Посадочный модуль для доставки полезного груза на Луну
Основные направления работ по освоению Луны разных стран. Расчет конструктивно-каркасной схемы летательного аппарата и корпуса тормозного двигателя. Этапы технологического процесса сборки корпуса двигателя. Расчет себестоимости изготовления аппарата.
| Рубрика | Производство и технологии |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 18.01.2013 |
| Размер файла | 3,7 M |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
- Оглавление
- Список сокращений
- Введение
- 1. Конструкторский раздел. Проектирование посадочного модуля космического аппарата
- 1.1 Выбор конструктивно-компоновочной схемы
- 1.2 Выбор материалов
- 1.3 Постановка задачи проектирования
- 1.4 Модель траектории полета
- 1.5 Модель массы
- 1.6 Оценка геометрических параметров ПА
- 1.7 Обоснование выбора параметров ЖРД
- 2. Специальная часть
- 2.1 Введение
- 2.2 Модель твердотопливных ракетных двигателей
- 2.3 Постановка задачи выбора конструкции двигателя
- 2.4 Аналитический расчет двигателя
- 2.5 Расчет двигателя методом конечных элементов
- 3. Технологичесикй раздел. Технологический процесс сборки корпуса двигателя.
- 3.1 Выбор материалов
- 3.2 Технологические свойства КВМ
- 3.3 Обоснование выбора метода изготовления оболочки
- 4. Технико-экономический раздел
- 4.1 Расчет себестоимости изготовления
- 4.1.1 Материалы
- 4.1.2 Основная заработная плата производственных рабочих
- 4.1.3 Дополнительная заработная плата
- 4.1.4 Премиальные доплаты
- 4.1.5 Отчисления на социальные нужды
- 4.1.6 Расходы на подготовку и освоение производства
- 4.1.7 Износ инструментов и приспособлений
- 4.1.8 Расходы на содержание и эксплуатацию оборудования
- 4.1.9 Общепроизводственные расходы
- 4.1.10 Цеховые расходы
- 4.1.11 Прочие производственные расходы
- 4.1.12 Внепроизводственные расходы
- 4.2 Калькуляция себестоимости
- 5. Раздел охраны труда и окружающей среды
- 5.1 Обеспечение требований охраны труда при сборке двигателя
- 5.1.1 Опасные и вредные производственные факторы
- 5.1.2 Меры по снижению ОФВП
- 5.1.3 Общие требования безопасности
- 5.1.4 Обеспечение требований охраны окружающей среды
- 5.2 Расчет строповочного устройства
- 5.3 Пожарная профилактика сборочного цеха
- 5.3.1 Общие положения
- 5.3.2 Мероприятия по предупреждению пожаров и загораний
- 5.3.3 Средства и способы тушения пожаров
- 5.3.4 Мероприятия по защите людей
- 5.4 Обеспечение работоспособности в условиях чрезвычайных ситуаций
- Библиографический список
- Список сокращений
БКС - бортовая кабельная сеть
ДУ - двигательная установка
ЖРД - жидкостный ракетный двигатель
ЖЦ - жизненный цикл
КА - космический аппарат
КДУ - корректирующая двигательная установка
КМ - композицоннный материал
НК - несущий крмплекс
ПА - посадочный аппарат
ПДУ - посадочная двигательная установка
ПМ - посадочный модуль
ПН - полезная нагрузка
РДТТ - ракетный двигатель твердого топлива
РБ - разгонный блок
СС - средства связи
СЭ - система энергообеспечения
ЦС - целевая система
Введение
Спустя более половины столетия после первого полета в космическое пространство, человечество постоянно стремится пойти дальше, изучить больше и открыть новое. Десятки спутников и зондов помогают человеку в этом, ежедневно давая важную информацию об изменениях и всех протекающих процессах на космических объектах. Научный прогресс в кооперации с этой информацией позволяет людям создавать машины, способные достичь ранее невозможных высот и далей. Ведь всего пару веков назад никто не мог представить себе реальность пребывания человека в космосе, на Луне, а сейчас нельзя отрицать, что через пару столетий прогуляться по лунной поверхности будет наравне с походом в магазин или выездом на природу.
На сегодняшний день, постоянное пребывание человека в космосе стало весьма обычным явлением. Создание Международной космической станции можно по праву считать величайшим творением рук человека, и нельзя недооценить ее вклад в изучении природы космоса. Следующая цель - освоение Луны. И речь не о высадке человека или разведовательных станций, а полноценное освоение лунной поверхности и использование всех ее возможностей для дальшейшего изучения и продвижения научной мысли за пределы Солнечной системы, а также решений «земных» проблем, в частности, энергетических.
Луна из-за своего близкого расположения, изученности, отсутствием атмосферы может стать ключевой точкой для отправки грузов в более отдаленные части космоса. Именно поэтому создание лунной орбитальной и поверхностной баз является важной задачей современности. Даже несмотря на огромную экономическую затратность, это шаг неизбежен, впрочем, в дальнейшей перспективе он будет не только самоокупаем, но и сверхприбылен, важно только правильно сопоставлять научные и технические возможности с реалиями современной экономической политики.
Несколько слов об энергетической части освоения спутника. На Луне обнаружены большие запасы гелия-3, газа, который образуется на Солнце в процессе термоядерных реакций. Вместе с солнечным ветром он попадает на поверхность Луны и оседает там, в поверхностном слое грунта - реголите (на Земле этому процессу препятствует атмосфера и магнитное поле). При переработке гелия-3 высвобождается в десятки тысяч раз меньше нейтронов, индуцирующих радиоактивность в конструктивных элементах реакторов, а эффективность реакции в два раза выше, чем в самом совершенном ядерном реакторе. В январе 2006 г. Николай Севастьянов, бывший президент РКК «Энергия» официально объявил, что главной целью российской космической программы будет добыча на Луне гелия-3, и планы по строительству постоянных лунных станций к 2015 году, и промышленной добычи изотопа к 2020 году. Осуществлять полеты планировался на многоразовом корабле «Клипер», оказывать помощь в строительстве лунной базы межорбитальный буксир «Паром». Однако официальных сведений об этих планах до сих пор не поступало, а на «Клипер» было прекращено финансирование, и проект закрыли.[5]
По оценкам ученых, один квадратный километр лунной поверхности содержит 70 кг гелия-3 (на всей же Земле его - не более 500 кг), а стоимость 1 килограмма оценивают в 30 миллионов долларов США. Для его извлечения лунный грунт нужно нагревать примерно до температуры 600 градусов. Затем из всего гелия необходимо выделять изотоп гелий-3 и сжижать его для отправки на Землю. По оценкам ученых, затраты на межпланетную доставку гелия-3 в десятки раз меньше, чем стоимость вырабатываемой сейчас на атомных электростанциях энергии.
