автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Выбор основных параметров ЛА с воздушно-реактивным ускорителем 1-й ступени

На правах рукописи

Власенко Владимир Григорьевич

Выбор основных проектных параметров ЛА с воздушно-реактивным ускорителем 1-й ступени

Специальность 05.07.02. Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

Автореферат

диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

Москва 2004г.

Работа выполнена на кафедре «Проектирование и конструкция летательных аппаратов» Московского авиационного института (Государственного технического университета)

Научный руководитель:

доктор технических наук,

профессор Константинов М.С.

Официальные оппоненты: ЛАЗАРЕВ Валерий Владимирович - доктор технических наук, заместитель начальника отделения ФГУП Центрального аэро - гидродинамического института им. Н.Е. Жуковского

БЕНДЕРОВ Валерий Владимирович - кандидат технических наук, вице-президент ОАО «Туполев».

Ведущая организация:

ФГУП Центральный научно- исследовательский институт машиностроения.

Защита диссертации состоится_на заседании

диссертационного совета Д212.125.09 в Московском авиационном институте (государственном техническом университете) по адресу г.Москва, Волоколамское шоссе, д 4. в зале заседаний Учбного совета.

Ученый секретарь

диссертационного Совета

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы.

Как предполагает большинство разработчиков ракетной техники, наиболее эффективным направлением снижения затрат на выведение КА в космос является использование многоразовых летательных аппаратов (ЛЛ).

Разработчики ракетно — космической техники (РКТ), ведут поиск новых вариантов многоразовых средств выведения, обеспечивающих снижение удельной стоимости пуска. В настоящее время, существует более десятка программ, включая, несколько российских, американских и европейских проектов, находящихся на стадии концептуального и эскизного проектирования.

Опыт США в разработке одноступенчатых средств выведения «Venture Star» и NASP (National Aero Space Plane) показали, что в ближайшей перспективе не будет необходимого технологического задела для реализации концепции одноступенчатого ЛА.

После закрытия программы Х-33 возобновился интерес к концепции двухступенчатой многоразовой космической транспортной системы (программа TSTO). В частности, американские компании ведут поиск вариантов замены ТТУ "Space Shuttle" на многоразовые жидкостные ускорители.

В России по заказу Российского аэро-космического агентства с 1993 г. предприятиями ракетно-космической и авиационной промышленности проводилась программа научно-исследовательских работ "Орел" - "Комплексные исследования по обоснованию перспективных направлений развития транспортных космических систем (ТКС) и созданию необходимого научно-технического задела для их разработки".

Основной целью программы "Орел" было исследование и анализ различных концепций ТКС с использованием единых методов технических и экономических оценок. В результате были выбраны и обоснованы наиболее эффективные варианты и характеристики систем, создание которых позволит:

о уменьшить стоимость доставки грузов в космос; о повысить надежность и безопасность космических полетов; о ликвидировать зоны отчуждения для падающих частей РН:

РОС. НАЦИОНАЛЬНАЯ j

о снизить трудоемкость подготовки пусков.

В работах по программе "Орел" участвовало более 15 российских научно-исследовательских и проектных организаций. Научно-техническое 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 создания ракетных, воздушно-реактивных и комбинированных двигательных установок.

В настоящее время осуществляется программа «Гриф», как дальнейшее развитие программы «Орёл». Координацию работ осуществляет Рабочая экспертная группа РКА, составленная из ведущих специалистов российских НИИ.

Планы Европейского космического агентства предусматривают проведение в 1999 - 2006 гг. программы отработки технологий FLTP (Future Launch Technology Program), начало разработки систем с 2007 г, с 2011 г начало производства систем и с 2018 г штатную эксплуатацию многоразовой ТКС. К концу 2003 г программа предусматривает готовность базовых технологий, к концу 2006 г. - проверку технологий на демонстраторах, к концу 2012г демонстрацию технологий на полномасштабном опытном изделии и в конце 2015г проведение первого испытательного полета ТКС.

Кроме того, компания «Ariane Space» инициирует работы по поиску вариантов замены твердотопливных ускорителей РН «Ariane-5» на более эффективные многоразовые блоки. Это позволит компании упрочить своё положение на мировом рынке космических транспортных 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 свете сказанного выше можно сделать вывод о том, что разработка многоразовых или частично многоразовых средств выведения является актуальной задачей.

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.

Рассматривается двухступенчатый летательный аппарат вертикального взлёта и вертикальной посадки, оснащённый комбинированной воздушно-реактивной двигательной установкой (ВРДУ). ВРДУ используется в качестве основной силовой установки для ускорителя 1-й ступени на участке разгона и возвращения, обеспечивая тягу в диапазоне чисел Маха от 0 до 7.

Вторая ступень представляет собой традиционную ракетную ступень с ЖРД. Компоновочная схема ЛА позволяет отделять ракетную ступень в полёте с последующим запуском ЖРД для выведения КА на заданную орбиту.

В работе исследованы основные параметры нового типа ЛА, и представлена методика выбора этих параметров.

Цель работы.

Предварительное обоснование новой концепции ЛА с воздушно -реактивным ускорителем 1-й ступени.

Разработка методики выбора основных проектных параметров нового ЛА.

Анализ основных проектных параметров, удовлетворяющих максимальной эффективности ЛА, в условиях имеющихся неопределённостей.

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 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.

1. Результаты исследования основных проектных параметров предложенного варианта ЛА.

