Пакет прикладных программ САПР баллистических ракет и ракет-носителей космических летательных аппаратов

There is still time to download: 30 sec.



Thank you for downloading from us :)

If anything:

  • Share this document:
  • Document found in the public.
  • Downloading this document for you is completely free.
  • If your rights are violated, please contact us.
Type of: pdf
Founded: 10.02.2021
Added: 08.04.2021
Size: 3.23 Мб

АА ..ЛЛ .. ИИ СС АА КК ОО ВВ








ПП АА КК ЕЕ ТТ ПП РР ИИ КК ЛЛ АА ДД НН ЫЫ ХХ
ПП РР ОО ГГ РР АА ММ ММ СС АА ПП РР
ББ АА ЛЛ ЛЛ ИИ СС ТТ ИИ ЧЧ ЕЕ СС КК ИИ ХХ РР АА --
КК ЕЕ ТТ
ИИ РР АА КК ЕЕ ТТ --НН ОО СС ИИ ТТ ЕЕ ЛЛ ЕЕ ЙЙ
КК ОО СС ММ ИИ ЧЧ ЕЕ СС КК ИИ ХХ
ЛЛ ЕЕ ТТ АА ТТ ЕЕ ЛЛ ЬЬ НН ЫЫ ХХ
АА ПП ПП АА РР АА ТТ ОО ВВ

Министерстhh[jZahания и науки Российской Федерации
Балтийский государст_ggucl_ogbq_kdbcmgbерситет «Вое нмех»
Кафедра ракетостроения


А.Л. ИСАКОВ






ПАКЕТ ПРИКЛАДНЫХ
ПРОГРАММ САПР
БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ
И РАКЕТ -НОСИТЕЛЕЙ
КОСМ И ЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АПП А РАТОВ



Учебное пособие









Санкт -Петербург
201 4

УДК 623.46.01:004.896(075.8)
И85

УДК 62 3.46.01:004.896(075.8)





Р е ц е н з е н т канд. техн. наук, нач. учебной части,
зам . нач. учебного военного центра БГТУ В.В. Будко




Утверждено
редакционно -издательским
советом университета







© А.Л. Исаков , 2014
© БГТУ, 2014
Исаков , А.Л.
Пакет прикладных программ САПР баллистич е-
ских ракет и =ракет -носителей космических летател ь-
ных ап паратов: у чебное п особие =/ А.Л. Исаков; Балт.
гос. техн. ун -т. –=СПб ., 201Q . –=110 с. ==
=
Приh^blky интерфейс пакета прикладных пр ограмм с
рекомен дациями по назначению исходных данных. Дано
описание файло с результатами расчето РассматриZx т-
ся математические модели стру ктурных элементо ракет и
алгоритмы решения пр оектных задач.
Предназначено для студенто старших курсо об у-
чающихся по специал ьностям 160801 и 230301.
И85

3







П Р Е Д И С Л О В И Е

Описываемый в пособии п акет созда вался коллективом преп о-
давателей каф. А1 и предназначался для студентов выполн яющих
курсовы е и дипломны е проект ы, а также учебны е исследовател ь-
ски е работ ы по ракетным специальностям. Однако, как пок азала
пра ктика, его можно использ овать и для решения реальных задач
ракет остроения.
Описание пакета начинается с рассмотрения интерфейса – пр о-
граммы RB _DAT .EXE . Показываются все фрагменты меню , опис ы-
ваются предлагаемы е действи я и выбор альтернативны х вариант ов.
Для удобства пользователя подробно рассматривается структ у-
ра файлов с исходными данными , приводятся коды задач и стру к-
турных элементов ракеты. Особое внимание уделяется оп исанию
файлов с результатами расч етов .
Приводится опис ание математических модел ей элеме нтов ко н-
струкции ракет . Это модели траектории полета ракет, модели ма с-
сы, опт имизации параметров , эффективности .
Подробно рассматриваются сообщения программы вывода р е-
зультатов расчета об ошибках и предупреждениях о нарушени и
некот орых условий или ограни чений .
Автор благодарит своих коллег В.Н. Гусеву и А.А. Маслова за
помощь в подготовке описания модели ракеты.

4




1. НАЗНАЧЕНИЕ ПАКЕТА

Данный пакет предназначен для решения ряда проектных з а-
дач определения облика баллистич еской ракеты или ракеты -
носите ля КЛА. Такими з адачами могут быть:
 определение оптимального облика ракеты (нос ителя),
 определение неоптимального облика ракеты при заданной
ее начальной массе ,
 определение неоптимального облика ракеты при заданной
ее дальности п олета,
 определение неоп тимального облика ракеты при заданной
ее длине,
 определение неоптимального облика ракеты при заданных
ее параметрах,
 расчет параметров траектории ракеты.
Пакет состоит из программы -интерфейса, предназначенной
для подготовки исходных данных , и набора прогр амм, выполня ю-
щих все необходимые расчеты. Подготовка исходных данных
осущес твляется программой RB _DAT .EXE . В результате работы
этой пр ограммы получаются дZnZceZ : KOD _ZD .DAT и SSS .DAT .
Перuc файл содержит коды ракеты, а так же решае мой задачи,
компоновки ракеты и параметров оптимизации. Во втором файле
находятся параметры элементов ракеты. Выполнение расчетов
проводится программой RB 32 .EXE . После выполнения задачи р е-
зультаты расчета передаются в файл REZ .DAT . Для расчета трае к-
тории полета используется п рограмма TRAKTORY .EXE , а резул ь-
таты расчета поступают в файл TRAC .DAT . Кроме этого, мо жно
использовать программу GOBLA .EXE , которая строит упроще н-
ный эскиз рак еты.
Следует отметить, что наряду с программой RB _DAT .EXE
существует и другая , с именем BGTU _RB .EXE , на писанная на
языке Pascal 7.0 , которая позволяет готовить исходные да нные так
же, как и указанная выше. Однако она не работает на компьют е-
рах, не поддерживающих Pascal 7.0 . В этом случае иногда помог а-
ет пр ограмма DOS Box 0.74 .

5
2. ОПИСАНИЕ ДЕЙСТВИЙ ПРИ РАБОТЕ С ПР ОГРАММ ОЙ
RB _DAT .EXE

Программа RB _DAT .EXE формирует систему меню, которые
необходимо заполнить требуемыми данными. Последовател ьно,
заполняя меню сhbfb данными , можно получ ить файлы
KOD _ZD .DAT и SSS .DAT . Ниже рассматриваются все страницы
меню и даются необходимые пояснения.
Выбор проекта (рис. 1). Пред оставляются три возможн ости:
 открыть новый проект,
 открыть существующий проект, есл и вы хотите внести изм е-
нения в ранее выполненном проекте. Это особенно необходимо ,
если требуется изменить ко нс труктивную схему,
 выйти из программы, если это необх одимо.

Рис. 1

Вh^bf_gbijh_dlZ (рис. 2). Ввести имя проекта. Это нужно
для сохранения данных и корректировки сущес твующего проекта.
Здесь и д алее переход на следующую страницу меню осуществл я-
ется наж атием на кнопку <Далее >.
Тип и состав ракет (рис. 3). Указать тип раке ты: Баллист и-
ческая ракета или Ракета -носитель. Следует указать число сту-
пеней ракеты . Если ракета имеет несколько ступеней , то во вспл ы-
вающем меню выбрать тип конструктивной сх емы пе рвой ступени
ракеты : тандем или пакет.

6

Рис. 2



Рис. 3

7
Затем необходимо назначить те конструкти вные элементы р а-
кеты, которые входят в состав каждой ступени. Отмечать элеме н-
ты нужно в той последовательности, в которой они расположены
на ступени. Жела тельно сначала указывать то, что находится
внутри отсека, а потом отмечать сам отсек. Например, сначала в ы-
бирают топ ливо ступени, а затем бак или сначала приборы сист е-
мы упра вления, а потом приборный отсек.
Следует иметь в виду, что соединительный отсек пр имен яется
только в жид костной ракете , между дmfy баками, и в том случае,
если они имеют в ыпуклые днища. Межступенной отсек соединяет
ступени и всегда находится на отделяемом блоке ступ ени.
При необходимости вн ести исправления в составе ступени ну ж-
но сброс ить данны е ступени и повторить выбор элементов рак еты.
Нажатием на клаbrm <Далее > переход ят на следующую
страницу.
Алгоритм решения задачи (рис. 4). Предлага ются три вариа нта.
1) оптимизация параметров методом Шкварцова – метод ом
случайного поиска ,
2) опт имизация параметров методом Нелдера –Мида – дете р-
ми нированным метод ом дефо рмируемого многогранника,
3) определение облика без оптимизации параметров.

Рис. 4

8
Если выбрана задача оптимизации параметров, то следует з а-
дать целеmxnmgdpbxbh]jZgbq_gby.
Целе Zynmgdpbybh]jZgbq_gby . Целевую функцию и фун к-
циональные ограничения выбира ют в заbkbfhklb от типа рак еты
(рис. 5). Предлагаются следующие вариа нты.

Рис. 5

Целевые функции:
 стартовая масса ракеты [кг],
 дальность полета ракеты (для баллистической р ак еты) [м] ,
 масса зарядного устройства (для баллистической ракеты) [кг] ,
 масса полезной нагрузки (головного о тсека) [кг] ,
 высота перигея орбиты (для ракеты -носителя) [м] .
Функциональные ограничения :
 стартовая масса (если она не является целевой функцией) [кг] ,
 дальность полета ( для баллистической ракеты, если она не
являе тся целевой функцией) [м] ,
 удлинение ракеты,
 максимальный диаметр ракеты (калибр) [м] ,
 длина ракеты [м],

9
 скоростной напор набегающего потока при разделении
ступеней (для баллистической раке ты) [Н/м 2] ,
 высота апогея орбиты (для ракеты -носителя) [м],
 высота перигея орбиты (для ракеты -носителя, если он не
является целевой функцией) [м],
 время полета ракеты на активном участке траект ории [сек].
Варьируемые параметры (рис. 6 ).Для ракеты можно выбрать :
 максимальный диаметр ракеты [м],
 угол наклона траектории в конце активного участка полета
(ко нечный угол – только для баллистической ракеты ) [рад] ,
 угол наклона траектории в конце разворота (только для р а-
кеты -носителя) [рад].

Рис. 6
Для ступе ней ракеты :
 относительн ую масс у топлива ступени,
 тяговооруженность ступени,
 даe_gb_ камере сгорания [Па],
 даe_gb_gZkj_a_khieZ>IZ@,

10
 диаметр ступени ракеты [м],
 соотношение компонентов топлива @J>.
Если оптимизация параметров осуществляется методо м Не л-
дера –Мида, то целеZy функция и функциональные огранич ения
остаются т еми же, что и в предыдущем методе оптимизации , но
использование штра фной функции обязательно .
Если выбрана задача без оптимизации, то появляется допо л-
нительное меню (рис . 7), в кото ром предлагается выбрать одну из
сл едующих под задач:
 облик ракеты при заданной массе [кг],
 облик ракеты при заданной дальности полета (для баллист и-
ческой ракеты) [м],
 облик ракеты при заданной длине рак еты [м],
 облик ракеты при заданной относительной м ассе топлива.
После этого вводится величина требуемой характерист ики.

Рис. 7

УслоbyimkdZ (рис. 8 ). Задать:
 начальн ую скорость пуска ракеты [м/сек],
 начальн ую высот у пуска [м] ,

11
 начальный угол пуска ракеты [рад],
 начальн ую точк у пуска (широта то чки пуска) . Используется
для ракеты -носителя [рад],
 азимут плоскости пуска (для ракеты -носит еля ) [рад],


Рис. 8

Параметры активного участка (рис. 9). Выб рат ь програ мму
полета: по умолчанию или по назначению. Если вы брана програ м-
ма по назначению (р ис. 10), то появляется всплывающее м еню, 
котором можно выбрать тип программы полета для всех ст упеней
ракеты.
При выборе программы полета по назначению предлагаются
несколько вариантов программ.
 для первой ступени ракеты – программа с управлением по
углу атаки,
 для второй ступени ракеты – программа с управлением по
углу тангажа,
 для третьей ступени ракеты – программа с управлением по
углу наклона траектории.
Для каждой программы следует задать ее п араметры.

12


Рис. 9

Рис. 10

13
Далее нужно определи ть, есть ли на активном участке трае к-
тории баллистические паузы или нет. Если есть, то на какой ст у-
пени и како го тип а эта пауз а.
Паузы, применяемые в ракетах, различаются по номеру сту-
пени, на которой она применяется, и в заbkbfhklb от того, к огда
она начинается: до включения дb]Zl_ey данной ступени (па уза
) или после выключения ( пауза ). Паузы раз личаются и
по типу ограничения , при котором она заканчивается . В пакете
предлага ются несколько пауз:
1) пауза со снижением скоростного напора до заданного зн а-
чения. Она используется при горячем разделении ступеней балл и-
стич еской ракеты. Во время этой паузы ракета продолжает полет с
выключенными дb]Zl_eyfb набирая высоту. При этом скорос т-
ной напор уменьшается. Процесс разделения ступеней начинается
после окончания паузы, по достижении скоростного напора за-
данного значения. Здесь нужно задать ограничение этой паузы по
величине скоростн ого н апора [Па] – рис. 11 ;
2) пауза с ограничением по j_f_gb ( пауза при холод ном ра з-
делении ступеней ). Ограничение паузы задается по врем ени [с ] –
рис. 12 .

Рис. 11 1 PZ 2 PZ

14

Рис. 12

Обе э ти паузы применяются для баллистических ракет. Для
ракет -носителей предназначены другие паузы (рис. 13 ):

Рис. 13

15
1) пауза со снижением угла н аклона траектории до нулеh]h
значения. Конец паузы наступает, когда угол наклона траектории
становится раguf нулю. Здесь скорость ракеты в н ачале паузы
меньше орбитальной, т.е. той, которая необходима для дb`_g ия
по заданной круговой орбите;
2) пауза, у которой  ее начале перигей, а  конце апогей. Эта
пауза аналогична предыдущей, однако здесь скорость в начале
паузы выше орбитальной . Поэтому в конце паузы получается ап о-
гей эллиптической траектории, позв оляющий увеличить высоту
орбиты.
Обе паузы могут быть типа и . В этом случае пауза
имеет место на одном и том же участке траектории полета, но разд е-
ление ступеней происходит в начале паузы или  ее ко нце.
После этого следует назначить конечный угол наклона трае к-
тории (у рак еты -носителя по умолчанию он задается рав ным нулю) .
Параметры и тип цели . На рис. 14 показаны два случая. В
перв ом случае должна решаться задача эффективности. Тогда в ы-
бирается тип цел и и задаются ее параме тры:
1) если цель точечная, то указывается ее защище нность,
2) если цель линейная – ее длина и з ащищенность,
3) если цель площадная – ее длина, ширина и защище нность.

Рис. 14 1 PZ 2 PZ

16
Во втором случае , если задачу эффективности решать не н а-
до , то пар аметры цели не задаются, т.е. Нет цели .
На этом выбор конструктивной схемы ракеты, данных о ее
траектории, формулировки решае мых задач закончен. Основные
результаты показаны на рис. 15 .


Рис. 15

После назначения исходных данных нужно выполнить ввод
данных для всех структурных элемент ов каждо й ступ ени .
Из рис. 16 вид но, что в леhc части меню размещается пер е-
чень ступеней и содержащихся в них структурных элементов рак е-
ты, выбранных ра нее (см. рис. 3). Нужно, последовательно выд е-
ляя все элементы, каждый раз в правой части меню задаZlv тр е-
буем ые параметры. Для перехода к следующему элементу нажать
<Принять >.
Начинать ввод данных нужно с головного о тсека.
Головной отсек (ГО) – рис. 16 и 17 . Сначала следует выбрать
тип расчета: расчет по массе зарядного устройства (ЗУ) или по
массе головного о тсека.

17

Рис. 16




Рис. 17

18
При расчете ГО по массе ЗУ (рис. 16) нужно задать:
 массу зарядного устройства [кг],
 притупление головного отсека (отношение радиуса приту п-
ления ГО к радиусу его основания),
 в дополнительном меню задать необходимые х аракт еристики
материалоdhjimkZbl_iehaZsb тного покрытия.
В этом случае находят г еометрические размеры ГО и его ма с-
су . В процессе расчета определяют нагрузки, действующие на ко н-
струкцию, и рассчитывают все элементы головного отсека. Д алее
провод ят расчет те плозащитного покрытия и наход ят его ма ссу .
При расчете ГО по его массе (р ис. 17) нужно задать :
 массу ГО [кг],
 калибр ГО [кг],
 притупление ГО.
Устройстh отделения голоgh]h отсека (рис. 18). Предл а-
гаются пять вариантов устройств отд еления:
1) расталкив ающий механизм,
2) ускоряющий дb]Zl_ev
3) тормозящий дb]Zl_ev
4) противосопла РДТТ,
5) противосопла бака.

Рис. 18

19
Противосопла РДТТ применяются только для ракет с двигател я-
ми твердого топлива, п ротивосопла бака – только для ракет с ЖРД.
Параметр ы ступени (рис. 19 ). Задать следующие параметры:
 относительная масса топлива,
 тяговооруженность,
 диаметр ступени [м].

Рис. 19

Сухие отсеки (рис. 20 ). К сухим в данном ППП относятся
приборный, соединительный, межступенной и хвостовой о тсек и.
Все он и имеют одинаковые типы конструктивных схем и од и-
накоuc набор параметров, поэтому меню для них им еет один и
тот же b^.
Для таких отсеков нужно задать:
 тип конструктивной схемы: стрингерная, лонжеронная, шпа н-
гоутная (последняя применяется только для кони ческих отс еков) ,
 конструкционный материал. Если среди предлагаемых м а-
териалов нет необходимого, следует выбрать позицию в меню
Другой материал и назначить требуемые сhckl\Zwlh]hfZl_jbZeZ
в д ополнительном меню.

20
Рис. 20

Заряд ы дb]Zl_ey РДТТ (рис. 21). Предлага ются пять типов
зарядов твердого то плива:
1) звез дчатый,
2) с компенсацией прогрессивного горения по торцам,
3) с зонтичной формой дегрессивных канавок,

Рис. 21

21
4) щелеhc,
5) условный (без ограничений на геометрические размеры). Р е-
комендуе тся в учебном процессе только для лабораторных р абот.
Далее необходимо задать некоторые характеристики зар яда. В
заbk имости от типа заряда это:
 степень заполнения топливом переднего и заднего днища, а
также цилин дрической части заряда,
 число лучей кана ла звездчатого заряда,
 относительный объем щелей щелеh]ha аряда,
 относительный объем дегрессивных выемок заряда с ко м-
пенсацией горения по торцам.
Степенью заполнения топливом днищ дb]Zl_ey принято на-
зыZlv отношение объема топлива в днище к ег о объему . Относ и-
тельный объем щ елей или выемок в заряде есть объем щели или
выемки к объему топлива.
Затем следует выбрать топливо заряда. Можно использова ть
тр и вид а услоgh]h топлива. Если есть необх одимость использ о-
вания иного топлива, то нужно нажать <Другое > и в дополнител ь-
ном меню задать все тр ебуемые данные.
Дb]Zl_evJ>LL (рис. 22 ). Предлагается выбрать один из трех
типов дb]Zl_e_c:
1) дв игатель обычной схемы,
2) двигатель со складыZxsbfkykhiehf,
3) двигатель совмещенной схемы . В этой схеме верхнее дни ще
дb]Zl_e я нижней ступени ракеты является соплом дb]Zl_ey
верхней ступ ени .

Рис. 22

22
Требуется задать данные дb]Zl_ey :
 даe_gb_ камере сгорания и на срезе с опла [Па],
 число сопел дb]Zl_ey,
 коэффициент утопленности сопла (отношение части сопла,
утопленной в дb]Zl_e_dih лной длине сопла),
 коэффициент потерь удельного импульса,
 ха рактеристики материала корпуса дb]Zl_eyiehlghklvf а-
териала и временное сопроти вление.
 коэффициент безопасности.
Топлиh@J> (рис. 23 ) Можно применять следу ющие жидк ие
топлива:
 азотный тетраксид и несимметричный диметилгидр азин,
 жидкий кислород и керосин (криогенные компоне нты),
 азотная кислота и несимметричный дим етилгидразин,
 азотная кислота и ТГ02.
Если среди названных подходящих топлив нет, то можно в ы-
брать Другое , параметры которого задать в дополнител ьном меню.
Все топлива, кроме тех, где горючим является керосин, явл я-
ются сам овос пла меняющимися.


Рис. 23

23
Топлиguc бак (рис. 24 ). Возможно применение четырех т и-
пов баков:
 тип 1 – бак, у которого верхнее и нижнее днища имеют в ы-
пуклую форму. Такой бак может быть как верхним, так и ни жним.
При стыковк е таких баков между ними обязательно должен быть
соединительный о тсек;
 тип 2. Бак имеет вогнутое верхнее днище , поэтому он может
быть только нижним. СтыкоdZ б аков типа 1 и 2 может осущест -
ляться без соед инительного отсека;
 тип 3 аналогичен тип у 1, т.е. бак имеет дZ выпуклых дн и-
ща. Однако в нем размещается жидкостный (утопленный ) дb] а-
тель. Поэтому на ступени это только нижний бак, соедине нный с
верхним при помощи соединительного отсека;
 тип 4 аналогичен типу 2, та к как  баке верхнее днище в о-
гнутое. Как и в типе 3 , в нем размещается ЖРД.


Рис. 24

Ж идкостный дb]Zl_ev . В пакете предусмотрено использ о-
вание дmo типов дb]Zl_e_c маршевые и управляющие (рул е-
вые). Меню для них одинакоh_ (рис. 25 ). Возможно использов а-
ние двух схем дb]Zl_e_c: открыт ой и закрыт ой .

24

Рис. 25
После выбора схемы надо задать следующие параметры:
 давление в камере сгорания [Па],
 давление на срезе сопла [Па],
 число камер сгорания,
 коэффициент потерь удельного импульса dZf_j_k] орания,
 относительная тяг а данной дb]Zl_evghc установки – отно -
шение тяги данной дb]Zl_evghc установки к пол ной тяги дb] а-
телей ступени.
Эти параметры следует задаZlvdZd^eyfZjr_ого дb гателя,
так и для управляющего. Однако если на ступени использ уются
как маршевые, так и управляющие дb]Zl_eb , то сумма их относ и-
тельных тяг должна быть ра вна единице.
После выбора данных последнего элемента ракеты необход и-
мо сохр анить данные и выйти из п рограммы. В результате будут
получены файлы KOD _ZD .DAT , SSS .DAT . Кроме этого , до лжен
быть файл с именем проекта (расширение файла BGT ). Этот фа йл
содержит информацию о проекте и нужен для возвращения в с у-
ществу ющий проект.

25
3. ОПИСАНИЕ ФАЙЛОВ С ИСХОДНЫМ И ДАННЫМИ
И РЕЗУЛЬТАТАМИ РАСЧЕТОВ

Файл KOD _ZD .DAT содержит коды, которые определяют тип
ракеты, ее конструктивную схему, решаемую задачу и ее пар а-
метры , коды ко нструктивных элементов ракеты.
В ф айл е SSS .DAT находятся исходные данные ракеты и ее
элементо в.
Файл REZ .DAT содержит результаты расчета, полученные в
программе RB 32. EXE .
Файл TRAC .DAT приводит результаты расчета программой
TRA CTORY .EXE параметров траектории ракеты.
3.1. Коды, используемые в файле KOD _ZD .DAT

На рис. 26 и 27 приводятся дZ фай ла KOD _ZD .DAT для ра з-
ных задач: с оптимизацией параметров и без нее. Эти файлы н е-
сколько отличаются друг от друга. ПерufjZkkfhljbfnZcek оп-
тимизацией параметров (р ис. 26).

