Объемный расчет топливного отсека

1.

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
высшего образования
«ОМСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»
Кафедра «Авиа- и ракетостроение»
И.Н. Гречух, Л.И. Гречух
ОБЪЕМНЫЙ РАСЧЕТ ТОПЛИВНОГО ОТСЕКА
Методические указания к практическим занятиям по дисциплине
«Основы устройства ракет»
для направлений: 24.03.01, 24.05.01, 24.05.02
Омск – 2016

2.

Методические указания являются руководством для студентов при решении задач
проектирования баллистических ракет с ЖРД.
Методически материал представлен в наиболее удобном, наглядном и доступном виде,
используются достаточно простые, проверенные практикой формулы, приводятся сведения о
конструкции, характере её нагружения, а также некоторый материал справочного характера.
Методический материал рекомендуется использовать на практических занятиях при
изучении отдельных вопросов проектирования БР, а также в курсовом и дипломном
проектировании.
Оглавление
Введение ………………………………………………………………………………………. 3
1. Объемный расчет топливного отсека РБ1 ………………………………………...…….……5
2. Объемный расчет топливного отсека РБ2 ……...……………………….……………………9
3. Объемный расчет приборного, переходного и хвостового отсеков ……………………….. 12
4. Определение длины ракеты ………………………………………………………………….. 14
Библиографический список………………….……………………….……………….………. 14
Приложение 1. Основные характеристики некоторых жидких топлив …………………… 15
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
2
03.07.2016

3.

Введение
Для примера рассмотрим схему бака горючего, представленного на рис. 1.
Геометрический объем бака складывается, в общем случае, из следующих отдельных
объемов
Vб.г = V1 + V2 + V3 + V4 + Vц .
Конфигурация бака формируется при конструировании ракеты. Обычно объемы V1, V2, V3
и V4 получаются в процессе геометрической компоновки бака с другими отсеками ракеты и,
будучи получены один раз, не изменяются. В случае необходимости изменяют, объем
цилиндрической части бака, варьируя длиной цилиндрической части L ц при постоянном
диаметре бака.
V1
V2
V3
VЦ
V4
Рис. 1. Бак горючего (к объемному расчету)
На рисунке обозначено: V1 – объем элементов люка; V2 – объем верхнего днища; V3 –
объем вспомогательного оборудования; V4 – объем нижнего днища; Vц – объем цилиндрической
части бака.
Объем бака в общем случае зависит от объема заправленного в него топлива, объема
внутренних деталей и объема газовой подушки
Vб.г =
Vгз
вн дет
+ DVб.г
,
1- dг
где Vгз – объем заправленного горючего;
d г = 0,025...0,035 – относительный объем бака горючего, который занимает газовая подушка.
В дальнейшем относительный объем бака горючего, который занимает газовая подушка,
уточняется с учетом способа наддува бака, температуры газов наддува и других параметров;
вн дет
DVб.г
– объем, занимаемый деталями и другими узлами, расположенными внутри бака.
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
3
03.07.2016

4.

Примечание. На начальном этапе проектирования объем, занимаемый внутренними деталями
вн дет
DVб.г
, принимается равным нулю. После того, как становятся известными объемы деталей,
располагаемых внутри бака, общий объем бака подсчитывается более точно и в соответствии с
этим уточняется значение длины цилиндрической обечайки бака.
Объем заправленного горючего равен
Vгз =
m гз
,
rг
где m зг – масса заправляемого горючего.
Масса заправки горючего равна
ст
m гз = m г + Dm г + Dm до
,
г
где m г – масса горючего, расходуемая при полете ракеты;
Dm г – добавочная масса горючего заправляемого в ракету;
Dm гдо ст – достартовый расход горючего; масса горючего, расходуемая от момента запуска
двигательной установки до момента отрыва ракеты от стартового стола.
Величина добавочной массы горючего заправляемого в ракету равна
зал
Dm г = Dm гд с + Dm ггар + Dm гнз + Dm над
г + Dm г .
дс
где Dm г
= d дс × m г – достартовый расход горючего;
Dm гар
г = d гар × m г – гарантийный запас горючего;
Dm нз
г = d н з × m г – остатки недозабора горючего;
Dm над
= d над × m г – масса горючего, расходуемая на наддув баков;
г
Dm гзал = d зал × m г – масса горючего, необходимого для заливки двигателя.
Таким образом, добавочная масса горючего заправляемого в ракету равна:
Dm г = d г × m г ,
где d г = d дс + d гар + d нз + d над + d зал = 0, 017...0,031 .
Достартовый расход горючего равен:
Dm гдо ст = d до ст × m г ,
где d до ст = 0, 003...0,006 .
Таким образом, получены все данные для определения m гз , Vгз и всего объема бака
горючего.
Аналогично определяется объем бака окислителя.
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
4
03.07.2016