Запасы гелия-3 на Луне пополняемы - он постоянно продолжает поступать с солнечным ветром. После исчезновения запасов угля, газа, нефти и урана на Земле гелий-3 станет самым перспективным источником энергии, а его переработка экологически более безопасна, чем использование атомных станций. Основная проблема состоит в труднодостижимом создании условий для протекания термоядерных реакция с участием гелия-3. Но ввиду бурно развивающихся технологий и исследованию энергии атома, и эту преграду можно будет вскоре преодолеть.
Поэтому понятно, что сегодня страны, интенсивно ведущие космические исследования, уже завершают подготовку национальных программ промышленного освоения Луны .
Так, в планах США в 2008 - 2011 годах провести с помощью автоматических станций картографирование лунной поверхности, разведку ресурсов, которые можно использовать для пилотируемого этапа, и выберут места посадки спускаемых аппаратов. А уже в 2018 году планируется пилотируемая экспедиция на Луну и к 2020 году - создание обитаемых баз. Проект «Созвездие» -- комплексный проект, в рамках которого разрабатывалась новая космическая техника и планировалось создание необходимой инфраструктуры для обеспечения полётов нового космического корабля к МКС, а также полётов на Луну, создания постоянной базы на Луне и в перспективе полётов н Марс. В начале февраля 2010 программа была официально свернута[1] решением 44-го президента США Барака Обамы в связи с пересмотром подхода к реализации космических миссий и недостатком финансирования, вызванным мировым финансовом кризисе и рекордным дефицитом бюджета США.
Индия запустила на окололунную орбиту спутник «Чандраян» с лунным ударным зондом, оснащенным 12 научными прибовами из разных, стран с целью составления карты поверхности Луны, исследования лунных минералов и поиска воды и гелия-3. Стоимость спутника $83 млн.
Китаем в 2007 году запущен на орбиту Луны исследовательский зонд Чанъэ-1, который провел стереосъемку поверхности, определил состав грунта, установил его глубину и исследует космическую среду между Землей и Луной. Затем на Луну отправятся спускаемые аппараты и луноходы (2012 год), а потом и аппарат, который возьмет пробы грунта и доставит их на Землю (2017 год).
Япония намечает отправку на Луну трех беспилотных космических аппаратов. В 20-х годах Япония планирует высадить на Луне своего человека, а в 30-х приступить к строительству обитаемой станции на трех человек.
Европейское космическое агентство в 2020 - 2025 годах высадит на Луне астронавтов. Впрочем, ESA, как явствует из ее пресс-релизов, больше сосредоточена на Марсе.
На рассмотрении «Роскосмоса» находится программа по освоению Луны (2009 - 2015 годы). Планируется запустить орбитальный лунный спутник для разведки запасов полезных ископаемых, доставить на Луну луноход для сбора проб грунта и отправки их на Землю. Затем планируется создать на Луне научно-исследовательский полигон для отработки методик переработки лунного грунта, доставки полученных материалов на Землю, а также проведения научных и технологических исследований. Планируются и две пилотируемых экспедиции: орбитальная и посадочная.[26]
Характеристики вновь проектируемых посадочных аппаратов и конструктивные схемы посадочных устройств (ПУ) определяются полнотой наших знаний об условиях посадки на исследуемое тело и сложившимся уровнем развития техники.
Впервые посадочные аппараты (ПА) использовали для изучения Луны, когда были неизвестны рельеф, физико-механические характеристики ее поверхности и не отработан процесс прецизионного торможения.
Это предопределило создание ПА с всенаправленной амортизацией: пневматической («Луна - 9, 13») и бальзовой («Рейнджер - 4, 6, 9»). Эти ПА, способные воспринимать удар о поверхность любой частью корпуса, имели малую массу и высокие посадочные скорости (особенно горизонтальную составляющую).
В дальнейшем всенаправленная амортизация (являющаяся одновременно и теплоизоляцией) использовалась для возвращаемых на Землю аппаратов («Луна - 16, 20, 24») и в первых советских автоматических межпланетных станциях для исследования Марса («Марс - 3 ,6») и Венеры («Венера - 4, 8»).
летательный аппарат двигатель корпус
Всенаправленная амортизация сочетала достаточную энергоемкость с малой массой и объемом, но не позволила применить совершенную научную аппаратуру, рассчитанную на небольшие посадочные перегрузки и определенную ориентацию.
Создание мощной ракеты-носителя и более совершенных систем управления вместе с новыми данными о поверхности планет, позволили создать посадочные аппараты с ПУ направленного действия. Такие ПУ, работающие при ориентированном подходе ПА к поверхности, способны гасить большую кинетическую энергию посадки, обеспечить устойчивую посадку в заданное место и малый уровень посадочных перегрузок.
В настоящее время для ПА широко используются направленные ПУ рычажного и торового типов.
Существуют рычажные ПУ типа «перевернутая тренога» - станции «Луна - 16, 17, 20, 21, 24» (СССР), «Сервейер - 1, 3, 5, 7», «Викинг - 1, 2» (США) и ПУ консольного типа - лунные посадочные модули американских космических кораблей «Аполлон».
Амортизация рычажного ПУ, имеющая лишь одно направление деформации, размещается в основной стойке ПУ «перевернутая тренога» или в основной и боковых стойках ПУ консольного типа. Рост количества амортизирующих элементов всегда обусловливается ростом кинетической энергии посадки ПА.
Например, ПА «Сервейер» имели ПУ «перевернутая тренога» и амортизацию в центральной стойке;
ПА «Викинг», обладавшие большей массой и ПУ такого же типа, имели подкосы, снабженные деформируемыми ограничителями нагрузки в точках крепления.
ПА «Аполлон» имел ПУ консольного типа с деформируемыми сотовыми элементами в основной и боковых стойках.[5]
Большое количество лунных посадочных модулей по программам «Луна» (СССР) и «Рейнджер» (США) садились без управляемого спуска и не предусматривали передачу полезной информации после посадки. Первым аппаратом, использовавший мягкую посадку был «Луна-9», далее американский аппарат «Сервейер» использовался для поиска мест безопасной посадки для кораблей серии «Аполлон».
Выводы по разделу: В разделе были описаны основные направления работ по освоению Луны разных стран, рассмотрены реальные прототипы посадочных аппаратов, использовавшихся для посадки на Луну а также методы и способы амортизации при посадке.
