLV. Основными задачами является улучшение характеристик с одновременным снижением эксплуатационных затрат и затрат на изготовление.
Базовые технологии, разрабатываемые в рамках программы ASTP, должны отрабатываться на опытных изделиях, подсистемах и системах, а затем передаваться для целевого использования.
В результате исследований NASA и в соответствии с комплексной программой NASA в области космических транспортных средств (ISTP - Integrated Space Transportation Plan), разработанной осенью 1999 г. была разработана программа "Инициативные средства выведения" (SLI - Space Launch Initiative).
Целями программы Space Launch Initiative является снижение технического, программного, и эксплуатационного рисков, связанных с разработкой безопасных, надежных и доступных схем RLV 2-го поколения, удовлетворяющего потребности NASA в пилотируемых полетах в конце десятилетия. Предполагается осуществление инвестиций в разработку и проверку технологий, проектирование и перспективные разработки, а также в разработку, по крайней мере, 2-х конкурирующих схем RLV 2-го поколения. Программа должна обеспечить возможность начать полномасштабную разработку RLV 2-го поколения не позднее 2005 г.
Программа будет контролироваться по 4-м базовым параметрам: 1) Формирование требований к средствам выведения и системный подход к проектирован ию. 2) Сокращение риска для RLV2-ro поколения. 3) Определение требований к уникальным технологиям с одновременным сокращением рисков. 4) Определение, разработка и осуществление пусковых услуг.
Начальная эксплуатация RLV 2-го поколения может начаться с 2010 г. Модернизация ТКС "Space Shuttle" и прочее инвестирование будет завершено к 2005 г.
Начиная с 2003 г. планируется сосредоточиться на 2-х вариантах схемы и осуществлять инвестиции в наиболее перспективные области. В результате работ к концу 2005 г. должно быть принято решение о полномасштабной разработке RLV 2-го поколения.
Программа MSPr ВВС США рассматривается программа MSP (Military Space Plane) или Space Operations Vehicle или Aerospace Operations Vehicle. Целью является создание системы, обеспечивающей контроль космического пространства. Система включает 2 или 3 многоразовых суборбитальных ускорителя, предназначенных для запуска различных аппаратов, которые также могут выводиться и на одноразовых РН. Ускоритель позволит разгонять ПГ массой 5.4 т до скоростей М= 16-18, дальность полета 2200 км. Предполагается создать 3 стартово -посадочных комплекса: на востоке, западе и севере США, формирующих треугольник со стороной 2200 км. Таким образом, обеспечивается 6 возможных трасс запуска. Это позволит обеспечить всеазимутальность запусков при достаточно низком дозвуковом аэродинамическом качестве (порядка 1.2-1.5). Основными требованиями ВВС является оперативность и низкие затраты (прямые затраты на пуск, включая топливо, техническое обслуживание и ремонт не более 100 тыс. долл.). Трудозатраты на межполетное обслуживание должны составлять 100 нормо-часов на час полета (что соответствует обслуживанию истребителя). Время межполетного обслуживание должно составлять не более 8 часов, а время подготовки к пуску не более 6 часов. В настоящее время предлагаются 2 концепции ускорителя. Компания Boeing предлагает вариант на основе DC-X с российскими ЖРД РД-0124 на топливе Керосин+Ог. Компания Lockheed Martin предлагает вариант на базе аппарата Х-33. Стартовый вес аппарата по обоим проектам должен составить 180-240 т, длина 20 м. Целью ВВС является разработка в дальнейшем на этой основе более мощного ускорителя. Наиболее перспективной верхней ступенью для ускорителя является корабль орбитального маневрирования (Space Maneuvering Vehicle) SMV, демонстратором которого является Х-40.
Второй ступенью, которая может использоваться в системе MSP является Modular Insertion Stage (MIS), разрабатываемая как дешевая ступень, позволяющая выводить на орбиту КА массой 900-1800 кг. В рамках экспериментальной программы Upper Stage Flight Experiment (USFE) NASA выбрало компанию Orbital Science Corp. для создания демонстратора MIS. Этот ЛА имеет ЖРД с вытеснительной подачей на компонентах Нг+перекись водорода, разработанный компаний Kaiser Marquardt. Целью является обеспечение стоимости ступени в 600 тыс. долл., что означает удельную стоимость выведения на орбиту с использованием системы MSP/MIS в размере 600 долл./фунт («13200$/кг).
