Выбор основных характеристик и проектного облика ракеты-носителя

Размещено на http: //www. allbest. ru/

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет)»

Кафедра летательных аппаратов

Курсовой проект по дисциплине

«Автоматизация проектирования и конструирования летательных аппаратов»

Выбор основных характеристик и проектного облика ракеты-носителя

Выполнил: студент гр. 1506 Поляков А.А.

Руководитель проекта:

профессор Куренков В.И.

2013



РЕФЕРАТ

Курсовой проект по дисциплине «Автоматизация проектирования и конструирования летательных аппаратов»

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СТАТИСТИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ, ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПОТРЕБНАЯ ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ, ТОПЛИВО, МАССА, КОМПОНОВКА, РАКЕТНЫЙ БЛОК, ХВОСТОВОЙ ОТСЕК, ТОПЛИВНЫЙ БАК, МЕЖБАКОВЫЙ ОТСЕК, ПРИБОРНЫЙ ОТСЕК, ПЕРЕХОДНЫЙ ОТСЕК, ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА, ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ, ТВЕРДОТЕЛЬНАЯ МОДЕЛЬ, SOLID WORKS, ВЕСОВАЯ СВОДКА, ЦЕНТРОВОЧНАЯ ВЕДОМОСТЬ, БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ, КОНСТРУКЦИЯ, ФУНКЦИОНИ-РОВАНИЕ, СИСТЕМА АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ, ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА, СИСТЕМА КРЕПЛЕНИЯ И РАЗДЕЛЕНИЯ.

Собраны и обработаны статистические данные по ракетам-носителям заданного класса. Разработаны тактико-технические требования для проектируемой ракеты-носителя, рассчитана потребная характеристическая скорость. Осуществлен выбор топлива ракетных блоков и определена стартовая масса ракеты. Вычислены объемно-габаритные характеристики, разработана компоновочная схема и построена твердотельная модель ракеты-носителя в системе SolidWorks. Рассчитаны массы основных элементов конструкции, координаты центра масс и моментов инерции ракеты-носителя. Проведен выбор бортовых систем и описано их функционирование.

ракета бортовой скорость топливо



1. СБОР И ОБРАБОТКА СТАТИСТИЧЕСКИХ ДАННЫХ ПО РАКЕТАМ-НОСИТЕЛЯМ ЗАДАННОГО КЛАССА

Поскольку на отлётную орбиту к Марсу требуется вывести полезную нагрузку массой 70 тонн, то необходимо производить сбор данных по сверхтяжёлым ракетам-носителям.

Статистические данные представлены в таблицах 1.1 и 1.2 .

В этих таблицах приняты следующие обозначения:

- высота в апогее, км;

- высота в перигее, км;

- удельный импульс (эффективная скорость истечения газа в двигателе i-й ступени), м/с;

- теоретическая конструктивная характеристика блока i-й ступени (- масса конструкции ракетного блока i-й ступени (без топлива);

- масса блока i-й ступени (полностью заполненной топливом);

- масса топлива ракетного блока i-й ступени;

- расчетная конструктивная характеристика блока 1-й ступени (головной обтекатель условно относится к массе ракетного блока первой ступени потому, что он сбрасывается, как правило, сразу же после отделения ракетных блоков первой ступени; если ракетных блоков первой ступени несколько, то масса ГО распределяется на них поровну; - масса головного обтекателя);

- коэффициент незабора топлива;

- начальная перегрузка i-й ступени;

- тяга двигателя i-й ступени, кН;

- начальная масса i-й ступени;

- ускорение силы тяжести, м/с;

- относительная масса полезной нагрузки ракеты;

(или )- стартовая масса (начальная масса 1-й ступени);

- масса полезной нагрузки;

- число Циолковского i-й ступени;

-

отношение массы i-й ступени ракеты к массе ее полезной нагрузки;

- нагрузка на мидель, кг/м²;



- площадь миделя ракеты, м²;

- относительная масса двигателя i-й ступени;

- масса двигателя i-й ступени;

- относительная масса окислителя в блоке i-й ступени;

- масса окислителя ракетного блока i-й ступени;

- масса горючего ракетного блока i-й ступени;

- относительная масса приборов в блоке i-й ступени;

- масса приборов в блоке i-й ступени;

- удлинение ракеты;

- полная длина ракеты, м;

- диаметр ракеты, м;

- удлинение блока i-й ступени;

- длина ракетного блока i-й ступени;

- диаметр блока i-й ступени.