1. Конструкторский раздел. Проектирование посадочного модуля космического аппарата
1.1 Выбор конструктивно-компоновочной схемы
Для дипломного проекта была выбрана конструктивно-компоновочная схема транспортной системы, при которой она состоит из:
· грузового отсека
· монтажной платформы
ПДУ, состоящий из однотипных тормозных РДТТ
· посадочное устройство рычажного типа с амортизаторами в тягах лап
· система управления газобаллонного типа с управляющими соплами по трем каналам
· элементы общей сборки
· БКС.
· КДУ
Основным элементом ПДУ является комплект однотипных твердотопливных ракетных двигателей, объединенных с помощью фиксирующего устройства в единый блок, который крепится к монтажной платформе. Если же вместо твердотопливных применять жидкостные ракетные двигатели, то появляются дополнительные системы, баки под горючее и окислитель и масса каждого ЖРД существенно больше массы РДТТ, что так же увеличивает стартовую массу аппарата. Применение одного ЖРД не позволит выполнять транспортировки различных масс грузов или сделает их менее эффективными, так как тяга ЖРД по величине может меняться только до 20%. И тогда создание необходимого для выполнения транспортировки суммарного удельного импульса будет возможно только за счет изменения времени работы, но это будет или увеличивать перегрузки при уменьшении времени работы двигателя или повышать суммарные гравитационные потери скорости в конце активного участка при увеличении времени работы двигателя. Применение жидких топлив опаснее и создает дополнительные трудности при их хранении и эксплуатации, а так же повышает время предстартовой подготовки. [5]
Применяемая в данном варианте система управления обеспечивает управление аппаратом на протяжении всего этапа полета, проста в исполнении и является многоразовой.
Ферма с вертикальным каркасно-силовым набором более проста в эксплуатации, при сборке ПДУ и имеет меньшую массу. [7]
1.2 Выбор материалов
К материалам, имеющим высокую удельную прочность, относятся конструкционный легкосвариваемые легированные стали, алюминиевые, магниевые и титановые сплавы и стеклопластики. Для изготовления корпусов РДТТ применяют малоуглеродистые марганцовокислые стали, а также упрочняемые и не упрочняемые термообработкой алюминиевые сплавы.
К алюминиевым сплавам, не упрочняемым термообработкой, относятся сплавы алюминия с марганцем и алюминия с магнием. Эти славы обладают сравнительно невысокой прочностью, повышенной пластичностью, хорошей свариваемостью и высокой коррозионной стойкостью. Упрочняются нагартовкой.
К алюминиевым сплавам, упрочняемым термообработкой, относятся сплавы типа дуралюмин, ковочные сплавы, свариваемые сплавы, авиаль АВ. Эти сплавы после закалки с последующим старением обладают довольно высокой удельной прочностью, которая может быть повышена нагартовкой. Пластичность и обрабатываемость таких сплавов вполне удовлетворительна и обеспечивает нормальную работу корпусов в обычных для РДТТ условиях.
Композиционные материалы (КМ) находят все большее применение в конструкции отсеков КА. Это обусловлено следующим:
• Высокими удельными характеристиками прочности и жесткости современных КМ
• Возможностью управлять прочностными и жесткостными характеристиками конструкции при сравнительно несложной технологической реализации
• Снижением трудоемкости изготовления за счет сокращения объема заготовительных, механообрабатывающих и сборочных работ, существенного упрощения оснастки для изготовления и сборки и возможностью автоматизации ряда сборочных работ.
КМ наиболее целесообразно использовать в конструкции силовых элементов двигательного отсека - балок, стрингеров, шпангоутов. [23]
1.3 Постановка задачи проектирования
Для проектирования аппарата необходимо составить математическую модель для оценки различных вариантов. После выработки нескольких технических решений и критерия оптимальности производится выбор наилучшего. Выбор того или иного случая зависит прежде всего от обозначиваемых критериев важности. Точность расчетов характеристик здесь также важна, но отступает на второе место. Модели подсистемы, каковой является транспортная лунная система, согласно требованиям системного проектирования, должны соответствовать не только собственному критерию, но и критерию суперсистемы - космического аппарата.
Математическую модель целесообразно строить на основе взвешенной декомпозированной модели массы структуры КА. Начальный вариант такой системы таков:
Целевые системы - 22-42%
Служебные системы
Системы энергообеспечения - 8-14 %
Системы обеспечения теплового режима - 4-5 % Бортовой комплекс управления - 10-18 %
Исполнительные органы системы управления движением - 10-20%
Несущий комплекс - 8-20%
Кабельная сеть 6-12%
Указаны статистические значения подсистем КА, отнесенные к его сухой массе. Более точные значения получим при конкретном изучении посадочного модуля.
Для сравнения проектно-конструкторских решений КА необходимо ввести критерий оптимальности
Где
- затраты и допустимые затраты ЖЦ КА
- стартовая масса КА и его допустимая стартовая масса
- масса целевых систем и допустимая масса целевых системы
- средняя мощность и средняя допустимая мощность СЭС
- углы ориентации КА
- время летной эксплуатации и допустимое время летной эксплуатации
РБ РБ?- безотказность и допустимая безотказность КА
Критерий (1) дополняется при включении в процесс проектирования других необходимых подсистем и показателей качества.
При расчете ПМ его состав представим в виде двух частей: целевую систему и монтажную платформу. На платформе находится служебные системы и ДУ. Получаем
ЦС+ КП(СС+ДУ)
ДУ выполняет задачи транспортной системы КА, полезной нагрузкой которой являются ЦС и СС КА. То есть:
ПН(ЦС + СС) + ДУ
Для случая КА с разгонным блоком РБ запись имеет вид:
ПН(ЦС+СС) + ДУ+ РБ[21]
1.4 Модель траектории полета
Траектории полета должны быть пролетными, а не траекториями попадания. Это вытекает из требования максимальной безопасности перелета. Траектория должна проходить на расстоянии нескольких десятков километров от Луны. Вблизи Луны тормозной импульс должен перевести корабль на окололунную орбиту ожидания. Этот маневр дает свободу в выборе места посадки, позволяет еще раз проверить надежность систем перед тем, как начнется спуск на Луну. Если возникает аварийная ситуация, корабль может вернуться с окололунной орбиты на Землю. Для этого нужно будет дополнить уже имеющуюся скорость спутника Луны в нужный момент до скорости, достаточной для полета на Землю, т.е. примерно до 2,5 км/с.
