Работа по созданию ракетно-космических комплексов

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ…………………………………………………………………...………………….7

1 Сбор и обработка технических характеристик ракеты-носителя заданного класса……....8

2 Выбор технических средств и основных проектных характеристик РКН для вывода биологического спутника на круговую орбиту………………………………………………11

2.1 Анализ схемы и средств выведения полезной нагрузки определенной массы РКН на заданную орбиту функционирования…………..……………………………………………..11

2.2 Расчет потребной характеристической скорости ракеты-носителя, необходимой для вывода космического аппарата на круговую опорную орбиту……………………………...12

2.3 Расчет потребной характеристической скорости для вывода космического аппарата на промежуточную эллиптическую орбиту………………………………………………….…..13

2.4 Расчет потребной характеристической скорости для перевода космического аппарата на круговую орбиту…………………………………………………………………………….15

2.5 Определение потребной характеристической скорости ракеты-носителя для запуска космического аппарата на рабочую орбиту…………………………………………………..15

3 Выбор топлива………………………………………………………………………………..16

3.1 Выбор топлива с учетом конструктивных характеристик ракеты………………………16

3.2 Выбор топлива по комплексному критерию эффективности…………………………...17

3.3 Сравнение результатов выбора топлива…………………………………………………..19

4 Определение стартовой массы ракетных блоков и стартовой массы ракеты-носителя....20

5 Предварительная компоновка……………………………………………………………….22

5.1 Определение предварительных габаритов ракеты……………………………………….22

5.1.1 Расчет объема головного обтекателя……………………………………………………22

5.1.2 Расчет объема приборных отсеков………………………………………………………22

5.1.3 Расчет массы и объема топливных отсеков…………………………………………….23

5.1.4 Расчет объемов ракеты-носителя и суммарного объема хвостовых и переходных отсеков………………………………………………………………………………….……….23

5.1.5 Определение предварительных габаритов ракеты-носителя………………………….24

5.2 Компоновка отсеков ракеты-носителя…………………………………………………….25

5.2.1 Выбор габаритных характеристик хвостовых отсеков и выбор ракетных двигателей…………………………………………………………………………….……..…..25

5.2.2 Расчет габаритных характеристик топливных отсеков……………..………………….26

5.2.3 Определение геометрических размеров баков………………………………………….27

5.2.4 Выбор габаритных характеристик переходных отсеков……………………………….27

5.2.5 Компоновочная схема приборных отсеков……………………………………………..28

5.2.6 Компоновочная схема космической головной части…………………………………..28

5.2.7 Уточнение компоновочной схемы ракеты-носителя………………………….………..28

6 Твердотельная модель………………………………………………………………………..29

7 Расчет масс элементов ракеты-носителя……………………………………………………30

7.1 Расчет масс элементов ракетного блока первой ступени………………………………..30

7.2 Расчет масс элементов ракетного блока второй ступени………………………………..33

8 Центровочные и инерционные характеристики……………………………………………35

8.1 Расчет времени работы ступеней и секундного расхода окислителя и горючего……...36

8.2 Расчет изменения координат центра масс ракеты-носителя в полете…………….…….36

9 Расчет аэродинамических характеристик…………………………………………………..41

9.1 Формирование расчетной схемы летательного аппарата………………………………..41

9.1.1 Характеристики летательного аппарата………………………………………………...41

9.2 Расчет коэффициента сопротивления трения летательного аппарата………………..…42

9.2.1 Расчет коэффициента сопротивления трения корпуса летательного аппарата………42

9.3 Расчет коэффициента сопротивления давления летательного аппарата при нулевом угле атак……………………………………………………………………………………..…..44