2. Методика выбора основных проектных параметров предложенного варианта ЛА с учётом неопределённостей основных аэродинамических характеристик;

3. Предварительный технико-экономический анализ ЛА легкого класса;

Научная новизна

Предложенный вариант ЛА нетрадиционной компоновочной схемы представляет собой синтез авиационных и ракетных принципов, поэтому, несмотря на значительное количество методик расчёта авиационных и ракетных летательных аппаратов, нет единой методики расчёта предложенного типа ЛА.

Несмотря на то, что существуют самолёты вертикального взлёта и посадки, методики их расчёта, состав и значения их проектных параметров не могут быть использованы в полном объёме для расчёта данного летательного аппарата. Также как для исследования-характеристик многоразового ускорителя, оснащённого ВРД не пригодны методики, использующиеся в ракетной технике. Научная новизна работы подтверждается тем, что в открытой печати отсутствуют публикации, посвященные подобным компоновкам ЛА.

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;

- промежуточные результаты подтверждают выводы, встречающиеся в литературе при рассмотрении близких частных задач [48,49,51,53,55,56,57,61].

Реализация результатов работы.

Методика используется в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в научно -технических- работах и поисковых исследованиях для оценки эффективности перспективных многоразовых средств выведения.

Апробация работы.

Основные результаты работы были доложены на научных конференциях и межотраслевом научно-практическом семинаре, где были признаны, как имеющие практическую ценность.

Получен патент на изобретение №2211784, формула которого разработана на основании представленной к защите работы.

Публикации.

Основные результаты работы опубликованы в 3- печатных работах и 25-м бюллетене патентов РФ за 2003г:

1. Власенко В.Г., «Концепция носителя лёгкого класса с турбореактивной первой, ступенью», XXXIII Чтения посвященные разработке научного наследия и развитию идей К.Э. Циолковского, 15-18 сентября 1988г. Калуга.

2. Власенко В.Г., «Использование ВРД на первых ступенях РН лёгкого класса», 2-й межведомственный научно-практический семинар «Проблемы технологии создания и использования космических комплексов на базе малых КА и орбитальных станций», 26-30 Октября, 1998г. Москва.

3. Власенко В.Г., «Концепция многоразовой РН лёгкого класса», ХХШ Научные чтения по космонавтике посвященные, памяти СП. Королева и других выдающихся отечественных учёных - пионеров освоения космического пространства. 26-29 Января 1999г. Москва.

4. Патент на изобретение №2211784.

Структура и объем работы.

Диссертация состоит из введения, 4 глав, заключения и списка литературы. Содержит 146 страниц, 69 рисунков и 25 таблиц. Список литературы содержит 67 наименований.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Глава 1. Обзор работ в области многоразовых средств выведения

В главе 1 проводится обзор текущего состояния работ, выполняемых в мире в области двухступенчатых многоразовых средств выведения. На основании имеющегося опыта составлена таблица 1, в которой классифицированы многоразовые ускорители 1-х ступеней перспективных средств выведения. Классификационными признаками служат: способ взлёта и посадки (вертикальный или горизонтальный) и использующийся для этого тип двигательной установки (воздушно - реактивная ВРД или жидкостная ракетная ЖРД). Определено 4 класса многоразовых ускорителей, отличающиеся типом взлета и посадки:

Качественный анализ таблицы 1 осуществляется на основе принципа, в соответствии с которым исключаются из дальнейшего рассмотрения те варианты, для которых найден хотя бы один, более предпочтительный вариант.

Таблица 1.

Тип взлета и посадки Тип двигательной установки Номер варианта

Взлет Посадка

вввп« (вертикальный взлет -вертикальная посадка) ЖРД ЖРД 1

ЖРД ВРД 2

ВРД ЖРД 3

ВРД ВРД 4

ввгп (вертикальный взлет -горизонтальная посадка) ЖРД ЖРД* 5

ЖРД ВРД б

ВРД ЖРД 7

ВРД ВРД 8

*) В этих вариантах ЖРД выполняют функцию маршевой двигательной установки и на участке посадки на работают. В этих вариантах, почти всегда, подразумевается планирующая посадка.

На основании предварительного, качественного анализа, для дальнейшего рассмотрения оставлены варианты: 4,5,6 и 12.

Краткое описание принципиальных особенностей каждого из них.

Вариант 4. Многоразовый ускоритель представляет собой-нетрадиционную компоновку ЛА, оснащенного двигательной установкой на основе ВРД (см. рис 1). Использование кислорода воздуха предполагает полёт в атмосфере на высотах не более 30 км. Публикаций по данному варианту нет.

Рис. 1. Общий вид рассматриваемого варианта ЛА

Вариант 5. Многоразовый ускоритель, соответствующий этому варианту, представляет собой традиционную ракетную ступень, которая отделяется на скорости близкой 1000 м/с. После разделения ускоритель совершает планирующий полёт к месту старта и «по - самолётному» садится на аэродром. Имеется большое число, проектов соответствующих этому варианту. В программе «Орёл» такой вариант (МВРН) признан одним из возможных для реализации в ближайшей перспективе.

Вариант 6. Многоразовый ускоритель 1-й ступени традиционной ракетной компоновки, оснащённый средствами «возврата»: ВРДУ, крылом, шасси и другими авиационными системами, а также реактивной системой управления для обеспечения управляемого полёта на внеатмосферном участке. Примерами этого варианта являются проекты «Байкал» - Россия, RFBB - США, и LFB- Европа.