Если бы полет к Луне происходил по траектории попадания, то в случае обнаружения неисправностей следовало бы перевести корабль с помощью импульса бортового двигателя на пролетную траекторию с тем, чтобы попытаться, обогнув Луну, вернуться на Землю. Но если неисправность обнаружена вблизи Луны перед самой посадкой, то такой маневр провести невозможно. Пришлось бы срочно, погасив скорость падения, сообщить кораблю затем скорость для возвращения на Землю. Практически это трудно сделать. Однако и не всякая пролетная траектория, позволяющая вблизи Луны выйти на орбиту спутника Луны, может оказаться подходящей для доставки на Луну. Если существует неуверенность в том, что двигатель космического корабля включится при попытке перехода на окололунную орбиту, то пролетная траектория должна быть траекторией возвращения. Тогда при такой аварийной ситуации будет гарантирован «автоматический» возврат космонавтов на Землю (хотя бы при условии последующей успешной коррекции траектории). Траектории же полета к Луне, приводящие к разгону корабля и выбросу его из сферы действия Земли, несут элемент риска. [26]
Но вернемся к орбитальному движению корабля вокруг Луны. После окончательного выбора места посадки слабый тормозной импульс переводит корабль с орбиты ожидания на эллиптическую траекторию спуска. Траектория эта может быть настолько пологой, что при необходимости корабль посредством слабого дополнительного импульса может выйти на новую орбиту ожидания. Вблизи выбранного места посадки, после отделения маршевой ступени начинается окончательное ракетное торможение. Летно-конструкторская отработка аппарата для полетов к Луне проводилась в автоматическом варианте при экспериментах с советскими станциями «Зонд-4-8». При этом станции «Зонд-5-8» совершили облет Луны со спуском в земной атмосфере. Если траектория полета к Луне является облетной, то ближайшая к Луне ее точка располагается над обратной стороной Луны. Но именно в этой точке выгоднее всего сообщать тормозной импульс. В случае, если облет Луны близок к плоскому, движение по окололунной орбите должно быть обратным по отношению к обращению Луны вокруг Земли, так как сам облет совершается в обратном направлении
Если первоначальная окололунная орбита была эллиптической с периселением над обратной стороной (в точке торможения), то переход на круговую или эллиптическую орбиту выгоднее всего совершать в этой же точке, т.е. опять-таки в условиях отсутствия радиосвязи с Землей.
Траектория движения лунного транспортного аппарата можно поделить на 2 составляющие - полет с орбиты Земли до орбиты Луны и спуск на поверхность.[18] Основные допущения :
• аппарат движется в безатмосферном (безвоздушном) пространстве, потому не учитываем влияние атмосферного сопротивления и ошибок, связанных с отличием начальной тяги от пустотной;
• пренебрегаем всеми космическими силами (солнечное давление);
• расчет траектории проводится без учета кривизны Луны, то есть постоянное параллельное поле тяготения;
• аппарат рассматривается как материальная точка с постоянной массой;
• движение точки рассматривается в центральном поле тяготения;
• орбитальное движение не учитывается, но учитывается вращение Луны вокруг своей оси;
• запуск всех двигателей, обеспечивающих торможение, происходит одновременно;
• каждый двигатель после запуска работает до полного выгорания топлива, гашение зарядов и отсечка тяги не предусматривается. [5]
Рис. 1.1 Участок торможения
Движение аппарата на участке торможения начинается с положения, при котором вектор тяги направлен под углом , и горизонтальная составляющая вектора тяги увеличивается, а вертикальная уменьшается. Данному положению предшествовал доворот аппарата. Далее угол увеличивается, когда он становится более 90?, уменьшаются как вертикальная, так и горизонтальная составляющие тяги. Угол увеличивается до своего максимального значения , на этом заканчивается первая фаза торможения. На второй фазе угол начинает уменьшаться до значения 90?. За это время горизонтальная составляющая тяги уменьшается до нуля. На третьей фазе аппарат снижается перпендикулярно поверхности посадки. На программу снижения спускаемого аппарата накладываются следующие ограничения: на заданной высоте от поверхности посадки аппарат должен иметь скорость близкую к нулю, а заряды в тормозных двигателях должны полностью выгореть.[5]
Программа изменения угла выглядит следующим образом:
и - коэффициенты.
Задача о движении ПА является одной из главных задач проектирования лунных грузовых систем, исходя из их решений разрабатывается конструктивно-компоновочная схема, массовая модель, различные силовые элементы и элементы управления, поэтому точность определения траектории во многом влияет на надежность, стоимость и качество всей операции.
Теперь запишем уравнение движения на участке торможения в проекциях на ось и . Рт - сила тяги тормозного двигателя, Vп - скорость падения, - угол падения
где и - расстояние, которое пролетает аппарат на участке торможения и высота до точки посадки[18]
Однако не стоит считать траекторию единственным критерием. В процессе проектирования различные решения задач движения дают различные выходные параметры для самого аппарата, и только по комплексному критерию по массе - энергозатратам - надежности можно судить о целесообразности того или иного варианта выбора.
Отделение маршевой ступени происходит на высоте 2 километров от поверхности Луны. По команде с блока управления срабатывают заряды в 16 пиропатронах, обеспечивающих скрепление ступеней, после чего за счет реактивной тяги органов управления происходит разделение ступеней. Для предотвращения зацепления рамы маршевой ступени выпирающими элементами посадочной ступени предусмотрены 4 пары направляющих, по которым будут проходить посадочные опоры модуля.
При проектировании рассматриваем модель траектории, позволяющей оценить массогабаритные характеристики аппарата, удовлетворяющую начальной информации о нем.[5]
1.5 Модель массы
Расчет массовых характеристик проводится по принципу декомпозиции масс,
,
где - стартовая масса, - масса i-го элемента конструкции. Тогда согласно данной формуле стартовая масса запишется так
(3.1),
где
-масса полезной нагрузки;
-масса двигательной установки;
-масса системы мягкой посадки;
-масса бортовой кабельной сети.
Далее рассмотрим подробнее массы, входящие в формулу (3.1). Масса полезной нагрузки:
(3.2),
-масса груза;
-масса грузового отсека;
-масса приборного отсека;
-масса платформы.
Масса двигательной установки:
(3.3),
-масса тормозных двигателей;
-масса органов управления;
-масса фермы.
Таким образом, подставляя формулы (3.2) и (3.3) в выражение (3.1), получим полное выражение для стартовой массы:
(3.4).