9.3.1 Сопротивление носовых частей…………………………………………………………44

9.3.2 Сопротивление донной части…………………………………………………………....44

9.3.3 Коэффициент сопротивления давления корпуса……………………………………….45

9.3.4 Коэффициент сопротивления давления летательного аппарата………………………45

9.3.5 Расчет коэффициента продольной силы при нулевом угле атаки…………………….45

9.4 Расчет аэродинамической подъемной силы………………………………………………47

9.5 Расчет коэффициента лобового сопротивления летательного аппарата………..………48

9.5.1 Расчет коэффициента индуктивного сопротивления корпуса………………………...48

9.5.2 Коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата…………………48

9.5.3 Коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата………………………49

9.6 Расчет силы лобового сопротивления…………………………………………………….50

10 Расчет программы траектории двухступенчатой ракеты-носителя……………….…….52

10.1 Определение основных проектных параметров ракеты-носителя…………………….52

10.2 Расчет потребной конечной скорости запуска ракеты-носителя………………………54

10.3 Расчет оптимального угла наклона траектории…………………………………………55

11 Проектирование топливного бака………………………………………………………….56

11.1 Расчет толщины обечайки и днищ……………………………………………………….56

11.2 Расчет нагрузок, действующих на ракету-носитель…………………………………….59

11.3 Расчет стыковых шпангоутов бака………………………………………………………62

11.4 Расчет тоннельного трубопровода……………………………………………………….63

11.5 Расчет трубы для горючего……………………………………………………………….64

11.6 Арматура топливного бака……………………………………………………………….65

11.7 Расчет заборного устройства……………………………………………………………..66

12 Выбор бортовых систем, описание пневмогидравлической системы и системы управления………………………………………………………………………………………69

12.1 Пневмогидравлическая система ракетного блока первой ступени……………….……69

12.2 Система управления ракеты-носителя………………………………………….………..70

13 Описание конструкции и функционирования ракеты-носителя…………………………73

13.1 Конструкция ракеты-носителя…………………………………………………………...73

13.2 Функционирование ракеты-носителя в полёте………………………………………….74

13.2.1 Функционирование ракеты-носителя на старте…………………………………….…74

13.2.2 Функционирование ракеты-носителя на этапе полета первой ступени………..……74

13.2.3 Функционирование ракеты-носителя на этапе полета второй ступени…………..…75

14 Испытания на герметичность………………………………………………………………76

14.1 Методы пневматических испытаний…………………………………………………….76

14.1.1 Метод накопления при атмосферном давлении………………………………………77

14.1.2 Метод обмыливания…………………………………………………………………….77

14.1.3 Метод «аквариума»……………………………………………………………………...77

14.1.4 Контроль герметичности методом «щупа»……………………………………………78

14.1.5 Контроль герметичности методом «вакуумирования»……………………………….78

14.2 Выбор метода испытаний на герметичность……………………………………………78

15 Сборочно-сварочная оснастка………………………………………………………….…..79

15.1 Сборка-сварка оболочки днища………………………………………………………….79

15.2 Сборка-сварка шпангоута с оболочкой днища………………………………………….80

15.3 Сборка-сварка топливных баков…………………………………………………………81

ЗАКЛЮЧЕНИЕ…………………………………………………………………………………84

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМЫХ ИСТОЧНИКОВ……………………………………………....85

ПРИЛОЖЕНИЯ………………………………………………………………………………...86

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМЫХ ИСТОЧНИКОВ
1. Кириллин, А.Н. Выбор основных проектных характеристик и формирование конструктивного облика ракет-носителей [Текст]: учебник/А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, В. И. Куренков. – Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2014. – 448 с.: ил.
2. СТО 02068410-004-2018. Общие требования к учебным текстовым документам [Текст]. – Самара: Самарский университет, 2018.
3. Описание ЖРД-171МВ. – URL.: https://www.vesvks.ru/vks/article/raketnyi-dvigatel-rd171mv--mosch-pobezhdayuschaya--164244. Ракета-носитель Союз-5. – URL.: https://aboutspacejornal.net/рн-союз-5/5. Балабух, Л.И. Строительная механика ракет / [Л.И. Балабух и др.]. - М.: Высшая школа, 1984. - 391 с.
6. Мишин, В.Я. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) / [В.Я. Мишин и др.]. - М.: Машиностроение, 1985. - 360 с.
7. Юмашев, Л. П. Устройство ракет-носителей (сухие отсеки и топливные баки) [Текст]: учеб. пособие / Л.П.Юмашев. – Самара: Самар. гос. аэрокосм. ун-т, 1995. –57 с.
8. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Под редакцией академика В. Н. Челомея. М., «Машиностроение», 1978, 240 с.
9. Расчет аэродинамических характеристик летательных аппаратов: Учеб. пособие / Васильев В.В., Морозов Л.В., Шахов В.Г. Самар.гос.аэрокосм.ун-т. Самара, 1993. 79 с.
10. Производство сварных конструкций в ракетнокосмической технике: учебное пособие /А.Ю. Андрюшкин, О.О. Галинская, А.Б. Сигаев; Балт. гос. техн. ун-т. – СПб., 2015. – 104 с.
11. Сварка трением с перемешиванием – URL.: http://weldzone.info/technology/Contacts/ets/497-svarka-treniem-s-peremeshivaniem.
 