Качественный анализ многоразовых ускорителей 1 -й ступени
Все многоразовые ускорители, использующиеся в составе двухступенчатых средств выведения, можно классифицировать по двум признакам: 1) по типу взлёта и посадки; 2) по типу ДУ, используемой на взлёте и посадке. По типу взлёта и посадки: Вертикальный взлёт — вертикальная посадка (ВВВГГ); Вертикальный взлёт — горизонтальная посадка (ВВГП); Горизонтальный взлёт - горизонтальная посадка (ГВГП); Горизонтальный взлёт - вертикальная посадка (ГВВП). По типу используемой двигательной установки - ЖРД или ВРД. Таким образом, можно сформировать классификационную таблицу 1.8
Качественный анализ таблицы 1.8, осуществляется на основе принципа, в соответствии с которым отбрасываются те варианты, для которых найден хотя бы один более предпочтительный вариант, иными словами осуществляется поиск и отбрасывание худших вариантов.
В частности обращает на себя внимание группа вариантов ГВВП (горизонтального взлёта и вертикальной посадки). Действительно, трудно представить случай, при котором для горизонтально стартующего ЛА, предназначенного для запусков в космос, вертикальная посадка ускорителя 1-й ступени будет более рациональна, чем горизонтальная посадка на тот - же аэродром. Иными словами горизонтально стартующие ЛА всегда имеют преимущество, в случае, если они-совершают горизонтальную посадку, т.е. группа вариантов ГВГП является более предпочтительной. Поэтому варианты 13... 16 из дальнейшего анализа исключаются.
Рассматривая группу вариантов ВВВП можно отметить следующее.
Вариант 1 можно сравнить с вариантом 5. Оба варианта аналогичны по условиям взлёта и условиям разделения. Оба варианта предполагают планирующий возврат ускорителей к месту посадки, что выполнимо только при наличии хороших аэродинамических характеристик. В свою очередь хорошие аэродинамические характеристики обеспечивают возможность осуществления «бездвигательной» горизонтальной посадки. Для осуществления вертикальной посадки на ЖРД, видимо, понадобится специальная двигательная установка и соответствующий запас топлива. Таким образом, можно предположить, что вариант Г хуже, чем вариант 5.
Варианты 2 можно сравнить с вариантом 6. Оба варианта одинаковы по составу и схеме полёта. Различие состоит только в способе посадки: Вариант 2 предполагает вертикальную посадку на ВРД. Здесь важно подчеркнуть, что ВРД для возвратного полёта как правило обеспечивает тяговооружённость 0.2...0.4. С такой тяговооружённостью легко реализуется горизонтальная, посадка. Для осуществления вертикальной посадки тяговооружённость необходимо увеличить до величины большей I, что влечет за собой увеличение массы двигателя и всего ускорителя. Значит при прочих равных условиях вариант 2 хуже, чем вариант 6.
В рассматриваемой группе можно сравнить варианты 3 и 4. Здесь достаточно заметить, что вариант 3 предполагает наличие дополнительной и менее эффективной, по расходу топлива, двигательной установки, что для данной схемы полёта не требуется. Поэтому вариант 3 уступает варианту .
Таким образом, в группе вариантов ВВВП предпочтение следует отдать варианту 4.
На сегодняшний день наибольшее число ((реалистичных» проектов сосредоточено в группе ЛА ВВГП. В частности, реализованные практически проекты «Энергия- Буран» и «Space Shuttle» с известной долей допущения можно отнести к варианту 5. Совместный проект МВРН (ЦНИИМащ, КБ «Салют» и РКК «Энергия») в программе «Орёл» полностью соответствуют варианту 5. В тоже время проекты RFBB - США, LFB- Европа и «Байкал» -Россия - можно отнести к варианту 6. Сравнение вариантов 5 и 6 ведётся достаточно давно с использования различных комплексных подходов, но окончательное преимущество одного из них пока не определено.
В рассматриваемой группе вариантов находятся варианты 7 и 8, отличающиеся тем, что используют ВРД в качестве ДУ на участке взлёта. Публикаций по этим вариантам в открытой литературе нет. Однако качественный анализ позволяет сделать вывод о том, что вариант 7 уступает варианту 8, по тем же основаниям, что вариант 3 уступает варианту 4.
