Введение б

Данный курсовой проект посвящен начальному этапу проектирования ракет, а именно выбору основных проектных характеристик и конструктивного облика проектируемой ракеты-носителя.

В настоящее время создание ракет-носителей невозможно без компьютерной поддержки их жизненного цикла. Одним из элементов компьютерной поддержки является автоматизация проектирования и конструирования ракет-носителей.

Использование элементов автоматизированного проектирования и конструирования летательных аппаратов повышает качество проекта, сокращает сроки создания изделий, уменьшает суммарные затраты на создание и эксплуатацию ракетно-космической техники.

В настоящем курсовом проекте проведен выбор основных проектных характеристик и предложен конструктивный облик ракеты-носителя, выводящей пилотируемый космический аппарат массой 7 тонн на круговую орбиту высотой 400 км с углом наклонения плоскости орбиты 64 градуса. При этом использовались элементы автоматизированного проектирования и конструирования.

В основных разделах пояснительной записки представлены результаты выбора основных проектных характеристик и конструктивного облика проектируемой ракеты-носителя. Собраны и обработаны статистические данные по ракетам-носителям заданного класса. Разработаны тактико-технические требования, рассчитана потребная характеристическая скорость. Осуществлен выбор топлива ракетных блоков и определена стартовая масса ракеты. Вычислены объемно-габаритные характеристики, разработана компоновочная схема и построена твердотельная модель ракеты-носителя в системе SolidWorks. Рассчитаны массы основных элементов конструкции, координаты центра масс и моментов инерции ракеты-носителя. Проведен выбор бортовых систем и описано их функционирование.

В приложении представлен пример выполнения курсового проекта и оформления пояснительной записки.

Б1 сбор и обработка статистических данных по ракетам-носителям заданного класса

Поскольку на орбиту требуется вывести пилотируемый космический аппарат массой 7 тонн, то необходимо учесть массу элементов системы аварийного спасения (САС), которая по статистике для данного класса космических аппаратов равна 1500 кг ( = 1500 кг). Таким образом, принимаем, что расчетная масса полезной нагрузки составляет 8,5 тонн ( = 8,5 [т]).

Статистические данные представлены в таблицах Б1.1 и Б1.2 .

В этих таблицах приняты следующие обозначения:

- высота в апогее, км;

- высота в перигее, км;

- удельный импульс (эффективная скорость истечения газа в двигателе i-й ступени), м/с;

- теоретическая конструктивная характеристика блока i-й ступени ( - масса конструкции ракетного блока i-й ступени (без топлива);

- масса блока i-й ступени (полностью заполненной топливом);

- масса топлива ракетного блока i-й ступени;

- расчетная конструктивная характеристика блока 1-й ступени (головной обтекатель условно относится к массе ракетного блока первой ступени потому, что он сбрасывается, как правило, сразу же после отделения ракетных блоков первой ступени; если ракетных блоков первой ступени несколько, то масса ГО распределяется на них поровну; - масса головного обтекателя);

- коэффициент незабора топлива;

- начальная перегрузка i-й ступени;

- тяга двигателя i-й ступени, кН;

- начальная масса i-й ступени;

- ускорение силы тяжести, м/с;

- относительная масса полезной нагрузки ракеты;

(или )- стартовая масса (начальная масса 1-й ступени);

- масса полезной нагрузки;

- число Циолковского i-й ступени;

- отношение массы i-й ступени ракеты к массе ее полезной нагрузки;

- нагрузка на мидель, кг/м²;

- площадь миделя ракеты, м²;

- относительная масса двигателя i-й ступени;

- масса двигателя i-й ступени;

- относительная масса окислителя в блоке i-й ступени;

- масса окислителя ракетного блока i-й ступени;

- масса горючего ракетного блока i-й ступени;

- относительная масса приборов в блоке i-й ступени;

- масса приборов в блоке i-й ступени;

- удлинение ракеты;

- полная длина ракеты, м;

- диаметр ракеты, м;

- удлинение блока i-й ступени;

- длина ракетного блока i-й ступени;

- диаметр блока i-й ступени.