Файл Kod _zd .dat


0 -тип ракеты: 0 -баллистическая; >0 -носит ель.
0 0 -схема деления: 0 -тандем;>0 -параллельная.
2 -число ступеней.
100 -код задачи: <300 -оптимизация; >300 -без оптимиз ации.
1.000000E+001 - коэффициент штрафа
200 - код целеhcnmgdpbb
1.000000E+004 0.000000E+000 1.000000E+0 30 - ограничения втор ого рода
1.000000E+030 1.000000E+030 1.000000E+030
1.000000E+030 0.000000E+000 1.000000E+030
Варьируемые параметры:
7 - число параметров
1 2 3 1 2 3 4
1 1 1 2 2 2 2
Формула ККС
15 - число СЭ
420 2 1
2050 2 2

26
1600 2 3
510 2 4
1110 2 5
111 2 6
910 2 7
211 2 8
1910 2 9
1010 2 10
810 2 11
710 1 12
1210 1 13
310 1 14
810 1 15

Рис. 26

В первой строке файла задается код типа ракеты. Если он р а-
вен нулю, то ракета баллистич еская, если больше нуля – ракета -
носитель.
Во второй строке задается код типа схемы ракеты. Если он р а-
вен нулю, то выбрана схема та ндем. При значении кода больше
нуля применяется схема пара ллельного деления (схема пакет ). В
сл едующей строке указывается число ступеней ракеты.
Далее указан код решаемой задачи:
100 – оптимизация методом ШкZjph\Z,
20 0 – оптимизация методом Нелдера –Мида,
300 – без оптимизации.
Если выбрана задача с оптимизацией параметров ракеты, то
может быть назначен коэффициент штрафа. П ри использовании
метода Нелдера –Мида ввод этого коэффициента обязателен.
Дале е задаются коды целеhcnmgdpbb:
100 – начальная масса ракеты,
200 – дальность полета,
300 – масса зарядного устр ойства,
400 – масса полезной нагрузки,
500 – высота перигея орбиты КЛА.
После этого в трех строках приводятся коды функциональн ых
ограничений. В первой строке – стартовая масса ракеты (огран и-
чение сверху), дальность полета ракеты (ограничение снизу), уд-
лин ение ракеты (ограничение сверху). Во второй строке − макс и-
мальный диаметр ракеты (ограничение сверху), длина ракеты (ог-

27
раничение сверху), скоростной напор набегающего потока во здуха
при разделении ступеней (ограничение сверху). В трет ьей строке –
высота ап огея (ограничение сверху), высота перигея (ограничение
снизу), продолжительность активного участка полета (огранич е-
ние сверху). Если в задаче отсутствуют некоторые из о граничений,
то для ограничений снизу в файле указываются нули. Для огран и-
чений сверху в этом случае заносятся числа , ра вные 1Е+30.
В строках, где указаны варьируемые параметры, сначала вв о-
дится их число.
Ниже, в дmokljhqdZo , находится вся информация об этих п а-
раметрах: в первой строке – коды параметров, во второй – номер
ступени , для кото рой они предназначены. Коды этих параметров
ра збиты на д_]jmiiu
Пер вая – это параметры всей ракеты:
1 – диаметр ракеты,
2 – угол наклона траектории в конце активн ого участка,
3 – угол наклона траектории в конце развор ота.
Во второй строке параметров вместо номера ступени занося т-
ся нули.
Вторая – это параметры ступени:
1 – относительная масса топлива,
2 – тяговооруженность,
3 – давление dZf_j_k]hjZgby,
4 – давление на срезе сопла,
5 – диаметр ступени,
6 – соотношение компонентов топлива.
В следующи х строках размещаются коды структурных эл е-
ментов ракеты – формула конструктивно -компоновочной сх емы
(ККС). УказыZ_lky чи сло этих э лементов, а затем следуют три
столбца данных: в первом – коды эле ментов ракеты, во втором –
номер ступен и, где размещаются эт и элементы, в третьем – поря д-
ковый номер элемента  конструктивно -компоновочной схе ме .
Коды структурных элементов формируются следующим обр а-
зом.
Головной отсек :
400+<тип отсека> ,
тип отсека = 10, если задана масса заряда,
тип отсека = 20, если задана масс а головного отсека.

28
П р и м е р : головной отсек с заданной массой заряда. Код = 410.
Устройство отделения :
расталкивающий механизм – 2010 ,
ускоряющий дb]Zl_ev – 2020 ,
тормозной дb]Zl_ev – 2030 ,
противосопла РДТТ – 2040 ,
противосопла бака – 2050.
Сухие от секи :
приборный отсек – 500 + <тип оболочки> ,
межступенной (переходной) отсек – 700 + <тип оболо чки> ,
соединительный отсек – 900 + <тип оболо чки> ,
хвостовой отсек – 800 + <тип оболочки>.
Коды типа оболочки:
стрингерная оболочка – 10 ,
лонжеронная оболоч ка – 20 ,
шпангоутная оболочка – 30.
П р и м е р: хвостовой отсек с лонжеронной оболочкой.
Код = 820.
Жидкое ракетное топливо :
код топлива 1100 +<тип топлива> ,
АТ + НДМГ – 10,
О2 + керосин – 20,
АК27 + НДМГ – 30,
АК27 + ТГ02 – 40,
дру гое – 50.
П р и м е р: Топливо АТ+НДМГ. Код=1110 .
Топлиgu_[Zdb :
бак горючего – 200 + <код типа бака> + <код типа системы
наддува>,
бак окислителя – 100 + <код типа бака> + <код типа систе мы
наддува>.
Коды типа бака:
тип 1 (дZ\uimdeuo^gbsZ – 10,
тип 2 (вогнутое и выпуклое днища) – 20,
тип 3 (утопленный двигатель в баке 1 типа) – 30,
тип 4 (утопленный двигатель в баке 2 типа) – 40.
Коды типа системы наддуZ[ZdZ:
газогенераторная система – 1,
газобаллонная система – 2,

29
газобаллонная система с подогрево м – 3,
испарительная система 1 – 4,
испарительная система 2 (с подогреhf – 5.
П р и м е р: бак окислителя первого типа с газобаллонной си с-
темой на ддува. Код = 112.
Жидкостные ракетные дb]Zl_eb :
маршеuc^игатель – 1000 + <код типа дв игателя>,
управляю щий дb]Zl_ev – 1900 +<код типа двигателя>.
Коды типа дb]Zl_ey:
открытая схема дb]Zl_ey – 10,
закрытая схема дb]Zl_ey – 20.
П р и м е р: маршеuc^\b]Zl_evaZdjulhcko_fuDh^ .
Дb]Zl_evlердого топлиZ
300 + <код типа дb]Zl_ey!,
Коды типа дb гателя:
нормальный – 10,
с телескопическим соплом – 20,
совмещенная схема – 30.
П р и м е р: двигатель с телескопическим соплом. Код = 320.
Заряды твердого топлива :
1200 + <код типа заряда>.
Коды типа заряда:
звезда – 10,
заряд с торцевой компенсацией на торцах – 20,
зонтичный заряд – 30,
щелевой заряд – 40,
услоgucaZjy^ – 50.
В аналогичном файле (рис. 27 ) нет оптимиз ации параметров.
Поэтому здесь отсутствуют строки, в которых задается целеZy
функция, функциональные ограничения и варьируемые параме т-
ры. Вме сто этого появляются д_ строки: в перhc указ ыZ -
ется код за дачи, во второй – заданное значение услоby Коды
задач имеют следующие значения: 310 – облик ракеты при зада н-
ной массе, 320 – при заданной дальности полета, 330 – при зада н-
ной длине ракет ы, 340 – при заданной относительной массе топ -
лива.

30

Файл Kod _zd .dat

0 -тип ракеты: 0 -баллистическая; >0 -носитель.
0 0 -схема деления: 0 -тандем;>0 -параллельная.
3 -число ступеней.
320 -код задачи: <300 -оптимизация; > 300 -без
оптимизации.
4.000000E+006 - Заданное значение
Формула ККС
22 - число СЭ
420 3 1
2050 3 2
1600 3 3
510 3 4
1130 3 5
111 3 6
910 3 7
211 3 8
1010 3 9
810 3 10
710 2 11
1130 2 12
111 2 13
910 2 14
211 2 15
1910 2 16
1010 2 17
810 2 18
710 1 19
1210 1 20
310 1 21
810 1 22
Рис. 27
3.2. Описание файла SSS .DAT

Этот файл (рис. 28 ) содержит исходные данные элементов
ККС. Все данные вводятся в файл в системе единиц СИ в следу ю-
щем п орядке.
Сначала располагаются параметры запуска ракеты ( Условия
PUSka ). Если решается задача эффективности , то д алее следуют п а-
раметры цели (Пар аметры ЕF). Следующая группа данных – это

31
параметры ступеней ( NStup = < номер ступени>). После этого сл е-
дуют данные ККС ракеты: ГО – головной отсек, ЗД – заряд тверд о-
го топлива двигат еля, РДТТ – двигатель твердого топлива, ЖРД –
жи дкостный ракетный двигател ь, ЖРДу – управляющий ЖРД.

Файл SSS .dat

Услоby386ND9 (+ (/
Услоby386ND8 (6LJ H/
Услоby386ND7WN E -01/
NStup= 1/ Mt= 7.100000E -01, Tvp= 3.500000E+00, Dst= 1 .200000E+00/
NStup= 1/Kupr= 1.000000e+00,Prm1= 0.000000e+00, Prm2= 0.000000e+00/
NStup= 2/ Mt= 7.400000E -01, Tvp= 3.500000E+00, Dst= 1.200000E+00/
NStup= 2/Kupr= 1.000000e+00,Prm1= 0.000000e+00, Prm2= 0.000000e+00/
ГО J= 1/Mnos= 2.000000E+02, D2= 1. 200000E+00/
ГО J= 1/Lnos= 1.500000E+00, Hn= 2.000000E -01/
J= 4/ Rom= 2.600000e+03, Sib= 3.400000e+08, Si2= 2.900000e+08/
J= 4/ E= 6.900000e+10, Kpu= 2.700000e -01/
J= 6/ Rom= 2.640000e+03, Si2= 1.700000e+08, E= 6.800000e+10/
J= 7/ R om= 2.600000e+03, Sib= 3.400000e+08, Si2= 2.900000e+08/
J= 7/ E= 6.900000e+10, Kpu= 2.700000e -01/
J= 8/ Rom= 2.640000e+03, Si2= 1.700000e+08, E= 6.800000e+10/
ЖРДм J= 9/ Pk= 1.500000E+07, Pa= 5.000000E+05, Nk= 1.000000E+00/
ЖРДм J= 9/ Kpi= 1. 000000E+00, Ot= 0.800000E+00/
ЖРДу J=10/ Pk= 1.500000E+07, Pa= 5.000000E+05, Nk= 4.000000E+00/
ЖРДу J=10/ Kpi= 1.000000E+00, Ot= 0.200000E+00/
J=11/ Rom= 2.600000e+03, Sib= 3.400000e+08, Si2= 2.900000e+08/
J=11/ E= 6.900000e+10, Kpu= 2.7000 00e -01/
J=12/ Rom= 2.600000e+03, Sib= 3.400000e+08,
Si2= 2.900000e+08/
J=12/ E= 6.900000e+10, Kpu= 2.700000e -01/
ЗД J=13/ Rot= 1.750000e+03, Ist= 2.380000e+03/
ЗД J=13/ Niz= 1.170000e+00, Z= 1.890000e -01/
ЗД J=13/ U1= 4.500000e -05, Nu= 3.600000e -01,Vpr= 1.50000e+02/
ЗД J=13/ Kzd= 5.000000E -01,Kzcd= 4.000000E -01, Luch= 6.000000E+00/
РДТТ J=14/ Pk= 4.000000E+06, Pa= 1.000000E+05/
РДТТ J=14/ Kus= 5.000000E -01, Kpi= 9.850000E -01/
РДТТ J=14/ Rom= 7.800000E+03, Sib= 1.200000E+09, F = 1.300000E+00/
J=15/ Rom= 2.600000e+03, Sib= 3.400000e+08,
Si2= 2.900000e+08/
J=15/ E= 6.900000e+10, Kpu= 2.700000e -01/


Рис. 28

32
Параметры всех элементов располагаются в той последов а-
тельн ости, в которой они задаются при определении К КС. Строки
некоторых элементов отмечаются индексом J, что обозначает п о-
рядковый номер элемента в ККС. К числу таких элементов отн о-
сятся сухие отсеки. РасшифроdZbf_g\\h^bfuoiZjZf_ljh\ пр и-
водится в приложении .
При необходимости изменения файла SSS . DAT все данные
вводятся после слеша /, а заканч ивается ввод таким же слеше м.
3.3. Описание файла REZ .DAT

Файл REZ . DAT содержит результаты расчета параметров р а-
кеты. Размерность выh^bfuo параметров соответствует сист еме
единиц СИ. В качестве примера приво дится файл с результат ами
оптимизации параметров ракеты. Поскольку его размеры дост а-
точно велики, он размещается частями на нескольких р исунках.
На рис. 29 показана первая часть этого файла. Он содержит
исходные данные ракеты и, по сути дела, является копи ей файла
SSS . DAT . Ниже находятся Общие параметры ракеты и Параме т-
ры ступеней рассчита нные по данным в начальной точке из файла
SSS .DAT . Далее в таблице указ ыZxlky значения варьируемых п а-
раметров в начальной точке и их верхн яя и нижн яя границы . В
конце рисунка приводятся коды типа ра счетной точки и имена
параметров в таблице опис ания процесса поиска. ППП САПР РБ. Версия 02.98 Подпрограмма VDSSS - исходные данные PUSKA/V0=0.000000E00,H0=0.000000E00/ PUSKA/U0=1.570000E00,SIG=2.000000E02 / PUSKA/TTK=6.800000E -01/ NSTUP=1/MT=7.000000E -01,TVP=3.000000E00,DST=0.800000E00/ NSTUP=1/KUPR=1.000000E00,PRM1=0.000000E00,PRM2=0.000000E00/ J=1/MNOS=2.000000E02,D2=1.200000E00/ J=1/LNOS=1.500000E00,HN=2.000000E -01/ J=4/ROM=2.600000E03,SIB=3.400000E08,SI2=2.900000E08/ J=4/E=6.900000E10,KPU=2.700000E -01/ J=6/ROM=2.640000E03,SI2=1.700000E08,E=6.800000E10/ J=7/ROM=2.600000E03,SIB=3.400000E08,SI2=2.900000E08/ J=7/E=6.900000E10,KPU=2.700000E -01/ J=8/ ROM=2.640000E03,SI2=1.700000E08,E=6.800000E10/ J=9/PK=1.500000E07,PA=5.000000E05,NK=4.000000E00/ J=9/KPI=1.000000E00,OT=8.000000E -01/ J=10/PK=1.500000E07,PA=5.000000E05,NK=1.000000E00/
Рис . 29

33
J=10/KPI=1.000000E00,OT=2.00 0000E -01/ J=11/ROM=2.600000E03,SIB=3.400000E08,SI2=2.900000E08/ J=11/E=6.900000E10,KPU=2.700000E -01/ Diastr Замечание j=10 Число органоmijZления? VCS: Входной контроль ошибок не обнаружил Общие параметры ракеты MLAP= 1.698E+03 LLAP= 5.010E+00 MPN = 2.000E+02 DLAP= 1.200E+00 DALN= 2.012E+05 VK = 1.552E+03 HAPG= 9.556E+04 Параметры ступеней n=1 M0ST= 1.698E+03 LSTP= 5.010E+00 MTOP= 1.18 9E+03 MT = 7.000E -01 RPUS= 4.996E+04 TVP = 3.000E+00 I0 = 2.782E+03 IP = 2.842E+03 RASH= 1.758E+01 DST = 8.000E -01 Diadan j= 2 Отделение ГО при минимальной дальности не обеспечивае тся Работает программа случайного поиска опти мума aaspoi v1.6 oптимизация проh^blky по 3 параметрам, используютс я 6 регулярных ш агов ──────────────────────────────────────────────── ───────── │ Номе р │ Нижняя │ Начальная │ Верхняя │ Индиb^mZe ьный │ │ пар а- | граница | точка | граница | ма сштаб | | метра │ │ │ │ │ ──────────────────────────────────────────────── ───────── │ 1 │ 0.6500000 │ 0.7000000 │0.7500000 │ 0.5000000 │ ───────────────────── ─────────────────────────── ───────── │ 2 │ 2.000000 │ 3.000000 │4.000000 │ 1.000000 │ ──────────────────────────────────────────────── ───────── │ 3 │ 0.1300000E+08 │0.1500000E+08 │0.1700000E+08 │ 1.000000 │ ─────────────────────────────── ────────────────────────── Таблица результатоkh^_j`bl]jZnu: kod - тип точки aas1111 - удачный шаг aas2222 - неудачная начальная точка aas5555 - исследоZgb_hdj_kghkl_chilbfmfZ aas7777 - окончание оптимизации aa s8888 - прекращение оптимизации l < 1 aas9999 - прекращение оптимизации по j_f_gb tim - j_fyihbkdZ  секундах) nu - число удачных шаго nt - общее число шагов cf - целеZynmgdpby dcf - приращение целеhcnmgdpbb x(i) - значения Zjvbjm_fuoiZjZf_ljh\
Рис. 29 (окончание)

На рис. 30 дается описание каждой удачной расчетной точки
процесса поиска с указанием ее координат, порядк ового номера и
значения целеhcnmgdpbbAZdZgqb\Z_lkynjZ]f_gl файла резул ь-

34
татами сл учайного поиска. Приводится общее число шагов опт и-
мизации, число неудачных шагов и значения оптимизируемых п а-
раметров. Далее приведе н фрагмент результатов расчета характ е-
ристик ракеты и ее ступеней. Он делится на несколько частей .
Перв ая из них, обозначенн ая ЛА , содержит параметры р акеты в
целом, втор ая – Sto – результаты расчета стоимостных характер и-
стик ракеты и ее элементов. Если решалась задача эффективн ости,
то эти параметры выh^ylky под именем Eff . После этого разм е-
щаются параметры ступеней, начиная с последней. Эти фрагменты
обозначаются Stup 3, Stup 2, Stup 1. Имена этих характеристик
приводятся в приложении .

kod tim nu nt cf dcf x(i)
aas1111 30 1 1 -.20118E+06 -.10000E+31 0.70000, 3.0000, 0.15000E+08 aas1111 30 2 2 -.21306E+06 -11874. 0.69811, 2.6925, 0.15091E+08 aas1111 30 3 3 -.21705E+06 -3992.2 0.69767, 2.5592, 0.14937E+08 aas1111 30 4 4 -.22642E+06 -9371.8 0.69800, 2.4128, 0.14825E+08 aas1111 30 5 6 -.22894E+06 -2515.3 0.69739, 2.2984, 0.14836E+08 aas1111 30 6 7 -.23233E+06 -3393.8 0.6 9616, 2.0271, 0.14797E+08 aas1111 30 7 12 -.23248E+06 -145.72 0.69651, 2.0000, 0.14796E+08 aas1111 30 8 13 -.23673E+06 -4253.4 0.69692, 2.0000, 0.15038E+08 aas1111 30 9 14 -.25231E+06 -15585. 0.69949, 2.0000, 0.15286E+08 aas1111 30 10 15 -.27545E+06 -23134. 0.70374, 2.0000, 0.15673E+08 aas1111 30 11 16 -.33253E+06 -57087. 0.71270, 2.0157, 0.16436E+08 aas1111 30 12 17 -.50572E+06 -.17318E+06 0.73864, 2.0447, 0.17000E+08 aas1111 30 13 18 -.60851E+06 -.10280E+06 0.75000, 2.1715, 0.17000E+08 aas1111 30 14 57 -.60851E+06 -.87500 0.75000, 2.1715, 0.17000E+08 aas1111 30 15 72 -.60861E+06 -99.125 0.74999, 2.1660, 0.17000E+08 aas1111 30 16 80 -.60870E+06 -86.875 0.75000, 2.1566, 0.16983E+08 aas1111 30 17 83 -.60903E+06 -331.81 0.75000, 2.1528, 0.16983E+ 08 aas1111 30 18 84 -.60916E+06 -124.81 0.75000, 2.1462, 0.16989E+08 aas1111 30 19 85 -.60935E+06 -192.94 0.75000, 2.1425, 0.16996E+08

Рис. 30

35
aas1111 30 20 87 -.60941E+06 -63.125 0.74999, 2.1358, 0.16997E+08 aas1111 30 21 88 -.60972E+06 -309.81 0.75000, 2.1300, 0.17000E+08 aas1111 30 22 90 -.60983E+06 -109.81 0.75000, 2.1212, 0.17000E+08 aas1111 30 23 93 -.60989E+06 -63.438 0.74999, 2.1213, 0.17000E+08 aas1111 30 24 94 -.61002E+06 -123.81 0.75000, 2.1208, 0.17000E+08 aas1111 31 25 106 -.61004E +06 -25.125 0.75000, 2.1201, 0.17000E+08 аas7777 33 25 349 -.61004E+06 0.0000 0.75000, 2.1201, 0.17000E+08 aas5555 33 25 350 -.60041E+06 9631.8 0.74900, 2.1201, 0.17000E+08 aas5555 33 25 351 -.60948E+06 564.12 0.75000, 2.1401, 0.17000E+08 aas5555 33 25 352 -.60107E+06 8975.7 0.75000, 2.1001, 0.17000E+08 аas5555 33 25 353 -.60958E+06 463.69 0.75000, 2.1201, 0.16960E+08 Результаты поиска: ЦелеZynmgdpbyFI  -610043.4 Общее число шаго3 Число удачных шаго 25 Время поиска 33 МассиiZjZf_ljh x(k) : 0.75000, 2.1201, 0.17000E+08 Программа случайного поиска работу з акончила Распечатка файла да нных ЛА / MLAP= 2.015E+03; LLAP= 5.588E+00; MPN = 2.000E+02; DLAP= 1.200E+00 /
/ DALN= 6.100E+05; CENA= 1.822E+03; CNLA= 1.822E+03; SIG = 2.000E+02 /
/ TTR = 5.000E -01; SHRT= 0.000E+00; AZMT= 1.570E+00; QR AZ= 0.000E+00 /
/ V0 = 0.000E+00; U0 = 1.570E+00; DL0 = 0.000E+00; H0 = 0.000E+00 /
/ T0 = 0.000E+00; DT = 0.000E+00; VK = 2.243E+03; TTK = 6.800E -01 /
/ DK = 4.891E+04; HK = 4.625E+04; VBH = 2.000E+03; UBH = -5.415E -01 /
/ HBH = 9.500E+04; VBZ = 1.014E+02; UBZ = -1.569E+00; MMD = 9.065E+02 /
/ VMD = 8.975E+02; DMIN= 1.192E+05; HMD = 2.079E+04; QMD = 3.170E+04 /
/ CXMD= 2.552E -01; TAPG= 2.595E+02; VARG= 1.698E+03; DAPG= 3.089E+05 /
/ HAPG= 1.540E +05; TOBR= 1.919E+03; HPRG= -6.213E+06; UTZP= 1.307E+00 /
Sto / CENA= 1.822E+03; CI = 1.371E+03; CCP = 1.274E+02; CI25= 1.627E+03 /
/ CTSK= 2.089E+01; CG4 = 6.903E+02; C3Y = 5.791E+02; CCY = 3.738E+02 /
/ CCYE= 6.638E+02; CDB = 3.385E+0 1; CDBP= 1.148E+01; CKOP= -5.000E+01 /
/ CT = 6.709E -01; CEBM= 2.500E+02; CYO = 6.000E+01; COTC= 2.000E+01 /
/ CTAP= 1.000E+00; KTK = 2.300E+00; ACP = 1.800E+01; AP = 1.200E+01 /
Stup 1 / M0ST= 2.015E+03; LSTP= 5.588E+00; MTOP= 1.511E+03; MT = 7.500E -01 /
/ RPUS= 4.189E+04; TVP = 2.120E+00; I0 = 2.815E+03; IP = 2.873E+03 /
/ RASH= 1.458E+01; MPN = 0.000E+00; DST = 8.000E -01; XT = 2.500E+00 /
/ YZ = 6.000E+05; TAUP= 0.000E+00; Q1 = 3.759E+04; NX1 = 2.570E+00 /
/ MU1 = 4.000E -01; T1 = 1.321E+00; Q2 = 4.168E+03; NX2 = 8.338E+00 /
/ MU2 = 7.500E -01; T2 = 5.914E+01; UA1 = -4.145E -01; UA2 = 6.178E -02 /
Рис. 30 (окончание)