Можно сравнить между собой варианты 4 и 8. Оба варианта предполагают вертикальный взлёт и посадку с использованием ВРД, но отличаются способом посадки (вертикальная и горизонтальная). Для качественного анализа достаточно подчеркнуть, что, имея стартовую площадку для вертикхіьного взлёта, преимуществом будет обладать вариант, не требующий строительства аэродрома или дооснащения существующего аэродрома средствами, обеспечивающими обслуживание ускорителя. Т.е. в группе ВВГП этот вариант можно исключить, как вариант уступающий варианту 4 из группы ВВВЇЇ. Таким образом, в группе ВВГП для дальнейшего рассмотрения целесообразно оставить варианты 5 и 6.
При рассмотрении вариантов принадлежащих к группе ГВГП целесообразно обратиться к работе [52]. В этой работе проведён количественный анализ для вариантов 5 и 9. Из этого анализа следует, что ЛА с ЖРД, стартующие вертикально, обладают преимуществом перед аналогичными ЛА горизонтального взлёта. Таким образом, варианты 9 и. 10 уступают вариантам 5 и 6.
Лучшими характеристиками в группе ГВГП, по видимому, будут обладать варианты 11 и 12. Именно разработке горизонтально стартующего и горизонтально садящегося Л А с ВРД посвящены исследования, которые проводятся в «космических» странах. К таким проектам относятся МиГАКС и МАКС — Россия, проекты компаний Nortrop Grumman, Boeing и Lockheed Martin - США, а также ряд проектов исследованных в Великобритании и Японии.
Сравнивая между собой варианты 11 и 12, с уверенностью можно сказать, что для Л А оснащённого ВРД, и другими необходимыми средствами для горизонтального юлёта, нет необходимости в дополнительной двигательной установке, обеспечивающий горизонтхіьную посадку. Поэтому наличие специального ЖРД для обеспечения посадки, явно ухудшает характеристики варианта 11 по сравнению с вариантом 12. Таким образом, в группе вариантов ГВГП преимущество следует отдать варианту 12.
Математическая постановка задачи
Как следует из постановки задачи, движение ЛА осуществляется в гравитационном поле Земли. Величиной, которая характеризует это поле является гравитационное ускорение g. Гравитационное ускорение зависит от географического положения точки старта. Однако это обстоятельство не сильно влияет на решение задачи, если учитывать, что протяжённость участка выведения существенно меньше окружности Земли. Поэтому вполне допустимо принять некоторое среднее значение гравитационного ускорения на поверхности Земли. Обычно в технических расчётах принято считать: кг go- -ry (2.7) где JM = 398602-109 м3/с2 - гравитационная постоянная Земли; Д? 6371-10 м — средний радиус Земли. Для некоторой текущей высоты, предположив, что Земля имеет сферическую форму с распределением плотности, зависящим только от радиуса, гравитационное ускорение определяется следующей формулой: (2.8) Г д.- V 8 = go Ч , + где Н высота рассматриваемой точки над средней земной сферой. С учётом С2.7) уравнение (2.8) можно записать в виде:
Гравитационное ускорение направлено по радиусу к центру Земли. В таком виде модель гравитационного поля Земли используется в расчётах. Аэродинамические силы, действующие на летательный аппарат, существенно зависят от параметров атмосферы - плотности, давления и температуры воздуха. Эти параметры в свою очередь зависят от высоты полёта, географической широты, времени года и суток и ряда других факторов.
Для расчёта траекторий и других исследований, проводимых при проектировании, летательных аппаратов до высот 95411 м, обычно используются таблицы стандартной атмосферы. В данной работе принята модель атмосферы соответствующая ГОСТ 4401-81.
Для высот превышающих 95411м. влияние атмосферы на точность решения задачи выведения космических аппаратов пренебрежимо мало. Модель двигательных установок
В исследуемом типе летательных аппаратов применяются двигатели, использующие силу прямой реакции газовой струи. Такие двигатели называются реактивными. В данной работе рассматриваются три типа реактивных двигателей: 1. Турбореактивные двигатели (ТРД); 2. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД); 3. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).
Турбореактивные двигатели; используют для создания тягового усилия: (тяги) атмосферный воздух. С этой целью воздух сжимается с помощью компрессора и поступает в камеру сгорания, где осуществляется химическая реакция соединения с горючим.
К настоящему времени создано четыре поколения турбореактивных двигателей различных модификаций. Каждое новое поколение отличается от предшествующего существенным улучшением характеристик таких, как экономичность и удельная масса.