Вариант 12. Представляет собой чисто авиационный подход к созданию средств выведения. В качестве ускорителя 1-й ступени служит либо дозвуковой самолёт - разгонщик, либо сверхзвуковой самолёт - разгонщик. Тип разгонщика, в основном, определяет облик всей транспортной системы. Представителями рассматриваемого варианта служат проекты МАКС и МиГАКС - Россия, проекты компаний Nortrop Grumman, Boeing и Lockheed Martin - США, проекты, разработанные в Великобритании (Bristol), Германии (Zenger-II) и Японии.

Таким образом, из вариантов принятых к рассмотрению только вариант 4 ранее не исследовался. Поэтому, исследование этого варианта ЛА является, новой задачей, дополняющейработы по многоразовым средствам выведения.

Глава 2. Постановка задачи. Алгоритм решения задачи, основные методы и математические модели

В главе 2 формулируется физическая и математическая постановка, транспортной задачи, для принятой схемы ЛА (рис. 1) и заданной схемы полёта (см. рис. 2) даётся алгоритм её решения и математические модели ключевых составляющих поставленной задачи.

В рамках представленной работы задача формулируется следующим образом: необходимо определить рациональные области основных проектных параметров

летательного аппарата в условиях значительной неопределенности основных аэродинамических характеристик при заданных ограничениях.

Рис. 2. Принципиальная схема полета.

Для решения поставленной задачи необходимо разработать методику расчёта основных проектных параметров, обеспечивающих максимум критерия эффективности в условиях имеющихся неопределенностей и ограничений при достижении ключевых требований ЛТХ. Общая математическая постановка задачи представляет собой задачу математического программирования:

''тахнЖ а,Ь,и) а,и

g(a,b,u) = g" Ji(a,b,u)< h"

где относительная масса полезного груза, доставляемого на заданную орбиту. Принятый в работе критерий эффективности ЛА.

- вектор проектных параметров (стартовые тяговооруженности ступеней, удельная тяга ДУ, нагрузка на крыло, нагрузка на мидель, относительная масса топлива воздушно-реактивного ускорителя, соотношение ступеней);

Ь{к<и, к,} - вектор коэффициентов шумов системы;

- программы управления по углу тангажа и крена;

ц{Н„,Нт тпг} - вектор-функция ограничений тала равенства (высота апогея, высота перигея, масса ПГ);

Ь{фм» Пр Урю, С^} -вектор-функция ограничений типа неравенства (максимальный скоростной напор, максимальная продольная и поперечная перегрузки, допустимая скорость разделения, допустимая удельная стоимость выведения ПГ).

В главе представлен алгоритм решения задачи, основанный на использовании методов математического моделирования, формального поиска экстремума функции и статистической обработки результатов моделирования.

Дано описание принятых моделей: атмосферы, гравитационного поля Земли, двигательных установок, аэродинамических характеристик, массовых характеристик и принятой структуры закона управления, которая задаётся программой угла тангажа (см. рис. 3).

Рис. 3. Программа угла тангажа.

После завершения участка разгона и отделения ракетной ступени осуществляется поворот вектора скорости с помощью управления по углу крена в соответствии со следующим законом:

ГУш^Пуши), ПрИ О^Дф^Я-Ут,«);

"Ьс-Дф, при (П-Утах) 5 Дф 5 Я,

где - угол между горизонтальными проекциями вектора относительной скорости и радиус-вектора.

После того, как указанные проекции, будут противоположны движение осуществляется с Такая структура изменения угла крена обеспечивает

пространственный маневр с разворотом горизонтальной проекции вектора скорости на направление в точку посадки. На заданном расстоянии от точки посадки начинается посадочный маневр с увеличением угла атаки при увеличенной тяге ВРД.

В этой главе также представлены методические принципы оценки стоимостных характеристик ЛА при заданных ограничениях на стоимость разработки.

В качестве отправной точки принимается стоимость изготовления ускорителя 1-й ступени (воздушно-реактивного ускорителя) и стоимость изготовления ускорителя 2-й ступени вместе с обтекателем. Стоимость изготовления определяется путём прямого счета.

С|пг1 = Сду^^пл+Сгр+Соп+Сш+Ссу^пр!

где Сюг! - стоимости изготовления воздушно-реактивного ускорителя;

Сду| - стоимости изготовления ДУ воздушно-реактивного ускорителя;

Сто! - стоимости изготовления топливных отсеков и ПГС;

С,ф - стоимости изготовления крыла воздушно-реактивного ускорителя;

Се-стоимости изготовления оперения воздушно-реактивного ускорителя;

Сш - стоимости изготовления шасси воздушно-реактивного ускорителя;

Ссу1 - стоимости изготовления системы управления воздушно-реактивного ускорителя;

- стоимости изготовления прочих элементов конструкции и оборудования воздушно-реактивного ускорителя;

Аналогичным способом рассчитывается стоимость изготовления ракетной ступени и головного обтекателя.

Если выделить из стоимости пуска стоимость амортизации многоразового ускорителя, то можно записать:

где - табличные коэффициенты, использовавшиеся для расчета стоимости разработки воздушно-реактивного ускорителя,

- табличные коэффициенты, использовавшиеся для расчета стоимости пуска воздушно-реактивного ускорителя,

- табличные коэффициенты, использовавшиеся для расчёта стоимости разработки ракетной ступени и ГО,

- табличные коэффициенты, использовавшиеся для расчёта стоимости пуска ракетной ступени.

№пуас - количество пусков, в течение которых должны быть возвращены затраты на разработку.

