Выбор конструктивной схемы и проектных параметров ракеты. Описание программы движения на активном участке траектории. Определение основных характеристик топлива. Расчет габаритных размеров двигательной установки. Вычисление массы взрывчатого вещества.
Аннотация к работе
Министерство образования и науки Российской Федерации «Проектирование, производство и эксплуатация ракет и ракетно-космических комплексов» Курсовой проект на тему: «Проектирование двухступенчатой баллистической ракеты» по дисциплине «Основы проектирования и конструирования ракет»Проектирование современных автоматических управляемых летательных аппаратов, предназначенных для транспортировки грузов различного назначения на большие расстояния в пределах Земного шара и на орбиты спутников Земли, является сложным творческим процессом. Проектировщик подобных аппаратов должен быть специалистом широкого профиля, владеющим не только теорией и практическими навыками проектно-конструкторских работ, но и обладающим необходимым объемом знаний в смежных областях. Почти все известные в настоящее время реальные проекты создания космических кораблей и искусственного спутника Земли базируются, как правило, на ракетах, аналогичных современным баллистическим ракетам дальнего действия. Назначение транспортного ЛА и содержание выполняемых им задач предопределяет требования к его разработке, а также необходимый состав и объем проектных работ. Минимально необходимый комплекс БР, наземных средств, сооружений и служб, обеспечивающих максимальную готовность к запуску и сохранение боеспособности в заданных климатических условиях и в условиях внезапного ракетно-ядерного нападения в течение всего периода эксплуатации, составляет боевой ракетный комплекс.Конструктивная схема проектируем ракеты-носителя - моноблочная, двухступенчатая, с несущими топливными отсеками.Приближенное баллистическое проектирование ракеты с ЖРД включает в себя ряд следующих вопросов, являющихся основными: - выбор основных проектных параметров; Для приближенных расчетов двухступенчатой ракеты можно использовать программу, которую можно записать следующим образом: Таким образом, по приведенным формулам можно определить летные параметры ракеты в пределах АУТ первой ступени.Конструктивно-компановочной схемой называется совокупность особенностей конструктивного исполнения и взаимного расположения ступеней, агрегатов, отсеков и систем ракеты. ККС характеризуется рядом свойств и параметров, к числу которых относятся: количество ступеней и способ их соединения и разделения в полете; тип головной части и способ ее отделения; конструктивные схемы двигателей, отдельных отсеков корпуса ракеты, головного обтекателя; тип органов управления ракеты; схема старта. Рис.1 . Компоновочная схема двухступенчатой управляемой баллистической ракеты с ЖРД: На рисунке обозначено: 1 - головная часть; 2 - приборный отсек; ККС в совокупности с соответствующими параметрами ракетных топлив и материалов конструкции формирует так называемый технический облик ракеты, определяющий ее боевые возможности, эксплуатационные свойства и технологию производства.В качестве компонентов топлива в обеих ступенях ракеты используются 27%АТ (N2O4) 73%АК(HNO3) и Керосин (С7,21Н13,29). Керосин, например, не самовоспламеняется при смешении с азотной кислотой. Для того чтобы сделать такое топливо самовоспламеняющимся, необходимо добавлять большие количества активного вещества так, при оптимальных условиях, применив 40%-ный раствор несимметричного диметилгидразина в керосине, удалось получить период задержки воспламенения, равный 20 мсек. Значительно лучшие результаты достигаются, когда используют не растворы, а суспензии активных веществ в керосине. Наименование Горючее (Керосин) Окислитель(27%АТ 73%АК)Начальная тяговооруженность первой ступени Давление в КС двигателя первой ступениВ приближенных расчетах многоступенчатой ракеты можно использовать следующую программу движения ракеты на АУТ:
Угол наклона вектора скорости к местному горизонту в конце АУТ (из условия максимальной дальности полета по эллиптической траектории) выбираем по таблице и соответственно получаем =23о.Определение действительной температуры горения топлива в КС первой и второй ступени: Определение расчетного удельного импульса тяги:-первой ступени: где - степень расширения газов в сопле двигателя k1-расчетный параметрНаименование 1 ступень 2 ступень Масса топлива ступени, кг 50437 15549 Расход топлива ступени, кг/с 569,38 84,61Начало разворота 1 ступениСкорость Циолковского в конце АУТ Угол траектории в конце АУТ Оптим. угол траектории в конце АУТТаблица 3 Исходные данные для расчета Масса головной части, кг 735Время полета на участке сниженияОпределяем значения функций согласно таблицы 4: Таблица 4. По графикам определяем значение функций и : По графикам определяем значение функций : Рассчитываем скорость и координаты конца АУТ первой ступени и : По таблице 2 определяем значения функций : Вычисляем значение вспомогательных функций Рассчитываем скорость и координаты конца АУТ второй ступени и : Рассчитываем полную дальность полета ракеты: Полученная дальность полета отличается от заданной на 5%, что в полнее приемлемо.
План
Содержание
Введение
1. Выбор конструктивной схемы ракеты
2. Приближенное баллистическое проектирование ракет с ЖРД
3. Выбор конструктивно-компоновочной схемы
4. Определение основных характеристик топлива
5. Выбор проектных параметров ракеты
6. Выбор программы движения на АУТ
7. Определение удельных импульсов тяг двигателей
8. Проектировочный баллистический расчет
8.1 Расчет активного участка траектории
8.1.1 Программа полета ракет
8.1.2 Результаты расчета
8.2 Расчет участка снижения
8.2.1 Результаты расчета
9. Проверочный баллистический расчет
10. Весовой расчет
10.1 Оптимальные проектные параметры
10.2 Весовой расчет ракеты при выбранных ОПП
10.3 Определение тяговых характеристик ракеты
10.4 Объемные расчеты ракеты
10.4.1 Объемный расчет головной части
10.4.2 Объемный расчет топливного отсека первой ступени
10.4.3 Объемный расчет топливного отсека второй ступени
10.4.3 Расчет геометрических параметров ДУ первой ступени
10.4.4 Расчет геометрических параметров ДУ второй ступени
10.4.5 Объемный расчет хвостового и переходного отсеков
11. Определение центра тяжести ракеты на АУТ
11.1 Оценка аэродинамической устойчивости ракеты
12. Расчет нагрузок, действующих на ракету в полете
13. Расчет топливных баков ракеты
13.1 Расчет обечаек ТБ
13.1.1 Расчет обечаек ТБ первой ступени
13.1.2 Расчет обечаек топливного бака второй ступени
13.1.3 Расчет гладкого топливного бака
13.2 Расчет днищ
13.2.1 Расчет нижнего днища ТБ первой ступени
13.2.2 Расчет нижнего днища второй ступени
13.3 Расчет тоннельной трубы и трубопроводов
13.3.1 Расчет тоннельной трубы и трубопроводов первой ступени
13.3.2 Расчет тоннельной трубы
13.3.3 Местная устойчивость тоннельной трубы
13.3.4 Расчет накладки под отверстие тоннельной трубы
13.4 Расчет заборных устройств
13.4.1 Геометрические размеры ЗУ первой ступени
13.4.2 Расчет основных геометрических размеров заборных устройств
13.4.3 Геометрические размеры ЗУ второй ступени
13.4.4 Расчет основных геометрических размеров заборных устройств