36
На рис. 31 показа на остальная часть этого файла. Она соде р-
жит параметры элементов ступеней ракеты. Эти элементы ра с-
предел яются в соответствии с их положением в ККС по номеру J. / VK = 2.243 E+03; TTK = 6.800 E-01; DK = 4.891 E+04; HK = 4.625 E+04 / / TAU = 1.036E+02; MK = 5.036E+02; UAS = 3.000E -02; XD1 = 3.723E -01 / / XD2 = 2.418E -01; CX1 = 3.944E -01; CYA1= 2.867E+00; M1 = 1.648E+00 / / HRS1= 1.188E+04; CX2 = 1.641E -01; CYA2= 3.550E+00; M2 = 6.840E+00 / / HRS2= 4.625E+04; UPDU= 0.000E+00; EXDU= 0.000E+00; UPSP= 0.000E+00 / / MZVZ= 0.000E+00; CST = 4.600E+01; KUPR= 1.000E+00; KCA = 0.000E+00 / j= 1 / MNOS= 2.000E+02; LNOS= 1.500E+00; D1 = 4.424E -01; D2 = 1.200E+00 / / L1 = 1.468E -01; X0 = 0.000E+00; L2 = -3.000E -01; RZT = 2.400E -01 / / RD = 2.000E+00; PM = 1.768E+02; HN = 2.000E -01; DD = 1.000E+00 / / MTZG= 0.000E+00; KCA = 0.000E+00 / j= 2 / MPS = 2.903E+00; FKPS= 3.386E -03; X0 = 1.837E+00 / j= 3 / MPUP= 5.874E+01; X0 = 1.668E+00; CPUP= 6.700E+02 / j= 4 / MPRO= 9.532E+00; LPRO= 3.370E -01; HM0 = 2.712E+02; HM1 = 2.712E+02 / / HM2 = 2.712E+02; SIB = 3.400E+08; SI2 = 2.900E+08; E = 6.900E+10 / / KPU = 2.700E -01; ROM = 2.600E+03; D1 = 1.200E+00; D2 = 8.000E -01 / / L1 = 0.000E+00; X0 = 1.500E+00; L2 = 0.000E+00; PPN = 0.000E+00 / / ESN = 2.318E+04; RNX = 8.338E+00; RSP = 0.000E+00; F = 1.200E+00 / / NSP = 2.000E+00; C = 5.020E+02; DCT = 1.000E -03; T KOR= 3.300E+02 / / FTBE= 1.138E+00; CPRO= 1.000E+01 / j= 5 / mtop= 1.600E+03; mgor= 4.087E+02; moks= 1.192E+03; km = 2.919E+00 / / rog = 7.900E+02; roo = 1.440E+03; dgr1= 8.000E -01; dgr2= 8.000E -01 / / lgor= 1.349E+00; x0gr= 3.9 04E+00; gar = 5.770E -02; dok1= 8.000E -01 / / dok2= 8.000E -01; loks= 1.834E+00; x0ok= 1.837E+00; bt = 1.811E+03 / / niz = 1.156E+00; f0 = 1.342E+06; ist = 3.268E+03; tkg = 3.600E+02 / / tko = 3.600E+02; cug = 1.350E -03; cuo = 1.000 E-04; ctop= 6.709E -01 / / dr1 = 1.000E+00 / j= 6 / MBO = 2.249E+01; LBO = 1.831E+00; HM0 = 2.937E+02; HM1 = 2.937E+02 / / HM2 = 2.937E+02; SI2 = 1.700E+08; E = 6.800E+10; ROM = 2.640E+03 / / D1 = 8.000E -01; D2 = 8.000E -01; L1 = 1.528E -01; X0 = 1.837E+00 / / L2 = 1.528E -01; VBK = 9.601E -01; PPN = 0.000E+00; ESN = 2.437E+04 / / RNX = 8.338E+00; F = 1.750E+00; PHD = 1.500E+05; DCT = 1.000E -03 / / MSNB= 3.189E+00; MOSN= 1.238E+00; MGSN= 1.768E -01; RG = 3.000E+02 / / TG = 9.000E+02; NUK = 7.000E+00; CBAC= 1.800E+01 / j= 7 / MSOT= 4.198E+00; LSOT= 2.328E -01; HM0 = 1.490E+03; HM1 = 8.540E+02 / / HM2 = 2.979E+02; SIB = 3.400E+08; SI2 = 2.900E+08; E = 6.900E+10 / / KPU = 2.700E -01; ROM = 2.600E+03; D1 = 8.000E -01; D2 = 8.000E -01 / / L1 = 0.000E+00; X0 = 3.668E+00; L2 = 0.000E+00; PPN = 0.000E+00 / / ESN = 3.098E+04; RNX = 2.120E+00; RSP = 0.000E+00; F = 1.200E+00 / / NSP = 2.000E+00; C = 5.020E+0 2; DCT = 1.000E -03; TKOR= 3.300E+02 / / FTBE= 1.138E+00; CSOT= 1.400E+01 / j= 8 / MBG = 2.165E+01; LBG = 1.347E+00; HM0 = 1.511E+03; HM1 = 8.757E+02 / / HM2 = 3.195E+02; SI2 = 1.700E+08; E = 6.800E+10; ROM = 2.640E+03 / / D1 = 8.000E -01; D2 = 8.000E -01; L1 = 0.000E+00; X0 = 3.901E+00 / / L2 = 1.528E -01; VBK = 6.001E -01; PPN = 0.000E+00; ESN = 3.143E+04 / / RNX = 2.120E+00; F = 1.750E+00; PHD = 1.500E+05; DCT = 1.000E -03 / / MSNB= 2.940E+00; MOSN= 8 .036E -02; MGSN= 8.036E -01; RG = 3.000E+02 / / TG = 9.000E+02; NUK = 1.000E -01; CBAC= 1.800E+01 /
Рис . 31

37
j= 9 / MDVG= 2.753E+01; LDV = 1.871E -01; VDV = 2.185E -03; DA = 4.526E -02 / / X0 = 5.406E+00; L2 = 3.399E -01; PK = 1.700E+07; PA = 5.000E+05 / / OT = 8.000E -01; NK = 4.000E+00; ALS = 2.620E -01; I0 = 2.823E+03 / / IP = 2.881E+03; KPI = 1.000E+00; DKR = 1.986E -02; RPUS= 3.352E+04 / / RASH= 1.163E+01; CDVO= 3.385E+01 / j=10 / MDVU= 1.474E+01; LDVU= 2.006E -01; VDV = 1.520E -03; DA = 4.851E -02 / / X0 = 5.393E+00; L2 = 0.000E+00; PK = 1.500E+07; PA = 5.000E+05 / / OT = 2.000E -01; NK = 1.000E+00; ALS = 2.620E -01; I0 = 2.782E+03 / / IP = 2.842E+03; KPI = 1.000E+00; DKR = 2.129E -02; RPUS= 8.379E+03 / / RASH= 2.948E+00; CDVU= 1.148E+01 / j=11 / MXO = 5.231E+01; LXO = 3.173E -01; HM0 = 2.017E+03; HM1 = 0.000E+00 / / HM2 = 0.000E+00; SIB = 3.400E+08; SI2 = 2.900E+08; E = 6.900E+10 / / KPU = 2.700E -01; ROM = 2.600E+03; D1 = 8.000E -01; D2 = 8.000E -01 / / L1 = 0.000E+00; X0 = 5.248E+00; L2 = 0.000E+0 0; LH = 5.000E -01 / / PPN = 0.000E+00; ESN = 1.977E+04; RNX = 1.000E+00; RSP = 0.000E+00 / / F = 1.200E+00; KOP = 2.000E -03; KDN = 3.070E+01; KOK = 3.600E+00 / / NSP = 2.000E+00; C = 5.020E+02; DCT = 1.000E -03; TKOR= 3.300E+02 / / FTBE= 1.000E+00; CXO = 1.700E+01 / /sss/ Рис. 31 (окончание)
3.4. Описание файла TRAC .DAT

В этом файле показаны параметры траектории полета ракеты.
Используя программу TRACTORY .EXE , следует иметь в виду, что
она требует для своей рабо ты файл REZ .DAT , который после расч ета
траектории исчезает и его при ходится получать заново. Результ атом
расчета траектории является файл TRAC .DAT . Могут быть два вар и-
анта этих файлов: первый – для траектории ракеты малой дал ьности
полета, когда отсутствуе т эллиптический участок траектории, а вт о-
рой – когда этот участок есть . На рис. 32 показан первый сл учай.
Файл предстаey_l собой таблицу, в столбцах которой расп о-
лагаются параметры траектории. Все данны е таблицы делятся на
три группы: активный участок тр аектории полета, параметры ра с-
четных случаев и пассивный участок. На активном участке ра с-
сматрива ются дZ расчетных случая: максимум скоростного нап о-
ра и максимум осе вых перегрузок, на пассивном – только макс и-
мум ос евых перегрузок.
На рис. 33 приводится сл учай с эллиптической частью трае к-
тории полета. Здесь в отличие от предыдущего случая появ ились
три новых участка: атмосферный участок восходящей ветви па с-
сивной части траектории, так как активный участок закан чив ается
до границы атмосферы; эллиптическая часть траектории, про хо-
дя щая вне атмосферы; атмосферный участок нисходящей ветви
пассивной части траектории п олета.

Полное j_fy полета
Время полета на участке
Ско - рость Угол наклона траек - тории
Даль - ность Вы- сота Число М Скоро - стной напор
Коэффициен т осеuo перегрузок
Потери скор ости
Т, ТS, v, TET , DAL , Н, М Q, DTMP , AL FI NX NY Dv1 Dv2 Dv3
с с м/c гр км км Н/м 2 К гр м/с
АктиgucmqZklhdljZ_dlhjbb
N=1 IP=2557.9,M/C I0=2310.8,M/C TVP= 3.0 MT= .500 PM = 15031.3, кг/M2
.00 .00 .00 89.95 .00 .00 .00 .0 .00 .00 89.95 2.72 .00 .00 .00 .00
8.69 8.69 158.75 82.12 .04 .67 .47 14469.2 -.49 -.96 81.16 3.01 -.01 85.12 .86 24.74
17.39 17.39 346.89 65.40 .71 2.73 1.05 56243.5 2.69 .00 65.39 3.24 .00 166.27 9.39 48.19
26.08 26.08 569.24 52.75 2.81 6.06 1.80 106218.9 17.64 .00 52.72 3.72 .00 238.58 37.40 67.07
34.78 34.78 853.10 44.18 6.94 10.58 2.87 139936.8 51.32 .00 44.12 4.47 .00 301.57 72.11 79.81
43.47 43.47 1223.74 39.70 13.65 16.49 4.15 115387.0 104.09 .00 39.57 5.62 .00 357.76 104.73 86.71



Расчетные случаи
Q, Н /м2 NX MU DTMP, К
1 расчетны й случа й 141164.20 4.56 .41 55.78
2 расчетны й случа й 115387.00 5.62 .50 104.09
38

ПассиgucmqZklhdljZ_dlhjbb
N = 0 PM = 884 .2, кг/M2
43.47 .00 1223.74 39.70 13.65 16.49 4.15 115376.2 .00 .00 39.57 -2.81 .00
53.47 10.00 1017.29 35.76 22.34 23.27 3.43 27292.4 .00 .00 35.56 -.75 .00
63.47 20.00 917.88 31.00 30.33 28.59 3.06 9640.3 .00 .00 30.73 -.28 .00
73.47 30.00 852.50 25.53 38.07 32.78 2.80 4355.4 .00 .00 25.18 -.14 .00
83.47 40.0 0 805.36 19.39 45.67 35.95 2.60 2371.8 .00 .00 18.98 -.08 .00
93.47 50.00 772.28 12.69 53.19 38.13 2.46 1568.7 .00 .00 12.21 -.05 .00
103.47 60.00 752.24 5.56 60.65 39.35 2.38 1244.2 .00 .00 5.01 -.04 .00
113.47 70.00 744.96 -1.79 68.07 39.59 2.35 1176.7 .00 .00 -2.40 -.04 .00
123.47 80.00 749.97 -9.12 75.45 38.88 2.38 1324.1 .00 .00 -9.80 -.05 .00
133.47 90.00 766.14 -16.20 82.79 37.22 2.45 1771.0 .00 .00 -16.95 -.06 .00
143.47 100.00 791.33 -22.86 90.07 34.61 2.57 2815.2 .00 .00 -23.67 -.09 .00
153.47 110.00 821.59 -29.00 97.28 31.08 2.72 5258.8 .00 .00 -29.87 -.17 .00
163.47 120.00 849.13 -34.59 104.35 26.67 2.84 11126.4 .00 .00 -35.53 -.34 .00
173.47 130.00 856.06 -39.72 111.14 21.50 2.90 25666.4 .00 .00 -40.72 -.78 .00
183.47 140.00 803.20 -44.61 117.32 15.88 2.73 54728.5 .00 .00 -45.67 -1.73 .00
193.47 150.00 641.17 -49.78 122.30 10.53 2.16 79615.8 .00 .00 -50.88 -2.96 .00
203.47 160.00 416.74 -56.21 125.50 6.33 1.32 55263.1 .00 .00 -57.34 -2.99 .00
213.47 170.00 281.60 -64.59 127.16 3.45 .86 34411.3 .00 .00 -65.73 -1.40 .00
223.47 180.00 253.44 -72.27 128.13 .98 .75 35782.5 .00 .00 -73.42 -1.20 .00
228.47 184.10 243.49 -74.89 128.42 .00 .72 36314.3 .00 .00 -76.04 -1.21 .00 Q,H/ M2 NX MU DTMP 1 расчетный случай 97014.18 -2.40

Рис. 32
39

Полное j_fy полета
Время полета на участке
Ско - рость Угол наклона траек - тории
Даль - ность Вы- сота Число М Скоро - стной напор
Коэффициент осеuo перегру зок
Потери скор ости
Т, ТS, v, TET , DAL , Н, М Q, DTMP , AL FI NX NY Dv1 Dv2 Dv3
с с м/c гр км км Н/м 2 К гр м/с
АктиgucmqZklhdljZ_dlhjbb
N=1 IP=2873.9,M/C I0=2815.1,M/C TVP= 2.1 MT= .750 PM = 1781.2, кг/M2
.00 .00 .00 89.95 .00 .00 .00 .0 .00 .00 89.95 2.08 .00 .00 .00 .00
34.55 34.55 323 .80 58.56 1.99 5.74 1.02 35901 .2 .42 -23.38 35.17 1.72 1.86 323 .61 150.90 12.51
69.09 69.09 721 .43 39.70 13.29 17.27 2.45 35549 .7 13.37 .00 39.58 5.01 -5.07 568 .44 627.34 17.74
103 .64 103 .64 2243 .20 38.96 48.91 46.25 6.84 4167 .7 59.00 3.54 42.06 8.34 .21 779 .76 853.60 18.55

Расчетные случаи
Q, Н /м2 NX MU DTMP, К
1 расчетный случа й 37591 .90 2.57 .40 1.36
2 расчетный случа й 4167 .72 8.34 .75 59.00

Атмосферный участок hkoh^ys_cетbiZkkbной части траектории
N = 0 PM = 176.8 , кг/M2
103.64 .00 2243.20 38.96 48.91 46.25 6.84 4168.0 .00 .00 42
128.64 25.00 2078.04 34.21 91.65 78.39 7.30 51.3 .44 .00 42
144.64 40.11 2000.09 31.03 117.23 95.00 .00 .0 .44 .00 42

Q, Н /м2 NX MU DTMP, К 1 расчетный случа й 4167.99 -.36
40

Эллиптический участок траектории
144. 64 .00 2000.09 31.03 117.2 95.00
259.52 114.88 1698.43 .00 308.92 154.05
1218.97 1074.33 70237.10 .00 308.92 -6213.42
262.64 1077.45 2000.09 -31.03 500.61 95.00
Полное время пол ета
Время полета на учас тке
Ско - рость Угол накл о-на траек - тории
Даль - ность Вы- сота Число М Скоро - стной напор
Коэффиц иент осеuo перегр узок
Потери скор ости
Т, ТS, v, TET , DAL , Н, М Q, DTMP , AL FI NX NY Dv1 Dv2 Dv3
с с м/c гр км км Н/м 2 К гр м/с
Атмосферный участок нисходящей _l bi ассиg ой части траектории
262.64 .00 2000 .09 -31.03 500 .61 95.00 .00 .0 .44 .00 42.06 .00 .00
287 .64 25.00 2131 .02 -36.17 543 .01 66.39 7.02 308 .1 .44 .00 42.06 -.03 .00
312 .64 50.00 2148 .91 -40.76 585 .27 32.50 7.07 28915 .9 1.73 .00 42.06 -2.70 .00
337 .64 75.00 270 .46 -52.24 607 .80 11.46 .92 12374 .6 1.85 .00 42.06 -2.89 .00
362 .64 100.00 153.67 -79.52 609 .69 7.17 .49 6835 .5 1.85 .00 42.06 -1.14 .00
387 .64 125 .00 124 .43 -88.23 610 .01 3.74 .38 6517.8 1.85 .00 42.06 -1.09 .00
412 .64 150 .00 106 .16 -89.79 610 .04 .88 .32 6341.0 1.85 .00 42.06 -1.06 .00


Рис. 33

41

42
3.5. Описание работы пакета прикла дных программ

Пакет прикладных программ РБ со держит более 320 пр о-
грамм, написанных на языке Фортран 77 и Delfy -7. Пакет делится
на д_ части. ПерZy – это интерфей с, предназначенный для пол у-
чения ис ходных данных. Остальная часть пакета предназначена
для в ыполнения расчетов. Вся информация, получаемая в процессе
u числений, а так же необходимая для работы программ , соде р-
жится в одном дmf_jghffZkkb\_jZaf ером 60 60.
Процесс расчета характеристик ракеты имеет итерационный
характер. Поэтому работа пакета начинается с заполнения инфо р-
мационного массива значениями параметров “по умолч анию”. Эти
данные нужны для начала расчета, при проведени и первой итер а-
ции.
Далее происходит чтение файлов KOD _ZD .DAT и SSS .DAT и
замена в информацио нном массиве “умолчательных ” значений
данными из файла SSS .DAT .
Следующий этап – контроль исходных данных и их имен,
введенных из файла SSS .DAT . Для каждого вводимого пара метра
установлен допуст имый диапазон изменения . В случае нарушения
этого услоbybebijZ\bevghklbgZibkZgbybf_gb^Z нного в файле
REZ .DAT появляются соответствующие с ообщения.
После окончания контроля данных начинается глаguc этап
работы п акета – решен ие выбранной задачи . Незаbkbfh от типа
задачи в процессе вычислений определя ют масс у ракеты и ее тр а-
ектори ю. Однако для получения массы необходимо знать трае к-
торные нагрузки, действующие на констру кцию ракеты. Для этого
рассчитывается траектория. Но для расчета траектории необход и-
мо знать массу ракеты. Чтобы решить эту проблему, расчет массы
и траектории повтор яю т.
При определения массы и габаритов ракеты рассчитыZ ют
каждый ее элем ент, указанный в конструктивно -компоново чной
схеме (ККС), начиная с перво го номера. После расчета ка ждого
элемента полученные результаты заносят в информационный ма с-
сив. Начальн ую масс у и габариты ракеты получают путем реш е-
ния ураg_gbcfZkku 

43
В процессе оптимизации параметров ракеты многократно о п-
редел яют массогабаритны е и ба ллистически е характеристик и при
изменении вектора варьируемых параметров до тех пор, пока ц е-
леZynmgdpbyg_^hklb]g_lk\h_]hgZbemqr_]hagZq ения.
При определении неоптимального облика ракеты (задан а ма с-
са, дально сть или длина) пров одя т под бор относительно й массы
топлива до тех пор, пока указанная характеристика не до стигнет
необходимой величины. Если ракета имеет несколько ст упеней,
задач у реша ют при одинакоuo относительных массах на всех
ступенях.
По окончании решения задачи результаты расчета выh^yl в
файл REZ .DAT .

4. ОПИСАНИЕ МОДЕЛЕЙ ПАК ЕТА ПРИКЛАДНЫХ
ПР ОГРАММ САПР РБ

Математическую модель ракеты, реализованную в данном п а-
кете , можно разбить на пять частей:
1) модель траектории,
2) модель массы,
3) модель оптимизации,
4) модель эффективности,
5) модель стоимости .
Рассмотрим основные особенности этих моделей. Более по д-
робное оп исание можно найти в [3 ].
4.1. Модель траектории

Модель траектории , предназначенная для решения проек тных
зада ч, содержит ряд следующих допущений:
 Земля имеет форму шара с ра диусом Rз = 6371210 м, еѐ вр а-
щение учитыZ_lky то лько при расчете эллиптической траект о-
рии ;
 ракета – абсолютно твѐрдое тело;
 влияние вращательного движения ЛА на поступательное не
уч итывается;
 атмосфера стандартная;

44
 дb`_gb_iehkdh_;
 система управления и деальная;
 возмущения отсутствуют.
На рис . 34 представлена схема траектории полета БР с выд е-
лением всех характерных уч астков : т очка О – старт ракеты, т очка
К – конец активного участка полета, т очки А и B – начало и конец
эллиптической траектории, точка Н – апогей траектории, ОК – ак-
тивный участок с дальностью Lак; КС – пассивный участок с дал ь-
ностью LСВ. Если точка К лежит ниже границы атмосферы, как п о-
казано на рисунке, то участок КА – атмосферная часть восход ящей
ветви пассивного участка. Е сли активный уч асток за_jrZ_lky
выше границы атмосферы, то он отсутствует. У часток BC – атм о-
сферная часть нисходящей ветви пассивн ого участка.
Рис. 34

Модель траектории дb`_gby носителя предназначена для
расчета траектории плоского дb`_gbyE:khklhys_cbag_kdhe ь-
ких (не более 10) активных и пассивного участков траектории.
Между активными участками ступеней могут быть баллистич е-
ские паузы. Причем эти паузы на ступени могут быть как до нач а-
ла работы дb]Zl_ey этой ступени (пауза 1), так и после его вы-
ключения (пауза 2).
А B

45
Математическая модель траектории дb`_gbyE: предстаe я-
ет собой систему ураg_gbc дb`_gby ЛА в проекциях на кас а-
тельную и нормаль к траектории (скоростная система коорд инат).
На рис. 35 представлена система сил , действующих на БР в
полѐте , и необход имые системы линейных и угловых коо рдинат.
Здесь α – угол атаки; – угол наклона вектора скорости к мес т-
ному горизонту; – угол наклона вектора скорости к стартовому
горизонту; – угол тан гажа; – угол между стартовым и мес т-
ным горизо нтом; – высота полета ; v – скорость полета; X – сила
лобоh]hkhijhlb\e_gby; Y – подъемная сила; P – сила тяги .


