Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет)» Кафедра летательных аппаратов ВЫБОР ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК И ПРОЕКТНОГО ОБЛИКА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ Курсовой проект по дисциплине «Автоматизация проектирования и конструирования летательных аппаратов» Вариант 30 Выполнил: студент гр. 1506 Поляков А.А. ____________ (роспись, дата) Руководитель проекта: профессор Куренков В.И. ____________ (роспись, дата) Оценка ______________ 2013 1 РЕФЕРАТ Курсовой проект по дисциплине «Автоматизация проектирования и конструирования летательных аппаратов» РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СТАТИСТИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ, ТАКТИКОТЕХНИЧЕСКИЕ 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 ракетыносителя в системе SolidWorks. Рассчитаны массы основных элементов конструкции, координаты центра масс и моментов инерции ракеты-носителя. Проведен выбор бортовых систем и описано их функционирование. 2 1 СБОР И ОБРАБОТКА СТАТИСТИЧЕСКИХ ДАННЫХ ПО РАКЕТАМ-НОСИТЕЛЯМ ЗАДАННОГО КЛАССА Поскольку на отлётную орбиту к Марсу требуется вывести полезную нагрузку массой 30 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; Н высота в перигее, км; Н wi удельный импульс (эффективная скорость истечения газа в - двигателе i-й ступени), м/с; S mi mБi m m mTi m Бi Ki 1 Ti mБi mTi mKi mKi mKi - теоретическая конструктивная характеристика блока i-й ступени ( mK i - масса конструкции ракетного блока iй ступени (без топлива); mБ i - масса блока i-й ступени (полностью заполненной топливом); mT i - масса топлива ракетного блока i-й ступени; S1 mБ 1 mГО mБ1 mГО (1 kн )mT 1 - 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; mГО масса головного обтекателя); коэффициент незабора топлива; kн - n0i Ri m0i g - начальная перегрузка i-й ступени; R i - тяга двигателя i-й ступени, кН; m0i - начальная масса i-й ступени; g - ускорение силы тяжести, м/с; 3 m0 - относительная масса полезной нагрузки ракеты; mПН P0 m0 (или m1 )- стартовая масса (начальная масса 1-й ступени); mПН - масса полезной нагрузки; m0i zi m0i mТ i - число Циолковского i-й ступени; m0i - отношение массы i-й ступени ракеты к массе ее полезной mПН i pi нагрузки; m0 - нагрузка на мидель, кг/м2; FM PM FM - площадь миделя ракеты, м2; ДВ i m ДВ i g Ri - относительная масса двигателя i-й ступени; m ДВi - масса двигателя i-й ступени; i mОК - относительная масса окислителя в блоке i-й ступени; mГ mОК - масса окислителя ракетного блока i-й ступени; mГ - масса горючего ракетного блока i-й ступени; ПРi mПРi mБ i - относительная масса приборов в блоке i-й ступени; mПРi - масса приборов в блоке i-й ступени; Р l0 - удлинение ракеты; d0 l0 - полная длина ракеты, м; d 0 - диаметр ракеты, м; Бi lБ i dБi lБ i dБ i - удлинение блока i-й ступени; - длина ракетного блока i-й ступени; - диаметр блока i-й ступени. 4 5 6 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 таблице. Таблица Тактико-технические требования Наименование пунктов 1. Требования по назначению 1.1. Тип ракеты – ракета-носитель 1.2. Назначение запуск космического аппарата (КА) Обоснование Задание непилотируемого Задание 1.3. Масса полезной нагрузки 30 т 1.4. Параметры орбиты: - высота в перицентре - 200 км; - высота в апоцентре - 200 км; - угол наклона орбиты – 51,6 град. Задание Задание 2. Требования к надежности 2.1. Вероятность безотказной работы - не ниже 0,99 с Результаты расчетов по доверительной вероятностью 0,9 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 эксплуатации 3.3. Относительная влажность при пуске от 30 до 90 Требования ОТТ % эксплуатации в части в части 3.4. Наибольшая скорость ветра при пуске не более Требования ОТТ 15 м/с эксплуатации в части 3.5. Сборку ракеты проводить на технической Требования ОТТ позиции эксплуатации 3.6. Сборку ракеты проводить в МИК в Опыт эксплуатации горизонтальном положении в части 3.7. Обеспечить подход к блокам оборудования без расстыковки отсеков 7 Требования ОТТ в части удобства техобслуживания Продолжение таблицы Наименование пунктов Обоснование 3.8. Допустима расстыковка блоков ракеты для Требования ОТТ в части удобства замены крупногабаритных составных частей РН технического обслуживания 3.9. Время сборки РН и подготовки к вывозу из МИК - Требования ОТТ в части хранения не более 10 суток 3.10. Хранение ракеты в собранном состоянии не Требования ОТТ в части хранения более 30 суток 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 % 3.14. Хранение ракеты - по блокам в пылевлагонепроницаемой укупорке 3.15. Длительное хранение ракеты осуществлять в специальном хранилище 3.16. Допустимо хранение ракеты в течение 10 лет Требования ОТТ в части хранения Требования ОТТ в части хранения Требования ОТТ в части хранения Требования ОТТ в части хранения 3.17. Диапазон температур при хранении: от +5 до +30 Требования ОТТ в части хранения С° 3.18. Время хранения ракеты в заправленном Криогенные компоненты топлива состоянии не более 3 суток 4. Требования к транспортабельности 4.1. Транспортировка ракеты воздушным транспортом Габариты блоков РН больше габаритов вагона. 4.2. Диапазон температур при транспортировке - от - Требования ОТТ в части 40 до +40 С° транспортабельности 4.3. Относительная влажность при транспортировкеТребования ОТТ в части от 30 до 90 % транспортабельности 5. Требования к безопасности 5.1. Обеспечить безопасность при изготовлении Требования БЖД деталей, узлов РН и РН в целом 5.2. Обеспечить безопасность при транспортировке 5.3. Обеспечить безопасность при сборке ракеты Требования ОТТ в части БЖД при транспортировке Требования БЖД 5. 4. Обеспечить безопасность при заправке ракеты Требования ОТТ в части БЖД топливом 8 Продолжение таблицы Наименование пунктов Обоснование 5.5. Обеспечить безопасность при различного рода Требования ОТТ в части БЖД проверках ракеты 5.6. На ракетных блоках нижних ступеней не допускается использовать токсичные компоненты топлива Требования экологии ОТТ в части 6.Требования к стандартизации и унификации Обеспечить взаимозаменяемость деталей, узлов и Обеспечение отсеков 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 8.2. Длина ракеты - не более 111 м Решение Генерального конструктора. Результаты расчета (Вначале - по прототипам) 8.3. Длина ракетного блока первой ступени не более Результаты расчета 28 м (Вначале - по прототипам) 8.4. Диаметр ракетных блоков – 7,0 м Результаты расчета (Вначале - по прототипам) 8.5. Предельный диаметр ракеты в собранном виде не Габаритные ограничения МИК, более 7,0 м 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. 