- эксплуатационный ресурс воздушно-реактивного ускорителя.

Модель движения ЛА (в инерциальной стартовой системе координат) представлена следующим образом:

АЛ. НЛОсояЭсозу + (-Кхсст+11уяпа)со8Эсо5\1/ + Л

+ (^та+КуСозаХашуап^-оозу вЫкову) -

<

- Р(Н,У)5Ш9 + (-Нхсоза+Ку5та)зт9+(Ях8та+ЯуСоза)со89созу -

Л

- М(у„+т

г'

т^Кж = -Р(Н,У)со5Э5т\)/ + ^-Кхсо8а+Ку5ша)со8{)8ип|/ + Л

+ (Яхвта+КуСозаХвтусозу+созу БтЭяпу) - № 2^;.

ах.

л

уст»

ж

(¡т

начальные условия.

Хсго - 0; Усто = 0; Zстo = 0; Ухсл = Уусго = 0; Ужо = УдаСф^г)

то = Мо-

(Ф - широта точки старта, Аг - азимут пуска) Н»= КХ» У», Уда Ууц, Уд)',

Нр = Д[Хх, Yf, 1-х, Ух» Ууг» Уде)»

Условия для участка возвращения записываются следующим образом:

х, = Хрм; У, = Ури; Ъ\ = ]

V*! = Ужр„; V,, = Уурю; V] = > начальные условия,

Ш] = шрм. J X, = Х.Сф.МО; У, = Н„; ^ -

Глава 3. Выбор основных проектных параметров двухступенчатого ЛА с воздушно-реактивным ускорителем 1-й ступени

Эта глава посвящена выбору рациональных множеств основных проектных параметров, обеспечивающих близкую к максимальной эффективность ЛА.

Поставленная задача решалась в пространстве большой размерности, путём разделения её на 4 этапа. На каждом из которых часть параметров фиксировалась, а для оставшихся варьируемых параметров определялись их ключевые- особенности. Выделение и группировка основных проектных параметров осуществлялась с учётом их физических особенностей и степени влияния на выбранные критерий эффективности.

На первом этапе проведён анализ неопределённости основных аэродинамических характеристик. Установлено, что значимое влияние на критерий эффективности оказывает аэродинамическое сопротивление ЛА на сверхзвуковых режимах полёта. На основании этого обосновываются принципиальные требования к аэродинамической компоновке.

На основе проведённых исследований показана зависимость параметров управления движением (угла тангажа на участке разгона) от ограничения на максимальный скоростной напор и установлена зависимость этого параметра от проектных параметров ЛА - начальной тяговооружённости и удельной тяги ДУ воздушно - реактивного ускорителя.

Я = ачткь +с1(3000-РУд,)2+с2(3000.РУд1);

где а= 453%,2^091по1+808;

1. конечные условия.

На первом этапе удалось определить рациональные области начальной перегрузки. Показано, что этот параметр находится в диапазоне 1.3... 1.4.

На втором этапе исследовано влияние нагрузки на крыло. Показано, что максимальная эффективность ЛА обеспечивается при значении 1400 кг/м2

На третьем этапе исследован и определён оптимальный запас рабочего топлива для воздушно-реактивного ускорителя. Кроме того, установлена зависимость максимально достижимой скорости разгона (отделения ракетной ступени) от основных проектных параметров воздушно - реактивного ускорителя. Показано существование вполне определенной точки отделения ракетной ступени для каждой траектории, обеспечивающей выведение наибольшей полезной нагрузки. Основное влияние на кинематические параметры точки разделения оказывают угол тангажа на участке разгона, стартовая перегрузка и нагрузка на крыло.

Путём обработки результатов численного моделирования, получены зависимости скорости разделения, в виде функции проектных параметров: я«, PKp)=ai(9i, Пш) !>„,+ a2(Slf n<,i); Коэффициенты ai и a2 вычисляются следующим образом: ai(»i, noi) = b„(9,>ioi:+ bl2(»l>lol+ bu(»l)

a2(&i, ti«) = b2i(8,>iotl+ M»i>ioi+ bu(»i)

где bn(»i) - C„a,'+ 012»,'+ СцЗ,+ Си bl2(»l) = C2l»l'+ Cl2»ll+ Cu»|+ См bu(»l) - CjlV+ CJ2»ll+ CJ3»1+ Cu

b2i(»i) = du»i'+ di2a,J+ du»i+ du

b»(»i) = d2iS1,+ d22»iJ+ d2J»,+ d24 ba(»i) = d3,»i5+ djj»^ d3,9i+ dM

гдес =

0,0056 * -0,01457 0,00921

-2,47654

6,2858

-3,81796

-0,4029 1,0584 -0,6711

200.04 -512,7

315.05

9,6448 -25,537 16,233

-5318,4

13739

-8514,5

-76,135 203,79 •129,65

46630

-121044

75524

Пример согласования результатов, вычисленных по представленной формуле и полученных в результате моделирования, представлен на рис.4. Точками показаны значения, вычисленные по формуле_

Рис. 4. Пример определения скорости разделения ступеней для = 15°.

Путём обработки результатов моделирования получены зависимости необходимых запасов топлива от скорости разделения и проектных параметров.