Таблица Б1.1 – Статистические данные по ракетам-носителям
	Таблица Б1.2 – Безразмерные статистические данные по ракетам-носителям

Б2 РАЗРАБОТКА ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИХ ТРЕБОВАНИЙ

Разработка тактико-технических требований (ТТТ) к конкретной проектируемой ракете-носителю базируется на общих технических требованиях, предъявляемых к разрабатываемым ракетам-носителям.

Тактико-технические требования представлены в табл. Б2.1.

Таблица 5.7.

Тактико-технические требования

Наименование пунктов	Обоснование
1. Требования по назначению
1.1. Тип ракеты – ракета-носитель	Задание
1.2. Назначение - запуск пилотируемогокосмического аппарата (КА)	Задание
1.3. Масса полезной нагрузки 7 т (масса КА) + 1,5 (масса САС), итого 8,5 т	Задание
1.4. Параметры орбиты: - высота в перицентре - 400 км; - высота в апоцентре - 400 км; - угол наклона орбиты - 64 град.	Задание
2. Требования к надежности
2.1. Вероятность безотказной работы - не ниже 0,99 с доверительной вероятностью 0,9	Результаты расчетов по нормированию надежности
3. Требования к эксплуатации, удобству технического обслуживания, ремонту и хранению
3.1. Пуск ракеты-носителя производить с космодрома Байконур	Решение Генерального конструктора
3.2. Диапазон температур при пуске: от -40 до +40 С°	Требования ОТТ в части эксплуатации
3.3. Относительная влажность при пуске от 30 до 90 %	Требования ОТТ в части эксплуатации
3.4. Наибольшая скорость ветра при пуске не более 15 м/с	Требования ОТТ в части эксплуатации
3.5. Сборку ракеты проводить на технической позиции	Требования ОТТ в части эксплуатации
3.6. Сборку ракеты проводить в МИК в горизонтальном положении	Опыт эксплуатации
3.7. Обеспечить подход к блокам оборудования без расстыковки отсеков	Требования ОТТ в части удобства техобслуживания

Продолжение таблицы 5.7

Наименование пунктов	Обоснование
3.8. Допустима расстыковка блоков ракеты для замены крупногабаритных составных частей РН	Требования ОТТ в части удобства технического обслуживания
3.9. Время сборки РН и подготовки к вывозу из МИК - не более 10 суток	Требования ОТТ в части хранения
3.10. Хранение ракеты в собранном состоянии не более 30 суток	Требования ОТТ в части хранения
3.11. Заправку ракеты проводить перед стартом	Криогенные компоненты топлива
3.12. Время на приведение РН в готовность к запуску на стартовом комплексе. – не более 1 суток
3.13. Относительная влажность при хранении: от 30 до 90 %	Требования ОТТ в части хранения
3.14. Хранение ракеты - по блокам в пыле-влагонепроницаемой укупорке	Требования ОТТ в части хранения
3.15. Длительное хранение ракеты осуществлять в специальном хранилище	Требования ОТТ в части хранения
3.16. Допустимо хранение ракеты в течение 10 лет	Требования ОТТ в части хранения
3.17. Диапазон температур при хранении: от +5 до +30 С°	Требования ОТТ в части хранения
3.18. Время хранения ракеты в заправленном состоянии не более 3 суток	Криогенные компоненты топлива
4. Требования к транспортабельности
4.1. Транспортировка ракеты железнодорожным транспортом в специальном вагоне	Габариты блоков РН меньше габаритов вагона. Низкая стоимость.
4.2. Диапазон температур при транспортировке - от -40 до +40 С°	Требования ОТТ в части транспортабельности
4.3. Относительная влажность при транспортировке- от 30 до 90 %	Требования ОТТ в части транспортабельности
5. Требования к безопасности
5.1. Наличие САС
5.2. Обеспечить безопасность при изготовлении деталей, узлов РН и РН в целом	Требования БЖД
5.3. Обеспечить безопасность при транспортировке	Требования ОТТ в части БЖД при транспортировке
5.4. Обеспечить безопасность при сборке ракеты	Требования БЖД
5.5. Обеспечить безопасность при заправке ракеты топливом	Требования ОТТ в части БЖД