9 Окончание таблицы Наименование пунктов Обоснование 8.9. Баки РН должны быть герметичными. При проверке герметичности допустимо натекание не более 2 107 Вт Требования нормативнотехнической документации на герметичность баков 8.10. Для негерметичных отсеков применять высокопрочные несвариваемые сплавы 8.11. Для негерметичных отсеков допускается Низкая удельная масса применение композиционных материалов 8.12. Негерметичные отсеки РН и стыки должны Требования ОТТ быть пыле влагонепроницаемы 8.13. Использовать теплозащиту на днищах баков с Предохранение от конденсации криогенными компонентами топлива влаги в межбаковых и переходных отсеках 8.14. Использовать теплозащитные покрытия на Обеспечение теплового режима конусных поверхностях ГО и переходных отсеках при полете РН РН 9. Технико-экономические требования 9.1. Стоимость затрат на разработку с учетом 2000000000 тыс. руб. затрат на наземный комплекс 9.2. Стоимость изготовления опытного образца, 800000000 тыс. руб. предназначенного для ЛКИ 9.3. Затраты на обеспечение пуска 30000000 тыс. руб. 9.4. Предполагаемые объёмы изготовления РН в Результаты маркетинговых серийном производстве - 1 изделие в год исследований по анализу рынка 9.5. Предусмотреть изготовление универсальном оборудовании ракеты на Низкая стоимость 9.6. Допустимо использование в производстве Решение главного технолога уникального оборудования 10. Требования к составным частям РН 10.1. Система наведения - активная, Малая масса. радиолокационная с использованием БЦВМ Расширенные возможности 11. Требования к сырью, материалам и комплектующим Применять только материалы отечественного Независимость от иностранных производства производителей 10 3 Определение потребной характеристической скорости Потребная характеристическая скорость ракеты-носителя определяется по следующей зависимости: n VXпотр VXпотр ид VG VA VP Vi , (3.1) i 1 где VXпотр ид - идеальная потребная характеристическая скорость; VG - потери скорости на преодоление силы тяжести Земли; V A - потери скорости на преодоление аэродинамических сил сопротивления; VP - потери скорости от противодавления на срезе сопла двигателя; Vi - приращение характеристической скорости на проведение i-го маневра; n – количество маневров. На начальных этапах расчета можно принять VG VA VP 1350...1650 м / с . (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: V 5 2r потр З OO 1 3,986 10 2 (6371 200) 1 8029 м / с , X ид R r 6371 200 6371 OO З где З 3,986 105 км3 с 2 - гравитационная постоянная Земли; r OO – радус-вектор опорной (круговой орбиты); RЗ – средний радиус Земли (6371 км). Радиус-вектор опорной (круговой) орбиты вычисляем по зависимости: rOO RЗ H OO , где H OO - высота опорной орбиты. Наиболее рациональной схемой межпланетных полетов считается гомановский переход космического аппарата с орбиты Земли на орбиту Марса (рис. 3.1). 11 Рисунок 3.1 – Гомановский переход с орбиты Земли на орбиту Марса 𝜇с =32·1020 м3 /с2 ; 𝑟𝜋 = 1,496·1011 м; 𝑟𝛼 =2,278·1011 м. Рассчитывается полуось эллиптической межпланетной орбиты: a r r 1, 496 1011 2, 278 1011 1,887 1011 м , 2 2 а затем скорость КА в точке перигелия межпланетной орбиты 2 1 2 1 V c 1,32 1020 32725 м / с . 11 11 r a 1,887 10 1, 496 10 Учитывая, что абсолютная скорость Земли относительно Солнца равна VЗ 29,785 км / с , можно получить необходимое приращение характеристической скорости (избыточную скорость) для перевода КА с земной орбиты на межпланетную траекторию: Vизб 32,725 29,785 2,94 км / с . Приращение характеристической скорости для разгона межпланетного космического аппарата с учетом притяжения Земли 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: 2 2 . Vст2 Vосв Vизб Следовательно, если на опорной орбите сообщить космическому аппарату стартовую скорость 12 2 V 2 11,0172 2,942 11, 402 км / с , Vст Vосв изб 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 VМ 11, 402 7,790 3,612 км / с . Характеристическая скорость для вывода космического аппарата на межпланетную траекторию полета к Марсу с учетом старта с земной поверхности составит: V Х _М V V потр V V V V РН P М X ид G A 8, 029 1, 65 3, 612 13, 291 км / с . 13 4 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 p будет соответствовать наиболее выгодному в весовом отношении топливу при фиксированных значениях характеристической скорости ракеты ( VX const ): p min (4.1) Vx const, где p m0 mПН - 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 p : VX pe w 1 VX VX 3 f p Д М 1 e w e w ДУ n0 1 2 ДОП Т , (4.2) где - VX - характеристическая скорость; w - удельный импульс топлива; f pД - коэффициент безопасности; - давление в баке; M - плотность конструкционных материалов топливных баков; ДОП - допустимые напряжения; T - средняя плотность топлива; 14 n0 - начальная перегрузка; ДУ - относительная масса двигательной установки. Варьируемыми параметрами будут удельный импульс топлива (w) и средняя плотность топлива T . Результаты расчета отношения начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки по формуле (4.2) приведены в таблице 4.1. Таблица 4.1 - 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 кг / м3 ; 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". 15 Выбор топлива по комплексному критерию эффективности Для проектирования современных ракет-носителей используется следующий комплексный критерий эффективности: n W ki Wi max , (4.3) i 1 где Wi - частные показатели эффективности; k i - удельный вес i-го частного показателя эффективности; n – количество частных показателей эффективности. В качестве частных показателей эффективности в данном курсовом проекте выбраны следующие показатели: W1 - показатель, характеризующий удельный импульс топлива; W2 - показатель, характеризующий токсичность топлива; W3 - показатель, характеризующий среднюю плотность топлива; W4 - показатель, характеризующий стабильность топлива; W5 - показатель, характеризующий наличие производственной базы; W6 - показатель, характеризующий необходимость наличия специальной производственной базы; W7 - 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". Таблица 4.2 - Результаты экспертной оценки частных показателей и расчета комплексных показателей эффективности топлива 16 Сравнение результатов выбора различным методикам, и выводы топлива, выполненных по 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. 17 5 Определение массы ракетных блоков и стартовой массы ракеты-носителя При оптимизации стартовой массы ракеты-носителя варьировались не только массы ракетных блоков, но и рассматривались схемы с последовательным и параллельным соединением ракетных блоков первой и второй ступеней. Кроме того, анализировалось влияние на стартовую массу ракеты компонентов топлива. Ниже представлены результаты оптимизации масс ракетных блоков для параллельной схемы соединения ракетных блоков первой и второй ступеней и следующих компонентов топлива: на первой ступени - «жидкий кислород керосин», на второй и последующих ступенях - «жидкий кислород - жидкий водород». Такая схема и такие компоненты топлива являются оптимальными по критерию минимальной массы с учетом требований надежности. Расчетная схема представлена на рисунке 5.1. Рисунок 5.1 – трехступенчатый пакет 18 Выбор осуществлялся по следующему критерию: p min (5.1) qi 0; i 1, n , где p m0 - отношение начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки; mПН qi 0; i 1, n - функции ограничений. Целевая функция будет следующей: p0 N m0 s 1 xi , mПН i 1 s 1 (5.2) где xi - отношение массы топлива ракетного блока к массе полезной нагрузки, то есть xi mT .. mПН (5.3) Функция ограничения по характеристической скорости имеет вид: VXпотр 3 si 1 xi w1 w2 1 i 1 si 1 ln 3 s w w w i 1 1 2 1 s 1 xi x1 w x1 i 1 i 2 3 si xi s x w1 1 1 3 3 s 1 w x1 s 1 i 2 i 2 3 w ln 0 w2 ln 3 3 s3 x3 si xi 1 x3 1 s 1 x2 s3 1 i 1 i (5.4) где VXпотр - потребная характеристическая скорость ракеты-носителя; si - конструктивные характеристики ракетных блоков; w1 и w2 - удельные импульсы топлива первой и второй ступеней соответственно. Кроме того, следует составить функции ограничений, исходя из реализуемых в настоящее время значений чисел Циолковского (см. далее в протоколе расчета). 