Рис. 35

Ниже представ лена система ураg_gbc дb жения , использу е-
мая для расчета траектории балл исти ческой ракеты и ракеты -носи -
теля:     h

46
(4.1)

Здесь L – дальность полѐта; t – время полета на активном уч а-
стке ; m – масса ракеты ; – массоuck_dmg^gucjZkoh^lh плива .
Перu_ дZ ураg_gby – это проекция ураg ений дb`_gby на
вектор скорости и его нормаль. Следующие дZ выражения – ки-
нематические со отношения. Далее следует программа полета, з а-
кон изменения массового расхо да топлива и соотношения , сya ы-
вающие углы, о пределяющие положение р акеты в полете.
Программа полета, которая используется “по умолчанию” ,
имеет сл едующий вид :

где 0 – начальное значение угла наклона траектории к гор изонту;
к – конечное значение угла наклона траектории к м естному гор и-
зонту; ta – момент начала программного разворота; tр – момент
окончания разворота.
Принято
,
где – начальная тяговооруженность i-й ступени по тяге в пу с-
тоте (i= 1,2) ; – относительная масса топлива i-й ступени.
При использовании этой программы управления ураg_gb_
дb`_gby в проекци и на нормаль не интегрируется. Угол атаки
определяется по соотношениям : . ; ; );( );(
;
1
cos .4
; sin .3
; cos ) sin (1 2.
; sin cos .1
R
L t m dt
dm t
R
h dt
dL
dt
dh
g Y Р m dt
d
g m
X P
dt
d
    

 
 
   
   

v
v
v
v m ,) )( ( ) (2 2 к 0 к 0 0 a p
a
a p
a
t t
t t
t t
t t

    
     ; 05,0
п 0
п
P g
I ta 2п
2п2т
1п
1п1т 3,0 Pg
I
Pg
I tp    i Рп iт

47
при t < tp


при t ≥ tp
.
Угол тангажа
.
Сила тяги двигательной установки
,

где Iп – удельный импульс тяги в пустоте, м/ c; I0 – удельный и м-
пульс тяги на уровне моря, м/ c; ph – атмосферное дав ление на в ы-
соте h, Н/м 2; p0 – атмосферное даe_gb_gZmjh\g_fhjyGf 2.
Сила лобоh]h сопротивления и подъемная сила рассчитыв а-
ютс я по формулам
.
Здесь – коэффициент силы лобового сопротивления; q –
скоростн ой напор, Н/м 2; – площадь миделя, м 2; – произво д-
ная коэффициента подъемной силы по углу атаки, рад -1.
Для аэродинамических коэффициентов использованы аппро к-
симации:






  



  
  

 
; 0,8 M пр и 0
; 0,8 M 0,2 пр и ) M 8,0(3,0 )2,0 M(
2,0 M sin
; 0,2 M пр и 0
2 M R
R g Y dt
d
з
2
0 cos cos
sin
    

v v зR
L  m p
p I I I Р h ] ) ( [
0 0 п п    м м; qS c Y qSc X y x     хc мS yc 


 
  
 

 ; 068,1 M пр и M5,0 091,0
; 068,1 M 8,0 пр и 51,0 M
;8,0 M 0 пр и 29,0
1,0
xC

48


Ускорение свободного падения
, где g0 = 9,80665 м/ c2.
До высоты h = 95 км параметры атмосферы определяются по з а-
висимостям стандартной а тмосферы, приведѐнных в ГОСТ 44 01 -81.
За пределами этой высоты пред полагается, что атмосфера отсут -
ств ует.
Анализ расчетных случаев для элементов конструкции треб ует
контроля нагреZ корпуса ракеты. Поэтому в модели траект ории
реализована возможность приближенного определения температ у-
ры корпуса отсека, не содержащего топл ива.
Аэродинамический нагре корпуса ЛА рассчитывается в
предположении, что обшивка корпуса является тонкой и тепл о-
изолированной с внутренней стороны. Уравнение аэродинамич е-
ского нагреZbf__l\b^
,
где – пр иращение температуры обшивки по сравнению
с ее началь ным значением; – теплоемкость, плотность и то л-
щина обшивки (прин ято, что размерность [10000 Дж·м-2К]);
– конвективный тепловой поток ; – коэффиц и-
ент теплоотдачи; Tr – температура восстановления
.
Зде сь – температура воздуха и скорость распростран е-
ния звука на высоте ; показ атель адиабаты k = 1,4. 








   
   
   
 

.6,3 M пр и 55,3
;6,3 M 6,1 пр и )6,1 M( 35,0 85,2
;6,1 M 1,1 пр и )1,1 M( 660,0 18,3
;1,1 M 25,0 пр и ) 25,0 M( 447,0 8,2
; 25,0 M 0 пр и 8,2
yС 2
з
з 0 ) ( h R
R g g   изq q dt
T d с k w     wT ,,с с ) ( w r w k T T q   w ]) ( 2
1 85,0 1[ 2
h h r a
k T T v    h hа T ,

49
Расчет параметро тр аектории . Для определения параме т-
ров активного участка и атмосферной части восходящей ветви
траектории необходимо интегрирова ть систему ураg_gbc дb` е-
ния (4 .1). Для этой цели обычно используют метод Ру нге–Кутта.
Атмосферное даe_gb_ и плотность воздуха находят по пар а-
метрам стандартной атмосферы. Если ступеней несколько, то
активный участок разбива ют на соответствующее количество
ча стей.
Если активный участок заканчивается ниже уровня услоghc
границы атмосферы, то параметры атмосферной части восх одяще й
ветви пассивного участка траектории также рассчитыZx т путем
интегрирования системы ураg_gbc дb`_gby при нулеhf знач е-
нии тяги дb]Zl_ey. При наличии ба ллистических пауз в пределах
атмосферы параметры траектории получают так же при ин тегрир о-
вани и ураg_ ний движения.
Траектория дb`_gbyE:gZiZkkb\ghf\g_Zlfhkn_jghfmq а-
стке (рис. 36) описыZ_lkymjZнением эллипса [1] .
Рис. 36

50
Расчет параметров внеатмосферной части траектории на па с-
сивном участке осуществляется с использованием эллиптич еской
теор ии . Параметры этой части траектории могут быть опр еделены
по следующим заbkbf остям:

Эллиптическ ую дальност ь полѐта lэл по параметрам траект о-
рии в конце активного участка можно найти по фо рмуле


Параметры т раектории на нисходящей атмосферной ветви
пассивного участка рассчитыZ ют путем интегрирования сист емы
ураg_gbc^\b`_gbyijbgme_ом значении тяги двиг ателя.
4.2. Модель массы ракеты

Модель массы является самой большой по числу подпр ограмм
в пакете и пр едназначена для расчета масс всех элеме нтов ракеты,
включая и массу всей ракеты. Модель позволяет исследоZlv мн о-
жество вариантов конструктивных схем р акет с жидкостными или
твердотопливными дb]Zl елями, при различных размещениях на
ракете этих элементов.
Головной отсек . Модель предусматривает дZ варианта ра с-
чета характер истик головного отсека. В первом варианте задается
масса головного отсека и его геометрические характеристики:
длина, наибольший диаметр, радиус притупления сферич еского
носка. Во втором варианте задается масса боевого заряда , п осле
чего по эмпирическим зависимостям находят геометрические х а-. cos
; /c м, 10 9862,3
;
; cos ) 2( 1
;) cos( 1
2
2 3 14 2 0
2
2
A AA
з
AA A
A A A
B
r p
R g k
k
r
e
e
p r
 
  

   
   
v
v v
v . км, ) tg 1( 57, 62
tg arctg4, 222 эл A A
A A l v
v
  
 

51
рактеристики зарядного устройства . Затем рассчитывают размеры
головного отсека и его элементов.
Масса отсека предстаey_lkydZd
,
где – массы носоh]h обтекателя, ко р-
пуса зарядного отделения, грузового шпангоута, корпуса стабил и-
зирующей юбки, стыково чного шпангоута, днища.
Для элементов оболочки головного отсека определяют дейс т-
вующие на них аэродинамические нагрузки, возникающие при
входе в плотные слои атмосферы; осевые сжимающие силы , силы
внешн его даe_gby за ударной волной , действующие на корпус
головного отсека. Конические оболочки рассчитыZxl на усто й-
чивость от действия избыто чного внешнего даe_gby, а так же на
соf_klgh_ действие осеhc сжимающей силы и избыточного
внешнего давления. Определяют тол щи ны стенки ко нструкции и
массы.
Грузовой шпангоут представляется как кольцеZy[ZedZ. Изг и-
бающий момент образуется массой зарядного устройства с учетом
действия максимальных осевых перегрузок, соответствующих
максимальному скоростному напору при входе в плотные слои
атмосферы.
СтыкоhqgucriZg]hmljZkkqbluа ют из услоby`_kld ости .
Днище отсека рассчитыва ют на наружное избыточное давл е-
ние за скачком уплотн ения при дb`_gbbhlk_dZ^gbs_f\i еред.
После расчета корпуса провод ят расчет массы теплозащитн ого
покрытия. Считается, что на восходящей ветви траектории п олета
нагрев поверхности теплозащитного покрытия не достигает те м-
пературы физико -химических превраще ний. Тогда основной н а-
греijhbkoh^blgZgbkoh^ys_c\_l\bljZ_dlhjbbMq итывался как
лучистый , так и конвективный нагреih\_joghklb.
Удельные тепловые потоки определя ют по эмпирическим
формулам. Скорость уноса теплозащитного покрытия в критич е-
ской точке г оловного о тсека
. дн ст юб гш зо но m m m m m m m       дн ст юб гш зо но , , , , m m m m m m ) ( ) 1(5,0 ) 293 ( [ * р п * п п
4* ло ко 0
T T Ck H T C p
T q q
dt
d
r    
   

52
Здесь – толщина теплозащитного покрытия в критической то чке,
– степень черноты поверхности теплозащитного матери ала, –
постоянная Стефана –Бол ьцмана, – конвективный удельный т е-
пловой поток, – лучистый удельный тепловой поток, – тем-
пература восстановления воздуха, – температура, при к оторой на
пове рхно сти теплозащитного материала происходят физико -хими -
ческие превращения, k – коксовое число теплозащитного мат ериала,
– удельная теплоемкость теплозащитного материала, –
удельная теплоемкость продуктов разложе ния при ф изико -хими -
ческих превращениях, – эффективная теплота , поглоща емая
при физико -химических превращениях, – плотность мат ериала
теплозащитного п окрытия.
Унос массы теплозащиты теплозащитного покрытия в крит и-
ческой точке головного отсека
.
Унос массы теплозащитного покрытия в других точках п о-
верхности головного отсека
,
где – коэффициент уменьшения уноса материал а с бок овой
поверхност и и угол полураствора к онуса головного отсека.
Полная масса теплозащитного покрытия
.
Здесь – площадь поверхности сферического затупления г о-
ловного отсека, – площадь боковой поверхнос ти конич еской
части головного отсека, – коэффициент, учитыZxsbc во з-
можный унос теплозащиты на восх одящей ветви траектории.
“Сухие” отсеки . К сухим относятся отсеки , не содержащие
топлива, которые служат для размещения некоторых си стем, агр е-
гатов, а также для соедин ения отсеков между собой. 0   коq лоq rT *T пC рС пH п 
  
0 0 п ТЗП
0
0
(
y
dy dy
d M    sin 0 ТЗП ТЗП M M  , 1 бок 2 2 сф ТЗП ТЗП )2/ (
2/
0 k S
L D
D S M M 








  сфS бо кS 1k

53
В пакет включены четыре вариант а таких отсеков: прибо рный,
переходной (межступенной), соединительный, хвостовой.
Конструктивно “сухой ” отсек представляет собой тонкосте н-
ную оболочку, подкреплен ную продольны м и поперечным сил овым
набором. Возможны три варианта конструктивно -силовых схем о т-
секов: стрингерный, лонжеронный и шпангоутный (мон окок).
В заbkbfhklb от конструктивно -силовой схемы отсека его
прочностной расчѐт в ыполняется соответствующим методом.
Диаметры стыковочных шпангоутов каждого отсека прин и-
маются равными диаметрам стыку емых с ним отсеков.
Приборный отсек . Отсек служит для размещения аппаратуры
системы управления и состоит из корпуса и приборной рамы. Ко р-
пус отсека в сhx очередь с остоит из обшивки и силового набора.
Масса корпуса определяется прочностным расчѐтом с учѐтом а э-
родинам ического нагреZh[hehqdb
При определении начальной длины отсека используется сл е-
дующая формула :
,
где m0 – начальна я масса ступени; L – дальность полѐта рак еты;
D1 – передний диаметр отсека; D2 – задний диаметр отсека.
При расчѐте массогабаритных характеристик отсека длина ко р-
ректируется с учѐтом выступающих элементов стыкуемых о тсеков.
Масс у кабельной сети и штекерных разъѐмов определя ют по
заbkbf ости
mкб = 0,03 Lотс + 0,05 D2 + 1,5.
Конструкция приборного отсека считается невыполнимой, е с-
ли в результате аэродинамического нагреZ предел пропорци о-
нальности материала о тсека уменьшается более чем в четыре раза.
Переходной отсек . Отсек служит для соединения в одно целое
корпусо ступеней составной ракеты. В состав отсека входят ко р-
пус и элементы системы разделения ступ еней.
Масса переходного отсека представляет собой сумму масс
оболочки корпуса и эл ементов системы разделения:
mотс = mоб + mср,
где mоб и mср – масса подкреплѐнной оболочки и элементов сист е-
мы разделения. 2 1 22 21
9 0 3 2 15,1 ) 10 2 10 25,0 10 6,1(8,3 D D D D L m L            

54
Масс у оболочки корпуса определя ют из прочностного расч ѐта
в соответствии с его силовой схемой. Масс у элементов сист емы
разделени я ступеней наход ят по статистическим заbkbf остям,
пропорционально начальной ма ссе верхней ступени:
mср = Кср ,

где m0 – начальная масса разделяемой ступени; Кср – относител ь-
ная масса элементов системы разделения ступ еней.
Длина отсека определяется с учѐтом размеро частей соед и-
няемых ступеней, выступающих за их стыковочные шпангоуты. К
таким частям относят ся дb]Zl_eb, сопла, днища баков и твѐрд о-
топливных двиг ателей и проч .
УчитыZxlky особенности конструктивно -компонов очной
схемы ракеты: складывающееся с опло, размещение жидкостного
дb]Zl_eyg_ihkj_ дственно в баке компонента топлива и т.д.
Зазор между выходным сечением дb]Zl_ey верхней ступ ени
и передним днищем нижней ступ ени задаѐтся раguf 0,25 Da,
где Da – диаметр выходного сечения сопла вер хней ступени.
Конструкция отсека считается невыполнимой, если под вли я-
нием аэродинамического нагрева предел пропорциональности м а-
териала отсека умен ьшается более чем в четыре раза.
Соединительный отсек . Отсек служит для соединения отсеков
ступеней ракеты между собой. В состав отсека входят оболочка ко р-
пуса, продольный и поперечный набор, стыковочные шпанг оуты.
Масс у отсека определя ют из прочностного расчѐта с учѐтом
аэродин амического нагрева.
Длина отсека заbkbl от размеро частей соединяемых отс е-
ков, выст упающих за стыковочные шпанг оуты, но не может быть
меньше 0, 1 его бол ьшего диаметра.
Конструкция отсека считается невыполнимой, если под вли я-
нием аэродинамического нагрева предел пропорциональности м а-
тери ала отсека умен ьшается более чем в четыре раза.
Хвостовой отсек . Отсек предназначен для защиты двигателя от
внешних воздействий, для размещения исполнительных ус тройств
органов управления, для уст ановки ракеты на пусковой стол.
В состав отсека входят оболо чка корпуса, подкрепляющий
оболочку продольный и поперечный силовой н абор, заднее днище
ракеты, опорное кольцо и опорные пяты (для хвостового отсека
первой ступени , если они есть ). 0m

55
Масс у оболочки определя ют прочностным расчѐтом.
Отсек первой ступени рассчи тыва ют на услоby старта с уч ѐ-
том силы тяжести и воздействия приземного ветра.
Для хвостовых отсеков верхних ступеней рассматрива ют дZ
расчѐтных случая: максимум скоростного напора и максимум пр о-
дольной перегру зки в полѐте.
Массы остальных элементов отсек а рассчитывают по стат и-
стическим заbkbf остям.
Длин у отсека определя ют длиной дb]Zl_evghc установки с
учѐтом выступания сопла за донный срез. В случае дb]Zl_eyjZ з-
мещѐнного непосредственно в баке, длина отсека прираg ивается
к высоте днища бака.
Таким о бразом,
mхо = mоб + mдэ + mок + mоп,

где mхо – масса корпуса отсека, mоб – масса подкреплѐнной оболо ч-
ки, mдэ – масса донного экрана, mок – масса опорного кольца,
mоп – масса опорных пят.
Масс у донного экрана наход ят по эмпирич еской формуле в з а-
висим ости от его площади:
mдэ = Кд ·Sд,
где Кд – относительная масса донного экрана, Sд – площадь
донного экрана. Sд , D – диаметр ступени, Dа –
диаметр выходного сече ния сопла, n – число камер дb]Zl_e ьной
установки.
Массы опорного кольца и опорных пят получают по эмпир и-
ческим формулам :
mок = Кок πD , mок = Коп m0,
здесь Кок – относительная масса опорного кольца, Коп – относ и-
тельная масса оп орных пят.
Конструкция отсеков верхних ступеней считается невыполн и-
мой, если под влиянием аэродинамического нагреZ предел пр о-
порциональности материала отсека уменьшается более чем в ч е-
тыре раза.
Порядок расчёта сухих отсеков . Силы, действующие на ко р-
пус р акеты на активном участке полѐта, приводят к нагрузкам на ) (4 2 2 a nD D  

56
корпус в виде продольной сж имающей силы и перерезывающей
силы с изг ибающим моментом.
Температура корпуса ракеты во время полѐта изменяется в р е-
зультате аэродинам ического нагреZ В рассматриваемом п акете
температура корпуса рассчитыZ_lky^eyh^ghclhqdbgZoh^ys_ й-
ся в середине (по длине) после дней ступени ракеты.
Влияние температуры на предел текучести и модуль упруг о-
сти материала корпуса ракеты описывается эмпирическими зав и-
симостями.
В прочностно м расчѐте нагре корпуса учитыZ_lky темпер а-
турным коэффициентом безопасности. Этот коэффициент вв еден
дополнительно к обычному коэффициенту безопасности.
Нагрузки, действующие на корпус, и его температура в п олѐте
непрерывно изменяются. Наиболее опасны сл учаи ма ксимального
скоростного напора и максимальных продольных п ерегрузок.
Для отсека, входящего в состав ступени с номером N, анал и-
зиру ют 2N случаев, из которых выбирают худшие услоby нагр у-
жения. Ниже приводится сh^dZ формул для основных расчѐ тных
случ аев.
В формулах использованы следующие обозначения: F – пр о-
дольная сжимающая сила, ml – наседающая масса в сечении на
расстоянии l от вершины ракеты, g – ускорение свободного пад е-
ния, nx, ny – коэффициенты перегрузки, Cxl – коэ ффициент силы
лобоh]h сопротивления в сеч ении l, – производная по углу
атаки подъѐмной силы части ракеты длиною l от вершины, q –
скоростной напор, S – площадь миделя, Qa – поперечная аэрод и-
намическая сила, Qm – поперечная массов ая сила, α – угол атаки,
Q – перерезывающая сила, M – изгибающий момент, Fэ – эффе к-
тивная сжимающая сила, D – диаметр отсека; ;
; ; ; ;
; Fэ .

Расчѐтные значения нагрузок уточняют с учѐтом температу р-
ного коэффициента безопасн ости: Fэр = FfE. yС qS C gn m F xl x l   D
l l C k y
    5,1 3 qS C Q y a    x l m gn m Q    
l
m a dx Q Q Q
0
) (   
l
m a dxx Q Q M
0
) ( D
M F 4  , Qf Qp

57
Температурные коэффициенты безопасности раgu отнош е-
нию соответствующих характеристик материала отсека при но р-
мальной температуре (273 К) к их значениям при температуре о т-
сека jZkqzlghfkemqZ_:
fσ = σв(273) / σв(Т); fЕ = Е(273) / Е(Т),
где σв и Е – предел прочности и модул ь упругости материала о т-
сека.
Используются следующие зависимости σв (Т) и Е(Т) :




Здесь Тпл – температура плавления материала. Поскольку да н-
ные о температуре плавления дл я многих сплаh\hlkmlkl\mxl Тпл
принима ют од инаковой для материало одной группы: для сталей
1800 К, для алюминиеuo сплаh\ 930 К, для титана и сплаh\
1900 К. Идентификаци ю группы материала провод ят по его пло т-
ности.
Расчѐтным сечением для хвостового отсека первой ступени
является верхнее сечение. Опред еляют перерезывающ ую сил у
; изгибающий момент ; осевую сжима ю-
щую силу .
Здесь сn – аэродинамиче ский коэффициент при поперечном
обдуве; Sб – площадь проекции боковой поверхности рак еты над
расчѐтным сечен ием; qв – скоростной напор приземного ветра; l –
длина ракеты за вычетом длины хвостового отсека; m0 – ста ртовая
масса ракеты.
Отсек стрингерной кон структиgh -силоhc схемы . Отлич и-
тельным признаком этого отсека является то, что ос евая сила и 





 




  
 




  
 

, 5,0 пр и 273 04,2 ехр 32, 30
, 5,0 пр и 273 04,2 ехр
) 273(
пл пл
пл пл
в
в
Т Т Т
Т
Т Т Т
Т 





 




   
 




  

. 5,0 пр и 944,0 273 889,2 45,0
, 5,0 пр и 273 45,0 ехр
) 273(
) (
пл пл
пл пл
Т Т Т
Т
Т Т Т
Т
Е
Т Е б вS qc Q n  2 и l Q М   D M g m F и 0 0 4 

58
изгибающий момент воспринимаются элементами продол ьного
набора (стрингерами) и обшивкой, а перерезыZxsZykbeZbf_k т-
ные нагрузки – только обшивкой. Для обеспечен ия устойчив ости
отсек может быть сна бжѐн шпангоутами.
Для определения толщины δ обшивки используют дZ вар и-
анта ра счѐта:
1) из услоby еѐ общей устойчивости под действием сж и-
мающей силы – δ1;
2) обшивка рассчитыZ_lky из услоby сопротивлени я перер е-
зыZxs_ckbe_ – δ2.
Из дmo полученных значений толщины обшивки выбира ют
наибол ьшее:
;
Число стрингеров пст определяется услоb_f местной усто й-
чиво сти участка обшивки между соседними стрингерами, отсто я-
щими друг от друга на расстояние t:
.
Расстояние между шпангоутами l и их число n рассчитыв ают
из услоby общей устойчивости стрингеров по формуле Эйл ера с
учѐтом радиуса инерции поперечного сеч ения стрингера ρ:
; .