Относительную массу рабочего топлива, можно представить, как функцию основных проектных параметров и оптимизировать по параметру 9]. Зависимость отношения массы рабочего топлива ускорителя к стартовой массе ЛЛ от скорости разделения может быть аппроксимирована следующим выражением:

где Црт = трт - относительная масса рабочего топлива;

Расчёт относительной массы топлива на возвращение осуществляется в соответствие с разработанным алгоритмом, по следующей схеме:

где Цгаювр - относительная масса топлива, необходимого для

возвращения ускорителя к месту старта (кг);

а1(пу^уд)=Ьп(Пу)Руд+Ь]2(пу); а2(пу^)=Ь21(пу)Ру»2+Ыпу)Руд+ Ьм(пу);

Коэффициенты Ь1 и Ь2, зависящие от максимальной поперечной перегрузки на участке возвращения, определяются методом кусочно-линейной аппроксимации по данным табл 2.

Таблица 2.

гдеС =

Коэффициенты Ьл, Ьа и Ьи определяются следующим образом:

Ьл(П,) = СцПу2+ С12 пу + с» Ьи(пу) = слПу2+ Оп % + Ри Ьгз(Пу) = с31Пу2+ С32 пу + с33

-2,20* 10'" 2,81* Ю"10 4,01*10'®

7,85*10'' -1,20*10"* -3,14* 10"'

-9,00* 10'3 0,0017 0,07974

Очевидно, что масса топлива турбореактивного ускорителя может быть вычислена по формуле: Шт = Шрт + Ш-тзар

На четвертом этапе проведены исследования основных проектных параметров ракетной ступени определены потери характеристической скорости и установлено, что с увеличением скорости разделения возрастают потери на управление 2-й ступени.

Величина потерь характеристической скорости для ракетной ступени может быть представлена в виде суммы:

У потер 4 = Угр Уазро Уупр ^ооплш! • [м/с]

Слагаемые представляют собой: потери на преодоление силы земного притяжения, потери на преодоление атмосферы Земли, потери на управление, а также потери, обусловленные нерасчётным режимом работы высотного сопла в атмосфере.

Из проектных параметров ракетной ступени наибольшее влияние на потери скорости оказывает стартовая тяговооружённость. Величина суммарных потерь скорости может быть аппроксимирована следующим выражением:

8] = Ь| Пог3 +Ь2 По2+Ьэ; а2 = С( По23 +с2 П02+С3; аз = <1] по22 +с12 Пм+с1з;

где пог - стартовая тяговооружённость 2-й ступени;

Ьг = 0.000105; Ь2=-0.000221; Ь3 = 0.000343;

Проведены исследования основных проектных параметров ракетной ступени, для чего представлены результаты статистической обработки данных по существующим ракетным ускорителям и установлены «оптимистическая» и «пессимистическая» модели зависимости сухой массы ускорителя от удельной тяги его ДУ (см. рис. 5).

Рис.5. Зависимость относительной массы конструкции от удельной тяги ДУ.

По результатам расчётов можно сделать вывод о том, что, в зависимости от принятой модели массового совершенства ракетной ступени, изменяется характер зависимости относительной массы полезного груза от удельной тяги ДУ. Если принимать оптимистичную модель (сплошная линия на графике), то можно сделать однозначный вывод о том, что наиболее эффективными являются криогенные компоненты топлива (Н2+О2), для которых удельная пустотная тяга составляет ~460с.

Использование пессимистичной оценки1 весового совершенства ускорителя (пунктирные линии на графике), приводит к выводу о том, что криогенные компоненты целесообразно применять для ступени, имеющей характеристическую скорость не более 4000 м/с. В противном случае, лучше всего использовать двухкомпонентное горючее или СПГ в сочетании с жидким кислородом (удельная пустотная тяга (350... 370)с.

Оценка влияния стартовой тяговооружённости на примятый критерий эффективности проводилась с учетом зависимости конечной массы ракетной ступени от величины удельной тяги ДУ и скорости в момент отделения.

При определении влияния удельной тяги, принята оптимистическая модель конечной массы ракетного ускорителя.

Как следует из расчетов, функция Цпг2= Цпог, Рудп2, VpЮ) имеет пологий максимум. На основании проведённого анализа построена зависимость По20р' = Д[Руда2» Vрез) (см. рис.6.), которая может быть аппроксимирована следующей формулой: По*0"1 = Св| *Рудп22+а2*Рудп2 + а3)Урм + (а4*рушй2+а3*рудп2 + где а, =-4,7*10-'° а2 = 3,1*10-7 а3 =-0.000214 а4 =-1.14*10"-'

а5 =

а« =

На рис. 6 точками нанесены значения п^, рассчитанные по формуле.

Рис. 6. Зависимость п02°^ от удельной тяги и скорости в момент разделения.

Рациональноераспределениемасс ступеней.

Оптимальная точка разделения воздушно-реактивного ускорителя и ракетной ступени, соответствующая некоторой совокупности проектных параметров, однозначно определяет характеристические скорости ступеней и, соответственно, их массы. Исходя из этого, определено оптимальное соотношение между массами воздушно - реактивного ускорителя и ракетной ступени, соответствующие максимальной массе выводимой полезной нагрузки (см. рис. 7).

Рис. 7. Зависимости относительной массы ПГ от отношения ш01/ш02 Как следует из графика на рис. 7, оптимальное соотношение составляет 0.53.

Проведённый анализ показал, что оптимальное соотношение начальных масс ракетной ступени и ускорителя существенно зависит от удельной массы двигательной установки воздушно -реактивного ускорителя и реализуемой скорости разделения (см. рис. 8). Такая зависимость может быть представлена уравнением:

Рис. 8. Зависимость оптимального соотношение начальных масс ракетной ступени и ускорителя от удельной массы ВРДУ и реализуемой скорости разделения.