19 Зададимся также ограничением по скорости в конце работы первой ступени ракеты-носителя, так как на первой ступени используется топливо «жидкий кислород-керосин», а на второй ступени - «жидкий кислороджидкий водород». Функция ограничений по скорости в конце работы двигателей первой ступени примет следующий вид: s1 s2 s3 x1 x2 x3 1 s 1 1 s 2 1 s 3 1 3000 . w1 ln 1 s1 x1 s 2 x 2 s3 x3 x1 s1 1 s2 1 s3 1 Затем решается задача математического программирования (5.1) с учетом (5.2) и (5.4). В результате определяются оптимальные значения параметров xi* i 1, N . Далее рассчитываются следующие массы составных частей ракетыносителя (в последовательности и по формулам, приведенным ниже): - масса топлива i-го ракетного блока mТ i mПН xi ; (5.5) - масса i-го ракетного блока mБ i si m ; si 1 Т i (5.6) - масса конструкции i-го ракетного блока mK i mБ i mT i ; (5.7) - стартовая масса ракеты-носителя N m0 mПН mБ i . (5.8) i 1 Полученные массы будут оптимальными. 20 Для решения задачи математического программирования использовалась система Mathcad. Статистические данные брались из прототипов. Протокол решения задачи представлен ниже. Условные обозначения понятны из аббревиатуры (mb - масса блока; mt - масса топлива; mka - масса КА или полезной нагрузки и т.п.). Знаки пунктуации (точки вместо запятых, нет знаков препинания и т.п.) соответствуют системе Mathcad. Протокол расчета в системе Mathcad Для 4-х ступенчатой ракеты Конструкционные характеристики ракетных блоков s2 :=11 s3 :=11 s 1 12 s 4 10 Масса полезной нагрузки mpn :=30 Потребная характеристическая скорость Удельные импульсы w1 Vx 13291 3300 w2 4500 w3 4500 w4 4500 Соотношение сил тяги двигателей a 0.25 Целевая функция f ( x 1 x 2 x 3 x 4 ) s1 s2 s3 s4 1 x 1 x 2 x 3 x 4 s1 1 s2 1 s3 1 s4 1 Начальные значения варьируемых параметров х1 := 14,671 х2 :=11,951 х3 :=5,206 х4:=1,44 Ограничения Giv en Ограничения по числам Циолковского Ракетные блоки первой ступени s 1 x 1 s 2 x 2 s 3 x 3 s 4 x 4 s1 1 s2 1 s3 1 s4 1 s1 s2 s3 s4 a w1 x 1 1 x 1 x 2 x 3 x 4 x 1 w2 s1 1 s2 1 s3 1 s4 1 1 1 s 1 x 1 s 2 x 2 s 3 x 3 s 4 x 4 s1 1 s2 1 s3 1 s4 1 s1 s2 s3 s4 a w1 x 1 1 x 1 x 2 x 3 x 4 x 1 w2 s1 1 s2 1 s3 1 s4 1 1 21 15 Ракетные блоки второй ступени 1 1 s 2 x 2 s 3 x 3 s 4 x 4 a w1 x 1 w2 s2 1 s3 1 s4 1 s2 s3 s4 1 x 2 x 3 x 4 x 2 s2 1 s3 1 s4 1 1 s 2 x 2 s 3 x 3 s 4 x 4 a w1 x 1 w2 s2 1 s3 1 s4 1 s2 s3 s4 1 x 2 x 3 x 4 x 2 s2 1 s3 1 s4 1 10 Ракетные блоки третьей ступени s 3 x 3 s 4 x 4 s3 1 s4 1 s3 s4 1 x 3 x 4 x 3 s3 1 s4 1 1 s 3 x 3 s 4 x 4 s3 1 s4 1 s3 s4 1 x 3 x 4 x 3 s3 1 s4 1 7 1 1 Ракетные блоки четвертой ступени s 4 x 4 s4 1 s4 1 x 4 x 4 s4 1 1 s 4 x 4 s4 1 s4 1 x 4 x 4 s4 1 1 1 7 Ограничение по скорости 1 s 1 x 1 s 2 x 2 s 3 x 3 s 4 x 4 s1 1 s2 1 s3 1 s4 1 w1 ln s1 s2 s3 s4 1 x 1 x 2 x 3 x 4 x 1 s1 1 s2 1 s3 1 s4 1 3000 Ограничения по общему числу Циолковского 1 s1 x1 s2 x2 s3 x3 s4 x4 w1 w2 ( 1 a ) s1 1 s2 1 s3 1 s4 1 ln Vx w2 a w1 1 s1 x1 s2 x2 s3 x3 s4 x4 x1 a w1 x1 s1 1 s2 122 s3 1 s4 1 w2 1 s 2 x 2 s 3 x 3 s 4 x 4 a w1 x 1 s2 1 w2 s3 1 s4 1 w2 ln s2 s3 s4 1 x 2 x 3 x 4 x 2 s2 1 s3 1 s4 1 1 s 3 x 3 s 4 x 4 1 s 4 x 4 s3 1 s 4 1 w4 ln s 4 1 w3 ln s3 s4 s4 1 x 3 x 4 x 3 1 x 4 x 4 s3 1 s4 1 s4 1 Функция минимизации Xm Minimize (f x1 x2 x3 x4) Вектор оптимальных параметров 14,661 12,791 Xm 4,438 1,434 Минимальное значение функции f Xm0 , Xm1 , Xm2 , Хm3 37,539 Оптимальные значения масс топлива ракетных блоков x1 : Xm0 mpn xt1 439.844 x 2 : Xm1 mpn xt2 383.722 x3 : Xm2 mpn xt3 133.132 x4 : Xm3 mpn хt4 = 43.024 Оптимальные значения масс ракетных блоков: mb1 : s1 xt1 s1 1 mb 2 : s2 xt2 s2 1 mb2 422,094 mb3 : s3 xt3 s3 1 mb3 146,455 mb4 : s4 xt4 s4 1 mb1 479,83 mb4 47,805 23 0 Оптимальные значения стартовой массы ракеты-носителя: mo1 : mpn mb1 mb2 mb3 mb4 mo1 1,126 х103 Выбор количества ступеней Произведем выбор количества ступеней ракеты-носителя путем расчета стартовой массы РН, выполненного с различным количеством ступеней. Результаты расчета представлены на рисунке 5.2. Стартовая масса ракеты, т 5000 4500 4000 3500 3000 2500 2000 1500 1000 500 0 1 2 3 4 5 6 Количество ступеней, N Рисунок 5.2 - Выбор количества ступеней РН Из графика видно, что наиболее выгодным по критерию минимальной стартовой массы является вариант РН с четырьмя ступенями. Следует отметить, что на стадии предварительных расчетов был получен аналогичный график для пакетной схемы соединения ракетных блоков первой и второй ступеней с теми же компонентами топлива на ступенях, что и в случае схемы «пакет». Однако высота ракеты с использованием тандемной схемы была значительно больше, чем высота ракеты по схеме «пакет». Таким образом, для дальнейшей проработки был выбран вариант РН с четырьмя ступенями, соединенными параллельно, и компонентами топлива: на первой ступени - «жидкий кислород - керосин»;на второй, третьей и четвертой ступенях: «жидкий кислород - жидкий водород». 24 6 ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ КОМПОНОВКА 6.1 Определение предварительных габаритов ракеты При разработке предварительной компоновки ракеты-носителя принято брать запас по полезной нагрузке: расч mПН k ПН mПН где kПН , 1,1 - коэффициент запаса по полезной нагрузке. Тогда расчетное значение полезной нагрузки составит расч mПН 1,1 30 33 т = 33000 кг. Форма будущей ракеты в первом приближении выбирается в виде удлиненного цилиндра. Объем WР РН рассчитывается как сумма объемов составных частей ракеты с полезной нагрузкой. Расчет объема головного обтекателя Рассчитываем объем полезной нагрузки: WПН mПН ПН 33000 110 м3 , 300 где ПН - средняя плотность полезной нагрузки. В первом приближении средняя плотность полезной нагрузки принята по статистике для пилотируемых космических аппаратов, функционирующих на орбитах Земли, и равная 300 кг/м3. Рассчитываем объем головного обтекателя: WГО k ГО WПН 1,5 110 165 м3 , где k ГО = 1,5 - коэффициент, учитывающий неполноту заполнения головного обтекателя полезной нагрузкой. Расчет объема приборных отсеков Объем приборных отсеков следует рассчитывать только для последней ступени ракет-носителей среднего класса. Объем, занимаемый приборами на ракетных блоках первой ступени ракеты-носителя, можно не учитывать, так как для установки этих приборов достаточно места в межбаковых отсеках этих блоков. Рассчитаем массу приборного отсека: mПO ПO m0 0, 0008 1127 0.902 т 902 кг , 25 где ПО = 0,0008- относительная масса приборного отсека по статистике; m0 - стартовая масса ракеты-носителя. Рассчитаем объем приборного отсека: m 902 WПО ПО 6.01 [ м3 ] , ПО 150 где - ПО - средняя плотность компоновки приборного отсека, которая для приборов системы управления верхних ступеней ракет-носителей составляет по статистике 150 кг/м3. Расчет массы и объема топливных отсеков Рассчитываем средние значения плотностей топлива по формуле 1 ср Ок Г , Г Ок где Ок и Г - плотность окислителя и горючего соответственно; - коэффициент отношения массы окислителя к массе горючего. По статистике = 2,7 для компонентов топлива «жидкий кислородкеросин» и = 4,5 для компонентов топлива «жидкий кислород - жидкий водород». Объем топлива i-й ступени рассчитываем по зависимости: WТ i mТ i ср i , где mТ i - масса топлива i-й ступени. Объем топливных отсеков каждого ракетного блока рассчитываем по зависимости: WТОi kТ i WТ i , где WТ i - объем топлива i-й ступени; kТ i =1,3 - коэффициент, учитывающий превышение объема топливного отсека над объемом топлива. Результаты расчетов представлены в таблице 6.1. 