Расчет проводится при следующих допущениях:
• перегрузки являются максимальными;
• перегрузки максимальны в конце активного участка;
• при расчете масс контейнеров масса груза в них максимальна;
• перевозимый груз имеет среднюю плотность, не превышающую 1500 кг/м?;
Масса грузового отсека складывается из массы контейнеров и их числа, а так же массы элементов крепления контейнеров.
Начнем с расчета массы контейнера. Контейнер представляет собой куб. Его объем определяется так , а полный объем контейнеров . Ограничим максимальную массу груза в контейнере , тогда при грузе, имеющем объем, меньший полного объема контейнеров, число контейнеров определяется по формуле и округляется до большего целого числа.
Так как массы крышки, днища и корпуса составляют основную массу контейнера, то по ним и рассчитываем его массу , - коэффициент, учитывающий массу дополнительных механизмов, амортизаторов и теплозащитного покрытия, , и - масса крышки, днища и корпуса, которые будем рассчитывать по теоретическим формулам.
Силы, действующие на крышку: осевая сила при полете на активном участке и сила веса груза, на случай, если по окончании активного участка на пассивном аппарат перевернется. Так как масса крышки на много меньше массы груза в контейнере, рассчитывать будем по силе веса груза.
, где - масса груза одного контейнера, - ускорение свободного падения на Луне. Приближенный расчет будем проводить по формулам расчета квадратной пластины с закрепленными краями, нагруженной силой. Согласно этим формулам, толщина пластины вычисляется так:
, где:
- толщина крышки;
- коэффициент запаса;
- длина стороны пластины;
- предел текучести материала.
Далее вычисляем объем крышки и ее массу , где - плотность материала крышки.
Осевая сила, действующая на днище корпуса , - осевые перегрузки. Так как контейнер днищем опирается на монтажную платформу, то напряжения, возникающие в днище, будут малы и расчет толщины днища проводится по случаю, когда производится погрузка контейнера в грузовой отсек, и на днище будет действовать сила веса груза. То есть толщина днища будет равна толщине крышки .
Осевая сила, действующая на стенки контейнера . Так как в конце активного участка угол тангажа мал, то на одну из боковых стенок корпуса действует проекция силы веса груза на нормаль к поверхности этой стенки , - угол тангажа в конце активного участка. Очевидно, что масса груза на много больше массы крышки, следовательно, во втором случае стенки нагружены сильнее и расчет толщины стенок корпуса и его массы будем проводить по силе .
Тогда масса контейнера равна .
Масса всех элементов крепления в грузовом отсеке:
, - число контейнеров.
Масса грузового отсека: .[4]
1.6 Оценка геометрических параметров ПА
В литературе по посадочным космическим аппаратам практически отсутствуют данные, позволяющие оценивать геометрические характеристики основных элементов, поэтому при оценке геометрических параметров проектируемого аппарата были приняты соответствующие параметры прототипа проектируемого аппарата - параметры аппарата Луна-16
Оценим геометрические параметры двигателя.
Объем камеры сгорания:
где - объем камеры сгорания;
- масса топлива;
- плотность топлива;
- коэффициент заполнения камеры сгорания топливом.
При принятом диаметре камеры сгорания длина камеры сгорания определится по зависимости:
Для двигателя проектируемого аппарата были проведены оценочные расчеты по геометрии заряда и критическому сечению сопла.
Оценим диаметр критического сечения сопла.
Известно выражение для коэффициента тяги твердотопливного двигателя:
где - тяга двигателя;
- давление в камере сгорания;
- площадь критического сечения сопла.
Проведем расчет критического сечения сопла:
по статистике примем
Оценим горящую поверхность заряда .
Секундный расход:
где - скорость горения топлива;
- плотность топлива.
Поверхность заряда:
10]
В таблице 1.1 приведены параметры двигательной установки
Таблица 1.1
|
Длина корпуса двигателя |
м |
0,86 |
|
|
Диаметр критического сечения сопла |
м |
0,08 |
|
|
Площадь критического сечения сопла |
м? |
0,0032 |
|
|
Площадь среза сопла |
м? |
0,14 |
|
|
Диаметр среза сопла |
м |
0,024 |
|
|
Длина докритической части сопла |
м |
0,032 |
|
|
Площадь входного сечения сопла |
м? |
0,006 |
|
|
Диаметр входного сечения сопла |
м |
0,09 |
|
|
Угол полураствора |
рад |
0,20 |
|
|
Длина расширяющейся части сопла |
м |
0,62 |
|
|
Длина сопла |
м |
0,66 |
|
|
Длина не утопленной части сопла |
м |
0,5 |
|
|
Полная длина РДТТ |
м |
1,52 |
|
|
Материал корпуса легированная сталь 30ХГСАБ |
|||
|
Диаметр двигателя |
м |
0,625 |
|
|
Масса корпуса РДТТ |
кг |
92 |
|
|
Масса сопла |
кг |
42. |
|
|
Масса одного РДТТ |
кг |
600 |
|
|
Суммарная тяга маршевых двигателей |
Н |
384000 |
|
|
Максимальная тяга одного двигателя |
Н |
81600 |
|
|
Число тормозных двигателей |
- |
4 |
|
|
Масса элементов крепления |
кг |
44 |
|
|
Масса груза |
кг |
500 |
|
|
Масса платформы |
кг |
1779 |
|
|
Радиус платформы |
м |
2,121 |
|
|
Толщина платформы |
м |
0,085 |
|
|
Масса приборного отсека |
кг |
31,5 |
|
|
Масса фермы |
кг |
595 |
|
|
Радиус фермы |
м |
1,578 |
|
|
Диаметр стержня фермы |
м |
0,005 |
|
|
Масса стержня фермы |
кг |
0,033 |
|
|
Масса БКС |
кг |
1 |
|
|
Масса двигательной установки |
кг |
2337 |
|
|
Масса органов управления |
кг |
134 |
|
|
Масса посадочного устройства |
кг |
94 |
|
|
Полная масса аппарата |
кг |
6100 |
1.7 Обоснование выбора параметров ЖРД
Расчет объема баллона и запаса газа в вытеснительной системе ЖРД.
Для наддува баков с компонентами топлива в данной схеме применяется сжатый азот, так как он не взаимодействует с основными компонентами и допускает хранение в сжатом виде.
Жидкий и газообразный азот получают из атмосферного воздуха способом глубокого охлаждения.
Газообразный азот в основном используют для создания инертной атмосферы.
Азот- относительно инертный по своим свойствам газ без цвета и запаха, плотность 1,25 кг/м3 при 273 К и давлении 101,3 кПа. Удельный объем равен 860,4 дм3/кг при давлении 105 Па и температуре 290 К.