Соотношения ступеней, вычисленные по представленной формуле, показаны на рис. 8 точками.

Один из параграфов посвящен методике расчета критериальной функции и оценке её сходимости и точности.

Для решения поставленной задачи был разработан ряд частных методик:

- Методика расчёта эффективности ЛА от основных аэродинамических

характеристик при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.

- Методика определения рациональной тяговооруженности первой ступени.

- Методика определения квазиоптимального управления углом тангажа.

- Методика определения рациональной нагрузки на крыло.

- Методика определения рациональной тяговооруженности 2-й ступени.

- Методика определения рациональной удельной тяги 2-й ступени.

- Методика определения массы топлива воздушно -реактивного ускорителя на

разгон ракетной ступени, как функции основных проектных параметров.

- Методика определения массы топлива воздушно -реактивного ускорителя на

возвращение, как функции основных проектных параметров.

- Методика определения рационального весового соотношения ступеней. Представленные частные методики, объединены в методику расчёта

эффективности ЛА. Её особенность состоит в том, что удалось представить в виде параметра неопределённые аэродинамические характеристики, и, исследовав их, оценить их влияние на критерий эффективности.

исследование для случайной выборки проектных параметров из рассмотренного множества. Для выбранных ОПП решалась транспортная задача: Далее для этих же значений проведён расчёт по предложенной методике. Всего проведено 50 реализаций. Исследована ве ля относительной погрешности:

где ЦпГй" значение критерия, рассчитанное по предложенной методике;

Ипг»- значение критерия, рассчитанное по точной математической модели; Как следует из анализа, в девяти случаях из десяти модуль относительной погрешности не превышает 0.07. При этом с наибольшей вероятностью, относительная погрешность будет находиться в диапазоне

Такое значение погрешности приемлемо на этапе эскизного проектирования при поиске рационального сочетания основных проектных параметров.

С целью оценки точности методики проведено статистическое

Глава 4. Результаты исследования и пример использования разработанной методики

В данной главе проведена оценка градиента критерия эффективности по основным проектным параметрам и характеристикам.

Применительно к поставленной задаче общее изменение ^пг можно записать в виде:

ЛМпг- ^^ЛР^ЛР^ + + ^ +

^01 др„ с» аут СМЛ

дРуц Щг дШш. мм

В представленной формуле кроме проектных параметров присуи£гвуют

такие характеристики как, Уду1-ОТНОСИТельная ■ масса ДУ воздушно-реактивного ускорителя, Ц„1 И Цй.- относительные конечные массы воздушно-реактивного ускорителя и ракетной ступени. Эти характеристики представляют собой ключевые параметры массовой модели ЛЛ и, наряду с основными проектными параметрами, в значительной степени, определяют его эффективность.

Проведённый- анализ показывает, что, вариации начальной тяговооружбнности в окрестности оптимального значения (п01 = 1.4) практически не сказываются на величине критерия эффективности.

Производная относительной массы ПГпо статической удельной тяге воздушно - реактивной двигательной установки является функцией стартовой тяговооружбнности и угла тангажа на участке разгона воздушно - реактивного ускорителя. Производная может быть аппроксимирована следующей функцией:

■■ а1По1 + а: [1/с]

где а, = -5.74х 10"8&12 + 2.12x10^8|+4.02х 10"5

а2 = -8.4х10'Э13 + 4.85x10*3,12 - 9.Ы0-5Э,+4.872x10^ здесь и далее Э| - в градусах.

Производная относительной массы ПГ по нагрузке на крыло является

функцией угла тангажа на участке разгона воздушно - реактивного ускорителя.

Производная может быть аппроксимирована следующей функцией:

^ =3.83Х10-79,2-1.9Х10-5Э1+2.35Х10-4 [М*/кг]

Кроме производных критерия эффективности по проектным параметрам принципиальное значение имеет влияние принятых весовых моделей на результаты

расчетов. Для воздушно - реактивного ускорителя наибольшей неопределенностью (наряду с неопределённостями аэродинамических характеристик) обладает модель массовых характеристик двигательной установки, которая задаётся параметром Удуь

Зависимость производной относительной массы ПГпоудельной массе ДУ воздушно — реактивного ускорителя, является функцией стартовой тяговооружённости и угла тангажа на участке разгона воздушно - реактивного ускорителя. Производная может быть аппроксимирована следующей функцией: =а1п012 + а2п01+аз [9,8Н/кг]

где а1, а2 и а3 - коэффициенты, зависящие от угла тангажа на участке разгона,

которые можно определить методом линейной аппроксимации по данным табл. 3.

3.

а2 аз

15 -0.45 1.332 -1.0087

18 -0.1625 0.4543 -0.3359

21 -0.225 0.5785 -0.3796

24 -0.225 0.5585 -0.3473

27 -0.225 0.5655 -0.3548

Зависимость производной относительной массы ПГ по относительной конечной массе воздушно - реактивного ускорителя, как и в предыдущем случае,

является функцией стартовой тяговооружённости и угла тангажа на участке разгона воздушно - реактивного ускорителя:

Производная может быть аппроксимирована следующей функцией:

д/1ПГ .

=811101 + а2П01 + а3

"и

где а1, а2 и а3 - коэффициенты, зависящие от угла тангажа на участке разгона, которые можно определить методом линейной аппроксимации по данным табл. 4.

_Таблица 4.