26 Таблица 6.1 - Объемы топливных отсеков РБ ρср , кг/м3 mтi , кг Wтi , м3 Wтоi , м3 1 1023 439844 429,95 558,94 2 305 383678 1257,96 1635,35 3 305 133076 436,31 567,20 4 305 43122 141,38 183,79 Расчет объема второй ступени ракеты-носителя и суммарного объема хвостовых и переходных отсеков Сначала рассчитаем объем ракеты-носителя: WГО WПОi WТОi N WР N i 1 i 1 1 k ХО 165 6.01 1635.35 567.20 183.79 3008.65 [ м3 ] , 1 0,15 где k ХО = 0,15 - статистический коэффициент, показывающий, какую долю объема занимают хвостовые и переходные отсеки от объема ракетыносителя. Тогда суммарный объем хвостовых и переходных отсеков составит W ХО WПерО 3008.65 0,15 451.29 [ м3 ] . Определение предварительных габаритов ракеты-носителя По статистике относительное удлинение ракет-носителей последовательным соединением ступеней примем равным 12 . Находим предварительный диаметр ракеты: D 3 с 4 WР 3 4 3008.65 6.84 [ м]. 12 Расчетная длина ракеты находится по следующей зависимости: L D 12 6.84 82.08 [ м]. Принимаем диаметр равным D = 6,5 м и рассчитываем длину ракеты с другим диаметром: L 4 WР 4 3008.65 90.71 [ м]. D2 6.52 Определение предварительных габаритов ракетных блоков первой ступени РН mБ1 479830 239915 кг n 2 W 558.94 Б1 294.47 м3 n 2 mББ WББ 27 LББ 4 WББ 4 294.47 25.98 м 2 d ББ 3,82 6.2 Компоновка отсеков ракеты-носителя Расчет габаритных характеристик хвостовых отсеков и выбор ракетных двигателей Длину двигателя рассчитывают по эмпирическим зависимостям, полученным из статистики: R LДв 0,125 9,8 0,25 , где R - тяга двигателя, Н. Тяга двигателей определяется как произведение начальной перегрузки ступени на начальный вес ступени: R i n0 i m0i g 0 , где m0i - начальная масса i-й ступени. Длина двигателя с рамой крепления рассчитывается по следующей зависимости: L ДвР k ДвР LДв , где k ДвР - коэффициент, учитывающий превышение длины двигательной установки над длиной двигателя ( k ДвР 1, 4 ). Длина хвостового отсека ракетного блока первой ступени меньше или равна длине двигателя с рамой L ДвР , то есть LХО LДвР . На основании статистических данных будем уменьшать длину хвостового отсека первой и второй ступени на 10-15 процентов. Длины хвостовых отсеков третьей и четвертой ступеней ракеты-носителя зависят от принятой схемы разделения. Принимаем решение: на проектируемой РН используем уже существующие двигатели от НПО «Энергомаш» РД-170 на первой ступени и РД-0120 на верхних ступенях. 28 Таблица 6.2 - Характеристики двигателей и хвостовых отсеков РБ Аналог ДУ Lдв, м Dдв, м R, кН M0i 1-й РД-171 4 3,6 7400 4,44 2-й РД-0120 4,6 2,4 1448 2,4 3-й РД-0120 4,6 2,4 1448 2,4 4-й РД-0120 4,6 2,4 1448 2,4 Расчет габаритных характеристик топливных отсеков Прежде всего выбираем форму топливных отсеков и баков ракеты. Форму топливных отсеков первой и второй ступеней принимаем цилиндрической с несовмещенными днищами баков, выполненными в форме частей сфер, радиус днищ равен диаметру баков. Масса топлива считается известной из распределения масс по блокам ракеты-носителя. Определим массы и объемы окислителя и горючего. Для нахождения массы окислителя и горючего воспользуемся следующими зависимостями: 1 mГ mТ ; mОк mТ . 1 1 Объемы окислителя и горючего можно вычислить следующим образом: m m WОК ОК ; WГ Г , ОК Г где ОК и Г - плотности окислителя и горючего соответственно. Результаты расчетов представлены в таблице 6.3. Определение геометрических размеров баков Расчет проводился по методике, изложенной в учебном пособии [1]. Расчетная схема представлена на рисунке 6.1. Результаты расчета представлены в таблице 6.4. Обозначения в таблице соответствуют обозначениям. 29 Таблица 6.3 - Массы и объемы топлива РБ Горючее Окислитель 1 2 3 Керосин РГ-1 Жидкий водород ρг, ρок, 3 кг/м кг/м3 830 Жидкий кислород 71 mГ, т ток, т 67,276 152,716 WГ, м3 Wок, м3 81,055 133,96 1140 69,759 313,918 982,521 275,367 24,196 108,880 340,789 95,509 4 7,840 35,282 110,423 30,949 D R O A B h h Рисунок 6.1 - Расчетная схема бака Таблица 6.4 - Расчетные характеристики баков РБ R, м h, м Wсф, м3 Wцб Г, м3 Wцб ОК, м3 Lцб Г, м Lцб ОК, Lб Г, м м Lб ОК, м 1 ст. 2 ст. 3,8 0,51 2,965 78,49 130,995 6,924 11,556 7,062 11,787 967,85 260,696 29,182 7,860 50,777 13,676 3 ст. 6,5 14,671 326,118 80,838 9,833 2,437 17,109 4,240 95,752 16,278 2,887 0,491 5,023 0,854 4 ст. 0,87 Расчет габаритных характеристик переходных отсеков Длина переходного отсека зависит от высоты днища верхнего бака третьей ступени и от высоты выступающей (вниз) за плоскость стыка полезной нагрузки с головным обтекателем. 30 Примем, что нижняя граница зоны полезной нагрузки лежит выше плоскости стыка переходного отсека с полезной нагрузкой и головным обтекателем. Тогда высота переходного отсека будет примерно равна высоте днища верхнего бака четвёртой ступени ракеты-носителя (с небольшим запасом). Принимаем высоту переходного отсека 0,8 м. Компоновочная схема и геометрические характеристики приборных отсеков Форму приборного отсека третьей ступени выбираем также цилиндрической и рассчитаем длину приборного отсека: LПО 4 WПО 4 6.01 0,181 [ м] . D 2 6.52 Приборы первого второго и третьего блоков располагаются в межбаковых отсеках. 31 8 РАСЧЕТ МАСС ЭЛЕМЕНТОВ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ На этапе предварительного расчета масс основных элементов конструкции ракетыносителя использовались статистические данные по относительным массам элементов конструкции РН. Расчет проводился с помощью программы UMRMK.EXE. Исходные данные по геометрическим характеристикам ракеты брались с компоновочной схемы. Кроме того, использовались исходные данные, полученные в результате расчетов на предыдущих этапах выполнения курсового проекта. Протокол расчета представлен ниже. Протокол расчета масс элементов конструкций ракеты-носителя Ракетный блок первой ступени: Исходные данные: Конструктивная характеристика………….………..S=12 Диаметр блока (м)……………………..…………...D=3,800 Масс блока (тонны)……….…………………….М=239,915 Относительная масса окислителя…….….каппа= 2,730 Плотность окислителя (кг/куб.м)…………….роок=1140 Плотность горючего (кг/куб.м)………….…….рогор=830 Длина головного обтекателя (м)…….…..……..Lго=3,000 Длина приборного отсека (м)…………..………Lпо=0,000 Длина межбакового отсека (м)……..…….……Lмо=1,600 Длина переходного отсека……………….….Lперех=0,000 Длина хвостового отсека………………………..Lхо=5,500 Радиусы днищ баков (м)………….….…..….……Rдн=3,800 Длина бака окислителя (м)……....……….….…..Lок=11,50 Длина бака горючего (м)………….……....………..Lг=6,900 Тяга ЖРД……………………..…………………..Rжрд=3700 Относ. тяга рулевых двигат.елей….………….Rотн=0,000 Масса конструкции блока……………………Мкбл=19,992 Масса топлива в блоке……………..……...Мтопл=219,922 Масса окислителя……………………….……Мок=152,716 Масса горючего…………………………………Мгор=67,276 Результаты расчёта масс: Масса головного обтекателя……………………..Мго=0,582 Масса приборного отсека.………………………..Мпо=0,000 Масса приборов…………………………..…………Мпр=1,280 Масса верхнего днища бака «О»………..……….Мвдбо=0,095 Масса обечайки бака «О»……………….………...Мобо=0,330 Масса нижнего днища бака «О»………...……..Мндбо=0,104 Масса верхнего днища бака «Г»….……...…….…Мвдбг=0,095 Масса обечайки бака «Г»…………………………Мобг=0,198 Масса нижнего днища бака «Г»………..