Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Российской Федерации

Омский государственный технический университет

Кафедра "Авиа- и ракетостроение"

Направление 160100.62 - «Авиа- и ракетостроение»

Курсовая работа

по дисциплине «Основы устройства и проектирование ЛА»

на тему: «Объемные расчеты баллистической ракеты с ЖРД»

КР-2068998.45.34.00.00.000. ПЗ

Выполнила: ст. гр. АК-427

Малыгин Р.С.

Проверил: к.т.н., доцент

Гречух И.Н.

Омск-2011

ГОУ ВПО «Омский государственный технический университет»

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

Задание на курсовую работу по дисциплине

«Устройство и проектирование летательных аппаратов»

студенту группы АК-427 Малыгину Роману Сергеевичу

Тема работы: «Объемные расчеты баллистической ракеты с ЖРД»

(ракетный блок 1)

вариант задания № 34

Исходные данные:

Дальность полета ракеты:

Масса головной части:

Топливо: (АТ20%+АК80%) + НДМГ

Масса ракетного блока: ;

Относительных масс топлив ступени: ;

Давление в камере сгорания: ;

Давление на срезе сопла: ;

Содержание пояснительной записки (перечень подлежащих разработке разделов)

1. Приближенное баллистическое проектирование ракет с ЖРД: выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты; определение основных характеристик топлива; выбор программы движения ракеты; определение удельных импульсов тяг двигателей, определение массовых, тяговых и габаритных размеров ракеты; объемные расчеты РБ 1.

Перечень графического материала (с указанием обязательных чертежей)

1. Бак горючего 1 ступени - 2 л (формат А1)

Основная рекомендуемая литература

1. Основы проектирования летательных аппаратов./Под ред. В.П. Мишина. М.: Машиностроение, 1981, 248 с.

2. Проектирование и испытание баллистических ракет./Под ред. Варфоломеева В.И. и Копытова М.И. - М: Воениздат, 1970, 392 с.

3. Гречух И.Н., Гречух Л.И. «Объемные расчеты баллистических ракет». МУ к курсовому проектированию по дисциплине «Устройство и проектирование ЛА» для направления 160100.62 - Авиа- и ракетостроение, 2010, 56 с.

Руководитель проектирования: к.т.н., доцент Гречух И.Н.

Студент: Малыгин Р.С.

Дата выдачи 15.02.2011 г.

Аннотация

В ходе курсовой работы рассчитан ракетный блок1 .

Техническая характеристика разработанного ракетного блока:

Тяга двигательной установки 1249 кН

Масса ракетного блока 23187 кг

Масса головной части 2300 кг

Давление в камере сгорания 11 МПа

Давление на срезе сопла 0,065 МПа

Топливо

Диаметр ракетного блока 2,15 м

Время работы ДУ 93 с

Выполненная курсовая работа включает в себя пояснительную записку объёмом 22 страниц A4. Графическая часть курсовой работы включает в себя чертёж хвостового отсека второй степени на 2-х листах формата А1.

Введение

ракета баллистический проектирование тяга двигатель

Двухступенчатая ракета состоит из большого количества элементов и систем: головной блок, ракетный блок 1 ступени, ракетный блок 2 ступени, система управления, средства связи, система разделения, система наведения и т. д.

Каждый ракетный блок состоит из отсеков корпуса, пневмогидравлических систем, двигателей, приборов, кабелей систем управления и измерений, элементов систем разделения. Головной блок является автономной структурной единицей и практически не влияет на комплектацию ракетных блоков.

Корпус является основой ракеты и объединяет все ее агрегаты, системы и устройства в единое целое. Конструкцию корпуса отдельного ракетного блока условно делят на отсеки по функциональному и конструктивно-технологическому признаку.