Отсек лонжеронной конструктиgh -силоhc схемы . Отлич и-
тельным признаком этого отсека является то, что осевая сила и
изгибающий момент во спринимаются только элементами пр о-
дольного набора (лонжеронами), а перерезыZxsZy сила и мес т-
ные нагрузки – только о бшивкой. Для обеспечения устойчивости
отсек может быть снабжѐн шпангоутами. В рассматриваемом п а-
кете отсеки такой схемы состоят из о бшивки, четырѐх мощных
лонжеронов уголкового профиля и слабого набора стринг еров и
шпангоутов.
Площадь поперечного сечения s лонжерона рассчитыZ ют с
учѐтом толщины присоединѐнной обшивки из условия прочн ости. E
F
   38,0 1 . 17,0
) ( abs 2 DE
Q
   ;2 abs ст 
 
  t
D n D E
t    
2,0 34,0
5
02 2 2 кр ) ( l Е с     2 ) ( abs   lh n

59
В расчѐте принима ют, что толщина обшивки раgZ 1 мм, а число
ло нжеронов раghq_lujzf:
.
Расстояние между шпангоутами и их число определяют так
же , как в отсеках стрингерной схемы. Размеры уголкового проф и-
ля лонжерона (ширина полки и еѐ толщина) находят по усл овию
местной устойчивости полки пр офиля:
.
Отсек шпангоутной конструктиgh -силоhcko_fu . Отсек с о-
стоит из толстой обшивки, подкреплѐнной шпангоутами. Нару ж-
ное избыточное давление воспринимается обшивкой и шпангоут а-
ми, все остальные нагрузки – только о бшивкой .
Предварительное значение толщины обшивки наход ят из у с-
ловия общей устойчивости оболочки, испытывающей осевое сж а-
тие:
,

где E – модуль упругости, δ – толщина обшивки, β – пол уугол при
_ ршине конуса.
Число шпангоутов рассчитыZ ют из услоby устойчивости
обшивки под действием наружного давления на участке между
шпангоутами:


где p – наружное избыточное давление, D – передний (мен ьший)
диаметр отсека, H – высота отсека, n – число шпангоутов.
Окончательно толщ ин у обшивки уточня ют с учѐтом соf_k т-
ного действия осевого сжатия и н аружного даe_gby:
.
Заряды т_j^h]h топлива . В данном пакете используются
пять типов заряда твердого то плива: щелевой заряд, звез дчатый , 02 02
/ 9,1      E n
F S 02
2
2 кр 1
35,0  
 


  b
t      2 2 кр cos 2 kE F F ),1 (
) 5,0(
cos 92,0 5,1
5,1 5,1
кр     n
H D
E p p 1
кр кр
  p
p
F
F

60
зонтичный , заряд с дегрес сивным горением по торцам и условный
заряд . Все заряды, содержащиеся в пакете пр ограмм в принципе
работают одинаково. Дело в том, что при данном уровне сложн о-
сти моделей пакета необходимость расч ета заряда сh дится гла -
ным обра зом к определению его длины , которая требуется при
расчете корпуса дb]Zl_ey и размеро его центрального внутре н-
него канала. Знание геометрии заряда в этом случае не я вляется
остро необходимым, а ее определение требует значительного у с-
ложнения моделей.
Поэтому к моделям заряда предъ является единственное треб о-
вание: чтобы полученная в расчетах его длина и диаметр внутре н-
него канала, а следовательно, и длина дb]Zl_ey на п оследующих
этапах проектирования позволил и в данных габар итах поместить
требуемое количество топлива , обес печить нужную тягу дb]Zl еля
и время его работы. Для этого в каждой модели заряда им еются
соответствующие ограничения, выполнение которых позв оляет
рассчитывать на получение требуемых характеристик дb] ателя. К
числу таких ограничений в первую очередь относится тр ебоZgb_
недопущения эрозионного горения по внутренним п оверхностям
горения. Это означает, что скорость газа на выходе из канал а за-
ряда или  других внутренних полостях не должна превыша ть ве-
личин у пороговой скорости.
Другими требованиями могут быть огр аничения по длине з а-
ряда. М инимальное ограничение обычно сyaZgh с трудностями
обеспечения пост оян ства поверхности горения в некоторых типах
зарядов. Максимальное по величине ограничение н еобходимо в
сyab с возможностью потери прочностных качеств заряда п ри
больших осевых перегру зках.
Следует отметить, что при заданном диаметре двигателя, а
следоZl_evgh и заряда выбранное топливо не всегда может обе с-
печить работоспособность заряда. Тогда появляется сообщ ение об
этой ситуации. Для устран ения данного пред упреждения следует
выбрать другое топливо. В некоторых зарядах это делается аl о-
матически.
Щелевой заряд . Исходны е данны е для расчета заряда : d3 –
диаметр заряда, – коэффициент в законе горения топлива, –
по казатель степени в законе горения топлива, – пороговая ск о-
рость топлива, – плотность топлива, – время горения заряда, 1u  пW т кt

61
– масса заряда, – массо вый расход топлива, – плотность
газа в камере дb]Zl_ey, – коэффициенты заполнения п е-
реднего и заднего днища топл ивом, – относительный объем
щелей.
Расчет заряда начинается с определени я скорости горения т о-
плива. Затем наход ят толщин у горя щего сh^Z заряда е, далее –
диаметр внутреннего кан ала:
.

При отсутствии канала следует подобрать такое топливо, чт о-
бы канал получился.
Если канал в заряде существует, необходим о определить дл и-
ну его цилиндрической части. Для этого нужно использовать
ураg_gbyh[t_fZlhieb\Za аряда.
Будем предполагать, что торцы заряда не плоские и топливо
частично может располагаться в переднем и сопловом дн ищах. В
сyabkwlbfj азделим весь за ряд на три части и определим объ емы
этих частей.
– объем топлива цилиндрической части
двигателя без учета объема щелей,
– объем топлива, размещенного в передн ем
днище,
– объем топлива, ра змещенного в сопловом
днище. Здесь – объемы переднего и соплов ого днищ.
Коэффициент заполнения днищ топливом представляет с обой
отношение объема топлива, размещенного в днище , к объему
днища. Если торец заряда п лоский и в днище топлива нет, то это т
коэффициент ра_g нулю. Когда весь объем днища заполнен то п-
ливом, он ра_g_^bgbp_
.
Здесь – объем щелей (пропилов), – объем топлива з аряда. тm m г зсд зпд ,k k щV e d d 2 з кан    ц 2кан 2з тц 4 l d d V   пд кзпд тпд V k V  сд кзсд тсд V k V  сд пд,V V з
щ щ V
V V   щV зV

62
Тогда у раg_gb_h[t_fZaZjy^Z[m^_lbf_lvke_^mxsbc\b^:
.
Полагая, что оба днища имеют одинаковый объем, ра вный
, можно получить длину цилиндрической части зар я-
да. Здесь – коэффициент отличия реального днища от полусф е-
рическ ого.
.
Из опыта разработки таких зарядов полученная ег о длина
должна отвечать услоbx . Если это не получае тся,
нужно подбирать топливо с подходящей скор остью горения.
Таким образом, все необходимые геометрические размеры о п-
ределены. Однако нужно посмотреть , как овы скорости газа в к а-
нале и щелях. В данном случае делается допущение, что газ, обр а-
зованный в канале, течет только по каналу, газ, обр азоваrbcky в
щелях, течет только в щелях параллельно оси дb]Zl_eyWlbkd о-
рости сраgb\ аются с пороговой скоростью , и если она меньше
скоростей  канале или в щелях , выh^blky предупре ждение об
этом. В таком случае следует подобрать топливо с меньш ей скор о-
стью горения.
З_a^qZluc заряд (рис. 37 , 38 ). Как известно , заряд горит по
поверхности звездчатого канала. Периметр поперечного сечения
канала в процессе г орения сохраняется неизменным, что и делает
поверхность горения пост оянной. Однако, когда вер шина лучей
звезды догорит до наружной поверхности заряда, далее заряд б у-
дет гореть дегрессивно. Эти дегрессивные остатки могут быть
предварительно удалены.
Теоретические исследования звездчатых зар ядоihdZaZebqlh
постоянство поверхности горения возможн о только при опред е-
ленном услоbb Таким услоb_f является ограничение макс и-
мальной толщины горящего сh^ZaZj яда е.  
щ
ц 2кан 2з тсд тпд
щ тсд тц тпд з т 1
4
V
l d d V V
V V V V m V 
  
         12
3g дн D V     
  2кан 2з
зсд зпд
3g щ
ц
4
12 1
d d
k k D V m
l
 
      з ц з 5d l d  

63

Рис. 37 Рис. 38

Для каждого заряда в зависимости от его диаметра сущес твует
некоторое з начение максимальной толщины , когда можно
обеспечить требуемое постоянство поверхности горения. Если
толщина горящего сh^Z заряда оказывается равной , то пл о-
щадь поперечного сечения канала будет на именьшей и такой заряд
назыZ_lky предельным. Е сли то лщина горящего сh^Z , то
такой заряд считается неuihegbfuf та к как неhafh`gh обе с-
печить постоянство поверхности горения. Эти расчеты позволили
получить безразмерные геометрические характеристики предел ь-
ного заряда.
Введем в расс мотрение следующи е безразмерные параметры:
– относительная толщина горящего сh^ZaZjy^Z,
– относительная площадь торца з аряда,
– относительная площадь торцов дегрессивных о с-
татков. Здесь – максимально возможное значение толщины
горящего сh^Z, – начальная площадь торца заряда, –
площадь торцов топливных остатков, – площадь торца
заряда без канала. Индекс «пр» относится к параметрам предел ь-
ного заряда.
Тогда геометрические размеры предельного заряда, выраже н-
ные через безразмерные параметры, будут иметь следующий вид: мe мe мe e з
м
d
e e з
прто то F
S S  то
о ст о ст S
S S  мe тоS о стS 4
2з з d F 

64
– начальная площадь торца,
– площадь торцов дегрессивных остатков,
– начальная площадь то р-
ца без де грессивных остатков,
– площадь канала предельного
заряда (м инимальная площадь канала заряда).
В табл. 1 приведены значения и соответствующие им зн а-
чения и .
Т а б л и ц а 1

Исходны е данны е для расчета заряда : d3 – диаметр з аряда,
– коэффициент в законе горения топлива, – показатель ст е-
пени в законе горения то плива, – пороговая скорость топлива,
– плотность топлива, – количество лучей заряда, – j е-
мя горения заряда, – масса заряда, – массоuc расход то п-
лива, – плотность газа в камере дb]Zl_ey, – коэфф и-
циенты заполнения переднего и заднего днища топл ивом.
Расчет заряда происходит в следующе м порядке .
Определя ют скорость горения топлива зар яда по формуле
. За тем из табл. 1, которая предстаe_gZ в программе с о-
ответствующими массивами , определяют все безразмерные пар а-
метры заряда.
Далее наход ят и . Если оказывается, что
, то так ой заряд невыполним. Нужно подбирать другое то п-
ливо с меньшей скор остью горения.
Количестh
лучей
4 0,250 0,970 0,096
5 0,225 0,950 0,092
6 0,206 0,865 0,088
7 0,1 90 0,796 0,083
8 0,181 0,757 0,069 4
2з то прто d S S   прто о ст о ст S S S  ) 1( 4 ост то
2з ост прто пртбо S S d S S S     ) 1( 4 то
2з прто з пркан S d S F f     мe тоS о стS 1u  пW т лучn кt тm m г зсд зпд ,k k   кp u u 1 d е е м м кut е мe e мe тоS о стS

65
Можно определить, какую скорость должно иметь топливо,
удоe_l\hjyxsmx этому неравенству. Для этого формулу для
толщи ны горящего сh^Z перепишем так: . Отсюда пол у-
чим величину скорости горения ново го топлива , обеспеч и-
вающего толщину горящего сh^ZaZjy^ZjZ вную :
.
Если новое топливо будет иметь такую скорость горения, то
получится предел ьный заряд с геометрическими характерист иками
.
Если , то можно продолжить расчет заряда. Его геоме т-
рические размеры:
– полная начальная площадь то рца заряда,
– начальная площадь торца без дегрессивных
остатко,
– площадь центрального кан ала заряда.
Здесь – начальная площадь торца заряда. Она равна , е с-
ли дегрессивные остатки заряда не выбраны , и , когда дегре с-
сивных о статков в заряде нет. Будем так же обозначать ч ерез
начальную площадь предельного заряда, полагая при этом, что в з а-
висимости от учета дегрессивных остатков это будет или .
В общем случае можно записать формулу для начальной пл о-
щади торца з аряда :
.
Определим его длину. Уравнение объема з аряда :
. кн м t u e  нu мe к
м н t
e u  пркан ост пртбо прто , , , f S S S мe e м
прто то e
e S S  м
пртбо тбо e
e S S  т
2з кан 4 S d f   тS тоS тбоS пртS пртоS пртбоS м
прт т e
e S S  зт зсд зпд
3з тц тсд тпд т
з з ) ( 12 l S k k d V V V m V        

66
Здесь – объе м топлива, размещен ного в переднем и
сопловом днищах , – объем топлива в цилиндрической части,
– коэффициент отличия реального днища от полусферич еского.
Из ураg_gby объема получим дл ину цилиндрической части
заряда:
.
Для проверки услоby запишем ураg_gb_ нера з-
рыghklb]ZaZ\\uoh дном сечении канала заряда:
.
Отсюда скорость газа в канале
.
Если , с ледует подобрать топливо заряда с мен ь-
шей скоростью горения.
Определим скорость горения топлива, которую должно иметь
новое топливо. Подставим в ураg_gb_ неразрывности ск орость
газа в канале , раgmx . Поскольку массоuc расход то пли ва
остается неизменным, новая площадь сечения канала получи т-
ся из этого ураg_gby:
.
Тогда новое значение площади торца будет ра вно:
.
Подстав ив его в формулу для на чальной площади торца заряда,
получим новое значение толщины горящ его сh^Zlhieb\Z:
. тсд тпд ,V V тцV  т
зсд зпд
3з з
з
) ( 12
S
k k d m
l
     пор кан W W  г кан кан кан    f W m m   г кан кан   f
m W  пор кан W W  по рW нf г по р н  W
m f  тнS н
2
тн 4 f d S   прт
т м н S
S e e 

67
Тогда окончательно новое значение скорости горения, обесп е-
чивающее безэрозио нное горение топлива , будет равно :
.
После этого следует вернутьс я к определению длины заряда,
так как изменилась площадь его торца. Полученная длина должна
отвечать услоbx
.
Если это услоb_ не выполняется, то выh^blky сообщ ение о
наруш ении данных ограничений.
Зонтичный заряд (рис. 39 ). Зонтичный заряд во внутреннем
канале, где происходит горение, имеет дополнительные поверхн о-
сти горения, образованные специальными канавками, которые
создают дегрессивный эффект горения. Эти канавки компенсир у-
ют прогрессивное горение по вну треннем у каналу.

Рис. 39

Исходные данные здесь т е же, что и для щелевого канала.
Вместо относительного объема щелей вводится относител ьный
объем дегре ссивных канавок : .
Расчет этого заряда провод ят по той же схеме, что и у щелев о-
го заря да. Находя т диаметр внутреннего канала. Если канал о т-
сутствует, следует искать другое топливо с меньшей скоростью
горения.
При наличии канала в заряде следует опред елить скорость газа
в выходном его сечении и сра внить с пороговой скоростью. При
нужно подбирать топливо с меньшей скоростью гор е-
ния.
Однако можно рассчитать , какая скорост ь горения должна
быть у топлива и как им должен быть диаметр канала , чтобы ск о-к
н н t
e u  з ц з 5d l d   дегV пор кан W W 

68
рость газа на выходе из него была не меньше порог овой. Для этого
запишем у раg_gb_ расхода для выходного сечения канала, в к о-
тором скорость газа имеет предельное значение, ра вное пороговой
ск орости:
.
В этой формуле – новый диаметр канала, отвечающий в е-
личине порогоhckd орости. Тог да получается, что
.
Отсюда новая толщина горящего сh^Z топл ива .
Тогда п олучим н овое значение скорости горения:
.
Таким образом, если подобрать топливо, которое в аналоги ч-
ных услоbyo[m дет иметь скорость горения не выше , то усл о-
вие по порог овой скорости будет выполнено.
Далее запишем урав нение объема заряда:
.

Здесь – объем дегрессивных канавок, – от-
носител ьный объем дегрессивных канавок.
Из этого ураg_gby получим длину цилиндрической части з а-
ряда :
. г пор
2кн
4   W d m кнd г пор кн
4
   W
m d  2
кн з н
d d e   к
н н t
e u  нu  
дег
ц 2кан 2з тсд тпд
дег тсд тц тпд з з 1
4
V
l d d V V
V V V V m V 
  
       дегV зV
V V дег дег
     
  2кан 2з
зсд зпд
3g дег
ц
4
12 1
d d
k k D V m
l
 
     

69
Кроме того, для выполнимости заряда необх одимо, чтобы
.
Заряд с дегрессивным горением по торцам . В данном заряд е 
отличие от рассмотренных выше на обоих торц ах имеются дегре с-
сивные канавки, которые в соhdmighklb с горящими торцами
компенсируют прогрессивное горение по внутре ннему каналу.
Расчет геометрических размеров проводится в основном так же,
ка к и в предыдущем случае. Сначала проверя юет наличие внутре н-
него канала. Если канал отсутствует, то необходимо новое топливо.
Далее провод ят объемн ую компоновк у заряда, при котором уч и-
тывается топливо, содержащееся в переднем и сопловом дн ищах.
Оно опреде ляется коэффициентами заполнения днищ топл ивом.
Для переднего днища , а для сопл ового
. Тогда длина заряда
.
Затем проверя ют скорость газа на выходе из канал а. Она
должна быть меньше пороговой. Если это имеет место, то нео б-
ходимо использовать топливо с меньшей скоростью г орения.
В конце расчета проверя ют услоb_ .
Услоguc заряд . Этот заряд, бронированный по торцам, горит
по наружной и внутренней поверхностям. При расчете заряда з а-
даются – диаметр заряда, его масса, коэ ф-
фициенты запол нения переднего, соплового днищ и цилиндрич е-
ской части заряда .
Отсюда объем топлива заряда
.
Тогда длина з аряда . з ц 5 2 d l e   12
3
зпд Тпд d k V   12
3
зсд Тсд d k V   ) (
) ( 12 4 2кан 2
зсд зпд
3
d d
k k d V
l Т
 
 
 d l d 5 2   зцч зсд зпд т т , , , , , k k k m d  l d k d k d k V 12 12 12
3
зцч
3
зсд
3
зпд т       12
) ( 12 3
зцч
зсд зпд
3
т
d k
k k d V
l

 


70
В отличие от предыдущих типов зарядов здесь нужно зад авать
коэффициент заполнения топливом цилиндрической части, что
проблематично. Поэтому этот заряд рекомендуется только для л а-
бораторных р абот.
Дb]Zl_evl\_j^h]hlhieb\Z . В пакете программ рассматр и-
ваются три варианта дb]Zl_eyk\deZ^gufbaZjy^ZfbI_jый в а-
риант обычный дb]Zl_ev с утопле нным соплом. Второй вариант
имеет складное (телескопическое) сопло. После дний вариант – дZ
дb]Zl_ey дmoklmi_gqZlhc ракеты, соедине нные вместе с одним
пр омежуточным днищем.
Исходны е данны е: – диаметр дb]Zl_ey, – длина заряда,
– плотность материала корпуса, временное сопротивление
материала корпу са, – давление в камере сгорания, – давл е-
ние на срезе сопла, – количество сопел в блоке, – удел ьный
импульс топлива в пустоте, – коэффициен т утопленности с о-
пла, – коэффициент безопасности, – время работы дb]Zl е-
ля, – работоспособность топлива, – температура г азов в
камере двигателя, – показатель политропы газов.
Расчет характеристик двигателя проходит следующим обр а-
зом. Сначала определяют геометрические характеристики с опла.
Эти данные находят по известным соотн ошениям [3] :
,
где – пл ощадь критического сопла, а ко мплекс
, , ,
где – газодинамическая функция, – число Маха на
срезе со пла.
Диаметры критического и выходн ого сечени я
, .
Полн ую длин у сопла наход ят по эмпирич еской формуле дd L   кр ар sn пI su f kt k RT kT pp s k
k
An p
RT m F 98,0
кр   крF 1
1
1
2 







  p
p
p
p
p p p p А k
T
t
m m  ) M(
кр
а а q
F F  ) M( а q а M кр кр 274,1 F d  а а F d 274,1 

71
.
Длина утопленной части сопла . Диаметр утопле н-
ной части сопла
.
Тяга дb] ателя в пустоте . Тогда, используя эмпир и-
ческую з ависи мость, можно найти массу сопла:
.
Днища дb]Zl_ey предстаeyxl собой часть сферический се г-
мент, высотой 0,2 диаметра двигателя. Тогда площадь повер хности
пе реднего днища приближенно будет раgZ .
Площадь поверхности соплового днища .
Объем днища .
Толщин у стенки корпуса дb]Zl_ey без теплозащитного п о-
крытия наход ят из прочностных с ообр ажений:
.
Масса этой части корпуса .
Теплозащитные покрытия (ТЗП) рассчитыва ют по следу ющим
эмпирическим з ависимостям: м асса ТЗП переднего днища
,
масса ТЗП соплового днища , масса
ТЗП цилиндрической части в случае щелеh]h зар яда
.
В конечном итоге полная масса корпуса дb]Zl_ey получ алась
как сумма масс всех состаeyxsbo\dexqZyfZkkml_iehaZsblg о-
го покрытия.
Полная длина дb]Zl_ey составляла сумму дли н цилиндрич е-
ской части, переднего и соплово го днищ, а так же длины выст у-
пающей части сопла. 25,0 4,1
кр кр 




  d
d d L а c ss u uL L  












    5,1 5,1
кр кр d
d u d d а s u mI P п п s k u k ut L tP m 6 10 4,7 п 6     2д 1д d S  s un d S S 2 1д 2д 78,0  3д дн 168,0 d w     д д
5,0 d fpk    д 1,1 m 1д 1 ) 35,0 1(6,3 S t m k z   2д 2 ) 1,2 1(9,3 S t m k z   ) 39,0 1( 17 щд z3 kt l d m  