………..Мндбг=0,104 Масса межбакового отсека……………..…….….Ммбо=0,233 Масса хвостового отсека………………..……….…Мхо=1,067 Масса переходного отсека………….…....….……Мперо=0,000 Масса ЖРД………………………………...………..Мжрд=4,667 Масса рамы жрд…………………………..………Мржрд=0,734 Масса теплозащиты днищ……………...…………Мтзп=0,170 Масса рулевых ЖРД………………………..………….Мрд=0,000 Масса системы наддува…………………………….Мнад=0,100 Масса эл.-радио- коммуник………………....……..Мком=3,000 Незабор топлива…………………………………….Мнез=3,299 Прочие массы……………………….………..……….Мпр=2,399 Расчетная конструктивная характеристика: S расч =12,099 32 Ракетный блок второй ступени: Исходные данные: Конструктивная характеристика………………….…………..S=11 Диаметр блока (м)……………….……………………….…...D=6,500 Масс блока (тонны)……….…………………...….……….М=422,094 Относительная масса окислителя……………….….каппа= 4,760 Плотность окислителя (кг/куб.м)…………….…….….роок=1140 Плотность горючего (кг/куб.м)………….......…………….рогор=71 Длина головного обтекателя (м)…..………..……………..Lго=0,000 Длина приборного отсека (м)………………..…….………Lпо=0,000 Длина межбакового отсека (м)…………..…..........………Lмо=3,000 Длина переходного отсека…………………….......…….Lперех=0,000 Длина хвостового отсека…………………….……………..Lхо=5,500 Радиусы днищ баков (м)……………….….…..…….….……Rдн=6,500 Длина бака окислителя (м)…………………………..……..Lок=13,676 Длина бака горючего (м)…………….………….….….……..Lг=50,777 Тяга ЖРД………………………….……….…...…….….…..Rжрд=2896 Относ. тяга рулевых двигателей…….…..…….…..…….Rотн=0,000 Масса конструкции блока…………………...….……….Мкбл=38,372 Масса топлива в блоке………………………...….…..Мтопл=383,722 Масса окислителя………………….………….……….…Мок=313,918 Масса горючего……………………..……..………………Мгор=69,759 Результаты расчёта масс: Масса головного обтекателя……………………..Мго=0,000 Масса приборного отсека.………………………..Мпо=0,000 Масса приборов…………………………....…………Мпр=2,019 Масса верхнего днища бака «О»………..……….Мвдбо=0,473 Масса обечайки бака «О»……………….………...Мобо=1,149 Масса нижнего днища бака «О»………...………..Мндб=0,052 Масса верхнего днища бака «Г»….……...…….…Мвдбг=0,473 Масса обечайки бака «Г»………………..…………Мобг=4,265 Масса нижнего днища бака «Г»………..………..Мндбг=0,520 Масса межбакового отсека……………..…….….Ммбо=0,977 Масса хвостового отсека………………..……….…Мхо=2,388 Масса переходного отсека………….…....….……Мперо=0,000 Масса ЖРД………………………………...………..Мжрд=6,895 Масса рамы жрд…………………………..………Мржрд=0,575 Масса теплозащиты днищ……………...…………Мтзп=0,498 Масса рулевых ЖРД………………………..………….Мрд=0,000 Масса системы наддува…………………….……….Мнад=0,100 Масса эл.-радио- коммуник………………...………..Мком=2,975 Незабор топлива………………...…………………….Мнез=5,756 Прочие массы………………………………..………….Мпр=4,221 Расчетная конструктивная характеристика: S расч =11,224 33 Ракетный блок третьей ступени: Исходные данные: Конструктивная характеристика……...…….………..S=11 Диаметр блока (м)……………….…………………...D=6,500 Масс блока (тонны)……….………….…..……….М=146,455 Относительная масса окислителя……..…….каппа=4,760 Плотность окислителя (кг/куб.м)………...…….роок=1140 Плотность горючего (кг/куб.м)……………..…..….рогор=71 Длина головного обтекателя (м)…….…………...Lго=0,000 Длина приборного отсека (м)………………….…Lпо=0,000 Длина межбакового отсека (м)…………………Lмо=3,000 Длина переходного отсека…………………….Lперех=0,000 Длина хвостового отсека………………………....Lхо=5,200 Радиусы днищ баков (м)………………….……..…Rдн=6,500 Длина бака окислителя (м)…………..…….……..Lок=4,024 Длина бака горючего (м)…………………...……..Lг=17,109 Тяга ЖРД……………………………….…….……..Rжрд=1448 Относ. тяга рулевых двигателей……..….…….Rотн=0,100 Масса конструкции блока………………………Мкбл=13,314 Масса топлива в блоке……………………….Мтопл=133,141 Масса окислителя…………………….…..……Мок=108,880 Масса горючего…………………………………Мгор=24,196 Результаты расчёта масс: Масса головного обтекателя……………………..Мго=0,000 Масса приборного отсека.………………………..Мпо=0,000 Масса приборов…………………………..…………Мпр=0,812 Масса верхнего днища бака «О»………..……….Мвдбо=0,473 Масса обечайки бака «О»……………….………...Мобо=0,356 Масса нижнего днища бака «О»………...………..Мндб=0,520 Масса верхнего днища бака «Г»….……...…….…Мвдбг=0,473 Масса обечайки бака «Г»………………..…………Мобг=1,473 Масса нижнего днища бака «Г»………..………..Мндбг=0,520 Масса межбакового отсека……………..…….….Ммбо=0,977 Масса хвостового отсека………………..……….…Мхо=2,258 Масса переходного отсека………….…....….……Мперо=0,000 Масса ЖРД………………………………...………..Мжрд=2,400 Масса рамы жрд…………………………..………Мржрд=0,287 Масса теплозащиты днищ……………...…………Мтзп=0,498 Масса рулевых ЖРД………………………….……….Мрд=0,086 Масса системы наддува…………………………….Мнад=0,031 Масса эл.-радио- коммуник……………….………..Мком=0,500 Незабор топлива…………………………………….Мнез=1,997 Прочие массы………………………………………….Мпр=1,465 Расчетная конструктивная характеристика: S расч =10,987 34 Ракетный блок четвёртой ступени: Исходные данные: Конструктивная характеристика……...…….………..S=10 Диаметр блока (м)……………….…………………...D=6,500 Масс блока (тонны)……….………….…..……….М=47,805 Относительная масса окислителя……..…….каппа=4,760 Плотность окислителя (кг/куб.м)………...…….роок=1140 Плотность горючего (кг/куб.м)……………..…..….рогор=71 Длина головного обтекателя (м)…….…………...Lго=0,000 Длина приборного отсека (м)………………….…Lпо=1,400 Длина межбакового отсека (м)…………………Lмо=1,500 Длина переходного отсека…………………….Lперех=0,800 Длина хвостового отсека………………………....Lхо=2,600 Радиусы днищ баков (м)………………….……..…Rдн=6,500 Длина бака окислителя (м)…………..…….……..Lок=0,854 Длина бака горючего (м)………………….......……..Lг=5,023 Тяга ЖРД……………………………….…….…..Rжрд=1448 Относ. тяга рулевых двигателей…..….…….Rотн=0,000 Масса конструкции блока……………………Мкбл=4,780 Масса топлива в блоке…………………….Мтопл=43,025 Масса окислителя…………………….…..……Мок=35,282 Масса горючего…………………………………Мгор=7,840 Результаты расчёта масс: Масса головного обтекателя……………………..Мго=1625 Масса приборного отсека.………………………..Мпо=0,456 Масса приборов…………………………..…………Мпр=0,319 Масса верхнего днища бака «О»………..……….Мвдбо=0,473 Масса обечайки бака «О»……………….………...Мобо=0,072 Масса нижнего днища бака «О»………...………..Мндб=0,520 Масса верхнего днища бака «Г»….……...…….…Мвдбг=0,473 Масса обечайки бака «Г»………………..…………Мобг=0,422 Масса нижнего днища бака «Г»………..………..Мндбг=0,520 Масса межбакового отсека……………..…….….Ммбо=0,488 Масса хвостового отсека………………..……….…Мхо=1,129 Масса переходного отсека………….…....….……Мперо=0,261 Масса ЖРД………………………………...………..Мжрд=0,933 Масса рамы жрд…………………………..………Мржрд=0,078 Масса теплозащиты днищ……………...…………Мтзп=0,498 Масса рулевых ЖРД………………………….……….Мрд=0,000 Масса системы наддува…………………………….Мнад=0,031 Масса эл.-радио- коммуник……………….………..Мком=0,411 Незабор топлива…………………………………….Мнез=0,645 Прочие массы………………………………………….Мпр=1,478 Расчетная конструктивная характеристика: S расч =9,987 Предварительная массовая сводка (чтобы не показывать ее дважды) приведена в начале следующего раздела совместно с промежуточными результатами расчета по координатам центра масс и моментов инерции элементов ракеты-носителя. 35 9 Расчет центровочных характеристик и моментов инерции Предварительная массовая сводка ракеты-носителя представлена в таблице 9.1. Там же представлены промежуточные результаты расчета по координатам центра масс и моментов инерции элементов РН. Расчет проводился по методике [1] с использованием табличного процессора Excel. Таблица 9.1 Предварительная массовая сводка расчета по координатам центра масс и моментов инерции РН и результаты Наименование mi, кг xi, м mi∙xi mi∙xi2 Полезная нагрузка 30000 4,1 123000 504300 ГО 1625 4,5 7312,5 32906,25 Блок 4 ступени Группа А Переходный отсек 261 7,7 2009,7 15474,69 Бак окислителя 1065 15,5 16507,5 108921.6 Межбаковый отсек 488 14,4 7027,2 101191.68 Обечайка бака горючего 422 11 4642 51062 Нижнее днище бака горючего 520 13,6 7072 96179.2 Верхнее днище бака горючего 473 8,5 4020.5 34174.25 Ж.