В табл. 2.1 приведены основные отличительные особенности двигателей каждого поколения и даны некоторые прогностические данные по двигателям следующих поколений над которыми работают у нас в стране и за рубежом. Таблица 2.1 Характеристики Поколение двигателей I II HI IV Прогноз Удельная масса 0f6...0f8 0,22...0,26 0,14...0,18 0,12...0,13 0,09 Удельный расход топлива, кг/кгс час 1,2...1,4 1,1..0,8 0,7..0,64 0,62...0,58 0,56...0,50 Максимальная температура перед турбиной, К 900...1000 1150...1250 1400... 1500 1500...1650 1800...2000 Степень сжатия вкомпрессоре 3,5...5,0 10...13 14...18 21...27 30...60 ) Отношение массы двигателя к его тяге [кг/кгс].
Для скоростей полёта, значительно превышающих скорость звука, разрабатываются прямоточные воздушно-реактивные двигатели. это бескомпрессорные двигатели, в которых сжатие1 воздуха осуществляется в воздухозаборнике за счёт торможения сверхзвукового набегающего потока. Поэтому ПВРД могут работать только на скоростях значительно превышающих скорость звука.
Жидкостные ракетные двигатели не используют атмосферный воздух. Компоненты топлива для ЖРД хранятся на борту летательного аппарата. Поэтому такие двигатели могут работать в безвоздушном пространстве.
Характеристики ТРД зависят главным образом от степени повышения давления в компрессоре и температуры газа перед турбиной.
В зависимости от выбранной степени повышения давления и температуры газа перед турбиной при регулировании двигателя по noGmax=const (побтах-максималыюе число оборотов двигателя) сила тяги ТРД увеличивается с ростом скорости полёта от М=0.3..0.4, только до скоростей соответствующих М=3...3.5 на высоте 11000м, а при дальнейшем увеличении скорости полёта сила тяги начинает уменьшаться. На рис. 2-3 представлена типовая зависимость относительной тяги сверхзвукового Р ТРД = — от высоты и скорости полёта, эту зависимость называют высотно-скоростной о характеристикой.
Тяга Ро на высоте Н = 0 при скорости М = 0 -называется статической тягой. Зная статическую тягу ТРД, можно по графику определить его тягу на любом режиме полёта. При этом следует иметь ввиду, что должно выполнятся условие идеального регулирования воздухозаборника, которое заключается в поддержании параметров потока на входе в компрессор в соответствии с требуемым режимом работы. Рис. 2-3. Высотно-скоростная характеристика ТРД Одной из ключевых характеристик ТРД является его экономичность. На рис. 2-4 представлены зависимости относительного удельного расхода топлива для сверхзвукового С ТРД = —— от высоты и скорости полёта.
Четвёртый этап: определение основных проектных параметров ускорителя 2-й ступени
Видно, что расчётные значения хорошо совпадают с результатами математического моделирования. Таким образом, по формуле (3.22) можно оценить величину начальной тяговооружённости ракетной ступени, близкую к оптимальной. Определение нагрузки на мидель.
В числе основных проектных параметров ракетной ступени присутствует рмиа -нагрузка на мидель. Этот параметр существенно влияет на аэродинамические характеристики, как ракетной ступени, так и ЛА в целом. Как было показано ранее, наиболее значимым, является влияние на аэродинамическое сопротивление Л А.
Вариация нагрузки на мидель при фиксированной начальной массе ракетной ступени нелинейно влияет на коэффициент аэродинамического сопротивления ЛА. В рамках решаемой задачи это влияние не исследуется. Это является частной задачей в задаче определения аэродинамических характеристик исследуемого ЛА. В рамках представленной работы задача выбора аэродинамической компоновки не решалась, и, тем более не решалась частная задача выбора нагрузки на мидель, с точки зрения оптимизации аэродинамических характеристик.
Однако при исследовании этого параметра можно опереться на особенности второй ступени, которые заключаются в двойственности её функции. С точки зрения аэродинамической компоновки, она выполняет функцию фюзеляжа самолёта, а с точки зрения компоновочной схемы - функцию самостоятельной ракетной ступени.
Поэтому можно определить область рациональных значений рмнд, опираясь на статистические данные по ракетам - носителям и тяжёлым сверхзвуковым самолётам.
Нарис. 3-35 представлена зависимость нагрузки на мидель от стартовой массы для ракет — носителей и тяжёлых сверхзвуковых самолётов.