Магистрали питания двигательной установки компонентами топлива имеют разделительные клапаны. Установлены заправочно-сливные клапаны в магистралях заправки компонентов. Избыточное давление в баках поддерживается наддувом газами от наземных систем при подготовке РН к пуску. В нижней части бака окислителя хранятся баллоны с гелием, погруженные в жидкий кислород, для обеспечения наддува баков в полете.

Через дроссельные шайбы происходит подача газа наддува в бак горючего. Используются сигнализаторы давления для контроля давления в баках.

ЖРД РД-171МВ (см. рисунок 31) выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины.

Двигатель имеет четыре камеры сгорания, турбонасосный агрегат, бустерный насосный агрегат горючего, бустерный насосный агрегат окислителя, два газогенератора, блок управления автоматикой, блок баллонов, систему приводов автоматики, систему рулевых приводов, регулятор расхода горючего в газогенераторе, два дросселя окислителя, дроссель горючего, пуско-отсечные клапаны окислителя и горючего, четыре ампулы с пусковым горючим и т.д..

Одна из основных конструктивных особенностей этого двигателя - наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, что позволяет управлять по тангажу и рысканью, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину.

Рисунок 31  – ЖРД РД-171МВ

Турбонасосный агрегат располагается между камерами, и его ось параллельна оси камер. Такое размещение ТНА позволяет оптимально разместить двигатель в ограниченных габаритах хвостового отсека РН.

12.2 Система управления ракеты-носителя

Система управления РКН типа «Союз». Система управления ракеты-носителя предназначена для проверки ракеты на заводе-изготовителе, технической позиции и стартовом комплексе, выполнения предпусковых операции и пуск ракеты, управление ракетой в полете.

Система управления РКН типа "Союз" предназначена для решения следующих задач:

- управление полетом PH с целью выведения полезной нагрузки (ПН) на заданную орбиту;

- обеспечение попадания отделяющихся частей РН в заданные районы отчуждения;

- выработка начальных условий для полета с заданной точностью при заданных условиях;

- обеспечение после стартового разворота PH в заданный азимут;

- проведение проверок бортовой аппаратуры системы управления (БАСУ) и элементов автоматики PH в объеме, гарантирующем их нормальное функционирование при пуске и в процессе полета PH;

- управление совместно с наземным оборудованием стартового комплекса (СК) подготовкой PH к пуску и пуском PH.

Система управления РКН типа "Союз" состоит из 3-х частей:

- бортовая аппаратура СУ (БАСУ);

- наземная аппаратура СУ (НАСУ);

- система управления технического комплекса (СУТК).

БАСУ обеспечивает решение следующих задач:

- выработка начальных параметров движения PH, обеспечение послестартового разворота PH;

- управление движением PH и стабилизация пространственного движения PH на участках выведения;

- управление выведением ПН на заданные орбиты с заданной погрешностью;

- формирование программной ориентации PH;

- обеспечение попадания отделяемых частей PH в заданные районы отчуждения;

- взаимодействие с полезной нагрузкой;

- управление работой систем и агрегатов;

- управление системой расходования топлива;

- управление совместно с наземным оборудования СК подготовкой PH к пуску и непосредственно пуском PH;