Р.Д. 933 16 14928 238848 Рама ЖРД 78 16,2 1263.6 20470.32 Коммуникации 411 8 3288 26304 Теплозащита 498 13,5 6723 90760.5 Система наддува баков 31 10,5 325.5 3417.75 Приборы 319 15,5 4944.5 76639.75 36 Продолжение таблицы 9.1 Прочие массы 1478 Сумма по группе А 6977 13,3 19657.4 261443.42 77496.33 1124887.16 Группа Б Окислитель 35282 15,5 546871 8476500.5 Горючее 7840 11 86240 948640 Сумма по группе Б 43122 633111 9425140.5 Сумма по блоку 4 ступени 50099 710607.33 10550028.1 Блок 3 ступени Группа А Переходный отсек 1601 17,5 29458,4 542034,56 Обечайка бака окислителя 356 20,2 28164,668 1103266,37 Нижнее днище бака окислителя 520 22 40186,13 1664871,18 Верхнее днище бака окислителя 473 18,4 32559,03 1201916,59 Межбаковый отсек 977 23 41748,94 1507762,97 Обечайка бака горючего 1473 28,7 8280,51 227796,83 Нижнее днище бака горючего 520 34,5 34255,55 1209734,75 Верхнее днище бака горючего 473 23,7 17375,4 342295,38 Ж.Р.Д. 2400 38 304759 13470347,8 Рама ЖРД 287 38,4 24840 1073088 Коммуникации 500 39,6 48866,4 1935109,44 Теплозащита 498 30,57 23049,78 704631,775 Система наддува баков 31 34,915 1082,365 37790,774 Приборы 812 36,115 45288,21 1635583,7 Прочие массы 1465 29,6 69678,4 2062480,64 37 Сумма по группе А 12386 749592,78 28718710,8 Продолжение таблицы 9.1 Группа Б Окислитель 108880 20,2 9074154,6 355452785 Горючее 24196 28,7 1517286,5 2659567,3 Сумма по группе Б 133076 10591441 358112352 Сумма по блоку 3 ступени 145462 11341034 386831063 Блок 2 ступени Группа А Переходный отсек 3112 37,5 143463,2 6613653,52 Обечайка бака окислителя 1149 44,6 108879,9 9423555,35 Нижнее днище бака окислителя 520 49,4 88192,4 8018453,01 Верхнее днище бака окислителя 473 40,5 72482,76 5956633,22 Межбаковый отсек 977 50,3 101193,6 8225015,81 Обечайка бака горючего 4267 66,5 266979,51 17283719,6 Нижнее днище бака горючего 520 80,5 77968,6 6267116,07 Верхнее днище бака горючего 473 51,3 43306,2 2126334,42 Хвостовой отсек 2388 89,3 166549,98 15592409,1 ЖРД 6895 88,5 1299293,8 122419462 Рама ЖРД 575 88,2 105501,18 9687118,35 Коммуникации 2975 80,72 472615,6 38149531,2 Теплозащита 498 69,51 52410,54 3643056,64 Система наддува баков 100 71,82 2298,24 165059,597 Приборы 3019 81,28 271881,6 22098536,4 Прочие массы 4221 71,1 464354,1 33015576,5 Сумма по группе А 32162 3737371,2 308685231 38 Продолжение таблицы 9.1 Группа Б Окислитель 131918 44,6 41088487 3556208580 Горючее 69759 66,5 7317530,4 473722280 Сумма по группе Б 201677 48406018 4029930860 Сумма по блоку 2 ступени 233839 52143389 4338616091 Блок 1 ступени Группа А ГО 582 61,4 51303,46 2736013,52 Обечайка бака окислителя 330 70 58562,325 3992486,51 Нижнее днище бака окислителя 104 74,3 9849,4 801741,16 Верхнее днище бака окислителя 95 62,3 6044,5 332145,275 Межбаковый отсек 233 64,7 18007 1473872,95 Обечайка бака горючего 198 69,7 38560,9 3426135,97 Нижнее днище бака горючего 104 80,3 11543,4 1101240,36 Верхнее днище бака горючего 95 65,2 9053 745061,9 Хвостовой отсек 1077 82,4 81411,7 7909146,66 ЖРД 4667 88,5 943312,5 91265484,4 Рама ЖРД 734 88,2 141441,8 13627917,4 Коммуникации 3000 82,64 615668 50878803,5 Теплозащита 170 75,175 14132,9 1062440,76 Система наддува баков 100 77,85 2413,35 187879,298 Приборы 1280 81,85 222795,7 18235828 Прочие массы 2399 74,5 393732,5 29333071,3 Сумма по группе А 15168 2617832,4 227109269 39 Окончание таблицы 9.1 Группа Б Окислитель 152716 68,175 24336362 1659131450 Горючее 67276 88,85 11327398 1006439281 Сумма по группе Б 219992 35663759 2665570732 Сумма по блоку 1 ступени 235160 38281592 2892680001 Сумма по всем блокам 664560 165968500 1,1982E+10 Сумма по всей ракете 683768 166262812 1,1983E+10 Рассчитаем координату центра масс ракеты-носителя по оси X m по следующей зависимости: 4 xцм m x i i 1 i 4 m i 1 166262812 65,61 [ м] ; 2534089 i Определим момент инерции ракеты относительно проходящей через центр масс ракеты, следующим образом: 3 3 i 1 i 1 2 IYЦМ I Z ЦМ mi xi2 xцм mi =1,1983 1010 65,612 2534089 1074200119 [кг м2 ]. 40 оси Ym ЦМ , Расчет времени работы ступеней и секундного расхода окислителя и горючего Результаты расчета представлены в таблице 9.2. Таблица 9.2 - Результаты расчета времени работы ступеней и расхода окислителя и горючего РБ wei, м/с R, кН ṁТi, т/с mTi, т Тi, с ṁОкi, т/с ṁГi, т/с 1 3300 7400 2,242424 484,458 216,0421 1,652312 0,590112 2 4500 5792 1,287111 587,769 456,6575 1,039591 0,247522 3 4500 2896 0,643556 286,803 445,6538 0,519796 0,12376 4 4500 500 0,111111 85,983 773,847 0,089744 0,021367 Расчет проводился по следующим зависимостям [1]: секундный расход топлива в целом (окислителя и горючего) m Ti Ri wi ; продолжительность работы отдельных ступеней Ti mTi ; m Ti секундный расход окислителя и горючего m Oк i mOк i Ti ; m Г i mГ i Ti . 41 Расчет изменения координат центра масс РН в полете Расчет проводился по методике, изложенной в подразделе 13.4 учебного пособия [1]. Расчетная зависимость для определения текущего значения координат центра масс ракеты следующая: xЦМ t m x m i i Ок A m ок i t xОк i t m Г m Г i t x Г i t (Б10.1) , m0 m T t где m T - секундный расход топлива (окислителя и горючего вместе). mi и xi - массы и координаты элементов, относящихся к группе А; mОк i , m Г i , m ок i , m Г i , xОК i , x Г i - массы, секундные расходы и координаты окислителя и горючего (элементов группы Б); m0 - стартовая масса ракеты-носителя. Результаты расчета (центровочная ведомость) изменения координат центра масс ракеты-носителя по времени полета на участке работы первой ступени представлены в таблице 9.3. Таблица 9.3 - Центровочная ведомость t, c mОк, т mГ, т ХОк(t), м ХГ(t), м ХОк(t)∙ mОк, м∙т ХГ(t)∙ mГ, м∙т 0,00 152,716 76,276 68,175 88,850 24336,362 11327,398 60,427 24,00 132,306 64,324 69,644 89,578 22098,585 10151,272 60,148 48,01 120,643 55,158 71,114 90,306 19744,242 8954,528 59,553 72,01 105,963 42,983 72,583 91,033 17273,333 7737,166 58,530 96,02 91,436 34,827 74,053 91,761 14685,859 6499,185 57,416 120,02 63,674 25,654 75,522 92,489 11981,819 5240,585 55,349 144,03 48,990 13,4675 76,992 93,217 9161,213 3961,367 51,886 168,03 29,326 7,521 78,461 93,944 6224,041 2661,530 47,309 192,04 12,663 3,165 79,931 94,672 3170,303 1341,074 40,638 216,04 0,000 0,000 81,400 95,400 0,000 0,000 32,562 42 Хс, м На рисунке 9.1 представлен график изменения координаты центра масс ракеты в полете. 70,000 Координата центра масс РН, м 60,000 50,000 40,000 30,000 20,000 10,000 0,000 0,00 50,00 100,00 150,00 200,00 Время работы первой ступени, с Рисунок 9.1 - График изменения координаты центра масс РН в полете 43 250,00 10 Обоснование и выбор бортовых систем Ниже приведен состав бортовых систем РН (для всех ракетных блоков): системы обеспечения теплового режима (СОТР); системы наддува баков; системы одновременного опорожнения баков объёмомерные; системы одновременного опорожнения баков расходомерные; пневмогидравлические системы (ПГС) ракетных блоков; системы подачи топлива в ДУ; система регулирования боковой составляющей скорости (РБС); система регулирования кажущейся скорости (РКС); система регулирования нормальной составляющей скорости (РНС); системы крепления и разделения РБ; система крепления и разделения ГО; система крепления и разделения КА. Более подробно рассмотрим принятые в настоящем проекте пневмогидравлическую систему одного из ракетных блоков, системы крепления и разделения составных частей ракеты-носителя. 