72
Топлиgu_ баки . Здесь рассматрива ются четыре варианта б а-
ка с разным состав ом конструктивных элементов. Бак 1 имеет дZ
выпуклых днища, два распорно -стыковочных шпа нгоут а, арм атур у
заправки и системы наддува. Бак 2 имеет в отличие от бака 1
верхнее днище вогну тое, бак 3 аналогичен бак у 1, но внутри с о-
дер жит жидкостный дb]Zl_ev, бак 4 – полный аналог баку 3 с в ы-
пуклым верхним дн ищем.
Определение массогабаритных хара ктеристик всех баков во
многом происходит одинакоh за и сключением некоторых ос о-
бенностей , о которых б удет сказано ниже .
Сначала определя ют объем бака по формуле
.
Здесь – масса компонента и его пло тнос ть.
Далее находят геометрические характеристики днищ. Радиус
днища , его высоту и объем определяют по извес тным
формулам:
, , .
Тогда длина цилиндрической части бака
.
Толщин у выпуклого днища рассчитыва ют на внутреннее да -
ление :
,
где – допускаемые напряжения , – коэффициент запаса про ч-
ности .
Толщин у вогнутого днища определя ют исходя из услов ия
обеспечения его устойчивости:
,
где – модуль упругости второго р ода.
Есл и рассматривается вогнутое днище бака 3, то учитыZ ют
действие тяги ЖРД, которое в заbkbfhklbhlgZijZления резул ь-к
к б 16,1   m V к к, m дR дh дV б д ,1R R  д д 382,0 R h  д д 6292,0 R V  2б
д б 2
R
V V l 
  бp 
  2
д б д
R p   E
p R б д д   E

73
тирующего усилия созда ет напряжения либо сжатия , ли бо раст я-
жения. Конструкция бака счита ется невыполнимой, если наруш а-
ются услоby^himk тимо сти теории тонких оболочек:

При выборе давления наддува проверялись:
 услоby бескаblZpbhgghc работы насоса турбонасосного
агрегата ЖРД. Принято да вление наддува, равное 1,5 10 5Н/м 2;
 давление, ураgh\_rb\Zxs__hk евую сжимающую силу ;
 давление, обеспечивающее одинаковую толщину стенки
бака при расчете из условий прочности и из услоbcmklhcqb\hklb
от ос евой сжимающей силы.
Расчетн ое давление принимается таким, при котором масса
бака пол учается наименьшей.
Масса каждой части бака . Здесь – обозначает
верхнее и нижнее днище, цилиндрическую часть бака, – пло т-
ность материала баков. Необходимо учесть разные п оверхности и
толщины стенок этих эл ементов.
Масс у распорных шп ангоутов наход ят по эмпирической фо р-
муле
,
где и – гидростатическое давлени е в баке и предел пр о-
порциональности материала бака.
Полная масса бака
.
Здесь – соответственно массы цилиндрической части
бака, его д нищ и дb]Zl_ey_kebwlhx аки 3 или 4.
Системы наддуZ баков . В модуле массы предлага ются пять
видов систем наддува баков: газобаллонные системы с подогр е-
вом газа и без него, газоге нераторная система наддува и д_
испарительные системы. Рассмо трим пос ледовательно каждую
из них. . 01,0 8
2,0 2б
  R
F   ii i S m i  2,0
д д б б б шп
) ( ) ( 83,2 
    h R R p p R m h hp 2,0 шп дв д ц б ) (2 2,1 m m m m m     дв д ц , , m m m

74
Газобаллонн ые системы наддуZ. Каждая из них состоит из
баллона с газом, запраhqgh]h пускового, предохранительного
кл апанов, редуктора давления и труб опр оводо.
Масс у газа, содержащегося в баллоне высокого давления , оп-
ределя ют по формуле
,
где – объем бака, начальная плотность газа в балл о-
не, коэффиц иент дросселирования и ко нстанты, зависящие от типа
системы на ддува.
Масс у сферического баллона наход ят по формуле, учитыZ ю-
щей начальное давление в баллоне, прочностные характер истики и
плотность его м атериала:
.
Здесь – давление газа в баллоне, плотность газа в
ба ллоне, плотность и допускаемые н апряжения материала к орпуса
баллона.
Газогенераторная система надува . Эта система включает т о-
пливо, расходуемое на наддув баков , и газогенератор, вырабат ы-
вающ ий газ наддува. Масса топлива
,
масса сист емы наддува
.
Испарительн ая систем а наддуZ , работающая на основном
компоненте топлива . Данная система очень напоминает газоген е-
раторную. Здесь вместо газогенератора используется испар итель,
испаряющий криогенный компонент. Поэтому масса ко мпонента,
необходимая для получения требуемого кол ичества газа наддува , и
масса системы наддува получа ются по таким же фо рмулам, как и
в газогенераторной системе :
, . 21 гб б г cc V m    2 1 гб б , , , , c c V   м гб
3 м бал г бал
2
 
  c p fm m м м гб бал , , ,    p гг
г б б т
288 5,1
T R
T Vp m  2 т сн   m m гг
г б б т
288 5,1
T R
T Vp m  2 т сн   m m

75
Испарительная система наддуZ р аботающая на kihfhz а-
тельном криогенном компоненте топлива . В этой системе для
наддува используется вспомогательный сжиженный газ. В соста
системы вход ят баллон с о сжиженным газом, арматура, теплоо б-
менник , аккумулятор давления и трубопров оды.
Масс у сж иже нного газа определя ют так же, как и в предыд у-
щем случае. Диаметр шарового ба ллона
.
Толщин у стенки баллона наход ят из про чности:
.
Величины, входящие в эту формулу , обозначены выше. Тогда
масса баллона с учет ом арматуры
.
Для расчета масс ы аккумулятора давления используется э м-
пирическая форм ула
.
Массы клапанов регуляторов
,
где – масса сжиженного газа.
Тогда масса системы наддува раgZkmff_\k_okhklZ вляющих
элеме нтов :
.
Жидкостный ракетный дb]Zl_ev . Рассматриваются дZ т и-
па ЖРД: маршевый и рулеhc Каждый из них может быть выпо л-
нен по открытой или замкнутой схеме.
Масса дb]Zl_ey представл яет собой сумму масс составля ю-
щих ее эл ементов:
, 3 бал 6
  V d м
бал бал бал 4   d fp м 2 бал 3 арм 10 71,4    d m бал 7 бал бал ак 2 103
2360
p
V p m    2 сж г кл   m m сж гm ак арм бал сж г сн m m m m m     рд агр тна кс дв m m m m m    

76
где – соответственно масса камеры сг орания,
турбонасосного агрегата, агрегатов аlhfZlbdb двигат еля, рамы
дb]Zl_ey Предполагается, что ЖРД может иметь нес колько к а-
мер сгорания, т.е. . Здесь – число камер сгор а-
ния и масса одной кам еры.
Массу камеры сгорания можно представить как сумму эл е-
ментов:
,
где – масс ы обол оч ек камеры сгор ания, сопла,
силовых элементов корпуса камеры, подводящих тр убопроводо
При расчете массы оболочки камеры сгорания и ли сопла н а-
личие рубашки охлаждения учитыZ_lky удh_gb_f толщины
стенки этой оболочки, кот орая принимается постоянной по всей
поверхности: , где – толщина стенки, повер х-
ность и плотность материала.
Толщин у стенки наход ят по известной формуле :
.
Здесь – соотве тственно коэффициент б езопасности, да -
ление газа в камере сгорания или сопле , предел прочности мат е-
риала об олочки.
Площадь поверхности камеры и сопла определя ют из геоме т-
рических соображений следующим образом. Длин у камеры сгор а-
ния и ее диаметр задают через диаметр критического сеч е-
ни я сопла :
, .
Тогда площади поверхности камеры сгорания и сопла пол у-
чатся по формулам
, .
Геометрические размеры сопла:
. рд агр тна кс , , , m m m m кс1 кс nm m  кс1 ,mn тр сэ обс обк кс1 m m m m m     тр сэ обс обк , , , m m m m    S m 2 об   , ,S   2
pdf , , , dp f кl кd крd кр к 5,2 d d  кр к 5,2 d l  ) 5,0 ( 2к кк к d l d S   ) ( а кр c d d S   к
к кр
) (
Ap
T gR m F   

77
Здесь – площадь критического сечения с опла,
массоuc расход газа в камере сгорания, температура газа в кам е-
ре, молекулярная масса газа и давле ние dZf_j_k]hj ания;
,
где рр – показатель политропы газов в к амере сгорания .
Площадь выходного сечения сопла
.
Теперь, зная площади выходного и критического сечения с о-
пел, определяют их диаметры, необходимы е для расчета разм еров
камеры сгорания и сопла.
Масс у силовых элементов камеры сгорания дb]Zl_ey находят
по эмпирической заbk имости:
.
Масса трубопроводов
.
Индекс «т» относится к диаметру и длине трубопрово до
Геометрические размеры трубопроводо определя ют исходя из
допустимой скорости компонента по трубе и длине камеры дb] а-
теля, а эта длина складыва ется из длины камеры сгорания и длины
сопла. Сверхзвуковая часть сопла представля ется как конус с з а-
данным углом раствора.
Масс у ТНА, агрегат ов и рамы дb]Zl_eygZoh^ ят по эмпирич е-
ским заbkbfhklyf:

где Р0 – полная тяга дb]Zl_ey. к к кр , , , , , p T R m F   )1 (2
1
p p
p
p
1
2 







 
p
p
p gp A p
p
p
1
к
а
1
к
а
p
p 1
1
p кр
а
1
1
1
1
2
p
p
p
p
p
p
p
p
p
p
p F
F
p







 













  ) 2(7, 20 а кр к сэ d d d m      тт тр l d m , 106,0 2, 11
, 103,0 5
, 10 85,0 16
0 4 рд
0 4 агр
0 4 тна
P m
P m
P m



  
  
  

78
В случае поворотных дb]Zl_e_cdfZkk_^игателя добаey_ т-
ся масса его поворотных частей :
.
Объем дb]Zl_ey необходимый для бака с утопленн ым дb] а-
телем, определя ют по уже известным геометрическим ра змерам
камеры сгорания и сопла.
В случае двигателя, выполненного по открытой схеме, расч и-
тывают эффективн ый удельн ый импульс, учитыва я расхо д комп о-
нента на работу ТНА. Для двигателя замкнутой схемы определя ют
предельное допустимое давление в камере сгорания. Если это да -
ление превышает допустимое, двигатель считается невыполн имым.
Приборы системы упраe_gby . К ним относятся все комп о-
ненты сис темы управления, раз мещаемые в приборном отсеке: ги-
ростабилизированная платформа с акселерометрами, да тчиками
угла и интеграторами ускорений, бортовая ЭВМ, источники пит а-
ния и баллон со сж атым воздухом.
Массы этих элементов находят по эмпирическим заbkbf о-
стям, учитыZxsbf дальность полета ракеты , среднеквадрат и-
ческую величину промаха стрельбы . Масса приборов – это
сум ма масс указанных элементов:
.
Здесь , , ,
.
Решение ураg_gbcfZkku . Сначала вводят исходные да нные,
размещенные в дmo файлах, которые получены при помощи сп е-
циальной програ ммы (интерфейса).
Далее провод ят контроль этих данных и начинае тся работа
программ пакета. Одновременно решаются д_ задачи: траекто р-
ная и массогабари тная. Дело в том, что для расчета траектории
требуется зна ть массогабаритны е характеристик и ракеты, а для
ра счета массы – силовые нагрузки, возникающие при дb`_gbbgZ
траектории. Поэтому решение задачи получается в результате ит е-
рационного процесса, когда последоZl_evgh осуществляется о б-
ращение к модулю траектории, затем к модулю массы. 0 3 10 3,0 8 P m     L  б ип 12 3 8 2 3 ) 10 7 10 4,6 10 51,4 3, 22( m m a a a S mпу            3 36,0 10 555,0 55,1     a S 3 10   L a пуm m 13,0 10 ип   36,0 б 33,0 6,1 a m  

79
Результаты каждой итерации заносят в информационный ма с-
сив и берут из него по мере необходимости.
Работа модуля массы про исходит следующим образом. Н а-
чальная масса ракеты есть сумма масс составляющих ее элеме н-
тов. Но массы многих эл ементов прямо или косвенно заbkyl от
начальной массы ракеты. Поэтому ураg_gb_ для массы ракеты
можно зап исать так:
.
Здесь – число элементов, массы которых заbkyl от ; –
число элементов, нез ависимых от .
Поскольку заbkbfhklv от нелинейная , это ура внение
приходи тся решать численно. Задача сh^blky к подбору такого
значения , при кот ором леZy и правая части ураg_gby масс
будут соiZ^Zlv с заданной точностью. Перепишем ураg_gb_
масс так:
.
Понятно, что корень такого ураg_gby будет иметь место при
таком значении , когда . Поэтому решение ураg_gby
масс заканчивается, если выполняется услоb_ , где –
заданная точность решения ураg_gbyfZkk
4.3. Модель оптимизации параметроjZd_lu

В данном пакете представлены дZ метода оп тимизации: м е-
тод случ айного поиска (метод Шкварцова) и метод деформир о-
ванно го многогранника (ме тод Нелдера –Мида).
Метод случайного поиска . В модели оптимизации предлаг а-
ются следующие целевые функции:
 стартовая масса ракеты (м инимизирует ся),
 дал ьность полета (максимизируется),
 масса головного отсека (максимизир уется),
 высота перигея орбиты КЛА ( максим изируется).    
 
k
j j
n
i i m m x x x m m
1 0 3 2 1 1 0 ) ... , , ( n 0m k 0m im 0m 0m F m m x x x m m
k
j j
n
i i        1 0 3 2 1 1 0 ) ... , , ( 0m 0 F ) ( 0m F 

80
Возможен выбор нескольких ограничений второго рода
(функциональных огранич ений):
 старт овая масса (ограничение сверху),
 максимальная дальность полета (ограничение сн изу),
 полная длина ракеты (ограничение сверху) ,
 высота пери гея орбиты (огр аничение с_jom ,
 высота апогея орбиты (ограничение снизу).
При выборе целеhcnmgdpbbbnmgdpbhgZevguoh]jZg ичений
недопустимо их со впадение.
В качестве варьируемых (оптимизируемых) параметров во з-
можн ы следующие:
 параметры ступени – относительная масса т оплива, д аe е-
ние dZf_j_k]hjZgby^\b]Zl_ey^ аe_gb е на срезе сопла;
 параметры ракеты – конечный угол наклона траектории к
местному г оризонту, н ачальный угол наклона траектории.
Задачей оптимизации является нахождение вектора варьиру е-
мых параметров, при котором в еличина целеhc функции будет
наименьшей, а все ограничения первого и второго рода выполн е-
ны. Для этого в процессе поиска величина вектора варьируемых
параметров меняется с использован ием случайных факторов.
Поскольку варьируемые параметры имеют разную разме р-
ность и разный диапазон изменения, они но рмируются по форм уле
.
Здесь – нормированная п еременная, – минимальное и
максимальное значение варьируемого параметра (ограничения
пе рвого рода). Таким образом, после нормирования все переме н-
ные поиска изменяются в диап азоне от нуля до единицы .
Процесс поиска представляет собой непрерывную последов а-
тельность шагов , и на каждом шаге велич ина вектора варьируемых
параметров изме няется . По сле каждого шага происходит вычисл е-
ние целевой функции и функциональных огран ичений.
Если величина целеhc функции уменьшилась и огранич ения
не нарушились, то такой шаг считается удачным. Поиск перех одит
в эту точку, которая назыZ_lky опорной. Если целеZ я фун кция
ухудшилась или ограничения нарушены, то такой шаг счит ается
неудачным и поиск ha\jZsZ_lky\ihke_^gxxhihjgmxlh чку. mi n max
mi n
i i
i i i x x
x x z 
  iz max mi n ,i i x x

81
Изменение вектора параметров в процессе поиска осуществл я-
ется по формуле
.
Здесь – вектор параметров в новой точке , – _ к-
тор параме тров в предыдущей точке поиска, – вектор шага
поиска lhqd_ .
Вектор шага складывается из двух составляющих – рег уля рной
и слу чайной: . – регулярная соста вляющая
шага. Это величина переменная. В начале поиска она ра вна нулю.
Если следующие шаги будут удачными, она будет непрерывно ув е-
личиваться на протяжении шести шагов. Е сли в этой ц епочке шагов
будут неуда чные попытки, эта составляющая будет уменьшаться до
нуля, если подряд неудачными будут все шесть шагов. – сл у-
чайная составляющая шага : ; – реализация
сл учайного вектора, комп онентами которого являются варьируемые
парамет ры; – матрица преобразований случайного вектора
или масштаб шага пои ска.
Она вычисляе тся по эмпирической заbkbfhklb .
,
где – число варь ируемых параметров; – число неудачных
шагов, со_jr_gguo из последней опор ной точки; sup – на и-
большее число неудачных шагов из какой -нибудь опорной точки
за _kvi_jbh^ihbkdZ.
Поиск продолжает ся до тех пор, пока не выполн ится услоb_
остановки. Это услоb_ предстаey_l собой число неудачных ш а-
гов подряд из п оследней опорной точки:
,
где – число варь ируемых параметров.
Если это услоb_ выполняется, то поиск прекращается и ос у-
ществляе тся проверка окрестности оптимальной точки. Для этого
по каждой переме нной делаются дZg_[hevrboih\_ebqbg_rZ]Z
с увеличением и уменьшением значения переменной, при этом к а-
ждый раз проверяя , удачными или н еудачными были эти шаги. )( )( )1 ( nz nz nz       )1 ( nz 1n ) (nz ) (nz n )( )( )( n S n T nz       )(n T )(n S )( )( )( n H n m n S    )(n H )(n m )) sup ( 10 exp( 10 )( 2 2 3 N N k n m    k N N k N 5 40 о ст   k

82
Если все шаги были н еудачными, то расчет прекраща ют , полагая,
что п олученные параметры считаются оптимальными.
Если на любом шаге проверки целеZy функция ухудшается
или не выполняются функциональные ограничения, то поиск пр о-
должается до uih лнения услоbyhklZgh\db
Метод Нелдера –Мида . Этот метод носит название метод д е-
формированного многогранника . В свою очередь, он является ра з-
витием метода симплекса. Симплекс  К-мерном пространстве – это
выпуклый многогранник с К+1 вершинами. Симплекс н азыв ается
правильным, если расстояние между верш инами одинаково . Если в
любом симплек се отбросить одну из вершин и организ овать новую
вершину в против оположном направлении, перемещаясь через
центр масс симплекса, то в пространстве параметров получим н о-
вый симплекс . Организовав целенаправленное отбрасывание ве р-
шин, можно получить перемещение симплекса в нужном направл е-
нии. В случае трех перемен ных правильный симплекс – это тетр а-
эдр, а когда переменных две – равносторонний треугол ьник.
Рассмотрим дmf_jguc с имплекс на плоскости двух переме н-
ных (рис. 40 ). Во всех вершинах симплекса вычи сля ют целев ую
функци ю. Наход ят положение так
назыZ_fh]h центра масс. Цел евые
функции во всех вершинах ранж и-
ру ют и определя ют так ую , где цел е-
вая функция имеет наихудшее зн а-
чение . На рис. 40 это точка 1. Тогда
эту точк у отбрасыва ют и стро ят н о-
вый симплекс, называемый отр а-
женным , из оставшихся дmo пре жних и новой точки 4. Данная
точка строится на линии, соеди няющей точки 1 и центр масс. Этот
процесс повторя ют и каждый раз вычерк иZ ют вершин у, в которой
целеZynmgdpbybf__lgZbom^r__agZq ение.
В методе Нелдера –Мида многогранник может деформир о-
ваться. Рассмотрим этот процесс. Выберем начальный многогра н-
ник. Это может быть р егулярный симплекс, но возможно и другое
решение. Идентифи цируем n+1 вершин многогранника ве ктором
. Пусть является -й вершиной
(точкой в пространстве на -м этапе поиска ). В этой точке
целеZynmg кция раgZ . Вычислим целевые функции во всех
4 2
3 1
Центр масс
Рис. 40 x 1 ,...,1 ], ,..., ,...., [ 1    n i x x x x kin kij ki ki i nE k ) (x f

83
остальных точках. Пусть – максимальное значение цел евой
функции среди всех вершин, а – наименьшее, т.е. наилу ч-
шее значение. Введем понятие центра масс всех вершин мног о-
гранника , без вершины с наихудшим значением целеhc фун кции.
Координаты этой точки :
.
Поиск наилучшей вершины предстаey_l собой последов а-
тельность образования новых мног огранников, т.е. напраe_ggh]h
пе ремещения многогранника в сторону экстремума целеhc фун к-
ции. Этот процесс включает следующи е операци и:
1. Отражение – проектирование наихудшей точки через центр
масс в соответс твии с соотношением ,
где – коэ ффициент о тражения.
2. Растяжение . Если , т.е. значение целе -
вой функции улучшилось после отражения, то вектор
растя гивается в соответствии с соотн ошением
, где – коэффициент растяж ения;
если , то худшая точка заменяется на и
поиск возвращ ается на операцию 1; е сли , то
заменяется на при .
3. Сжатие . Если для всех , то ве к-
тор сжимается в соответствии с формулой
, где – коэффициент сжатия. По-
сле этого заменяется на и поиск возвращается к опер ации
1 для шага пои ска.
4. Редукция. Если , все векторы
уменьшаются в дZ раза по формуле .
После этого поиск возвращается к операции 1 для продолжения
поиска. ) ( khx f ) ( klx f    khi kij ni j n x x n x      11 ,2
1 ) ( 2 2 3 kh kn kn kn x x x x       0  ) ( ) ( 3 kl kn x f x f   kh kn x х  1 ) ( 2 3 2 4 kn kn kn kn x x x x        0 ) ( ) ( 4 kl kn x f x f   khx knx 4 ) ( ) ( 4 kl kn x f x f   khx knx 3 1 k k ) ( ) ( 3 ki kn x f x f   h i kn kh x х 2  ) ( 2 2 5 kn kh kn kn x x x x       1 0  khх knх 5 ) 3 ( ) ( kh kn x f x f   kl ki x х  ) (5,0 kl ki ki ki x x x x   

84
Поиск заканчивается, когда выполняется у словие
, где – малое число, а
– величина целеhc функции в центре масс мн огогра нника. Более
подробно этот м етод описан в [4].
4.4. Модель эффективности

Модель эф фективности предназначена для оценки действия
боевой части (БЧ) ракеты по цели. Здесь рассматрива ются три в а-
ри анта целей: точечная, линейная и площадная. В качестве точе ч-
ной цели может быть шахтная пусковая установка, малоразмерное
сооружение, размеры которого малы по сраg_gbx с зоной пор а-
жения боевой части. К линейным целям можно отнести взлетную
полосу аэродрома, участок шоссе, железнодорожное полотно,
сильно выт ян утый объект, ширина которого существенно меньше
зоны поражения боевой части. Площадная цель – любое сооруж е-
ние , у которого соотношение размеров находится в диап азоне
, где – ширина и длина ц ели.
В модуле эфф ективности рассматриваются две задачи:
1. Прямая задача решается , когда зада ются масса зарядного
уст ройства и другие характеристики БЧ ракеты . В результате
расчета получается вероятность поражения точечной цели или
математическое ожидание пораженной части линейной цели,
пл ощадной цели одной ракетой . Кроме этого, определяется число
боевых элементов  наряде ракет , необходимое для выполнения
боевой задачи при заданной вероятности U вып олнения. Рассчит ы-
ваются так же масса и геометрические размеры головного о тсека.
2. Обратная задача решается , когда заданы вероятность пор а-
жения цели или математическое ожидание ущерба цели при
заданной вероятности выполнения боевой задачи. РассчитыZ ются
масса боевого заряда, тротиловый эквивалент, число боеuo эл е-
ментов , необходимое для выполнения боеhcaZ^ZqbijbaZ^Zgghc
вероятности U выполнения . РассчитыZxlky так же масса и ге о-
метрические размеры головного о тсека. 