5.

1. Объемный расчет топливного отсека РБ1
Цель расчета. Определить объемные и габаритные характеристики баков ракетного блока
первой ступени.
Исходные данные
Диаметр ракеты
D р = ... м
Время полета 1-й ступени
t1 = ... с
Топливная пара
Марка
Массовое соотношение
компонентов топлива (Приложение 1)
К м = ...
Расход топлива ДУ 1-й ступени
& т1 = ... кг/с
m
Плотность горючего
r г = ... кг / м 3
Плотность окислителя
r ок = ... кг / м 3
Расчет бака окислителя
Принимаем схему топливного отсека РБ1 (рис. 2) с раздельным расположением топливных
баков. Баки разделены межбаковым отсеком. Расчетная схема бака окислителя приведена на рис. 3.
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
5
03.07.2016

6.

Определяем полный объем бака окислителя по формуле
Vб.ок1 =
з
Vок1
1 - d ок1
вн дет
+ DVб.ок1
,
з
где Vок1
– объем заправленного окислителя;
d г = 0,025...0,035 – относительный объем бака окислителя, который занимает газовая
подушка. В дальнейшем относительный объем бака окислителя, который занимает газовая
подушка, уточняется с учетом способа наддува бака, температуры газов наддува и других
параметров. Принимаем d г1 = ... .
вн дет
DVб.ок
– объем, занимаемый деталями и другими узлами, расположенными внутри бака.
Примечание. На начальном этапе проектирования объем, занимаемый внутренними деталями
вн дет
DVб.г
, принимается равным нулю. После того, как становятся известными объемы деталей,
располагаемых внутри бака, общий объем бака подсчитывается более точно и в соответствии с
этим уточняется значение длины цилиндрической обечайки бака.
вн дет
Принимаем DVб.ок1 = 0 .
Определяем расход окислителя (горючего) 1-й ступени
& ок1 =
m
Км
& т1 = ... = ... кг / с ;
×m
1+ К м
& г1 =
m
1
& т1 = ... = ... кг / с .
×m
1+ Км
Определяем массу окислителя (горючего) расходуемую в полете 1-й ступени
& ок1 × t = ... = ... кг ;
m ок1 = m
& г1 × t1 = ... = ... кг .
m г1 = m
Определение объема заправляемого в бак окислителя
з
Vок1
=
з
m ок1
r ок
,
з
где m ок1
– масса заправляемого окислителя.
Масса заправки окислителя равна
з
m ок1
= m ок1 + Dm ок1 ,
где Dm ок1 – добавочная масса окислителя заправляемого в ракету;
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
6
03.07.2016

7.

Величина добавочной массы окислителя заправляемого в ракету равна
дс
гар
нз
над
зал
Dm ок1 = Dm ок1
+ Dm ок1
+ Dm ок1
+ Dm ок1
+ Dm ок1
,
дс
где Dm ок1 = d дс × m ок1 – достартовый расход окислителя;
Dm гар
ок1 = d гар × m ок1 – гарантийный запас окислителя;
нз
Dm ок1
= d н з × m ок1 – остатки недозабора окислителя;
над
Dm ок1
= d над × m ок1 – масса окислителя, расходуемая на наддув баков;
зал
Dm ок1
= d зал × m ок1 – масса окислителя, необходимого для заливки двигателя.
Таким образом, добавочная масса окислителя заправляемого в ракету равна
Dm ок1 = d ок1 × m ок1 = ... = ... кг ,
где d ок = d дс + d гар + d нз + d над + d зал = 0,014...0, 031 .
Принимаем d ок1 = ... .
Масса заправки окислителя в топливный бак равна
з
m ок1
= m ок1 + Dm ок1 = ... = ... кг ,
Объем заправленного в бак окислителя равен
з
Vок1
=
з
m ок1
r ок
= ... = ... м 3 .
Полный объем бака окислителя равен
Vб.ок1 =
з
Vок1
1 - d ок1
вн дет
+ DVб.ок1
= ... + 0 = ... м 3 .
Расчет продольных размеров бака окислителя
Принимаем, что верхнее и нижнее днища баков горючего и окислителя первой и второй
ступени имеют одинаковую сферическую форму и размеры.
Определяем радиус сферического днища бака, принимая соотношение между радиусами
днищ и радиусом бака (1,3 – 1,5),
R д = (1,3...1,5 ) × R б = ... = ... м ,
где – R б = D р / 2 = ... = ... м .
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
7
03.07.2016

