Определение оптимального расположения топливных баков ракеты, спроектированной по схеме "тандем", из условия минимума стартовой массы

Инженерный журнал: наука и инновации

# 8·2016 1

УДК 629.76/.78-027.31 DOI 10.18698/2308-6033-2016-08-1521

Определение оптимального расположения топливных

баков ракеты, спроектированной по схеме «тандем»,

из условия минимума стартовой массы

МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 105005, Россия

Исследован выбор оптимального расположения топливных баков ракеты с точ-

ки зрения минимизации стартовой массы при сохранении ее устойчивости. Ос-

новное внимание уделено расчетам на прочность и устойчивость обечаек баков,

определению их толщины при двух вариантах компоновки баков: окислитель —

горючее, горючее — окислитель. Для этих вариантов рассчитана масса получае-

мой конструкции, проанализирована разбежка центра давления и центра масс.

Проведено сравнение значения весового коэффициента, получаемого на основе

прочностного расчета, со значением, принимаемым при проектировании на ос-

нове статистических данных. Предложено решение проблемы статической не-

устойчивости ракеты с помощью установки решетчатых стабилизаторов, ар-

гументирован выигрыш полученной конструкции в массовом отношении. Дока-

зана выгода расположения бака окислителя за баком горючего, что позволит

создавать более легкие ракеты и увеличить массу полезного груза без увеличения

массы изделия в целом.

Ключевые слова:

бак, весовой коэффициент, горючее, компоновка, напряжения,

окислитель, подъемная сила, прочность, разбежка центра давления и центра

масс, ракета-носитель, сжимающая сила, стабилизатор, стартовая масса, тол-

щина обечайки, топливный отсек, устойчивость.

Введение.

При проектировании ракет по схеме «тандем» тяже-

лый бак окислителя обычно располагают перед баком горючего. Та-

ким образом добиваются меньшей разбежки центра давления и цен-

тра масс, чем обеспечивается качественная работа автомата стабили-

зации. Однако нижний бак при этом оказывается сжатым осевыми

силами.

В качестве примера по методике, изложенной в [1–3], построим

эпюру осевой силы, действующей на стартовом столе на отсеки двух-

ступенчатой ракеты-носителя легкого класса, спроектированной мето-

дом дискретного элемента под разгонный блок «Бриз-КМ» массой

6475 кг для доставки полезного груза массой 3 т на круговую орбиту

высотой 200 км. Ракета представляется как система сосредоточенных

масс, соединенных невесомыми упругими связями различной длины.

Топливом для ступеней является кислород-керосин [4] (табл. 1).