   

 
5,0 1
1
2 2)] ( ) ( [ 1
1 n
i
kn ki x f x f n  ) ( 2knx f  2 5,0  
c
c
b
l c cb l, zum P оP P

85
Рассмотрим о сновные зависимости, используемые при выпо л-
нении указа нных видов задач.
Точечная цель, прямая задача. Задано: масса зарядного устро й-
ства , заданная вероятность поражения цели U, защище нность
цели , средний ква дратичный промах . Масса бо евого элемента
. Если на ракете один элемент, то это и есть масса БЧ .
Тротиловый экв ивалент находя т по формуле .
Величина радиуса поражения . Константы с и b за-
висят от высотности взрыва и защищенности ц ели.
Вероятность поражения точечной цели одной ракетой
, а количество боевых элементов или велич ина
наряда ракет, необходимая для поражения цели с заданной вероя т-
но стью , раgh : .
Точечная цель, обратная задача. Задано: вероятность пораж е-
ния цели одной ракетой Р, требуемая вер оятность поражения цели
U, защищенность цели dp, средний квадратичный промах . Рад и-
ус поражения . Тротиловый эквивалент
. Масса боеh]h элемента . Число бо е-
вых элемен тов , необходимое для поражения цели с заданной в е-
роятностью , раgh : .
Ли нейная цель, прямая задача . Задано: масса зарядного ус т-
ройства , средний квадратичный промах , заданная вероя т-
ность поражения цели U, защищенность цели dp и длина ц ели lc.
Решение этой задачи происходит в осно вном так же, как и в
случае точечной цели. Масса боев ого элемента .
Если на ракете один боеhc элемент, то это и есть масса БЧ . Тр о-
тиловый эквивалент наход ят по формуле . Да-
лее наход ят радиус зоны п оражения : . zum pd  zu бэ 428,1 m m  1 ,4 1 6 бэ э ) 113,0( m T  0,333э п T cd R bp   22 2п2 1     R e P 1 1 ln(
) 1 ln( 






  P
U N  ) 1 ln( 2 2 P R     3
bp
п э 








сd
R Т 7 0 6,0э бэ 66,4 T m  1 1 ln(
) 1 ln( 






  P
U N zum  zu бэ 428,1 m m  1 ,4 1 6 бэ э ) 113,0( m T  0,333э п T cd R bp 

86
Используя заданные значения длины цели и среднего квадр а-
тичного промаха, принимая рассе ивание отклон ений стрельбы по
длине цели по нормальному закону распределения, получа ют ма-
тематическое ожидание пораженной д лины цели при стрельбе
одной ракетой.
Для выполнения боеhc задачи с вероятностью U необход и-
мое число боевых элементов раgh : .
Линейная цель, обратная задача. Задано: математическое
ожидание пораже нной части цели при стрельбе одной ракетой,
средний квадратичный промах , требуемое математическое ож и-
дание пораженной длины цели U, защищенность цели dp и длина
цели .
Полагая рассеивание отклонений в стрельбе по норма льному
закону и используя заданное зн ачение математическо го ожидани я
пораженной длины цели при стрельбе одной ракетой, а так же
средний квадратичный промах , можно получить величину тр о-
тилового эквивалента и радиус поражения : .
Если задана вероятность выполнения боеhc задачи U, то не-
обходимое для этого число боевых элементов раgh :
.
Площадная цель, прямая задача . Зада но: м асса зарядного ус т-
ройства , средний квадратичный промах , заданная вероя т-
ность поражения цели U, защ ищенность цели dp, длина цели lc и
ширина цели sc.
Масса боевого элемента, как и в предыдущих случаях , прин и-
мается раghc . Для ракеты с одним боеuf эл е-
ментом эта масса явл яется массой ее боевой части. Тротил овый
эквивалент боевого элемента о пределяется по формуле
. Далее наход ят радиус поражения цели о дним
боевы м элемент ом : и приведенный радиус ц ели :
. 0P 1 1 ln(
) 1 ln(
0







  P
U N 0P  cl 0P  эТ 0,333э п T cd R bp  1 1 ln(
) 1 ln(
0







  P
U N zum  zu бэ 428,1 m m  1 ,4 1 6 бэ э ) 113,0( m T  0,333э п T cd R bp  сс c 5642,0 sl R 

87
Затем вычисля ют число боевых элементов, необходимых для
поражения цели с заданной вер оятност ью: .
Площадная цель, обратная задача . Задано: м атемат ическое
ожидание пораже нной части цели при стрельбе одной ракето й,
средний квадратичный промах , заданная вероятность пораж ения
цели , защищенность цели , длина цели и ее ширина .
Определя ют число боеuowe_f_glh\dhlhjh_g_h[oh^bfh^ey
пор ажения площадной цели с вероятностью :
.
Затем наход ят приведенный радиус цели :
.
На основе этого определя ют радиус п оражения цели:
.
Тротиловый эквивалент . Масс у зарядного ус т-
ройства находя т в заbkbfhklb от величины тротилового эквив а-
лента: .
4.5. Мо дель стоимости

Модель стоимости предназначена для определения стоимос т-
ных характеристик изготовления ракеты и ее элементов. Эта
эмпирическая модель основана на статистических данных
19 60 -19 70 гг. прошлого века. Безуслоgh она устарела, но качес т-
вен ные заbkbfhklbkhojZgbebkv, и для сраg ительного анализа ее
применение mq_[ghfijhp_kk_fh`_l[ulvihe_aguf.
При использовании модели определяются следующие стоим о-
стные х арактеристики. 1 1 ln(
) 1 ln(
0







  P
U N 0P  U pd cl cs U 1 1 ln(
) 1 ln(
0







  P
U N cc c 5642,0 sl R  N
R Р R c 2
п
5 2)( 1 ln(      3
p
п э 







 b сd
R Т 7 0 6,0э zu 66,4 T m 

88
Цена ракеты
,
где – рен табельность собственного производства , – сто и-
мость 25 -го образца ракеты:
.
Здесь – себестоимость собстве нного производства, –
средняя рентабельность производс тZ комплектующих изделий,
– стоимость ко мплектующих изделий.
Себестоимость собственного производства
,
где – соответственно стоимость изгото вления
корпуса головного отсека, маршевого дb гателя, рулеh]h дb] а-
теля, корпуса р акеты.
Стоимость комплектующих изделий
.
Здесь – соответственно стоимости системы управл е-
ния, зарядного устройства, то плива.
Стоимость изготовления ракеты складывается из суммы себ е-
стоимости собственного производства и стоимости комплекту ю-
щих изделий:
.
Стоимости структурных элементов ракеты определяются по
эмпирич еским формулам.
5. ЗАМЕЧАНИЯ И ОШИБКИ, ВОЗНИКАЮЩИЕ
ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ РАСЧ ЕТОВ

При выпо лнении расчетов в REZ .DAT иногда появляются с о-
общения о некоторых неполадках в вычислениях. Эти сообщения
могут быть дmo\ идов : ошибки и замечания.
В случае возникновения ошибки появляется соответствующее
сообщение и работа программы прекращается. Необхо димо устр а-
нить ошибку и п овторить расчет. 25 р рак ) 01,0 0,1( С К С   рК 25С ком рк себ 25 ) 01,0 0,1( 25,1 С К С С    себС ркК комС кор рду ду го себ С С С С С     кор рду ду го , , , С С С С топ зу су ком С С С С    топ зу су , , С С С ком себ изг С С С  

89
Все ошибки можно разделить на д_ групп ы: ошибки ввода
данных и ошибки в пр оцессе расчета.
Ошибки ввода исходных данных сyaZgu с неправильным з а-
данием значений параметров, х арактеристик, кодов структурных
элемент ов ракеты в меню интерф ейса или непосредственно в фа й-
лах SSS .DAT , KOD _ZD .DAT .
В этих случаях возможно появление следу ющих сообщений:
TREK. Ошибка iZjZf_ljZoklmi_gb.
TREK. Ошибка ^Zgguo=H.
Сhcklа материала несоf_klbfu.
Сhcklа топлива несовместимы .
Не обеспечиZ_lkykludhка отсеко.
Ошибка dhfihghке ДУ.
Число сопл?
КакоZiehlghklvlhiebа?
Ошибка iehlghklbdhfihg_glZ.
Ошибка ihdZaZl_e_bahwgljhiu.
Доля к -фазы в продуктах сгорания?
Ошибка kойствах материала.
Теплофизические сhckl\ZfZl ериала?
Сhcklа бронироdb?
Ошибка kойствах ТЗП.
Диаметр ступени указан с ошибкой.
Про_jvl_ihjy^dhый номер СЭ.
Какоu^hebly]>M?
Эти сообщения достаточно понятны и не тр ебуют пояснений.
В файле SSS .DAT следует внести н еобходимые изменения.
Ош ибки ввода могут быть сyaZgu с непр авильным выбором
структу рных элементов ракеты:
Нет прибороmijZления.
Нет органоmijZления.
Нет топлиZ.
Нет дb]Zl_ey.
Число органоmijZления?
Нет отсека полезной нагрузки.
Нет устройстZhl^_e_gby=H.
Отсутстm ет бак горючего.
Отсутстmxllhieb\gu_[Zdb.
Отсутстm_l[Zdhdbkebl_ey

90
Тип системы наддуZ?
Неудачный тип устройстZhl^_e_gby=H.
Ошибка dhfihghке бако.
Эти ошибки можно исправить повторным обращением к
интерфейсу или вн есением изменений в файл KO D_ZD .DAT .
Ошибки второ го тип а появля ются в процессе расчета. Обы чно
они св язаны с непраbevguf сочетанием исходных данных, что
приводит к невыполнимости расчета.
Решение ураg_gby масс не найдено. При этом указывается
ступень, где это происходит. Такое со общение возможно по
нескольким причинам :
 неuihegbfhklv ракеты ввиду неудачного сочетания ее
исход ных данных;
 неuihegbfhklv одного из элементов ракеты по причине
неудачного сочет ания его исходных данных;
 реш ение не выполняется до конца, та к как израсход ован
ресурс шагов в итерац ионном процессе решения задач.
Дальность преurZ_l 40 тыс. км. В этом случае заданные
значения относительной массы т оплива ступеней ракеты велики и
скорость в конце а ктивного участка баллистической ракеты выше
первой космической .
Конструкция неuihegbfZ. Это обозначает невыполнимость
какого -то элемента ракеты. Должно быть указано имя элемента и
причина невыполн имости.
Конструкция невыполнима, так как 2*F*ESN/(3.14*SI2*D**2)>0.01' .
Данное сообщение появляется, когда конструкция б ака считается
невыполнимой и его расчет по те ории тонкой оболочки невозможен.
Конструкция неuihegbfZlZddZd3.!3.0$;. Эта ошибка
относится к дb]Zl_ex замкнутой схемы , в которой давление в
камере сгорания дол жно быть мен ьше критического.
Таковы осно вные сообщения об ошибках, причинах их
h зникнов ения и способ ах устранения.
В процессе выполнения расчетов могут поя вляться замечания
о каких -то нарушениях при р ешении задач. При возникновении
таких нарушений работа программы не прекращается, а по
око нчании расчета выh^blky сообщение об этом. Обычно
замечания касаются нарушений определенных треб ований,
предъявляемых к элементам конструкции р акеты.

91
Ниже приводятся некоторые и з таких замеч аний и способы их
устран ения.
Замечание. Преur_gZihjh]hая скор ость. Это означает, что
скорость газа в центральном кан але заряда РДТТ выше пороговой
скорости. Нужно подобрать новое топливо с меньшей скорост ью
горения.
Замечание. Заряд uiheg_gihke_baf_g_gbykdhjhklb]hj_gby.
В данном случае выбор топлива РДТТ оказа лся неудачным и было
подобрано новое т опливо со скоростью горения, удоe_l\hjyxs_c
услоbyf по пороговой скорости. Следует пров ерить , можно ли
получить топливо с такой скорост ью горения .
Замечание. Мало удлинение заряда. LC < DZ.
Замечание. Велико удлинен ие заряда. LC > 5*DZ.
Не uihegy_lkymkeh\b_'.
(.
Замечание. Не uihegy_lkymkehие LC > 2*E1 .
Последние четыре случая относятся к разным типам заряд ов
РДТТ, у кот орых нарушены услоby по отно сительной длине . Для
устранения этих нарушений нуж но изменить диаметр дb]Zl_ey
Чтобы увеличи ть длину заряда , следует уменьш ать диаметр
дb] ателя , чтобы умень ши ть длину заряда, диаметр дb]Zl_ey
до лжен быть увел ичен.
Диаметр ДУ преurZ_l^bZf_ljE:.
Нарушена типовая компоновка сопел <номер > cтупени. Два
данных замечания говорят о том, что выходные диаметры
сопел двигателей не помещаются в габаритах диаметра хвостового
отсека. Следует изучить данную ситуацию и найти правильное
решение.
Необходимое МТ не найдено. ЗафиксироZg ближайший
Zj иант ЛА. Данное замечание h зможно по дmfijbqbgZf:
1) процесс решения задачи подбора относительной массы
то плива (МТ) не закончился из -за ограничения числа итераций.
Если ближайший вариант ЛА близок к заданному, то принимается
этот вариант;
2) возможно, это имеет мест о при большом удлинении рак еты.
Тогда нужно увеличивать диаметр ступеней таким образом, чт обы
величина удлинения в заbkbfhklb от числа ступеней не
прев ышала 9 -15.
Отделение ГО при минимальной дальности не обеспечивае тся.
ГО может быть отделен только на пасси вном участке.

92
Отделение ГО обеспечиZ_lky аэродинамическими силами.
Эти три замечания объясняют , как происход ит отделение
головн ого отсека.
Монокок заменен стрингерной оболочкой. Для сухого отсека
была принята шпангоутная схема (монокок). Это н еправильно , и
программа замен ила эту схему на стрингерную.


Библиографический список

1. Проектирование и испытания баллистических ракет / Под. ред.
В.И. Варфоломеева и М.И. Копытова . M.: Воени здат, 1970 .
2. Николаев , Ю.М . Инженерное проектирование управляемых баллистич е-
ских ракет с РДТТ / Ю.М. Николаев, Ю.С. Соломонов. M.: Воени здат, 1979.
3. Бызов , Л.Н. Пакет прикладных программ “САП Р ракетных транспор т-
ных систем”/ Л.Н. Бызов, М.Н. Охочинский; Балт. гос. техн. ун -т. СПб., 2005.
4. Химмельблау , Д.М . Прикладное нели нейное программиро вание /
Д.М. Химмельблау. М. : Мир, 1975 .

93

П Р И Л О Ж Е Н И Е ТАБЛИЦЫ ХАРАКТЕРИСТИ К РБ И СТРУКТУРНЫХ ЭЛ ЕМЕНТОВ

Т а б л и ц а 1 Основные характеристики ЛА (Группа данных - PUS)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и-
мый ди а-
пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
14 TTR Промежут. угол (для н осит.) рад 0,5
15 SHRT Широта точки старта рад 0 0-1,3
16 AZMT Азимут плоскости старта рад 1,57 -1,57...1,5
18 CYW Аэродинамический коэ ффиц и-
ент при поперечном обд у_ – 0,75 0 - 2
19 VWT Приземная скорость ветра м/с 20 0-100
20 V0 Начальная скорость ЛА м/с 0 0-500
21 U0 Угол старта рад 1,57 0-1,57
22 DL0 Начальная дальность – коо р-
дината точки старта м 0 > 0
23 H0 Начальная высота – коорд и-
ната точки старта м 0 0-500
24 T0 Время старта с 0 > 0
25 DT Начальное превышение те м-
пературы корпуса над но р-
мальной
К 0 > 0
27 TTK Угол наклона траектории к
местному горизонту в ко н-
це активного участка
рад 0,68 0-1,57
Выходные переменные
1 MLAP Стартовая масса ЛА кг 1.e4
2 LLAP Полная длина м 6
3 MPN Масса полезной нагру зки
(головного отсека)
кг 714
4 DLAP Диаметр миделя м 1,4
5 DALN Максимальная дальность м 2e6
7 CENA Цена т.у.р 1e3
8 CNLA Цена наряда т.у.р 0
9 SIG Приведенн ый среднеквадра -
тичный промах
м 200
17 QRAZ Скоростной напор при ра з-
делении 1 -й и 2 -й ступ еней Н/м/м 0

94
Окончание табл. 1 1 2 3 4 5 6
26 VK Скорость в конце активного
участка м/с 3e3
28 DK Дальность активного участка м 4e4
29 HK Высота активн ого участка м 3e4
30 HB Высота вершины траектории м 3e5
31 VBH Скорость входа в атмосферу м/с 0
32 UBH Угол входа в атмосферу рад 0
33 HBH Верхняя граница атмосферы м 95e3
34 VBZ Скорость встречи с з емлей м/с 0
35 UBZ Угол встречи с з емлей рад 0

Параметры траектории,
соответствующие мин и-
мальной дальности полета

36 MMD Конечная масса кг 1.5e3
37 VMD Конечная скорость м/с 0
39 DMIN Дальность полета м 1.8e4
40 HMD Высота активного участка м 0.5e5
41 QMD Скоростной напор в конце
активного участка H/м2 0.2
42 CXMD Коэффициент Cx в конце
активного участка - 0
43 TAPG Время полета до апогея с 0
44 VARG Скорость в апогее м/с 0
45 DAPG Дальность полета до апогея м 0
46 HAPG Высота апогея м 0
47 TOBR Период обращения с 0
48 HPRG Высота перигея м 0
49 UTZP Скорость разрушения ТЗП в
критич. точке
кг/
м2/с 0

Т а б л и ц а 2 Основ ные характеристики ступени ЛА (г руппа данных - TUP)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
4 MT Относит. масса топлива - 0,75 0,16 -0,98
6 TVP Тяговооруженность началь -
ная по пу стотной тяге - 2,0│4 > 0
11 DST Диаметр ступени м 1,2│1,4 > 0
45 UPDU
Допуск на угловой эксце н-
триситет двигательной у с-
тановки
рад 0,001 0 - 0,01

95
Продолжение табл. 2 1 2 3 4 5 6
46 EXDU Допуск на линейный эксце н- триситет двигательной у с- тановки м 0,002 0 - 0,02
47 UPSP Допуск на перпендикуляр - ность стыковочных шпан - гоутов отсеков рад 0,002 0 - 0,01
51 PZ1 Код паузы п еред включе -
нием ДУ - 0 0 - 7
52 OGR1 Ограничение паузы - 0 > 0
53 ALF1 Угол атаки во время паузы рад 0 -0,5...+0,5
54 KUPR Код программы управления
полетом - 1 0|30
55 PRM1 Параметр программы упра -
ления полетом - 0 -
56 PRM2 То же - 0 -
57 PZ2 Код паузы после включения
ДУ - 0 0 - 7
58 OGR2 Ограничение паузы - 0 > 0
59 ALF2 Угол атаки во время паузы рад 0 -0,5...+0,5
60 KCA Код алгоритма расчета аэро -
динамических коэффицие нтов - 0 0|1
Выходные переменные
1 M0ST Начальная масса ступени кг 1e4
2 LSTP Длина ступени м 5
3 MTOP Масса топлива кг 7,5e3
5 RPUS Тяга двигательной устано - ки в пустоте Н 2,5e5
7 I0 Удельный импульс тяги на Земле м/с 2700
8 IP Удельный импульс тяги в пустоте м/с 3000
9 RASH Массовый расход топлива кг/с 100
10 MPN Масса полезной нагрузки кг 1e3
12 XT Начальная координата це н-
тра масс м 2,5
13 YZ
Начальный момент инерции
относительно поперечной
оси
кг*м2 6e5
15 TAU P Продолжительность пауз с 0
16 Q1 Скоростной напор в первом
расчетном случае (Q=Qmax) Н/м2 8e4
17 NX1 Продольная перегрузка в
первом расчетном случае - 4,0
18 MU1 Относительная масса изра с- ходованного топлива в первом расчетном случае - 0,2

96
Продолже ние табл. 2 1 2 3 4 5 6
19 T1 Превышение температуры корпуса над начальной в
пер вом расчетном случае
К 3e2
20 Q2 Скоростной напор во втором
расчетном случае (Nx max) H/м2 1e4
21 NX2 Продольная перегрузка во
втором расчетном случае - 12
22 MU2 Относительная масса израс - ходованного топлива во
втором расчетном случае
- 0,2
23 T2 Превышение температуры корпуса над начальной во
втором расчетном случае
К 3e2
24 UA1 Угол атаки в первом расче т-
ном случае рад 0,03
25 UA2 Угол атаки во втором ра с-
четном случае рад 0,03
26 VK Скорость в конце работы
ступени м/с 4e3
27 TTK
Угол накло на траектории к
местному горизонту в ко н-
це работы ступени
рад 0,68
28 DK Дальность полета в конце
работы ступени м 4e4
29 HK Высота траектории в конце
работы ступени м 3e4
30 TAU Продолжительность полета
ступени с работающ. двигат. с 93
31 MK Мас са "сухой" ступени кг 1,5e3
34 UAS Угол атаки при старте ст упени рад 0,03
35 XD1 Координата центра давления
в первом расч. случае м 0
36 XD2 Координата центра давления
во втором расч. случае м 0
37 CX1 Коэффициент Cx в первом
расчетном случае - 0,25
38 CYA1 Коэффициент Cy' в первом
расчетном случае - 2,5
39 M1 Число Маха в первом ра с-
четном случае - 1,5
40 HRS1 Высота траектории в первом
расчетном случае м 1e5
41 CX2 Коэффициент Cx во втором
расчетном случае - 0,25

97
Окончание табл. 2
1 2 3 4 5 6
42 CYA2 Коэффициент Cy' во втором
расчетном случае - 2,5
43 M2 Число Маха во втором ра с-
четном случае - 3,5
44 HRS2 Высота полета во втором
случае м 3e5
48 MZVZ Максимальное значение
возмущающего момента Н*м 0
50 CST Цена ступени т.у.р. 432


Т а б л и ц а 3 Хар актеристики головного отсека (г руппа данных - j=)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и-
мый ди а-
пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
к пр ограмме noszu
6 SIB Предел прочности материала Н/м2 1.4e9 (3-20)e8
7 SI2 Предел текучести материала Н/м2 1.0e9 (2-18)e8
8 E Модуль упругости Н/м2 2e11 (3-22)e10
9 KPU Коэффициент Пуассона - 0,3 0,20 -0,32
10 ROM Плотность материала кг/м3 7.8e3 (1-8)e3
26 F Коэффициент безопасности - 1,5 1-2
31 MZU Масса полезного груза кг 500 100 -5000
35 HN Коэффициент притупления
носка - 0,2 0-0,3
36 DD Относительный радиус дн ища - 1 0,7 -1
40 CP Удельная теплоемкость ТЗП Дж/кгK 1300 1000 -5000
41 HT Tеплота разложения ТЗМ Дж/кг 1,2e6 (8-25)e5
42 KK Коксовое число ТЗМ - 0,5 0-1
43 TP Температура разлож ения
(пиролиза) ТЗМ К 1500 >300
44 RP Плотность ТЗМ кг/м3 1550 200 -3000
54 KUPR Код программы управления
движением ГО - 0 0|30
55 PRM1 Параметр программы упра -
ления полетом ГО - 0 -0,5...+0,5
60 KCA Код алгоритма расчета аэрод и-
намических коэффицие нтов - 0 0|1