8.

Геометрический объем бака окислителя равен
Vб.ок1 = Vц.ок1 + 2 × Vд = p × R 2б × L ц.ок + 2 ×
(
)
p×hд
× 3 × R б2 + h д2 ,
6
где Vц.ок1 = p × R б2 × L ц.ок – объем цилиндрической части бака окислителя;
Vд =
(
)
p×hд
× 3 × R б2 + h д2 – объем сферического днища бака.
6
Определяем высоту сферического днища бака, а также его объем
( R д2 - R б2 ) = ... = ... м ;
hд = Rд -
(
)
p×hд
× 3 × R б2 + h 2д = ... = ... м 3 .
6
Vд =
Определяем объем цилиндрической части бака окислителя
Vц.ок1 = Vб.ок1 - 2 × Vд = ... = ... м 3 .
Определяем длину цилиндрической части бака окислителя
L ц.ок1 =
Vц.ок1
p × R 2б
= ... = ... м .
Длина бака окислителя равна
L б.ок1 = L ц.ок1 + 2 × h д = ... = ... м .
Расчет бака горючего РБ1 проводим по выше приведенным формулам. Результаты расчетов
представлены в таблице 1.
Определяем длину топливного отсека РБ1
L то1 = L б.ок1 + L мо1 + L б.г1 = ... = ... м .
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
8
03.07.2016

9.

2. Объемный расчет топливного отсека РБ2
Исходные данные
Диаметр ракеты
D р = ... м
Время полета 2-й ступени
t 2 = ... с
Топливная пара
Марка
Массовое соотношение компонентов топлива
К м = ...
Расход топлива ДУ 2-й ступени
& т2 = ... кг/с
m
Плотность горючего
r г = ... кг / м 3
Плотность окислителя
r ок = ... кг / м 3
Принимаем схему топливного отсека РБ2 – баки с совмещенным днищем, рис. 4. Баки
образуют единый топливный отсек. Достоинство данной схемы по отношению к схеме принятой
для РБ1 состоит в том, что у нее меньше длина и масса при одинаковых объемах.
Рис. 4. Расчетная схема топливного отсека РБ2
Расчет бака окислителя РБ2 проводим по выше приведенным формулам. Результаты
расчетов представлены в таблице 1.
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
9
03.07.2016

10.

Расчет бака горючего
Определяем расход окислителя (горючего) 2-й ступени
& ок2 =
m
& г2 =
m
Км
& т2 = ... = ... кг / с ;
×m
1+ Км
1
& т2 = ... = ... кг / с .
×m
1+ К м
Определяем массу окислителя (горючего) расходуемую в 2-й ступени
& ок 2 × t 2 = ... = ... кг ;
m ок 2 = m
& г 2 × t 2 = ... = ... кг .
mг 2 = m
Добавочная масса горючего заправляемого в топливный бак равна
Dm г 2 = d г 2 × m г 2 = ... = ... кг ,
Масса заправки горючего в топливный бак равна
m гз 2 = m г 2 + Dm г 2 = ... = ... кг ,
Объем заправленного в бак горючего равен
з
Vг2
=
m зг 2
rг
= ... = ... м 3 .
Полный объем бака горючего равен
Vб.г 2 =
Vгз 2
1 - d г1
вн дет
3
+ DVб.г
2 = ... + 0 = ... м .
Из расчетной схемы топливного отсека рис. 3 видно, что полный объем бака горючего
равен объему его цилиндрической части
Vб.г 2 = Vц.г2 + Vд.н - Vд.в = Vц.г2
Vц.г2 = ... м 3 .
Определяем длину цилиндрической части бака горючего
L ц.г2 =
Vц.г2
p × R 2б
= ... = ... м
Длина бака горючего, для схемы топливного отсека с совмещенным днищем, равна
L б.г2 = L ц.г2 + h д = ... = ... м .
Длина топливного отсека РБ2
L то2 = L б.о2 + L б.г2 - h д = ... = ... м .
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
10
03.07.2016