2. РАЗРАБОТКА ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИХ ТРЕБОВАНИЙ

Разработка тактико-технических требований (ТТТ) к конкретной проектируемой ракете-носителю базируется на общих технических требованиях, предъявляемых к разрабатываемым ракетам-носителям.

Тактико-технические требования представлены в табл.

Таблица 1 Тактико-технические требования

Наименование пунктов	Обоснование
1. Требования по назначению
1.1. Тип ракеты - ракета-носитель	Задание
1.2. Назначение - запуск непилотируемого космического аппарата (КА)	Задание
1.3. Масса полезной нагрузки 30 т	Задание
1.4. Параметры орбиты: - высота в перицентре - 200 км; - высота в апоцентре - 200 км; - угол наклона орбиты - 51,6 град.	Задание
2. Требования к надежности
2.1. Вероятность безотказной работы - не ниже 0,99 с доверительной вероятностью 0,9	Результаты расчетов по нормированию надежности
3. Требования к эксплуатации, удобству технического обслуживания, ремонту и хранению
3.1. Пуск ракеты-носителя производить с космодрома Байконур	Решение Генерального конструктора
3.2. Диапазон температур при пуске: от -40 до +40 С°	Требования ОТТ в части эксплуатации
3.3. Относительная влажность при пуске от 30 до 90 %	Требования ОТТ в части эксплуатации
3.4. Наибольшая скорость ветра при пуске не более 15 м/с	Требования ОТТ в части эксплуатации
3.5. Сборку ракеты проводить на технической позиции	Требования ОТТ в части эксплуатации
3.6. Сборку ракеты проводить в МИК в горизонтальном положении	Опыт эксплуатации
3.7. Обеспечить подход к блокам оборудования без расстыковки отсеков	Требования ОТТ в части удобства техобслуживания
Наименование пунктов	Обоснование
3.8. Допустима расстыковка блоков ракеты для замены крупногабаритных составных частей РН	Требования ОТТ в части удобства технического обслуживания
3.9. Время сборки РН и подготовки к вывозу из МИК - не более 10 суток	Требования ОТТ в части хранения
3.10. Хранение ракеты в собранном состоянии не более 30 суток	Требования ОТТ в части хранения
3.11. Заправку ракеты проводить перед стартом	Криогенные компоненты топлива
3.12. Время на приведение РН в готовность к запуску на стартовом комплексе. - не более 1 суток
3.13. Относительная влажность при хранении: от 30 до 90 %	Требования ОТТ в части хранения
3.14. Хранение ракеты - по блокам в пыле-влагонепроницаемой укупорке	Требования ОТТ в части хранения
3.15. Длительное хранение ракеты осуществлять в специальном хранилище	Требования ОТТ в части хранения
3.16. Допустимо хранение ракеты в течение 10 лет	Требования ОТТ в части хранения
3.17. Диапазон температур при хранении: от +5 до +30 С°	Требования ОТТ в части хранения
3.18. Время хранения ракеты в заправленном состоянии не более 3 суток	Криогенные компоненты топлива
4. Требования к транспортабельности
4.1. Транспортировка ракеты железнодорожным транспортом в специальном вагоне	Габариты блоков РН меньше габаритов вагона. Низкая стоимость.
4.2. Диапазон температур при транспортировке - от -40 до +40 С°	Требования ОТТ в части транспортабельности
4.3. Относительная влажность при транспортировке- от 30 до 90 %	Требования ОТТ в части транспортабельности
5. Требования к безопасности
5.1. Наличие САС
5.2. Обеспечить безопасность при изготовлении деталей, узлов РН и РН в целом	Требования БЖД
5.3. Обеспечить безопасность при транспортировке	Требования ОТТ в части БЖД при транспортировке
5.4. Обеспечить безопасность при сборке ракеты	Требования БЖД
5.5. Обеспечить безопасность при заправке ракеты топливом	Требования ОТТ в части БЖД
Наименование пунктов	Обоснование
5.6. Обеспечить безопасность при различного рода проверках ракеты	Требования ОТТ в части БЖД
5.7. На ракетных блоках нижних ступеней не допускается использовать токсичные компоненты топлива	Требования ОТТ в части экологии
6.Требования к стандартизации и унификации
Обеспечить взаимозаменяемость деталей, узлов и отсеков	Обеспечение ремонтопригодности
7. Требования к технологичности
7.1. Для баков применять высокопрочные свариваемые алюминиевые сплавы	Требования ОТТ в части технологичности
8. Конструктивные требования
8.1. Соединение ступеней - последовательное	Решение Генерального конструктора.
8.2. Длина ракеты - не более 57 м	Результаты расчета (Вначале - по прототипам)
8.3. Длина ракетного блока первой ступени не более 28 м	Результаты расчета (Вначале - по прототипам)
8.4. Диаметр ракетных блоков - 4,0 м	Результаты расчета (Вначале - по прототипам)
8.5. Предельный диаметр ракеты в собранном виде не более 4,0 м	Габаритные ограничения МИК, оборудования, СК
8.6. Обеспечить прочность ракеты при коэффициенте безопасности: - для баков 1,5; - для баллонов 2,0; - для сухих отсеков 1,2; - для ответственных силовых узлов 2,0	Требования ОТТ в части конструктивных требований по прочности
8.7. Двигатели на жидком топливе	Обеспечение точности выведения КА
8.8. Топливо: первая ступень: окислитель - жидкий кислород; горючее - керосин РГ-1; вторая ступень: окислитель - жидкий кислород; горючее - жидкий водород; третья ступень: окислитель - жидкий кислород; горючее - жидкий водород.	Опыт эксплуатации. Низкая стоимость.
Наименование пунктов	Обоснование
8.9. Баки РН должны быть герметичными. При проверке герметичности допустимо натекание не более Вт	Требования нормативно-технической документации на герметичность баков
8.10. Для негерметичных отсеков применять высокопрочные несвариваемые сплавы
8.11. Для негерметичных отсеков допускается применение композиционных материалов	Низкая удельная масса
8.12. Негерметичные отсеки РН и стыки должны быть пыле влагонепроницаемы	Требования ОТТ
8.13. Использовать теплозащиту на днищах баков с криогенными компонентами топлива	Предохранение от конденсации влаги в межбаковых и переходных отсеках
8.14. Использовать теплозащитные покрытия на конусных поверхностях ГО и переходных отсеках РН	Обеспечение теплового режима при полете РН
9. Технико-экономические требования
9.1. Стоимость затрат на разработку с учетом затрат на наземный комплекс	2000000 тыс. руб.
9.2. Стоимость изготовления опытного образца, предназначенного для ЛКИ	800000 тыс. руб.
9.3. Затраты на обеспечение пуска	300000 тыс. руб.
9.4. Предполагаемые объёмы изготовления РН в серийном производстве - 12 изделий в год	Результаты маркетинговых исследований по анализу рынка
9.5. Предусмотреть изготовление ракеты на универсальном оборудовании	Низкая стоимость
9.6. Допустимо использование в производстве уникального оборудования	Решение главного технолога
10. Требования к составным частям РН
10.1. Система наведения - активная, радиолокационная с использованием БЦВМ	Малая масса. Расширенные возможности
11. Требования к сырью, материалам и комплектующим
Применять только материалы отечественного производства	Независимость от иностранных производителей

