Разгонный блок для довыведения космического аппарата навигации

Баллистический и массовый расчеты разгонного блока. Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака и ферменного отсека. Минимизация продольного размера зоны разгонного блока. Расчет и компоновка объемов топливных баков и подсистем блока.
Краткое сожержание материала:

Размещено на

КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

на тему: «Разгонный блок для довыведения КА навигации»

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

1. Баллистический и массовый расчеты РБ

1.1 Баллистические расчеты

1.2 Расчет массово-энергетических характеристик

2. Проектирование элементов конструкции РБ

2.1 Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака

2.1.1 Расчет цилиндрической части корпуса топливного бака

2.1.2 Расчет днищ

2.2 Проектировочный прочностной расчет ферменного отсека

3. Компоновка ТКА

3.1 Зона полезного груза РН

3.2 Расчет объемов топливных баков и подсистем ТКА

Приложение 1

Приложение 2

Приложение 3

Заключение

Введение

Данный разгонный блок предназначен для решения некоторых транспортных задач в космическом пространстве, в частности, для довыведения космического аппарата навигации массой М0=7300 кг с начальной высоты hн=200 км на конечную высоту hк=20000 км.

Целью данной работы является проектирование разгонного блока.

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 приведена в приложении 3.

Исходные данные:

hн=200 км - высота начальной орбиты

hк=20000 км - высота конечной орбиты

М0=7300 кг - начальная масса

iн=65є - наклонение начальной орбиты

iк=63є - наклонение конечной орбиты

1. Баллистический и массовый расчеты РБ

разгонный блок топливный бак

1.1 Баллистические расчеты

Математическая модель.

Движение ТКА определяется вектором скорости и характеризуется траекторией. В безатмосферном пространстве ТКА движутся по баллистическим траекториям.

В настоящей работе рассматривается движение ТКА с двигателями большой тяги. Это движение происходит при начальных перегрузках летательных аппаратов n0?0,1. Такие перегрузки считаются большими.

Начальная и конечная орбиты имеют разные наклонения. Это означает, что осуществляется двухимпульсный некомпланарный перелет.

Двухимпульсный некомпланарный перелет с круговой на высокую круговую орбиту осуществляется по полуэллипсу Гомана. Перелет требует увеличения скорости в перигее и апогее этого полуэллипса.

Необходимое увеличение скорости в перигее определяется по формуле:

Увеличение скорости в апогее определяется по формуле:

Потребная на перелет масса топлива при известных значениях импульсной скорости и удельном импульсе двигателя рассчитывается по формуле Циолковского:

Результаты расчетов.

В результате использования программы получены следующие данные:

· поворот всей плоскости орбиты осуществляется только в апогее на 2є;

· значение скорости в точке перигея vп=2,075 км/с;

· значение скорости в точке апогея vа=1,437 км/с;

· минимальная суммарная импульсная скорость vУ=3,512 км/с;

· масса топлива на перелет mt=4864 кг;

· удельный импульс топлива Iуд=3,2.

Выполнение расчетов дано в приложении 1.

1.2 Расчет массово-энергетических характеристик

Математическая модель.

Довыведение КА осуществляется двумя импульсами при помощи одноблочного разгонного блока. Первая ступень РБ соответствует начальной массе M01=M0. При выдаче первого импульса тяги часть топлива сгорает и РБ с оставшейся массой топлива называется второй условной ступенью. При этом конечные массы первой условной ступени будут равны начальным массам второй условной ступени: Mк1=M02, mк1=m02.

После выдачи второго импульса тяги в баках РБ будут находиться лишь остатки топлива. После выполнения перелета РБ отстреливается от полезной нагрузки. При указанном порядке работы относительная масса полезной нагрузки:

Относительная конечная масса:

Поскольку РБ имеет один ракетный блок, можно записать:

Масса пневмогидравлической системы, включающая массу топливных баков без топлива: .