10.1 Пневмогидравлическая система ракетного блока первой ступени 44 Пневмогидравлическая система (ПГС) ракетного блока (РБ) первой ступени ракеты-носителя представлена на рисунке 10.1. Она состоит из двух жидкостных ракетных двигателей РД-171 (на схеме для упрощения графической иллюстрации показан один). Двигатель РД-171 имеет турбонасосную систему подачи топлива с одним турбонасосным агрегатом (ТНА), с одним бустерным насосным агрегатом окислителя и одним бустерным насосным агрегатом горючего. Используется схема с дожиганием окислительного газа, который вырабатывается в двух одинаковых газогенераторах на основных компонентах. 1 - камера сгорания; 2 - теплообменник для получения газообразного кислорода; 3, 5, 18 - шайбы настроечные; 4 - теплообменник для получения газообразного гелия; 6 - турбина; 7 - газогенератор, работающий на основных компонентах топлива; 8 - пиростартер; 9 - бак горючего (керосин); 10 - бак окислителя (жидкий кислород); 11, 14 - дренажно-предохранительные клапаны; 12, 15 - датчики давления; 13 - баллоны с жидким гелием; 16 - насос горючего; 17 - насос окислителя; 19 - главный клапан горючего; 20 - главный клапан окислителя; 45 21 - коллектор выхлопных газов турбины и сопловой насадок Рисунок 10.1 - Пневмогидравлическая система ракетного блока первой ступени ракеты-носителя На двигателе применено химическое зажигание в огневых агрегатах и имеются теплообменники подогрева гелия для наддува бака горючего. Продувка осуществляется бортовой пневмосистемой. Все агрегаты автоматики используют пневмоуправление гелием от бортовой пневмосистемы. Тяга двигателя передается на корпус РН через специальную раму (на схеме не показана). Жидкостный реактивный двигатель (ЖРД) имеет плавный двухступенчатый запуск с самозапуском - опережением включения газогенераторов относительно камер. В полете ЖРД регулируется по тяге и соотношению компонентов в камерах, а перед выключением двигатель плавно дросселируется с целью снижения максимальных перегрузок на ракету-носитель. Выключается двигатель в два этапа. Во-первых, прекращается работа газогенераторов. Во-вторых, отсекается подача компонентов в камеры и осуществляется дренаж горючего из трактов их охлаждения. 10.2 Системы крепления и разделения составных частей ракеты-носителя На рисунке 10.2 представлены принятые схемы крепления и разделения ракетных блоков, головного обтекателя и космического аппарата. На этом рисунке введены следующие обозначения: 1, 2 – тормозные ракетные двигатели твердого топлива; 3 – пирозамки систем крепления и разделения РБ; 4 – плоскость расположения элементов системы крепления и разделения головного обтекателя по продольному стыку (включая замки, тяги и толкатели); 5 – пирозамки системы крепления и разделения КА; 6 пружинные толкатели системы крепления и разделения КА; 7 – пирозамки крепления и разделения головного обтекателя 8, 9 – разделительные РДТТ. 46 Системы крепления и разделения ракетных блоков Крепление и разделение ракетных блоков осуществляется пирозамками. Торможение отработавших ракетных блоков осуществляется с помощью твердотопливных ракетных двигателей. 47 48 Система крепления и разделения головного обтекателя Крепление и разделение головного обтекателя (ГО) осуществляется замками продольного и поперечного стыка. Сброс головного обтекателя осуществляется на участке полета второй ступени. При раскрытии замков продольного и поперечного стыка обтекатель делится на две части, которые отбрасываются от ракеты-носителя специальными толкателями. Система крепления и отделения КА Крепление и отделение КА осуществляется пирозамками и пружинными толкателями. 49 11 Конструкция и функционирование ракеты 11.1 Конструкция ракеты-носителя На рисунке Б11.1 представлены основные (крупные) составные части ракеты-носителя. 1 – первый РБ; 2 – второй РБ; 3 – третий РБ; 4 – четвертый РБ; 5 – космическая головная часть. Рисунок 11.1 - Состав ракеты-носителя В проектируемой РН используется четырехступенчатая схема смешанного соединения ракетных блоков. Ракетные блоки имеют цилиндрические формы разного диаметра. Головной обтекатель состоит их двух створок, каждая из которых имеет из цилиндрическую и коническую части. Под головным обтекателем установлена полезная нагрузка. Конструкция ракетного блока первой ступени включает следующие отсеки и элементы: 1. Хвостовой отсек (ХО), включающий в себя: - цилиндрическую обечайку, стрингеров и шпангоутов; подкрепленную 50 силовым набором - жидкостный ракетный двигатель РД-171, который крепится к шпангоутам и обечайке хвостового отсека с помощью специальной рамы; - четыре тормозных ракетных двигателя на твердом топливе (РДТТ); - элементы ПГС и других бортовых систем. 2. Бак горючего (керосин), включающий в себя: - цилиндрическую обечайку; - два днища в форме сферических сегментов; - два стыковых шпангоута; - тоннельный трубопровод. 3. Межбаковый отсек, включающий в себя цилиндрическую обечайку, подкрепленную силовым набором стрингеров и шпангоутов (в межбаковом отсеке размещены приборные блоки первой ступени ракеты-носителя). 4. Бак окислителя (жидкий кислород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов. 5. Головной обтекатель, состоящий из конической, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов. Конструкция ракетного блока второй ступени включает следующие отсеки и элементы: 1. Хвостовой отсек, включающий в себя: - параболическую обечайку, стрингеров и шпангоутов; подкрепленную силовым набором - 4 жидкостных ракетных двигателя РД-0120, которые крепится к шпангоуту обечайки хвостового отсека с помощью специальной рамы; - элементы ПГС и других бортовых систем. 51 2. Бак горючего (жидкий водород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов (на внешней поверхности бака нанесена теплоизоляция). 3. Межбаковый отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов (в межбаковом отсеке размещены приборные блоки второй ступени ракеты-носителя). 4. Бак окислителя (жидкий кислород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов и тоннельного трубопровода. 5. Переходная ферма, состоящая из цилиндрических труб. Конструкция ракетного блока третьей ступени включает следующие отсеки и элементы: 1. Бак окислителя (жидкий кислород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов и тоннельного трубопровода. 2. 2 жидкостных ракетных двигателя РД-0120, закрепленный на специальной раме, которая крепится к силовому шпангоуту. 3. Два рулевых двигателя. 4. Межбаковый отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов (в межбаковом отсеке размещены элементы ПГС и других бортовых систем третьей ступени ракеты-носителя). 5. Бак горючего (жидкий водород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов (на внешней поверхности бака нанесена теплоизоляция). Конструкция ракетного блока четвертой ступени включает следующие отсеки и элементы: 52 1. Бак окислителя (жидкий кислород) торовой формы, состоящий из двух днищ, имеющих формы части тора, а также одного стыкового шпангоута. 