Продолжение таблицы 5.7

Наименование пунктов	Обоснование
5.6. Обеспечить безопасность при различного рода проверках ракеты	Требования ОТТ в части БЖД
5.7. На ракетных блоках нижних ступеней не допускается использовать токсичные компоненты топлива	Требования ОТТ в части экологии
6.Требования к стандартизации и унификации
Обеспечить взаимозаменяемость деталей, узлов и отсеков	Обеспечение ремонтопригодности
7. Требования к технологичности
7.1. Для баков применять высокопрочные свариваемые алюминиевые сплавы	Требования ОТТ в части технологичности
8. Конструктивные требования
8.1. Соединение ступеней - последовательное	Решение Генерального конструктора.
8.2. Длина ракеты - не более 57 м	Результаты расчета (Вначале - по прототипам)
8.3. Длина ракетного блока первой ступени не более 28 м	Результаты расчета (Вначале - по прототипам)
8.4. Диаметр ракетных блоков – 4,0 м	Результаты расчета (Вначале - по прототипам)
8.5. Предельный диаметр ракеты в собранном виде не более 4,0 м	Габаритные ограничения МИК, оборудования, СК
8.6. Обеспечить прочность ракеты при коэффициенте безопасности: - для баков 1,5; - для баллонов 2,0; - для сухих отсеков 1,2; - для ответственных силовых узлов 2,0	Требования ОТТ в части конструктивных требований по прочности
8.7. Двигатели на жидком топливе	Обеспечение точности выведения КА
8.8. Топливо: первая ступень: окислитель - жидкий кислород; горючее – керосин РГ-1; вторая ступень: окислитель - жидкий кислород; горючее – жидкий водород; третья ступень: окислитель - жидкий кислород; горючее – жидкий водород.	Опыт эксплуатации. Низкая стоимость.

Окончание таблицы 5.7

Наименование пунктов	Обоснование
8.9. Баки РН должны быть герметичными. При проверке герметичности допустимо натекание не более Вт	Требования нормативно-технической документации на герметичность баков
8.10. Для негерметичных отсеков применять высокопрочные несвариваемые сплавы
8.11. Для негерметичных отсеков допускается применение композиционных материалов	Низкая удельная масса
8.12. Негерметичные отсеки РН и стыки должны быть пыле влагонепроницаемы	Требования ОТТ
8.13. Использовать теплозащиту на днищах баков с криогенными компонентами топлива	Предохранение от конденсации влаги в межбаковых и переходных отсеках
8.14. Использовать теплозащитные покрытия на конусных поверхностях ГО и переходных отсеках РН	Обеспечение теплового режима при полете РН
9. Технико-экономические требования
9.1. Стоимость затрат на разработку с учетом затрат на наземный комплекс	2000000 тыс. руб.
9.2. Стоимость изготовления опытного образца, предназначенного для ЛКИ	800000 тыс. руб.
9.3. Затраты на обеспечение пуска	300000 тыс. руб.
9.4. Предполагаемые объёмы изготовления РН в серийном производстве - 12 изделий в год	Результаты маркетинговых исследований по анализу рынка
9.5. Предусмотреть изготовление ракеты на универсальном оборудовании	Низкая стоимость
9.6. Допустимо использование в производстве уникального оборудования	Решение главного технолога
10. Требования к составным частям РН
10.1. Система наведения - активная, радиолокационная с использованием БЦВМ	Малая масса. Расширенные возможности
11. Требования к сырью, материалам и комплектующим
Применять только материалы отечественного производства	Независимость от иностранных производителей