Определение потребной характеристической скорости

Потребная характеристическая скорость ракеты-носителя определяется по следующей зависимости:



, (3.1)

где - идеальная потребная характеристическая скорость;

- потери скорости на преодоление силы тяжести Земли;

- потери скорости на преодоление аэродинамических сил сопротивления;

- потери скорости от противодавления на срезе сопла двигателя;

- приращение характеристической скорости на проведение i-го маневра;

n - количество маневров.

На начальных этапах расчета можно принять

. (3.2)

Расчет потребной характеристической скорости РН, необходимой для вывода КА на круговую опорную орбиту

Рассчитаем потребную характеристическую скорость РН, необходимую для вывода КА на круговую опорную орбиту высотой 200 км:

,

где - гравитационная постоянная Земли;

- радус-вектор опорной (круговой орбиты);

R_З - средний радиус Земли (6371 км).

Радиус-вектор опорной (круговой) орбиты вычисляем по зависимости:



,

где - высота опорной орбиты.

Наиболее рациональной схемой межпланетных полетов считается гомановский переход космического аппарата с орбиты Земли на орбиту Марса (рис. 1).

Рисунок 1 Гомановский переход с орбиты Земли на орбиту Марса

32·10²⁰ м³ /с² ;

1,496·10¹¹ м;

2,278·10¹¹ м.

Рассчитывается полуось эллиптической межпланетной орбиты:

,



а затем скорость КА в точке перигелия межпланетной орбиты

.

Учитывая, что абсолютная скорость Земли относительно Солнца равна , можно получить необходимое приращение характеристической скорости (избыточную скорость) для перевода КА с земной орбиты на межпланетную траекторию:

.