Зависимость нагрузки на мидель от стартовой массы Пунктирными линиями представлены линейные аппроксимации для РН и самолётов. Видно, что у сверхзвуковых самолётов нагрузка на мидель существенно больше чем у РН, Поэтому компромиссной может быть зависимость представленная на рис. 3-34 сплошной линией. Эта зависимость выражается формулой: где Mo - стартовая масса ЛА, кг Однако определять нагрузку на мидель при решении поставленной задачи в виде функции стартовой массы не целесообразно, поскольку считается заданной масса выводимого полезного груза. Поэтому необходимо установить связь между стартовой массой и массой полезного груза, доставляемого па низкую околоземную орбиту. Эта связь установлена путём обработки имеющейся статистической информации по РН и представлена на рис. 3-36. Мо=1ЮОтпг065 (3.24) Решая совместно 3.23 и 3.24 можно записать: рМИд = 48,4тПг065+20200 (3.25) На рис. 3-37 представлена зависимость нагрузки на мидель от массы ПГ на НОО, полученная на основе статистической обработки данных по РН. 4О0О0 соотношения ступеней.
Оптимальная точка разделения воздушно-реактивного ускорителя и ракетной ступени, соответствующая некоторой совокупности проектных параметров, однозначно определяет характеристические скорости ступеней и, соответственно, их массы. Поэтому можно определить соотношение между массами воздушно-реактивного ускорителя и ракетной ступени, соответствующие максимальной массе выводимой полезной нагрузки. Такое соотношение для оптимальной совокупности проектных параметров представлено на рис. 3-38.
Рис. 3-38. Зависимости относительной массы ПГ от отношения moi/Mo2-Как следует из графика, оптимальное соотношение составляет 0.53. Проведённый анализ показал, что соотношение начальных масс ракетной ступени и ускорителя существенно зависит от удельной массы воздушно-реактивной двигательной установки ускорителя и реализуемой скорости разделения. Такая зависимость представлена на рис. 3-39, Эти зависимость может быть аппроксимирована следующим уравнением: moi/Mo: = аУдуі2 + Ьудуі + с (3-26) где Удуі — удельная масса ДУ воздушно-реактивного ускорителя a = 0,0125VpM-f-l,4 b = -0,0031Vpa} + 2 с = 0,0004 lVpa3-0,004 Vpa3 - скорость разделения [м/с] 1
На основании проведённых исследований разработана методика оценки основных массово энергетических характеристик турбореактивного ускорителя с ракетной ступенью, представленная в таблице 3.3. Ключевой величиной, принятой в качестве исходного значения, является масса ПГ на заданной орбите - шпг. В качестве варьируемых параметров задаються: поі — начальная перегрузка ЛА (рациональное значение 1.4), ркр - нагрузка на крыло, Руд2 — удельная пустотная тяга 2- ступени, а также ограничения по qmax и пу - на участке возвращения турбореактивного ускорителя. Кроме того, необходимо задать VK -конечную скорость, которая определяется на основе параметров заданной орбиты, учитывая, что активный участок заканчивается в перигее).
На основании данных таблицы определяется значение критерия эффективности -Ипг и основные геометрические параметры ЛА, по которым уточняются аэродинамические характеристики.
Кроме того, следует учитывать, что, при осуществлении расчётов, важное значение имеет момент переключения двигательной установки турбореактивного ускорителя с режима ТРД на режим прямоточного двигателя. Этот момент задаётся числом Маха ив данной работе соответствует (3.0 — 3,5)М. Оценка сходимости и точности методики
Особенность разработанной методики состоит в том, что при расчёте критерия эффективности использовался метод расчёта на заданной сетке параметров. В соответствии с которым, множество значений критерия было получено в результате решения транспортной; задачи. Т.е, для каждой совокупности параметров получено единственное значение критерия. Это значит, что для; всех значений параметров задача сходится к полученному значению критерия. На основании анализа полученного множества значений критерия сформировано подмножество значений близких к максимальному. Очевидно, что каждому такому значению соответствует определённое сочетание проектных параметров, которое принимается в качестве наиболее эффективного. На следующем этапе точные математические модели заменены некоторым - алгоритмом, который устанавливает связи между параметрами и соответствующими значениями критерия эффективности. Таким образом; каждому подмножеству проектных параметров соответствует значение критерия эффективности, из подмножества максимальных значений, принадлежащего, рассчитанному по методу сеток, множеству критериев эффективности. Но поскольку задача сходится на всём множестве параметров, то она будет сходиться и для любой совокупности проектных параметров принадлежащей, ранее определённому множеству.
