Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - 1957, H. 21 - Transportraketer till jordsatelliter, av Björn Bergqvist
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
minsta vikt utförs så mycket mera som detta
kan varieras vid konstant behovshastighet
fölen flerstegsraket.
Beräkningsgång
Sammanfattningsvis blir beräkningsgången den
att ett visst drivmedel väljs. Därpå utförs
ban-beräkningar för vissa värden på inre
krets-baneradien H{, startvinkeln à0,
brinnslutacce-lerationen ncb och massförhållandet re samt
med stegantalet N lämpligen lika med 3 och 4.
Därefter bestämmer man först endast bästa
kombinationen av värden på
massförhållandena re genom strukturberäkningar, vilket ger
till resultat ett visst minsta värde på
viktuppoffringen Gt. Detta utförs för N = 3 och 4.
Ban-beräkningarna korrigeras så med de ernådda
bästa värdena på re och slutligen optimeras Vk
vid förnyade strukturberäkningar. Efterkontroll
företas sedan på inverkan av den inre
kretsbanan Ri och startvinkeln å0, dvs. av de
aerodynamiska lasterna och temperaturerna, på
strukturen. Alla dessa beräkningar upprepas
sedan med ändrade värden på Ru S0 och ncb
och därefter för andra tänkbara drivmedel.
Till sist erhålls för varje
drivmedelkombination ett bästa värde på behovshastigheten v
motsvarande ett minsta värde på
viktuppoffringen Gt.
Farkostens konstruktion
Farkosten som belastad kropp
En raketfarkost, speciellt en sådan helt
kon-turren typ som den aktuella, är belastad på ett
helt annat sätt än ett flygplan, fig. 3.
För raketen i uppfartsbanan behövs det
större krafter inåt i bannormalens riktning än
enbart tyngdkraftkomposanten för avkrökning
till en inre kretsbana med viktoptimal radie
Ri. Detta gäller även vid måttliga
banstart-vinklar S0. Dessa krafter utgörs för det första
av inåtriktade luftkrafter L som framkallas
genom underställning av farkostaxeln relativt
bantangenten. Luftkrafterna angriper i
tryckcentrum TC som ligger framför tyngdpunkten
TP. Deras moment måste balanseras av en mot
farkostaxeln vinkelrät dragkraftskomposant Fn
som också verkar inåt bannormalen. L + Fn
uppgår maximalt till 1—2 gånger tyngdkraften.
Lastfaktorn ncb vid brinnslut är normalt 4—8
gånger jordaccelerationen. Den bantangentiella
dragkraften Fa blir härigenom mångfaldigt
större än luftmotståndet AJ. Den accelererande
kraften i bantangentens riktning är alltså
åtskilligt större än den böjpåkännande.
En flygplankropp däremot utsätts vid det för
kroppen och vingarna mest kritiska fallet,
upptagning ur dykning, för en böjpåkännande kraft
som uttryckt i multiplar av tyngden G är
ungefär lika stor som lastfaktorn ncb för en raket.
Däremot är här i allmänhet dragkraften F ej
mycket större än M och den bantangentiella
accelerationen alltså ringa.
Raketkroppen utsätts därför för böjmoment
som är många gånger mindre i relation till de
494 TEKN ISK TI DSKRI FT 1957
axiella krafterna än vad fallet är för en
flygplankropp.
Skal- och spantkonstruktion
Energiminimum kräver små värden på inre
kretsbaneradie Ri och banstartvinkel 80. Vidare
fordrar låga böjspänningar litet <50. Å andra
sidan medför en längre vistelse med större
hastigheter i tätare luftlager större
temperaturspänningar i skalväggen och även i skotten.
Skrovet kan oavsett
temperaturpåkänningar-na med fördel utföras med tvärställda spant
i stället för längsgående skott, fig. 4.
Framförallt blir då drivmedeltankarna lättare och
mindre komplicerade.
Kompromissfordringarna på Ri och å0 leder
till ett besvärligt hållfasthetsproblem för
skalväggen. För denna kan olika
konstruktionstyper tänkas. Dubbelskal erbjuder visst extra
meteoritskydd. Dess inre förstyvningar kan
utföras som svetsad, eventuellt limmad
cellkärna9 eller som längsgående profiler. Även
tvär-och längdförstyvat enkelskal är tänkbart. Yttre
isolering kan övervägas för de olika alternativen
och dess verkan står i intimt samband med
valet av material i skalplåtarna och spanten.
Fig. 3.
Dimensionerande lastsystem för
raketfarkost
och flygplan.
Fig. 4.
Schematisk stegkonstruktion.
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