Жидкий азот - бесцветная жидкость, без запаха с температурой кипения 77,8 К при давлении 101,3 кПа и удельным объемом 1,24 дм3/кг при давлении 101,3 кПа и температуре 77,8 К.
Для расчета объема баллона и запаса газа необходимы следующие исходные данные: общий объем бака горючего и окислителя, давление подачи компонентов или наддува баков, а также газовая постоянная и начальная температура газа.
Сначала определим объемы торовых баков.
Где V- объем бака
a - расстояние от центра круга до оси вращения
r - радиус вращающегося круга, rs - толщина стенки оболочки
Геометрические параметры баков
Rg = 280
Ro = 502
Ao = 1090
Ag = 590
Rs = 15
В итоге получаем
Vg = 1.41 м3
Vo = 4.29 м3
Начальная температура газа и газовая постоянная
T = 293 K
R = 287 ДЖ/ (кг*К)
Давление подачи компонентов из баков и начальное давление в баллоне
Pк = 2.94 МПа
Pбал = 43 МПа
Предположим, что редуктор обеспечивает нормальную подачу при разности давлений в баллоне и баке, равной
ДPред =0.67 МПа
Находим давление в баллоне к концу работы:
Pкон = Pк + ДPред = 4.94 + 0.67 = 5.61
Определим отношение начального давления в баллоне к конечному
Pкон / Pбал = 5.61 / 43 = 0.13
Для этого отношения коэффициенты с1 = 0.61 и с2 = 0.79
Vb = Vg +Vo = 5.9 м3
Vgaz = 0.894 м3
Mgaz = 225.8 кг
Определение объёма КС
Для этого воспользуемся формулами определения объёма по условному времени пребывания компонентов в КС.
Условное время пребывания компонентов в области горения
Принимаем значение
пр=0.005 с
= 0,28 м3
Газовая постоянная
287 Дж/(кг·К)
Определение длины и диаметра камеры:
Пусть, где c - конструктивная постоянная. Тогда
отсюда
задаем с = 1,1
Dк = 0.212 м и lк = 0.233 м
Найдем радиус критического сечения и проверим, выполняется ли условие
Отсюда
Dкр = 0.082 м
Rкр = 0.041 м [8]
В качестве топливных компонентов выбираем Тонку и АК-27.Топливо характеризуется высоким газообразованием, небольшим периодом задержки воспламенения, сравнительно невысокими температурой и теплотой сгорания, высокой химической стабильностью при хранении, позволяет длительное время держать ракеты в заправленном состоянии в полной готовности к пуску.
Окислитель АК-27.
Окислители на основе азотной кислоты и азотного тетраксида, являющиеся растворами азотного тетраксида в азотной кислоте, применяются уже давно. Так как в составе технических продуктов, как правило, имеется вода в количестве от 2-6%, то смеси из азотной кислоты и азотного тетраксида являются тройными и относятся к категории многокомпонентных. Так смесь из 71% НNO3, 27% N204 и 2% Н20 может рассматриваться как система со значительно лучшими показателями, чем у ее основных компонентов. Температура кристаллизации около 233 К, кипения--около 321 К, плотность 1,61 г/см3 а теплопроизводительностью на 10--12% выше, чем у азотной кислоты. Однако, токсичность такой смеси ближе к токсичности азотного тетраксида, а коррозионная активность -- к аналогичному свойству азотной кислоты. Конструкционные материалы те же, что и для азотной кислоты. Окислитель обеспечивает надежное самовоспламенение с аминами со значениями периода задержки воспламенения, не превышающими 0,03 с.
Горючее ТГ- 02 (Тонка-250)
Тонка представляет собой смесь из 50% алифатического и 50% ароматического аминов -- триэтиламина и ксилидина. При нормальных условиях это жидкость желтоватого цвета, прозрачная. При длительном хранении темнеет и приобретает буроватый оттенок. Имеет характерный запах, напоминающий запах аммиака.
Плотность тонки в среднем равна 0,847 г/см3 и меняется с температурой в пределах от 0,81 г/см3 при 325 К (52° С) до 0,9 г/см3 при 225 К (--52° С). Тонка обладает еще одним очень важным и полезным свойством: период задержки воспламенения ее меняется в зависимости от изменения состава окислителя и практически колеблется в пределах от 0,021 до 0,028 с (по приборному методу). Коррозионная активность тонки несколько выше, чем триэтиламина и ксилидина, но практически для сталей, алюминия и его сплавов ограничений нет. Не рекомендуется применять медь и латунь, так как они недостаточно стойки. Прокладочными материалами могут служить, как обычно, фторопласты, хлорвинил допускается паронит. Тонка в условиях герметизации -- стойкая при хранении жидкость. По пожароопасности тонка ближе к триэтиламину и при подогреве выше 825 К (550° С) самовоспламеняется на воздухе
Выводы по разделу: В конструкторском разделе была выбрана конструктивно-каркасная схема аппарата, построена модель массы, проанализирована траектория движения и посадки, а также оценены геометрические параметры аппарата.
2 Специальная часть
В специальной части дипломного проекта будет рассмотрен тормозной двигатель твердого топлива ПА.
2.1 Введение
На практике космических полетов тормозные ракетные двигатели применяются для решения задач:
Посадки космического объекта на небесное тело
Перевода космического объекта с пролетной орбиты на орбиту искусственного спутника.
Рациональный вариант тормозного РД, его тип, конструкция, параметры выбираются, исходя из соответствующих внешних условий и потребных затрат энергии.
В случае обеспечения маневров посадки КО на Луну вся энергия, необходимая для выполнения операции, запасается в виде топлива на борту ракетного двигателя КО или его бортовой ракетной ступени. Характеристические скорости для таких операций очень высокие, для Луны она составляет порядка 2500 м/с. Поэтому для ее гашения используются тормозные РДТТ.[19]
2.2 Модель твердотопливных ракетных двигателей
Расчет ТРД опирается на проведенный расчет твердотопливного заряда. Из данного расчета берутся габариты заряда, диаметр и его длина , форма заряда, тяга при заданном давлении в камере сгорания и на срезе сопла , удельный импульс , расход и температура процесса горения топлива в КС и температура на срезе сопла .
Корпус камеры сгорания представляет собой гладкий цилиндрический отсек со стыковочными шпангоутами с двух сторон, к которым крепятся днища. Следовательно, разделим корпус на три элемента: гладкий цилиндрический отсек со шпангоутами с двух сторон, и два днища, и найдем их массу из расчета на прочность.