В общем случае корпус ракетного блока включает:

- передний отсек предназначен для стыковки с последующим блоком;

- отражательное устройство предназначено для защиты верхнего топливного бака от силового и теплового воздействия струй ДУ последующей ступени в процессе ее запуска при «горячем» разделении ступеней;

- отсеки баков окислителя и горючего служат для размещения запаса компонентов топлива;

- межбаковый отсек объединяет баки окислителя и горючего в топливный отсек, а также служит для размещения в его объеме приборов управления и измерения;

- хвостовой отсек предназначен для размещения двигателей и агрегатов ДУ.

По конструктивному признаку отсеки ракеты делят на каркасные, ферменные и рамные, а по технологическому - на клепаные и сварные. Наиболее распространены каркасные отсеки, обязательными элементами которых являются обшивка и продольно-поперечный силовой набор.

1. Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты

Выбираем двухступенчатую схему ракеты с последовательным расположением ступеней и одинаковыми диаметрами цилиндрических частей первой и второй ступеней. Принимаем, что обе ступени ракеты снабжены двигателями открытой схемы. Для управления полетом ракеты на первой ступени установлены четыре управляющих двигателя, а на второй ступени - четыре управляющих сопла. Баки второй ступени совмещенные. Элементы управления и приборы на второй ступени расположены в головной части.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис. 1. Компоновочная схема двухступенчатой управляемой баллистической ракеты с ЖРД:

На рисунке обозначено: 1 - головная часть; 2 - приборный отсек второй ступени; 3 - бак окислителя второй ступени; 4 - бак горючего второй ступени; 5 - двигатель второй ступени; 6 - переходной отсек; 7 - бак окислителя первой ступени; 8 - приборный отсек первой ступени; 9 - бак горючего первой ступени; 10 - двигатель первой ступени.

2. Определение характеристик топлива

Стандартные значения основных характеристик топливной пары

Стандартный удельный импульс тяги

Газовая постоянная

Показатель адиабаты

Стандартная температура горения

Плотность окислителя

Плотность горючего

Коэффициент соотношения компонентов топлива

3. Приближенное баллистическое проектирование БР

3.1 Выбор проектных параметров ракеты

Принимаем следующие величины проектных параметров:

Начальная тяговооруженность первой и второй ступени

Давление в камере сгорания двигателя первой и второй ступени

Давление на срезе сопла двигателя первой и второй ступени

Коэффициент соотношения относительных масс топлив ступеней

Начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты

3.2 Выбор программы движения ракеты на активном участке траектории

В качестве программы движения ракеты на активном участке траектории принимаем следующие зависимости

Угол наклона вектора скорости к местному горизонту в конце активном участке траектории (из условия максимальной дальности полета по эллиптической траектории)

3.3 Определение удельных импульсов тяг двигателей

Температура горения топлива в камере сгорания двигателя первой и второй ступени ракеты

Расчетный удельный импульс тяги двигателя второй ступени

где

Удельный импульс тяги двигателя первой и второй ступени в пустоте

Удельный импульс тяги двигателя первой ступени на Земле

Определяем средний удельный импульс тяги двигателей

3.4 Определение массовых, тяговых характеристик и габаритных размеров ракеты

1. Массовые характеристики ракеты

В результате проведенных баллистического и массового расчетов проектируемой ракеты получены следующие исходные данные:

Коэффициента заполнения топливом первой ступени

Коэффициента заполнения топливом второй ступени

Стартовая масса ракеты

Масса ракетного блока 1

Масса ракетного блока 2

Стартовая масса 2-ой ступени

Стартовая масса 1-ой ступени

Масса топлива РБ 1-ой ступени расходуемая при полете ракеты

Масса окислителя и горючего РБ 1-ой ступени расходуемая при полете ракеты

Масса топлива РБ 2-ой ступени расходуемая при полете ракеты

Масса окислителя и горючего РБ 2-ой ступени расходуемая при полете ракеты

Масса окислителя и горючего, расходуемая при полете ракеты

Масса конструкции ракетного блока 1-ой ступени с остатками топлива

Масса конструкции ракетного блока 2-ой ступени с остатками топлива

Масса конструкции сухой ракеты