Приращение характеристической скорости для разгона межпланетного космического аппарата с учетом притяжения Земли

Если полный разгон КА совершить не на границе действия Земли, а как можно ближе к земной поверхности, то для перехода на межпланетную траекторию можно сэкономить необходимую для этого перехода добавочную скорость. Действительно, если телу сообщить скорость, большую, чем скорость освобождения, то тело не только выйдет из сферы действия Земли, но будет иметь там некоторую скорость, которую называют избыточной или остаточной.

Из механики космического полета известно, что стартовая скорость связана со второй космической скоростью (скоростью освобождения) и избытком скорости движения КА по гиперболической траектории следующей формулой:

.



Следовательно, если на опорной орбите сообщить космическому аппарату стартовую скорость

,

то он после ухода из сферы притяжения Земли будет иметь избыточную скорость (при движении по гиперболической траектории), равную 2,797 км/с. Эта скорость позволит ему попасть на переходную гомановскую траекторию к Марсу.

Таким образом, характеристическая скорость для старта с опорной орбиты на межпланетную орбиту будет

.

Характеристическая скорость для вывода космического аппарата на межпланетную траекторию полета к Марсу с учетом старта с земной поверхности составит:

.

Выбор топлива

Выбор топлива при проектировании ракет имеет особое значение, так как топливо в основном определяет тип применяемого двигателя, массу и габариты ракеты.

Следует иметь в виду, что 80-92% стартовой массы ракеты приходится на долю топлива.

Выбор топлива с учетом конструктивных характеристик ракеты

В учебном пособии [1] показано, что минимальное значение отношения начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки будет соответствовать наиболее выгодному в весовом отношении топливу при фиксированных значениях характеристической скорости ракеты ():

(4.1) где -

отношение начальной массы приведенной одноступенчатой ракеты к массе полезной нагрузки.

Там же получено следующее выражение для расчета значения отношения начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки :

, (4.2)

где - - характеристическая скорость;

- удельный импульс топлива;

- коэффициент безопасности;

- давление в баке;

- плотность конструкционных материалов топливных баков;

- допустимые напряжения;

- средняя плотность топлива;

- начальная перегрузка;

- относительная масса двигательной установки.

Варьируемыми параметрами будут удельный импульс топлива (w) и средняя плотность топлива .

Результаты расчета отношения начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки по формуле (4.2) приведены.



Рис. 2 Результаты расчета отношения начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки

Для расчета были приняты следующие исходные данные, одинаковые для всех расчетных вариантов:

характеристическая скорость приведенной одноступенчатой ракеты 3000 м/с;

плотность конструкционного материала бака 2700 ;

допустимое напряжение в стенке бака 200 MПа;

среднее давление в баке 0,30 MПа;

начальная перегрузка 1,5;

относительный вес двигателя 0,002.

Для приведенных исходных данных лучший показатель относительной массы полезной нагрузки получился у пары компонентов топлива: "жидкий водород - жидкий кислород".

Выбор топлива по комплексному критерию эффективности

Для проектирования современных ракет-носителей используется следующий комплексный критерий эффективности:

, (4.3) где - частные показатели эффективности;



- удельный вес i-го частного показателя эффективности;

n - количество частных показателей эффективности.

В качестве частных показателей эффективности в данном курсовом проекте выбраны следующие показатели:

- показатель, характеризующий удельный импульс топлива;

- показатель, характеризующий токсичность топлива;

- показатель, характеризующий среднюю плотность топлива;

- показатель, характеризующий стабильность топлива;

- показатель, характеризующий наличие производственной базы;

- показатель, характеризующий необходимость наличия специальной производственной базы;

- показатель, характеризующий стоимость топлива.

Расчеты по комплексному критерию эффективности проводились с использованием табличного процессора Microsoft Excel. Исходные данные и результаты расчета приведены в таблице 4.2.

Из анализа результатов видно, что лучшим топливом по данному критерию является пара: "керосин - жидкий кислород".

Рис. 3 Результаты экспертной оценки частных показателей и расчета комплексных показателей эффективности топлива



Сравнение результатов выбора топлива, выполненных по различным методикам, и выводы

Анализируя результаты расчета, делаем следующие выводы.

1. Результаты, полученные по различным методикам, не противоречат друг другу.

2. Наиболее эффективное топливо по двум критериям - «жидкий кислород - керосин».

3. Немного уступает ему пара «жидкий кислород - жидкий водород».

В данном курсовом проекте были выбраны следующие компоненты топлива:

первая ступень: окислитель - жидкий кислород;

горючее - жидкий водород;

вторая ступень: окислитель - жидкий кислород;

горючее - жидкий водород.

Размещено на Allbest.ru

...