11.

Таблица 1
Результаты расчета топливных баков
№
Баки РБ1
Параметры
Баки РБ2
«О»
«Г»
«О»
«Г»
1. Расчетная масса компонента топлива, m i , кг
27558
8977
9537
3106
2. Плотность компонента топлива, кг / м 3
1450
808
1450
808
3. Масса дополнительного топлива, Dm т , кг
551
224
238
93
4. Объем топлива заправленного в бак, Vтз , м 3
19,38
11,39
6,74
3,96
5. Относительный объем газовой подушки, d г
0,025
0,03
0,03
0,035
6. Радиус сферического днища, R д , м
1,365
7. Высота сферического днища, h д , м
0,493
8. Объем сферического днища, Vд , м 3
0,916
9. Полный объем бака, Vб , м 3
19,88
11,74
6,95
4,104
10. Длина цилиндрической части бака, L ц , м
5,212
2,861
1,478
1,185
6,2
3,846
2,463
1,185
11. Длина бака, L б , м
12. Длина топливного отсека, L то , м
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
10,546
11
3,648
03.07.2016

12.

3. Объемный расчет приборного, переходного и хвостового отсеков
Приборный отсек
Объемный расчет приборного отсека связан с рациональным размещением приборов в
небольшом пространстве приборного отсека. Приборы размещаются таким образом, чтобы они
занимали, как можно меньше места и в тоже время к каждому из них был обеспечен свободный
доступ.
Приборный отсек РБ1 2-х ступенчатой баллистической ракеты с ЖРД размещают в
межбаковом пространстве топливного отсека (рис. 5).
Приборный отсек РБ2 2-х ступенчатой баллистической ракеты с ЖРД размещаем впереди
топливного отсека.
Принимаем длину межбакового (приборного) отсека РБ1 равной L мо = 500 мм
Принимаем длину приборного отсека РБ2 равной L по = 500 мм .
DР=2100
LМО=500
Рис. 5. Схема межбакового (приборного) отсека РБ1
Переходной отсек
Переходный отсек предназначен для соединения последовательно расположенных
ракетных блоков первой и второй ступени. Выбираем способ «горячего разделения» ступеней.
При «горячем разделении» зазор между соплом двигателя второй ступени и днищем верхнего бака
РБ1 должен обеспечить площадь растекания газов не менее площади среза сопла (см. рис. 5).
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
12
03.07.2016

13.

Lперех о
1
da
2
3
4
D
Рис. 6. Влияние способа разделения ступеней и формы днища
отделяемого ракетного блока на габариты переходного отсека
На рисунке обозначено: 1 – отделяемая ступень; 2 – форма днища при холодном
разделении; 3 – форма днища при горячем разделении; 4 – отделяемый ракетный блок; L перех о –
минимальная длина переходного отсека; D – диаметр ступени; d a – диаметр среза сопла.
Длина переходного отсека при гарячем разделении ступеней равна
L перех о ³ 0, 25 × d a2 = 0, 25 ×1030 = 257,5 мм ,
где d a2 = 1030 мм – диаметр среза сопла жидкостного ракетного двигателя РБ2 (см. РГР по
дисциплине «Ракетные двигатели»).
Принимаем длину переходного отсека L перех о = 300 мм .
Хвостовой отсек
Хвостовой отсек образует хвостовую часть ступени (ракетного блока) и предназначен для
размещения двигателей и агрегатов двигательной установки. Корпус хвостового отсека II-ой и
последующих ступеней, обычно сбрасываемый, также выполняет роль переходного отсека.
Перед
расчетом
хвостового отсека
необходимо
спроектировать
(или
подобрать)
двигательную установку. Диаметр хвостового отсека обычно выбирают равным диаметру ракеты
(ступени). Длина хвостового отсека зависит от габаритов двигательной установки (камеры
сгорания, турбонасосного агрегата, рамы крепления двигателя).
Принимаем длину хвостового отсека РБ1 равной L хо1 = 2 100 мм .
Принимаем длину хвостового отсека РБ2 равной L хо2 = 1 900 мм .
Примечание. Габариты двигательной установки РБ1 и РБ2 получены – см. РГР по дисциплине
«Ракетные двигатели»
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
13
03.07.2016