Масса двигателя: .

Масса обеспечивающих систем:

.

Масса несущих конструкций: .

Начальная перегрузка на втором импульсе:

.

Тогда формулу для относительной конечной массы можно переписать:

.

Обозначим: ; ; .

Тогда: .

Результаты расчетов.

В результате использования программы получены следующие данные:

· оптимальное значение перегрузки на первом импульсе n01=0,5;

· оптимальное значение перегрузки на втором импульсе n02=0,96;

· минимальная суммарная масса двигателя и гравитационных потерь при перегрузке 0,5 Мsumm=32,744;

· относительная масса ПН мПН=0,132;

· масса ПН mПН=965,971 кг;

· масса топлива на первый импульс mт1=3497 кг;

· масса топлива на второй импульс mт2=1376 кг;

· время работы ДУ для первого импульса td1=312,534 с;

· время работы ДУ для второго импульса td2=122,954 с;

· оптимальное значение перегрузки при значении целевой функции мПН=0,132 равно 0,5.

Выполнение расчетов дано в приложении 2.

2. Проектирование элементов конструкции РБ

2.1 Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака

Исходные данные:

R=1,35 м - радиус цилиндрической части;

Rд=3,05 м - радиус днища;

pвн=0,3•106 Н/м2 - внутреннее избыточное давление в отсеке;

f=fp=1,3 - коэффициент безопасности;

материал конструкции - АМг6;

у0,2=1,6•108 Н/м2 - предел текучести материала АМг6.

Определить:

д, дд - толщина стенки цилиндрической части и днища;

зпр - коэффициент запаса прочности

2.1.1 Расчет цилиндрической части корпуса топливного бака

Определение внутренней осевой силы (N).

Уравнение равновесия осевых сил:

N(x1)=0,3•106•3,14•1,352 - (965,971+633,4+400)•9,8•3=1,658•106 Н

Эквивалентная осевая сила равна:

NЭ=p?р?R2-N

NЭ=0,3•106•3.14•1.352 - 1,658•106=0,0588•106 Н

Определение расчетной эквивалентной осевой силы (NЭР).

NЭ>0 (растяжение)

Следовательно, NЭР будет рассчитываться по формуле:

NЭР= fp•p?р?R2 - N

NЭР=1,3•0,3•106•3.14•1.352 - 1,658•106=0,574•106 Н

Переходим к определению толщины стенки отсека.

Эквивалентное напряжение (уэкв) является максимальным из напряжений у1p и у2p, т.е.: уэкв=max (у1p, у2p).

Как правило, у1p<у2p. Тогда из условия прочности у2p?у0,2 получим:

pp= fp•pmax

pp=1,3•0,3•106=0.39•106 Н/м2

Согласно сортаменту листов АМг6 принимаем толщину стенки цилиндрической части топливного бака д=5 мм.

Определение коэффициента запаса прочности.

2.1.2 Расчет днищ

Из условия прочности уэкв?у0,2 получим:

Согласно сортаменту листов АМг6 принимаем толщину днищ дд=5 мм.

Определение коэффициента запаса прочности.

2.2 Проектировочный прочностной расчет ферменного отсека.

Исходные данные:

Rб=1,35 м - радиус большего основания;

Rм=0,7 м - радиус меньшего основания;

H=0,6 м - высота фермы;

n=10 - число стержней фермы;

Определить:

дтр - толщина стенки стержня;

Rтр - радиус сечения стержня.

Определение внутренней осевой силы (Nx1).

Nx1= -Fx1

Nx1= -3•9,8•(965,971+633,4+3513)= -150303,7= -15,03•104 Н

Определение расчетной эквивалентной осевой силы (NЭР).

NЭР=f• Nx1=1,3•(-15,03•104)= -19,54•104 Н

Расчетное усилие в одном стержне равно:

L - длина стержня - рассчитывается по формуле:

Определение толщины стенки стерж...