В качестве расчетного случая гладкого отсека выбирается случай его расчета на прочность при нагружении внутренним давлением, так как оно очень велико, и напряжения будут заметно больше, чем при расчете на устойчивость. По этой же причине пренебрегаем действием осевой сжимающей силы и изгибающим моментом, так как габариты двигателя не столь велики. Напряжения в гладком отсеке будем определять по безмоментной теории, где меридиональные напряжения и тангенциальные , - радиус двигателя, - толщина стенки корпуса, - коэффициент запаса, - коэффициент учитывающий нагрев корпуса, - изменение давления продуктов сгорания с высотой . Выбираем эквивалентное напряжение по третьей теории прочности, то есть , если напряжения разных знаков и , если напряжения одного знака.
Толщину стенки корпуса будем рассчитывать по второму случаю, приравняв эквивалентные напряжения к пределу текучести материала корпуса , тогда , - масса гладкого отсека корпуса, -объем гладкого отсека, - плотность материала корпуса .
Рис. 2.1. Расчетная схема корпуса КС цил.отсека и днища
Выбор конструкции днищ обусловлен их габаритными характеристиками, а именно высотой их выступа и их массами, при которых данная конструкция должна выдерживать напряжения, возникающие в ней в результате воздействия давления в КС. Сферические днища имеют меньшую массу по сравнению с другими конструкциями днищ. Днища так же будут рассчитываться на прочность при нагружении их внутренним давлением.
Тангенциальные и меридиональные напряжения в днище одинаковы, потому толщина рассчитывается следующим образом
,
где - радиус днища, - коэффициент запаса. Радиус днища будем рассчитывать через его относительное выступание , - высота выступа днища, - радиус двигателя (см. Рис.3.2.7, б).
Тогда
,
а масса днища
,
масса минимальна при относительном выступании днища . Масса корпуса двигателя , масса сопла , и полная масса корпуса двигателя , где - коэффициент, учитывающий массу теплозащитного покрытия и неучтенных элементов конструкции. Масса двигателя , где - масса твердотопливного заряда.
Далее перейдем к расчету габаритов двигателя. Для этого задаемся коэффициентом утопленности сопла и углом полураствора сопла . Длина корпуса . Далее считаем параметр , при постоянной адиабаты .
Площадь критического сечения сопла
,
- универсальная газовая постоянная.
Диаметр критического сечения сопла .
Коэффициент тяги РДТТ .
Геометрическая степень расширения сопла .
Площадь среза сопла .
Диаметр среза сопла .
Длина докритической части сопла .
Площадь входного сечения сопла .
Диаметр входного сечения сопла .
Длина расширяющейся части сопла .
Полная длина сопла и длина не утопленной части сопла .
Полная длина двигателя .[17]
2.3 Постановка задачи выбора конструкции корпуса двигателя и заряда ТРТ
Как уже говорилось выше, варьируя диаметр и длину заряда, диапазон варьирования, которых задается из условия удобства эксплуатации, ширину и длину щели, а так же число , получаем заряды с различными геометрическими параметрами, а значит различными по величине площадями горения и, следовательно, с различными тягами.
Рис.2.2 Общая схема двигателя
Далее, задавая различные тяги и минимальное время горения заряда, рассматриваем заряды с такими тягами по величине и таким временем горения, которые удовлетворяют поставленным условиям. После чего моделируется горение зарядов с помощью составленной модели горения, основанной на законе горения заряда по эквидистанте. В каждый момент времени считается и запоминается площадь горения, массовый расход и соответственно тяга. После того, как заряд прогорит, сопоставляется полученная зависимость тяги от времени с постоянной по времени тягой. И с помощью метода наименьших квадратов и заданных граничных величин отклонений тяг выбирается заряд с наименьшим отклонением тяги по времени от постоянной тяги.[17]
2.4 Аналитический расчет двигателя
Проектировочный расчёт закончен. Произведён расчёт толщины обечайки и днищ, соединения деталей корпуса.
Исследования краевых зон
Рис. 2.3. Схема нагружения распорного узла
2.5 Расчет двигателя методом конечных элементов
Приложение 1. Расчёт краевого эффекта в распорном узле в пакете прикладных программ ANSYS
Метод конечных элементов - численный метод решения прикладных инженерных задач. Сущность метода заключается в аппроксимации исследуемого тела некоторой моделью, которая представляет собой совокупность элементов с конечным числом степеней свободы. Эти элементы взаимосвязаны только в узловых точках, куда прикладываются фиктивные силы, эквивалентные поверхностным напряжениям, определённым по границам элементов. Данным методом можно решать сложные задачи, аналитическое решение для которых определить затруднительно. Однако, МНК - это лишь инструмент, использовать который надо аккуратно, т.е. по возможности проверять результаты расчёта аналитическими формулами.
Одним из наиболее мощных программных продуктов является ANSYS, в котором и был произведён проверочный расчёт.
Для назначения характеристик материала шпангоута нужно воспользоваться пунктом главного меню Preprocessor - Material props - Material models. В появившемся окне Define material model behavior в правом окне выбираем последовательно Structural - Linear - Elastic - Isotropic.
Ограничения и нагрузки в ANSYS задаются с помощью главного меню Preprocessor - Loads. Модель нагружена внутренним давлением. Нагрузка давлением осуществляется пунктом меню Preprocessor - Loads - Define loads - Apply - Struсtural - Pressure - On area, после чего выбирается поверхность и вводится значение давления.
Далее необходимо закрепить модель. Пункт главного меню Preprocessor - Loads - Define loads - Apply - Struсtural - Displacement - On line. После выбора линий и нажатия ОК в появившемся окне нужно задать тип закрепления, то есть ограничения перемещений.
По окончании расчёта ANSYS выведет сообщение Solution is done! Теперь необходимо просмотреть результаты расчёта.
Рис. 2.4 Результаты расчёта зоны краевого эффекта в зоне «днище-распорный узел»
Рис 2.5 Результаты расчёта зоны краевого эффекта зоне «цилиндр-распорный узел»
Видно, что максимальное различие между эквивалентными напряжениями, полученными аналитическим методом, и средними напряжений в оболочке, полученными в программе ANSYS, наблюдается в точке соединения оболочки с распорным шпангоутом и составляет 34,2 %. При этом максимальные напряжения, определенные аналитическим методом, на всей зоне краевого эффекта оказываются не меньше, чем те, которые дает метод конечных элементов. Столь значительное отличие можно объяснить тем, что при получении аналитических результатов делался ряд допущений, не учитывающихся при решении задачи в ANSYS. Можно утверждать, что истинные напряжения, возникающие в области усиления цилиндрической оболочки распорным шпангоутом, будут ближе к тем значениям, которые были получены с помощью метода конечных элементов. Различие также могут быть вызваны допущениями по закреплению узла.[17]
Выводы по разделу: В специальной части была рассмотрена конструкция корпуса тормозного двигателя, рассчитаны его геометрические параметры, а также получены данные о действующих нагрузках и возникающих напряжениях в корпусе двигателя аналитически и при помощи компьютерного моделирования.
