15 / 20
Определение оптимального расположения топливных баков ракеты…
Инженерный журнал: наука и инновации
# 8·2016 15
В нашем случае удлинение цилиндра отсека полезной нагрузки со-
ставляет 2,61; отсека корпуса ракеты — 8,564. Коэффициенты подъ-
емной силы этих отсеков равны 0,011 и 0,035 соответственно.
Определение координаты центра давления.
Из формул (13),
(14) следует:
к1 к1 ц1 ц1 к2 к2 ц2 ц2
к1 ц1 к2 ц2
;
+ +
+
=
+ + +
d
Y x Y x Y x Y x
x
Y Y Y Y
2
м.к1 к к1 м.ц1 ц1 ц1 м.к2 к к2 м.ц2 ц2 ц2
2
м.к1 к м.ц1 ц1 м.к2 к м.ц2 ц2
(
)
2
(
)
2
13,824 м.
ρ
(
(
(
=
=
ρ
(
(
(
=
y
y
y
y
d
y
y
y
y
v S C x S C x S C x S C x
X
v S C S C S C S C
Затем определяли координату центра давления при дозвуковой
скорости полета.
Определение разбежки центра давления и центра масс.
По ре-
зультатам расчета на рис. 5 построен график зависимости координа-
ты центра давления от времени при линейной аппроксимации. Здесь
14,34 с — время перехода ракеты на сверхзвуковую скорость (скачок
на графике разбежки центра давления). Очевидна значительная раз-
бежка центра давления и центра масс (при двух вариантах компонов-
ки топливного отсека). Для нахождения ракеты в области устойчиво-
сти необходимо, чтобы разбежка центра давления и центра масс не
превышала 5 %:
рк
5 %,
∆ −
≤
d m
x x
L
(15)
где
рк
44,97 м
=
L
— длина ракеты.
Определим максимальное значение разбежки центра давления и
центра масс при двух вариантах компоновки. Наибольшее значение
разбежки достигается при сверхзвуковых скоростях полета в момен-
ты времени 17 и 25 с для компоновок «горючее — окислитель» и
«окислитель — горючее» соответственно, наименьшее — в конце ра-
боты двигательной установки. Подставляя эти значения времени в
формулу (12), получаем следующие значения разбежки центра дав-
ления и центра масс:
для расположения баков «горючее — окислитель»
( )
( )
к
рк
17
0, 22;
−
− −
=
d m
d m
x x
x x t
L