Довольна работой автора!
Информация о работе
Подробнее о работе
Корпус разгонного блока из титана
- 34 страниц
- 2015 год
- 416 просмотров
- 0 покупок
Гарантия сервиса Автор24
Уникальность не ниже 50%
Фрагменты работ
Введение
В данном курсовом проекте производится расчет разгонного блока, предназначенного для решения некоторых транспортных задач в космическом пространстве, в частности, для довыведения космического аппарата навигации массой 7300 кг с начальной высоты 200 км на конечную высоту 20000 км.
Основной проблемой является повышение качества и эффективности применения, а также снижение стоимости проектируемого разгонного блока. Повышение качества включает в себя снижение габаритных характеристик разгонного блока и подбор условий для максимальной экономии топлива. Также необходимо компактно распределить все системы разгонного блока для уменьшения его объема, занимаемого под головным обтекателем, с целью увеличения массы полезной нагрузки. Это позволит заметно увеличить энергетические возможности ракеты-носителя по выведению полезных нагрузок на околоземные орбиты.
Вся графическая документация оптимизации приведена в приложении 4.
Оглавление
Введение 3
1 Баллистический и массовый расчеты разгонного блока 4
1.1 Баллистические расчеты 4
1.2 Расчет массово-энергетических характеристик 5
2 Проектирование элементов конструкции РБ 8
2.1 Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака 8
2.2 Проектировочный прочностной расчет ферменного отсека 10
3 Компоновка РБ 12
3.1 Зона полезного груза РН 12
3.2 Расчет объемов топливных баков и подсистем РБ 13
Заключение 17
Список использованных источников 19
ПРИЛОЖЕНИЕ 1. Оптимизация импульсной скорости при двухимпульсном некомпланарном перелете ТКА с круговой на более высокую круговую орбиту. 20
ПРИЛОЖЕНИЕ 2. Оптимизация начальной перегрузки на первом импульсе из условия минимума суммарной массы топлива на компенсацию гравитационных потерь и массы двигателя. 23
ПРИЛОЖЕНИЕ 3. Оптимизация начальной перегрузки моноблочного РБ при двухимпульсном перелете по максимальному значению относительной массы ПН. 28
ПРИЛОЖЕНИЕ 4. Графики оптимизации 32
Заключение
В данном курсовом проекте произведен расчет разгонного блока, предназначенного для решения определенных транспортных задач широкого спектра применения в космическом пространстве, например, для довыведения космического аппарата, предназначенного для навигации, массой 7300 кг, с начальной высоты 200 км на конечную высоту 20000 км.
На текущий момент основная проблема – повышение качества и эффективности применения, а также снижение стоимости проектируемого разгонного блока. Повышение качества включает в себя снижение габаритных характеристик разгонного блока и подбор условий для максимальной экономии топлива, на что и был направлен курсовой проект. Также требовалось компактно распределить все системы разгонного блока для уменьшения его объема, занимаемого под головным обтекателем, с целью увеличения массы полезной нагрузки.
В курсовом проекте были произведены баллистический и массовый расчеты разгонного блока, расчет массово-энергетических характеристик, проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака и ферменного отсека, было выполнено проектирование элементов конструкции РБ, произведена компоновка РБ для зоны полезного груза РН, а также произведен расчет объемов топливных баков и подсистем РБ.
Результатом проектирования и расчетов является заметное увеличение энергетических возможностей ракеты-носителя по выведению полезных нагрузок на околоземные орбиты при необходимых показателях прочности и надежности.
При решении задачи оптимизации РБ получены следующие данные:
- масса полезной нагрузки mПН=965,971 кг
- масса топлива на перелет mт=4864 кг
- масса двигателя mдв=23,725 кг
- диаметр обтекателя Dоб=3 м
- радиус зоны полезной нагрузки RПН=1,35 м
- радиус сечения торового бака горючего rtor=0,303 м
- радиус торового бака горючего Rtor=0,7 м
- длина цилиндрического бака окислителя Lpc=0,465 м
- высота шарового сегмента hc=0,1 м
- радиус сечения тора приборного отсека rtor=0,26 м
- радиус тора приборного отсека Rtor=2,7 м
- коэффициента запаса прочности (стенка/днище) ηпр=1,45/1,25
Поворот всей плоскости орбиты осуществляется в апогее. Масса топлива на перелет равна 4864 кг.
При перегрузке 0,5 будет получена минимальная суммарная масса двигателя и гравитационных потерь, равная 32,744 кг.
Оптимальное значение перегрузки равно 0,5 при значении целевой функции относительной масса ПН, равном 0,132.
В процессе выполнения данного проекта была достигнута цель оптимизации основных показателей качества и разработана конструктивно-компоновочная схема. Актуальность данной задачи очевидна, т.к. существует необходимость усовершенствования разгонного блока, а именно – уменьшение его габаритных и массовых показателей и достижение максимальной экономии топлива.
Однако данная конструктивно-компоновочная схема не вполне рациональна. Приборный отсек и баки горючего и окислителя находятся на большом расстоянии друг от друга. Это расстояние можно уменьшить, приблизив их. Тем самым мы сможем уменьшить длину разгонного блока, и, как следствие, его объем, занимаемый под обтекателем ракеты-носителя.
Можно также изменить массовые коэффициенты ПГС, служебных систем и несущих конструкций с целью увеличения массы полезной нагрузки. Например, можно взять значения массовых коэффициентов 0,01, а не 0,1, как при первоначальном расчете.
Список использованных источников
1. Гардымов Г.П. Композиционные материалы в ракетно-космическом аппаратостроении. – СПб: СпецЛит, 1999.
2. Смыслов В.И., Цыплаков О.Г. Технологические основы и опыт создания элементов ракет из композиционных материалов. – СПб: Изд-во ЛМИ, 1993.
3. Кулик В.И., Мешков Е.В., Нилов А.С. Механическая и физико-техническая обработка композиционных материалов. – СПб: Изд-во БГТУ, 2004.
4. Гардымов Г.П., Парфенов Б.А., Пчелинцев А.В. Технология ракетостроения. – СПб: Специальная литература, 1997.
5. Буланов И.М., Воробей В.В. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов. – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1998.
6. Белякова И.Т., Зернова И.А. Технология сборки и испытаний космических аппаратов. – М.: Машиностроение, 1990.
7. ГОСТ 22178-76. Листы из титана и титановых сплавов
Форма заказа новой работы
Не подошла эта работа?
Закажи новую работу, сделанную по твоим требованиям