3. Технологический раздел. Технологический процесс сборки корпуса двигателя
Корпус тормозного двигателя посадочного модуля обеспечивает снижение конечной скорости аппарата во время спуска на поверхность Луны.
...Подобные документы
Разработка вида корпуса кипятильника, определение габаритов аппарата и описание технологического процесса его изготовления. Обоснование марки стали, расчет её раскроя и выбор метода сварки. Составление и расчет операционной карты изготовления корпуса.
курсовая работа [502,5 K], добавлен 10.02.2014Технологические базы для общей и узловой сборки, технологический процесс сборки. Конструкция заготовки корпуса, средства технологического оснащения. Операционные размеры, проектирование технологических операций. Операционные карты процесса изготовления.
курсовая работа [633,2 K], добавлен 13.10.2009Технология сборки редукторов цилиндрических двухступенчатых в условиях крупносерийного производства. Технологические базы для общей и узловой сборки, конструкция заготовки корпуса. План изготовления детали. Выбор средств технологического оснащения.
курсовая работа [183,6 K], добавлен 17.10.2009Разработка проекта изготовления адсорбера для перегонки импульсного газа до точки росы, с диаметром 1700 мм. Расчет цилиндрической части корпуса аппарата и оценка свариваемости его соединений. Штамповка днища аппарата и контроль качества его сборки.
курсовая работа [2,7 M], добавлен 22.04.2015Формирование расчетной схемы летательного аппарата, его основные геометрические и аэродинамические характеристики. Расчет коэффициента сопротивления трения корпуса. Определение коэффициента сопротивления давления аппарата при нулевом угле атаки.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 10.12.2014Описание секции корпуса судна, ее конструктивно-технологическая классификация. Требования к деталям и узлам для сборки секции. Технологический процесс изготовления узла секции, флора на стенде, днищевой секции. Расчет трудоемкости изготовления секции.
реферат [156,4 K], добавлен 05.12.2010Режим работы и фонды времени по программе выпуска. Тип и форма организации производства. Разработка технологического процесса сборки узла, изготовления корпусной детали. Выбор экономичного варианта получения заготовки. Расчет точности обработки.
курсовая работа [1,9 M], добавлен 19.01.2012Технологический процесс изготовления корпуса, его чертеж, анализ технологичности конструкции, маршрут технологии изготовления, припуски, технологические размеры и режимы резания. Методика расчета основного времени каждого из этапов изготовления корпуса.
курсовая работа [3,6 M], добавлен 12.04.2010Предварительный выбор заготовок для изготовления цилиндрического теплообменного аппарата, работающего под давлением. Расчет развертки корпуса, рубашки обогрева, патрубков, ребер жесткости и эллиптической крышки. Изготовление обечаек, днищ и фланцев.
курсовая работа [869,6 K], добавлен 14.05.2014Расчет аппарата на прочность элементов корпуса при действии внутреннего давления. Расчет толщины стенки цилиндрической обечайки корпуса, находящейся под рубашкой, из условия устойчивости. Расчет укрепления отверстия для люка. Эскиз фланцевого соединения.
курсовая работа [1,1 M], добавлен 24.12.2013Расчет и конструирование химического реакционного аппарата с механическим перемешивающим устройством. Выбор материалов, расчет элементов корпуса аппарата, подбор и расчет привода. Подбор подшипников качения, муфты. Расчет мешалки. Подбор штуцеров и люка.
курсовая работа [168,7 K], добавлен 03.03.2010Назначение и условия работы "корпуса". Модернизация технологии его изготовления. Расчет режимов резания. Выбор способа базирования детали и технологического оборудования. Проектирование участка механического цеха. Технико-экономическая оценка проекта.
дипломная работа [1,1 M], добавлен 08.01.2012Механический и гидравлический расчет элементов конструкции теплообменного аппарата. Определение внутреннего диаметра корпуса, коэффициента теплопередачи и диаметров патрубков. Расчет линейного сопротивления трения и местных сопротивлений для воды.
курсовая работа [183,2 K], добавлен 15.12.2015Определение типа производства. Экономическое обоснование метода получения заготовки. Расчет режимов резания. Разработка технологического процесса изготовления корпуса редуктора. Оценка загрузки оборудования. Разработка специального режущего инструмента.
курсовая работа [526,5 K], добавлен 08.12.2012Разработка технологии сварки обечайки корпуса теплообменного аппарата для атомных электростанций. Анализ и выбор способа изготовления с учетом особенностей свариваемости стали 09Х18Н10Т. Описание электронно-лучевой сварки. Выбор сварочного оборудования.
курсовая работа [615,9 K], добавлен 14.03.2010Анализ технологичности конструкции корпуса каретки. Определение типа производства. Выбор способа получения заготовки. Разработка варианта технологического маршрута по минимуму затрат. Расчет припусков и режимов резания. Проектирование механического цеха.
дипломная работа [1,2 M], добавлен 10.01.2014Расчет сферического днища корпуса химического реактора, нагруженного внутренним избыточным давлением: эллиптической крышки аппарата, сферического днища аппарата, цилиндрической обечаек реактора, конической обечайки реактора, массы аппарата и подбор опор.
курсовая работа [349,3 K], добавлен 30.03.2008Проектирование заготовительных операций. Раскрой цилиндрической части корпуса. Подготовка кромок под сварку. Сборка продольных стыков заготовок эллиптических днищ. Установка штуцеров и люков. Сварка продольных и кольцевых стыков корпуса аппарата.
курсовая работа [1,1 M], добавлен 07.11.2012Выбор заготовки и способа ее получения, расчет обоснование необходимых размеров. Основные этапы и маршрутизация технологического процесса изготовления, определение квалификации работ, принципы нормирования. Определение себестоимости операции и детали.
контрольная работа [45,5 K], добавлен 15.01.2016Разработка конструкции химического аппарата с перемешивающими устройствами. Расчет обечаек, крышек корпуса аппарата на прочность и устойчивость, с учетом термо-стойкости и коррозионной стойкости материала. Выбор и расчет мешалки, муфты и подшипников.
курсовая работа [2,4 M], добавлен 09.09.2013