2. Жидкостный ракетный двигатель, закрепленный на специальной раме, которая крепится к шпангоуту обечайки хвостового отсека. 3. Два рулевых двигателя, установленные на внешней поверхности межбакового отсека. 4. Межбаковый отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов (в межбаковом отсеке размещены элементы ПГС и других бортовых систем третьей ступени ракеты-носителя). 5. Бак горючего (жидкий водород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов (на внешней поверхности бака нанесена теплоизоляция). 6. Переходный отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов, верхнего стыкового шпангоута, на котором имеются места установки и крепления космического аппарата и головного обтекателя. Конструкция головного обтекателя включает следующие отсеки и элементы: 1. Две створки головного обтекателя, состоящие (каждая) из двух цилиндрических и двух конических обечаек, подкрепленных набором стрингеров и шпангоутов. 11.2 Функционирование ракеты-носителя в полёте Функционирование ракеты-носителя на стартовой площадке На стартовой площадке перед пуском ракеты-носителя проводится диагностирование работы маршевого ракетного двигателя и бортовых систем. В случае штатной работы выдается команда на пуск, производится запуск двигателей 1 и 2 ракетного блока и разрыв всех механических (элементов крепления ракеты к стартовому столу), электрических, 53 гидравлических и пневматических связей, и ракета переходит на автономную работу. Функционирование ракеты-носителя на этапе полета первой ступени 1. Управление по всем трем углам ориентации осуществляется маршевыми двигателями при помощи специальной подвесной системы, благодаря которой двигатели способны отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы до 7 градусов. 2. Осуществляется выключение двигателей ракетных блоков первой ступени. 3. Производится отделение ракетных блоков первой ступени по холодной схеме: - по окончании работы двигателей с помощью пирозамков производится разрыв механической связи между ракетными блоками; - включаются в работу шестнадцать разделительных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), установленных на отделяемых ракетных блоках, и тем самым производится отвод ракетных блоков первой ступени. Функционирование ракеты-носителя на этапе полета второй ступени 1. Осуществляется управление по углам тангажа и рысканья маршевыми двигателями при помощи специальной подвесной системы, благодаря которой двигатели способны отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы до 7 градусов. 2. Производится сброс головного обтекателя: - с помощью замков продольного стыка производится разрыв механической связи между двумя створками головного обтекателя, а с помощью замков поперечного стыка производится разрыв механической связи между створками головного обтекателя и опорным шпангоутом переходного отсека; 54 - с помощью толкателей производится раскрытие и сброс створок головного обтекателя. 3. Осуществляется выключение двигателей ракетного блока второй ступени и его отделение по схеме: - по окончании работы двигателей с помощью пирозамков производится разрыв механической связи между ракетными блоками; - включается в работу рулевые двигатели 3 ступени; Функционирование ракеты-носителя на этапе полета третьей ступени 1. Запускается маршевые двигатели ракетного блока третьей ступени. 2. Управление по углам тангажа и рысканья осуществляется маршевыми двигателями при помощи специальной подвесной системы, благодаря которой двигатель способен отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы до 7 градусов. 3. Управление по двигателями. углу крена осуществляется двумя рулевыми 4. Осуществляется выключение двигателей ракетного блока третьей ступени. 5. Производится отделение ракетного блока третьейй ступени по холодной схеме: - по окончании работы двигателей с помощью пирозамков производится разрыв механической связи между ракетными блоками; - включаются в работу четыре тормозных ракетных двигателя твердого топлива (РДТТ), установленных на отделяемом ракетном блоке, и тем самым производится торможение ракетного блока нижней ступени. Функционирование ракеты-носителя на этапе полета четвёртой ступени 1. Запускается маршевый двигатель ракетного блока четвёртой ступени. 2. Управление по углам тангажа и рысканья осуществляется рулевыми двигателями. 55 3. В конце активного участка траектории маршевый двигатель четвертой ступени выключается, одновременно с этим включаются рулевые двигатели, которые обеспечивают точность выведения КА как по скорости, так и по траектории. 5. Осуществляется отсечка рулевых двигателей. 6. С помощью пирозамков разрываются механические связи между космическим аппаратом и опорным шпангоутом переходного отсека ракетыносителя и производится отделение пилотируемого КА с помощью пружинных толкателей по специальной безударной схеме. 56 Заключение В настоящем курсовом проекте был произведен выбор основных проектных характеристик и конструктивного облика ракеты-носителя, способной выводить пилотируемый космический аппарат массой 70 т на отлетную орбиту к Марсу. В частности, были рассмотрены следующие вопросы. Определена характеристическая скорость ракеты, выбрано топливо, решена оптимизационная задача выбора наилучшего варианта распределения масс по ступеням и блокам ракеты-носителя, рассчитана стартовая масса ракеты и массы ракетных блоков. Проведены расчет объемно-габаритных характеристик ракеты, предварительная компоновка, выбраны двигатели ракетных блоков всех ступеней. Проведено уточнение компоновочной схемы, разработана твердотельная модель ракеты, которая была выполнена в системе «SolidWorks», разработан анимационный фильм полета ракеты-носителя и отделения составных частей ракеты космического назначения в полете. Произведен расчет масс элементов, составлена весовая сводка и центровочная ведомость. Приведен состав бортовых систем ракеты, выбраны пневмогидравлическая схема и система крепления и разделения составных частей ракеты космического назначения. Для более подробной проработки других вопросов, касающихся проектирования ракет, необходимо обратиться к списку использованных источников в учебном пособии [1]. 57 Список использованных источников 1. Куренков В. И. Выбор основных проектных характеристик и конструктивного облика ракет-носителей [текст]: Учеб. пособие / В.И.Куренков, Л.П.Юмашев; под ред. чл.-кор. РАН Д. И. Козлова. Самара:Самар. гос. аэрокосм. ун-т, 2005. - 240 с. 2. Юмашев Л. П. Головные части ракет [текст] / Л.П.Юмашев. - Самара: СГАУ, 2005. - 48 с. 3. Балабух Л.И., Алфутов Н.А., Усюкин В.И. Строительная механика ракет [текст] / Л.И. Балабух, Н.А. Алфутов, В.И. Усюкин - М.: Высш. шк., 1984. - 391 с. 4. Белоконов И. В. Расчет баллистических характеристик движения космических аппаратов [текст]: учеб. пособие / В.М.Белоконов - Самара: СГАУ. 1994. - 41 с. 5. Андреев С.В. Баллистические ракеты [текст]: учеб. пособие / С.В.Андреев -Куйбышев: КуАИ. 1989. - 57 с. 6. Официальный сайт НПО «Энергомаш»: www.energomash.ru 7. Сайт, посвященный космонавтике: www.novosti-kosmonavtiki.ru 8. Сайт, посвященный авиации и космонавтике www.aviaport.ru 9. СТО СГАУ 02068410-004-2007. Стандарт организации. Комплексная система управления качеством деятельности вуза. Общие требования к учебным текстовым документам [Текст]. – Самара: СГАУ, 2007. 58