а2 аз

15 -0.6424 1.8181 -1.4632

18 -0.4657 1.3117 -1.0452

21 -0.5145 1.4063 -1.0226

24 -0.7467 1.9334 -1.2697

27 -0.6465 1.6081 -1.0057

Ключевыми параметрами ускорителя 2-й ступени являются:

- начальная тяговооружённость;

- удельная тяга ДУ;

- относительная конечная масса.

Производная относительноймассыПГпо стартовой тяговооружённости

2-й ступени является функцией скорости разделения ступеней.

Производная может быть аппроксимирована следующей функцией:

^ = 7.2хЮ"9Ура,2-2.8хЮ"3УрИ+ 0.0466

опм

Производная относительной массы ПГ по удельной тяге 2-й ступени

может быть вычислена по следующей формуле:

^¡Г- = -3.6хЮ"'2Ури2 + З.ОхЮ'Ур»,-7.05x10'5

•т

[1/с]

Производная относительной массы ПГпо относительной конечной массе

ускорителя 2-й ступени Производная может быть аппроксимирована следующей функцией:

\3xW1VIJ-\.5xl0-*Vpa-0.n

ПроизводнаяотносительноймассыПГпосоотношениюначальныхмасс -реактивногоускорителя ираке

аппроксимирована следующей функцией:

5иПГ

воздушно -реактивногоускорителя иракетной ступень—, может бьпъ

Щг

=765.26(^i- )3-1 )2 + 580.31(^1-)-94.9

д^Ж Щ тп щ,,

Если вариация! составляет 10%, т.е. 0.053 то, при величине производной в Щи

окрестности оптимального соотношения масс ступеней, близкой к ±0.1, изменение

критерия. эффективности

составляет ДЦпг = ±0.0053.

Для того, чтобы определить влияние каждого из основных проектных параметров и характеристик на критерий эффективности, на рис. 9 построена диаграмма 100% . При этом принято, что

Рис. 9. Диаграмма влияния основных проектных параметров и характеристик на критерий эффективности.

вариации параметров не превышают 10% от номинальных значений, т.е. Да,=Ю.1а,.

Как следует из диаграммы, при 10% вариации параметров наибольшее влияние

имеют:

- относительная конечная масса ускорителя 2-й ступени - 24%

- статическая удельная тяга ВРДУ - 24%

- нагрузка на крыло - 17%

- начальная тяговооружбнность 2-Й ступени - 11 %

- удельная тяга 2-й ступени — 8% (ДРудг = 0.01)

- относительная конечная масса ускорителя 1-й ступени - 5% -удельная масса ВРДУ - 4%

- коэффициент аэродинамического сопротивления при М>1.1 — 4%

- начальная тяговооружбнность 1-й ступени - 3%

Важное значение имеет оценка суммарного влияния вариаций основных проектных параметров и характеристик на изменение эффективности исследуемого ЛА. В поставленной задаче наибольшую неопределённость, имеют: Сх0 в сверхзвуковом диапазоне скоростей и удельная масса ВРДУ. В противоположность этому наиболее точно можно задать стартовые тяговооружённости ступеней, нагрузку на крыло и удельную тягу жидкостного ракетного двигателя 2-й ступени. Исходя из этого, вариации основных проектных параметров и характеристик ЛА заданы следующим образом:

Дпо1 = 0; ДРуд1=±0.1Ру,1; Дрф=0; ДСх0 = ±1Сх0 приМ = 1; Дуду1=±1уду1;

Дц,1 = ±0.1ц.1; Дпо2 = 0; ДРуд2=±0.01 Р,^ Дц«2=±0.1цй; Д ^ =±0.1 ^

02 «02

Изменение эффективности оценивалось для 100 реализаций при случайной выборке вариаций основных параметров из указанного диапазона. Результаты расчётов свидетельствуют о том, что максимальное изменение критерия эффективности не превышает (при том, что максимальная неопределённость

Схо и уду) ±100%).

В работе представлен предварительный расчёт экономических

характеристик ЛА лёгкого класса (масса ПГ на НО=2000 кг).

На основании предложенной методики рассчитана стоимость пуска, которая составляет 125,9 млн. руб. без учёта окупаемости и 362,3 млн. руб. с учётом

окупаемости затрат за 50 пусков. При этом удельная стоимость пуска (тпг=2000кг) составляет соответственно 62,94 тыс. руб./кг. и 181,2 тыс.руб./кг.

На основании разработанной методики проведена оценка основных параметров ЛА легкого класса, а также более тяжелых средств выведения, соответствующих варианту 4, и проведено сравнение с известными проектами.

Сравнение весовой эффективности ЛА проводилось с использованием материалов, опубликованных AIAA [52, 53,54, 55,58]. Результаты расчетов показаны на рис. 10.

На рис. 10 обозначено:

- TSTO (ЦНИИМаш) - двухступенчатый ЛА с ЖРД вертикального взлета и горизонтальной посадки (вариант 5, МВРН),

- М = 3, М=5 и М=7 - предложенная концепция ЛА с разделением ступеней на М = 3, М=5 и М=7 (вариант 4),

- МиГАКС - двухступенчатый ЛА с ВРД на эндотермичном горючем горизонтального взлета и горизонтальной посадки (вариант 12).

При анализе диаграммы следует иметь ввиду, что МиГАКС - это полностью многоразовая транспортная система, в то время, как варианты ЦНИИМаш и анализируемый вариант имеют многоразовой только первую ступень.