98
Оконча ние табл. 3
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
к пр ограмме nosmg
1 MNOS Полная масса головного
отсека кг 700
2 LNOS Длина отсека м 2,8
12 D2 Наибольший диаметр отсека
(по ю бке) м 1,1
Выходные переменные
только пр ограммы noszu
1 MNOS Полная масса головного отсека кг 700
2 LNOS Длина отсека м 2,8
11 D1 Наименьший диаметр отсека м 0,44
12 D2 Наибольший диаметр отсека
(по юбке) м 1,1
13 L1 Выступление носового обт е-
кателя "вперед" м 0,2
14 X0 Расстояние от вершины ЛА
до отсека м 0
15 L2 Вытсупление днища за ст ы-
ковочный шпангоут м 0,15
16 Q1 Максимальный скоростной
напор Н/м2 3e6
17 NX1 Осевая перегрузка при макс и-
мальном скоростном нап оре - 10
18 M1 Число Маха при максималь -
ном скоростном напоре - 12
20 Q2
Скоростной напор при (вх о-
де) максимуме продольной
перегрузки
Н/м2 2e6
21 NX2 Максимальная осевая пер е-
грузка - -14
22 M2 Число Маха при максимал ь-
ной осевой перегрузке - 9
27 RZT Радиус прит упления носка м 0,23
28 RD Радиус сферичексого днища м 1,13
29 SZ Площадь поверхности ТЗП м 7,2
34 DST Толщина стенки боевого
отсека м 0,004
39 MTZG Масса теплозащитного п о-
крытия кг 100
50 CNOS Цена отсека т.у.p. 500

99
Т а б л и ц а 4 Характер истики си стем отделения ГО (г руппа данных - j=)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
Входные переменные
4 IST Стандартный удельный и м-
пульс РДТТ м/с 2000 1000 -5000
Выходные переменные
1 MTD Масса UOTUD, UOTTD кг 3
1 MRM Масса расталкивающего
механизма UOTRM кг 100
1 MRZ Масса конструкции, разр ы-
вающей бак кг 3
1 MPS Масса противосопел кг 30
7 FKPS Площадь критического сеч е-
ния противосопел м 0,01
7 FKP
Площадь критического сеч е-
ния сопла тормозного (у с-
коряющего) двигателя
м 0,01
14 X0 Расстояние от вершины ЛА м 1,3

Т а б л и ц а 5
Харак теристики приборов управления (г руппа данных - j=)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый диа- пазон
Выходные переменные 60
1 MPUP Масса кг
16 X0 Координата центра масс м
50 CPUP Стоимость т.у.р. 250
Т а б л и ц а 6
Характеристики "сухих" отсеков ( группа да нных - j=)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
6 SIB Предел прочности Н/м2 14e8 1e8 - 1e10
7 SI2 Предел текучести Н/м2 1e9 1e8 - 1e10
8 E Модуль упругости Н/м2 2e11 1e9 - 1e12

100
Продолжение табл. 6
1 2 3 4 5 6
9 KPU Коэффициен т Пуассона - 0,3 0,2 - 0,4
10 ROM Плотность материала кг/м3 7800 1e3 - 1e4
26 F Коэффициент безопасности - 1,2|1,5 1 - 2
27 KSR
Относительная масса элеме нтов
системы разделения (только
для переходного о тсека )
- 2,5e -3
27 KOP Относительная масс опор
(для хвостового отс ека) - 2e-3
28 KDN Отношение массы донного
экрана к его площади - 30,7
29 KOK Отношение массы опорного
кольца к его периметру - 3,6
32 C Удельная теплоемкость Дж/кгК 502 (1-15) 10
Выходные переменные
1 M* Масса отсека кг 50-150
2 L* Длина отсека м 0,5 -3
3 HM0 Наседающая масса при ста рте кг 4е3
4 HM1 Наседающая масса при ма к-
симуме скоростного напора кг 3.5е3
5 HM2
Наседающая масса при ма к-
симуме продольной пер е-
грузки
кг 3e2
11 D1 Передний диаметр отсека м 1,4
12 D2 Задний диаметр отсека м 1,4
13 L1 Выступание отсека за пере д-
ний стыковочный шпанг оут м 0
14 X0
Расстояние от переднего
стыковочного шпангоута
до вершины ЛА
м 1.5
15 L2 То же за задний шпангоут м 0
16 LH
Выступание (для хвостового
отсека) или заг лубл ение (для
преходного) сопла за срез
отсека, отнесенное к ди а-
метру сопла
- 0,5
18 PPN Перерезывающая сила Н 0
19 ESN Эквивалентная сжимающая
сила Н 0
20 RNX Коэффициент продольной п е-
регрузки. Расчетное знач ение - 0
22 RSP Наружное давление (рас четное) Н/м2 0
31 NSP Число шпангоутов - 2
34 DCT Толщина обшивки м 0,001

101
Окончание табл. 6 1 2 3 4 5 6
35 TKOR Температура корпуса отсека К 330
36 FTBE Температурный коэффиц и-
ент безопасности - 1
50 C* Цена отсека т.у.р. -
Т а б л и ц а 7 Характеристики зарядов твердого топлива (группа данных - j=)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
10 ROT Плотность топлива кг/м3 1750 (1-3)e3
18 KZD Коэффи циент заполнения
переднего днища - 0,5 0-1
19 KZCD То же соплового днища - 0,4 0-1
20 KZC То же цилиндрической ча с-
ти(только для Zarun) - 0,9 0-1
20 VH Относительный объем щ елей
(только для щелевого зар.) - 0,05 > 0
20 KVD Относительный объем в ыемок
(то лько для зонтичн. зар.) - 0,05 > 0
22 Z Относительная доля массы конденсата в продуктах сгорания - 0,189 0,1 -0,5
23 U1 Коэффициент U1 в законе
горения (см. примеч.) м/с 4,5e -5 0-10
24 NU Показатель степени закона - 0,36 0-1
25 VPR Пороговая скорость м/с 150 100 -200
27 NIZ Показатель изэнтропы - 1,17 1-1,5
29 IST Стандартный удельный и м-
пульс м/с 2380 (1-4,5)e3
33 LUCH Число лучей звезды (только
для звездоч. зар.) - 6 4 - 8
47 KSR Коэффициент серийности - 0,7 >0
48 USB Удельная стоимость брониро вки т.у.р. /кг 2,8e -3 >0
49 UCT Удельная стоимость топлива " 1,7e -3 >0
51 NTD Число узлов в диаграмме
расхода топлива - 1 1-9
52-60 DR1 -
DR9
Ординаты в узловых то ч-
ках диаграммы расхода - 1 >0

102
Окончание табл. 7
1 2 3 4 5 6
Выходные переменные
1 MZBR Масса заряда с бронировкой кг 2000
11 DZ Наружный диаметр заряда м 0,98
12 DKN Диаметр канала м 0,4
13 E1 Толщина свода м 0,31
14 X0 Расстояние от переднего то р-
ца заряда до вершины ЛА м 3
15 GAR Относительная масса гаран -
тийного запа са - 0
16 LC Длина заряда м 1,6
17 LSZ Длина щелей или скосов м 0,4
26 BT Расходный комплекс м/с 1500
28 F0 Работоспособность продук -
тов сгорания Дж/кг 9,8e5
30 U Линейная скорость горения м/с 0,01
50 CZBR Стоимость заряда т.у.р. 54

П р и м е ч а н и е. Характеристики закона горения U1, NU и VPR задаются
для всех подпрограмм, описывающих заряды, кроме ZARUN.
Т а б л и ц а 8
Характеристики РДТТ (г руппа данных - j=)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
6 SIB Временное сопротивление
материала корпуса Н/м2 1,2e9 1e6 - 1e11
10 ROM Плотность материала корп уса кг/м3 7,8e3 (1-10)e3
16 PK Давление в камере сгорания Н/м2 4e6 (10 -200)e5
17 PA Давление на срезе сопла Н/м2 1e5 0 - 1e5
18 OT Относительная тяга ДУ - 1 0 - 1
19 NS Число сопл - 1 1 - 4
20 ALS Угол растhjZ сопла в в ы-
ходном сечении рад 0,05 0- 0,5
21 KUS Коэффициент утопленности
сопла - 0,5 0 - 1
26 F Коэффициент безопасности - 1,3 1 - 2
31 KPI
Коэффициент потерь и м-
пульса на органах управл е-
ния
- 0,985 0 - 1

103
Окончание табл. 8
1 2 3 4 5 6
Выходные переменные
1 MDVT Масса двигательной уст а-
новки кг 300
2 LCD Длина цилиндр. части ДУ м 1,6
11 DD Наружный диаметр дв игат еля м 1
12 DA Диаметр выходного сечения сопла м 0,5
13 L1 Выступление ДУ за пере дний стыковочный шпанг оут м 0,2
14 X0 Расстояние от переднего стыковочного шпангоута до вершины ЛА м 2,2
15 L2 Выступание ДУ за задний
стыковочный щпангоут м 0,2
22 MD1 Масса переднего днища кг 70
23 MD2 Масса заднего днища кг 70
24 MCD Масса обечайки кг 100
25 MS Масса соплового блока кг 50
29 I0 Удельный импул ьс тяги у
поверхности з емли м/с 2500
30 IP То же в пустоте м/с 2700
34 DCT Толщина об ечайки камеры м 0,002
35 DKR Диаметр критич. сечения м 0,16
36 RPUS Тяга в пустоте Н 1e5
37 RASH Массовый расход кг/с 40
38 TAU Время работы ДУ с 40
39 MTZ Масса теплозащиты кг 50
40 LDN Высота днищ м 0,2
41 LC Полная длина сопла м 0,77
42 LUS Длина утопленной части сопла м 0,39
44 LDV Полная длина двигателя м 2,4
50 CDVT Стоимость двигателя т.у.р. 79 Т а б л и ц а 9 Ха рактеристики жидкого топлива (г руппа данных - j=)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
нос ть
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
5 KM Соотношение масс окисл и-
теля и горючего - 2,919 0-20
6 ROG Плотность горючего кг/м3 790 70-1700
7 ROO Плотность окислителя кг/м3 1440 100 -3000

104
Окончание табл. 9
1 2 3 4 5 6
26 BT Расходный комплекс м/с 1711 500 -4000
27 NIZ Показатель изэнтропы пр о-
дуктов сгорания - 1,156 >1
29 IST Удельный импульс при
"стандартных" услов иях м/с 3291 1800 -4051
30 TKG Температура кипения гор ю-
чего К 360 >20,4
31 TKO Температура кипения оки с-
лителя К 360 >85
48 CUG Удельная стоимость горюч его т.у.р. /кг 1,35* e -3 0-0,1
49 CUO Удельная стоимость окисл и-
теля то же 0,1e -3 0-0,1
51 NTD Число узлов в диаграмме
расхода топлива - 1 1-9
52-
60
DR1 -
DR9
Ординаты узловых точек ди а-
граммы расход а топл иZ - 1 >0
Выходные переменные
1 MTOP Масса топлива кг 6000
3 MGOR То же горючего кг 2000
4 MOKS То же окислителя кг 4000
11 DGR1 Передний диаметр "столба"
горючего м 1,2
12 DGR2 Задний диаметр "столба"
горючего м 1,5
13 LGOR Начальн ая высота "столба"
горючего м 1,6
14 X0GR Начальное расстояние зе ркала
горючего от вершины ЛА м 3,1
15 GAR Относительная масса гаран -
тийного запаса - 0
17 DOK1 Передний диаметр "столба"
окислителя м 1,5
18 DOK2 Начальная высота "столба"
окислителя м 1,5
19 LOKS Начальная высота "столба"
окислителя м 5,0
20 X0OK Начальное расстояние зе ркала
окислителя от вершины ЛА м 4,2
28 F0 Работоспособность проду к-
тов горения Дж/кг 1e6
50 CTOP Стоимость жидкого топлива т.у.р. 8,0

105
Т а б л и ц а 10 Характеристики топливног о бака (г руппа да нных - j=) Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
7 SI2 Предел текучести Н/м2 1e9 1e8 - 3e9
8 E Модуль упругости Н/м2 2e11 1e10 -1e12
10 ROM Плотность материала кг/м3 7800 1e3 - 1e4
26 F Коэффициент безопасности - 1,75 1-3
Выходные переменные
1 MB* Масса бака окислителя кг 50
2 LB* Длина бака м 3,0
3 HM0 Наседающая масса при ста р- те ступени кг 3000
4 HM1 Нас едающая масса при макс и-
мальном скоростном н апоре кг 2000
5 HM2 Наседающая масса при макс и- мальной осевой перегру зке кг 1000
11 D1 Передний диаметр бака м 1,5
12 D2 Задний диаметр бака м 1,5
13 L1 Выступание бака за пере дний стыковочный шпанг оут м 0,25
14 X0 Расстояние от переднего стыковочного шпаншгоута до вершины ЛА м 2
15 L2 Выступание бака за задний стыковочный шпангоут м 0,25
17 VBK Объем бака м3 4,0
18 PPN Перерезывающая сила Н 0 19 ESN Эквивалентная осевая сила Н 0 20 RNX Расчетн ая осевая перегрузка - 0
27 PHD Давление наддува Н/м2 1.5e5
34 DCT Толщина стенки цилинд - рической обечайки бака м 0,004
50 CBAC Стоимость бака т.у.р. 18

Т а б л и ц а 11 Характеристики систем наддува (СН) – включается в группу данных бака Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
38 ROG Плотность газа надд ува (при
норм. усл.) кг/м3 1,25 0,1 -2

106
Окончание табл. 11
1 2 3 4 5 6
39 ROB Плотность материала балл она кг/м3 7800 1e3 -1e4
40 SI Предел прочности материала
баллона Н/м2 1.1e9 1e8 -3e9
41 PBL Начальное давление в ба л-
лоне Н/м2 3e7 3e5 -5e7
42 FBL Коэффициент безопасности
баллона - 1,75 1-3
43 KGN Показатель адиабаты газа
наддува - 1,4 1-2
44 RG Газ овая постоянная Дж/кгК 300 100 -600
45 TG Температура в газогенерат о-
ре (испаритeле) К 288 200 -150
46 NUK Соотношение компонентов - 0,1|7 0,02 -20
Выходные переменные
35 MSNB Масса СН кг 25
36 MOSN Масса окислителя СН кг 6
37 MGSN Масса горючего СН кг 15
47 DIA1 Наружный диаметр баллона
(шара или тора) м 0|0,8
48 DIA2 Диаметр окружности обр а-
зующей тора м 0,2
49 VESN Объем элементов СН, ра з-
мещенных в баке м3 0,1
П р и м е ч а н и я. 1. Переменные ROG,ROB,SI,PBL,FBL указываются тольк о для
газобал лонной и испарительной (второй) СН.
2. Переменная KGN – только для газобаллонной СН.
3. Переменные RG,TG – только для испарительной (первой) СН.
4. Переменная NUK – только для газогенераторной СН.

Т а б л и ц а 12 Характеристики ЖР Д (г руппа данных - j=)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
16 PK Давление в камере двиг а-
тельной установки Н/м2 1,5e7 1.e6...1.e8
17 PA Давление на срезе соп ла Н/м2 0,5e5 0...1.e6
18 OT Отношение тяги двигателя к
тяге ступени - 1,0
(0,05) 0...1,0
19 NK Число камер ДУ - 1 (2) 1...10
20 ALS Угол полурастhjZkhieZ рад 0.262 0...1,5

107
Окончание табл. 12
1 2 3 4 5 6
31 KPI
Коэффициент потерь удель -
ного и мпульса на органах
управления
- 1 0,9...1
Выходные переменные
1 MDV* Масса ДУ кг 500
10 LDV* Длина ДУ м 1,5
11 VDV Обьем ДУ м3 0,5
12 DA Диаметр выходного сечения
сопла м 1,0
14 X0
Расстояние от вершины РБ
до стыковочного шпанг о-
ута рамы ДУ
м 15
15 L2 Расстояние от стыковочного
шпангоута до среза сопла м 1,5
29 I0 Удельн ый импульс тяги дви -
гателя на з емле м/с 2500
30 IP То же в пустоте м/с 3000
35 DKR Диаметр критического сече -
ния сопла м 0,2
36 RPUS Тяга двигателя в пустоте Н 1.e5
37 RASH Расход топлива кг/с 40
50 CDV* Стоимость двигателя т.у.р. 42,5


Т а б л и ц а 13 Характеристики эффективности (Группа данных - EFF)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
3 LC Длина цели м 0 =>0
4 SC Ширина цели м 0 =>0
6 SIG* Средн. квадратичный пр омах м 200 0...10000
7 P * Вероятность поражения цели
одной БГ - 0,8 0...1
8 H "Высотность" взрыва - 0 0 1
9 DP Защищенность цели Н/м2 2e5 0...1e7
10 U
Вероятность поражения т о-
чечной цели или математи -
ческое ожидание ущерба
- 0,9 0...1

108
Окончание табл. 12
1 2 3 4 5 6
Выходные переменные
1 MBG Масса БГ кг 700
5 TE Тротиловый эквивалент БГ т 600
11 NBG* Число БГ - 0
13 NLA Чи сло РБ в наряде - 0
16 MZU* Масса зарядного устройстZ кг 500

П р и м е ч а н и е . В зависимости от конкретного содержания задачи
отм еченные звездочкой переменные могут меняться местами в списках входных
и выходных переменных. Например, SIG с MZU или P с NBG.


Т а б л и ц а 14 Характеристики стоимости ЛА (г руппа да нных - CENA)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
1 2 3 4 5 6
Входные переменные
15 CEBM Стоимость БЦВМ т.у.р. 250 0...500
16 CYO То же устроист обмена
информацией то же 60 0...300
17 COTC То же остальных приборов " 20 0...CEBM
20 CTAP Тип старта - 1 <3
21 KTK Коэффициент стоимости
материала контейнера - 2,3 >0
22 ACP
Средняя рентабельность
производстZ компле к-
тующих изд елий
% 18 1...100
23 АР Рентабельность собст_gg о-
го производстZ - % 12 12...21
Выходные переменные
1 CENA Цена РБ т.у.р. 3275
2 CI Стоимость изготовления РБ то же 2415
3 CCP Себестоимость собст_ggh]h
производстZ " 1070
4 CI25 Стоимость 2 5 образца в с е-
рийном производст_ " 2920
5 CTSK ТО же контейнера " 466
6 CG4 То же ГО " 502.5
7 C3Y То же зарядного устройстZ " 434
8 CCY То же системы управления
без БЦВМ " 380

109
Окончание табл. 14
1 2 3 4 5 6
9 CCYE То же с БЦВМ " 670
10 CD B Стоимость ДУ " 254
11 CDBP То же рулевых ДУ " 137
12 CKOP Стоимость корпуса РБ " 144
13 CT То же топлива " 244 Т а б л и ц а 15
Характерис тики параллельного блока (г руппа да нных - PAR) *)
Ин -
декс
Имя
в/в
Наименование
переменных
Размер -
ность
Знач.
по ум.
Допуст и- мый ди а- пазон
Входные переменные
3 KPE Число ПЭ в блоке - 4
5 DPE Диаметр корпуса ПЭ м 0,8
Выходные переменные
1 M0PB Стартовая масса блока ПЭ кг 3000
2 LPE Длина ПЭ м 2.5
4 M0PE Стартовая масса одного ПЭ кг 2000
6 MTOB Масса топлива блока ПЭ кг 800
7 MTOC
Масса топлива, расходуем ого из емкостей централ ьной ступени на активном учас т-
ке параллельной ст упени
кг 800
8 MDSC Масса деталей сцепки ПЭ и
ЦС кг 6
9 RPPB Тяга ДУ блока ПЭ в пустоте Н 5Е5
10 I0P Уде льный импульс у земли м/с 2400
11 IPP То же в пустоте м/с 2800
12 RASH Расход топлива блока ПЭ кг/с 200
13 TAU Время работы ДУ с 50
14 DSOP Диаметр описанной окру ж- ности параллельной ступ. м 3
15 DSAE Эквивалентный аэродинами -
ческий диаметр пар аллел ь- ной ступени
м 2
16 DSEQ
Диаметр окружности с пло -
щадью, равной сумме пл о- щадей миделевых сечений ПЭ и ЦС
м 2,5
*) В таблице использованы следующие сокращения для обозначения
элеме нтов параллельой компоновки ступени РБ: ЦС – центральный элемент
параллел ьной комп оновки; ПЭ – боковой элемент. Несколько ПЭ образуют блок.

О Г Л А В Л Е Н И Е

П р е д и с л о в и е ................................ ................................ ................................ ........ 3
1. НАЗНАЧЕ НИЕ ПАКЕТА ................................ ................................ ......................... 4
2. ОПИСАНИЕ ДЕЙСТВИЙ ПР И РАБОТЕ С ПРОГРАММО Й RB _DAT .EXE ..... 5
3. ОПИСАНИЕ ФАЙЛОВ С ИС ХОДНЫМИ ДАННЫМИ И Р ЕЗУЛЬТАТА -
МИ Р АСЧЕТОВ ................................ ................................ ................................ ..... 25
3.1. Коды, используемые в файле KOD _ZD .DAT ................................ ............... 25
3.2. Описание файла SSS .DAT ................................ ................................ .............. 30
3.3. Описание файла REZ .DAT ................................ ................................ ............. 32
3.4. Описание файла TRAC .DAT ................................ ................................ .......... 37
3.5. Описание работы пакета прикладных пр ограмм ................................ .......... 42
4. ОПИСАНИЕ МОДЕЛЕЙ ПАК ЕТА ПРИКЛАДНЫХ ПРОГ РАММ
САПР РБ ................................ ................................ ................................ ................. 43
4.1. Модель траектории ................................ ................................ ......................... 43
4.2. Модель массы ракеты ................................ ................................ ..................... 50
4.3. Модель оптимизации параметров ракеты ................................ ..................... 79
4.4. Модель эффективнос ти ................................ ................................ .................. 84
4.5. Модель стоимости ................................ ................................ ........................... 87
5. ЗАМЕЧАНИЯ И ОШИБКИ, ВОЗНИКАЮЩИЕ ПРИ ВЫП ОЛНЕНИИ
РАСЧЕТОВ ................................ ................................ ................................ ............. 88
Библиографический список ................................ ................................ ........................ 92
П р и л о ж е н и е . Таблицы характеристик РБ и структурных элементов .......... 93







Исако:e_dk_cE_hgb^h\bq

Пакет прикладных программ САПР баллистических ракет
и р акет -носителей космических летательных аппаратов


Редактор Г.М. Звягина Корректор Л.А. Петрова
Подписано в печать 14.10. 2014 . Формат бумаги 60х84/16. Бумага докумен тная. Печать трафаретная. Усл. печ. л. 6,4 . Тираж 50 экз. Заказ № 151 . Балтийский государст_ggucl_ogbq_kdbcmgb\_jkbl_l
Типография БГТУ
190005, С. -Петербург, 1 -я Красноармейская ул., д.1