При решении задачи оптимизации получены следующие данные:
- масса полезной нагрузки mПН=965,971 кг
- масса топлива на перелет mт=4864 кг
- масса двигателя mдв=23,725 кг
- диаметр обтекателя Dоб=3 м
- радиус зоны полезной нагрузки RПН=1,35 м
- радиус сечения торового бака горючего rtor=0,303 м
- радиус торового бака горючего Rtor=0,7 м
- длина цилиндрического бака окислителя Lpc=0,465 м
- высота шарового сегмента hc=0,1 м
- радиус сечения тора приборного отсека rtor=0,26 м
- радиус тора приборного отсека Rtor=2,7 м
В процессе выполнения данной работы была достигнута цель оптимизации основных показателей качества и разработана конструктивно-компоновочная схема. Актуальность данной задачи очевидна, т.к. существует необходимость усовершенствования разгонного блока, а именно – уменьшение его габаритных и массовых показателей и достижение максимальной экономии топлива.
Однако данная конструктивно-компоновочная схема не вполне рациональна. Приборный отсек и баки горючего и окислителя находятся на большом расстоянии друг от друга. Это расстояние можно уменьшить, приблизив их. Тем самым мы сможем уменьшить длину разгонного блока, и, как следствие, его объем, занимаемый под обтекателем ракеты-носителя.
Можно также изменить массовые коэффициенты ПГС, служебных систем и несущих конструкций с целью увеличения массы полезной нагрузки. Например, можно взять значения массовых коэффициентов 0,01, а не 0,1, как при первоначальном расчете.