14.

4. Определение длины ракеты
Определяем длину РБ1
L рб1 = L перех о + L то1 + L хо1 = ... = ... мм .
Определяем длину РБ2
L рб2 = L по + L то2 + L хо2 + = ... = ... мм .
Определяем длину ракеты
L р1 = L гч + L рб2 + L рб1 = ... = ... мм .
Определяем отклонение по длине ракеты, полученное при расчете габаритных размеров
ракеты.
D=
L р1 - L р
×100% = ... ×100% = ...% < 10 % .
L р1
Библиографический список
1. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы). Учебное пособие для
технических вузов/В.П. Мишин и др.; Под ред. А.М. Матвенко и О.М. Алифанова. – М.:
Машиностроение, 2005. – 373 с.
2. Павлюк, Ю.С. Баллистическое проектирование ракет: учеб. пособие для вузов / Ю.С. Павлюк.
Челябинск: Изд-во ЧГТУ, 1996. – 92 с.
3. Ракеты-носители с ЖРД: Метод указания к курсовому и дипломному проектированию по
дисциплине «Основы проектирования, конструирования и производства ЛА»/ Сост.: Л. И.
Гречух, И. Н. Гречух – Омск: Изд-во ОмГТУ, 2007.–100 с.
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
14
03.07.2016

15.

Приложение 1
Основные характеристики некоторых жидких топлив
p к = 5 МПа
r ок ,
№
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
Окислитель
Жидкий
кислород
Жидкий
кислород
Жидкий
кислород
Жидкий
кислород
Четырехокись
азота
Четырехокись
азота
Четырехокись
азота
Азотная
кислота
Азотная
кислота 70% +
ок. азота 30%
Азотная
кислота 73% +
ок. азота 27%
Азотная
кислота 80% +
ок. азота 20%
Азотная
кислота 73% +
ок. азота 27%
Азотная
кислота 80% +
ок. азота 20%
Азотная
кислота 73% +
ок. азота 27%
Азотная
кислота 80% +
ок. азота 20%
3
rг ,
rт ,
Т ст ,
К
R ст ,
Дж
кг × К
k ст
J ст ,
м/с
Горючее
Км
кг / м
Керосин
3,40
1142
800
1041
3631
324
1,11
3034
4,76
1142
71
316
3270
520
1,22
3286
1,41
1142
680
891
3045
420
1,16
3057
НДМГ
2,14
1142
808
1009
3575
359
1,11
3156
НДМГ
3,07
1450
808
1213
3382
336
1,13
2950
Аэрозин 50 2,24
1450
890
1214
3322
357
1,14
2990
Жидкий
водород
Жидкий
аммиак
кг / м 3 кг / м 3
Гидразин
1,44
1450
1000
1224
3231
390
1,17
3033
Керосин
5,37
1509
800
1325
3087
315
1,13
2730
НДМГ
3,0
1570
808
1270
3140
378
1,14
2482
НДМГ
3,35
1493
808
1250
3134
340
1,14
2840
НДМГ
3,37
1497
808
1253
3115
340
1,14
2831
Керосин
5,34
1493
800
1314
3128
313
1,13
2742
Керосин
5,37
1497
800
1317
3107
314
1,31
2733
Тонка 250
4,41
1493
847
1310
3143
312
1,13
2745
Тонка 250
4,67
1497
847
1319
3122
313
1,13
2737
4. Объемный расчет топливного отсека_s.doc
15
03.07.2016