На рисунке 10 нанесены показатели эффективности рассматриваемых вариантов ЛА и, для сравнения, показана эффективность одноразовых РН. Как следует

из рисунка, летательный аппарат с воздушно-реактивным ускорителем 1-й ступени вертикального взлёта и посадки (вариант 4), со стартовой массой до 500т имеет преимущества перед известными вариантами ЛА по весовой эффективности. Исключение составляет лишь TSTO Японии (вариант 12).

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В предложенной работе поставлена и решена задача разработки методической базы и выбора основных проектных параметров ЛА, представляющего собой оригинальное, нетрадиционное сочетание авиационного и ракетного принципов разработки перспективных средств выведения.

Предложена классификация возвращаемых ускорителей по типу взлета и посадки, а также по типу, использующихся для этой цели, двигателей. В результате качественного анализа определено 4 лучшие концепции, при этом установлено, что только одна из них не исследовалась ранее. Эта концепция исследуется в настоящей работе и для е5 реализации предложен принципиально новый тип ЛА.

Создана методическая база для выбора основных проектных параметров, разработан состав основных проектных параметров, определён критерий эффективности и сформулированы основные ограничения.

1. Выполненные исследования позволяют сделать следующие выводы:

a) Ключевым фактором, определяющим эффективность предложенного варианта ЛА, является аэродинамическое сопротивление на сверхзвуковом режиме полета. При этом к аэродинамическому качеству на этом режиме не предъявляются высокие требования за исключением того, что этот показатель не должен быть менее 2. В результате параметрических исследований основных АДХ установлено, что вариации аэродинамического качества и коэффициента аэродинамического сопротивления в дозвуковом диапазоне

. скоростей (М< 1), практически не влияют на эффективность ЛА.

b) Получена зависимость угла тангажа от максимального скоростного напора, начальной тяговооружённости первой ступени и удельной тяги воздушно-реактивной двигательной установки.

^ Установившийся режим разгона реализуется на углах атаки 0°.. .6°. Увеличение угла атаки до 10°... 15° осуществляется в конце участка разгона, с целью увеличения конечного траекторного угла. d) В результате решение оптимизационной задачи показано, что:

• - одной из определяющих величин является угол тангажа на участке разгона. Уменьшение этого угла с 27° до 15° приводит к увеличению массы выводимого полезного груза в 4 раза,

• - увеличение стартовой перегрузки оказывает заметное влияние на грузоподъёмность только в случае, если угол тангажа на участке разгона превышает 22°. Для меньших углов тангажа рациональная стартовая перегрузка составляет величину 1.4,

• - рациональная нагрузка на крыло находится в пределах 1300... 1500 кг/м2.

• -запасы топлива для разгона и возвращения воздушно-реактивного ускорителя зависят, в первую очередь, от скорости разделения, нагрузки на крыло, удельной тяги ДУ, а на участке возвращения - от ограничения на поперечную перегрузку. На основе статистической обработки результатов исследования получены аналитические зависимости скорости разделения и относительной массы топлива от основных проектных параметров ЛА.

• в структуре потерь характеристической скорости ракетной ступени существенную величину, вместе с гравитационными потерями, составляют аэродинамические потери и потери на управление. Увеличение скорости разделения приводит к уменьшению аэродинамических и гравитационных потерь и увеличению потерь характеристической скорости на управление, в результате чего имеется экстремум по потерям V при скорости разделения близкой к 2000 м/с. ± 100м/с.

• Установлена зависимость оптимальной тяговооружённости ракетного ускорителя от скорости в точке разделения и проектных параметров ракетной ступени. Определено рациональное соотношение масс ступеней и зависимость этого соотношения от удельной массы двигательной установки воздушно - реактивного ускорителя и скорости в точке разделения.

• При 100% неопределённости удельной массы ВРДУ и аэродинамического сопротивления на сверхзвуковом режиме полёта, изменение относительной массы ПГ для 100 случайных реализаций находится в диапазоне ±0.007.

2. На основании разработанной методики проведена оценка основных параметров ЛА со стартовой массой от 100 до 500 тонн и показано, что предложенный новый вариант двухступенчатого ЛА с воздушно-реактивным ускорителем 1 -й ступени, обладает весовой эффективностью, сравнимой с известными разработками, и заслуживает дальнейшего более полного исследования.

3. На основании предварительного технико-экономического анализа ЛА лёгкого класса показано, что предложенный вариант ЛА удовлетворяет всем основным требованиям современного этапа развития средств выведения.

Основные научные результаты работы.

1. Предложена классификация многоразовых ускорителей 1-й ступени и выявлен новый вариант многоразового ускорителя с воздушно - реактивной двигательной установкой;

2. Разработана методика выбора основных проектных параметров предложенного варианта ЛА с учётом неопределённостей основных аэродинамических характеристик;

3. Определены основные проектные параметры нового ЛА и обоснованы основные принципы его аэродинамической компоновки;

4. Установлены зависимости между основными проектными параметрами ЛА, обеспечивающими его максимальную эффективность. Эти зависимости аппроксимированы аналитическими функциями.

5. Проведён предварительный технико-экономический анализ ЛА лёгкого класса. Практическая ценность полученных результатов

Полученные результаты показывают преимущества предложенного варианта ЛА и создают методическую основу для начала более полных исследований транспортных систем нового типа. В работе сформулированы ключевые требования к его аэродинамической компоновке, а также определены области рациональных значений основных проектных параметров.

Р-8 9 7 2