Б6 предварительная компоновка б6.1 Определение предварительных габаритов ракеты

При разработке предварительной компоновки ракеты-носителя принято брать запас по полезной нагрузке:

,

где - коэффициент запаса по полезной нагрузке.

Тогда расчетное значение полезной нагрузки составит

т = 9350 кг.

Форма будущей ракеты в первом приближении выбирается в виде удлиненного цилиндра.

Объем РН рассчитывается как сумма объемов составных частей ракеты с полезной нагрузкой.

Расчет объема головного обтекателя

Рассчитываем объем полезной нагрузки:

,

где - средняя плотность полезной нагрузки.

В первом приближении средняя плотность полезной нагрузки принята по статистике для пилотируемых космических аппаратов, функционирующих на орбитах Земли, и равная 300 кг/м3.

Рассчитываем объем головного обтекателя:

,

где = 1,5 - коэффициент, учитывающий неполноту заполнения головного обтекателя полезной нагрузкой.

Расчет объема приборных отсеков

Объем приборных отсеков следует рассчитывать только для последней ступени ракет-носителей среднего класса. Объем, занимаемый приборами на ракетных блоках первой ступени ракеты-носителя, можно не учитывать, так как для установки этих приборов достаточно места в межбаковых отсеках этих блоков.

Рассчитаем массу приборного отсека:

,

где = 0,0008- относительная масса приборного отсека по статистике;

- стартовая масса ракеты-носителя.

Рассчитаем объем приборного отсека:

,

где - - средняя плотность компоновки приборного отсека, которая для приборов системы управления верхних ступеней ракет-носителей составляет по статистике 150 кг/м³.

Расчет массы и объема топливных отсеков

Рассчитываем средние значения плотностей топлива по формуле

,

где и - плотность окислителя и горючего соответственно;

- коэффициент отношения массы окислителя к массе горючего.

По статистике = 2,7 для компонентов топлива «жидкий кислород-керосин» и = 4,5 для компонентов топлива «жидкий кислород - жидкий водород».

Объем топлива i-й ступени рассчитываем по зависимости:

,

где - масса топлива i-й ступени.

Объем топливных отсеков каждого ракетного блока рассчитываем по зависимости:

,

где - объем топлива i-й ступени;

=1,3 - коэффициент, учитывающий превышение объема топливного отсека над объемом топлива.

Результаты расчетов представлены в таблице Б6.1.

Таблица Б6.1 - Объемы топливных отсеков

Расчет объемов ракеты-носителя и суммарного объема хвостовых и переходных отсеков

Сначала рассчитаем объем ракеты-носителя:

,

где = 0,15 - статистический коэффициент, показывающий, какую долю объема занимают хвостовые и переходные отсеки от объема ракеты-носителя.

Тогда суммарный объем хвостовых и переходных отсеков составит

.

Определение предварительных габаритов ракеты-носителя

По статистике относительное удлинение ракет-носителей с последовательным соединением ступеней примем равным .

Находим предварительный диаметр ракеты:

Расчетная длина ракеты находится по следующей зависимости:

Принимаем диаметр равным D = 4 м и рассчитываем длину ракеты с другим диаметром:

Б6.2 Компоновка отсеков ракеты-носителя

Расчет габаритных характеристик хвостовых отсеков и выбор ракетных двигателей

Длину двигателя рассчитывают по эмпирическим зависимостям, полученным из статистики:

где - тяга двигателя, Н.

Тяга двигателей определяется как произведение начальной перегрузки ступени на начальный вес ступени:

,

где - начальная масса i-й ступени.

Длина двигателя с рамой крепления рассчитывается по следующей зависимости:

,

где - коэффициент, учитывающий превышение длины двигательной установки над длиной двигателя ( ).

Длина хвостового отсека ракетного блока первой ступени меньше или равна длине двигателя с рамой , то есть . На основании статистических данных будем уменьшать длину хвостового отсека первой ступени на 10-15 процентов.

Длины хвостовых отсеков второй и третьей ступеней ракеты-носителя зависят от принятой схемы разделения.

Выбираем схему с холодным разделением ракетных блоков. Поэтому длина хвостового отсека второго (и третьего) ракетного блока будет равна (или несколько выше) сумме длины двигателя с рамой крепления и высоты полусферических днищ баков, в которые «упираются» сопла двигателей.

Результаты расчетов длины хвостовых отсеков для ракетных блоков всех ступеней представлены в таблице Б6.2. Высоты днищ баков брались из расчетов, которые представлены ниже в пункте «Определение геометрических размеров баков».

Принимаем решение: на проектируемой РН используем уже существующие двигатели от НПО «Энергомаш» РД-191 на первой ступени и РД-0132 на верхних ступенях.

Таблица Б6.2 - Характеристики двигателей и хвостовых отсеков

Расчет габаритных характеристик топливных отсеков

Прежде всего выбираем форму топливных отсеков и баков ракеты. Форму топливных отсеков первой и второй ступеней принимаем цилиндрической с несовмещенными днищами баков, выполненными в форме частей сфер, радиус днищ равен диаметру баков. Бак окислителя третьей ступени кольцевой формы.

Масса топлива считается известной из распределения масс по блокам ракеты-носителя. Определим массы и объемы окислителя и горючего.

Для нахождения массы окислителя и горючего воспользуемся следующими зависимостями:

Объемы окислителя и горючего можно вычислить следующим образом:

где и - плотности окислителя и горючего соответственно.

Результаты расчетов представлены в таблице Б6.3.

Определение геометрических размеров баков

Расчет проводился по методике, изложенной в учебном пособии [1]. Расчетная схема представлена на рисунке Б6.1. Результаты расчета представлены в таблице Б6.4. Обозначения в таблице соответствуют обозначениям.

Таблица Б6.3 - Массы и объемы топлива

Рисунок Б6.1 - Расчетная схема бака

Таблица Б6.4 - Расчетные характеристики баков

Расчет габаритных характеристик переходных отсеков

Длина переходного отсека зависит от высоты днища верхнего бака третьей ступени и от высоты выступающей (вниз) за плоскость стыка полезной нагрузки с головным обтекателем.

Примем, что нижняя граница зоны полезной нагрузки лежит выше плоскости стыка переходного отсека с полезной нагрузкой и головным обтекателем. Тогда высота переходного отсека будет примерно равна высоте днища верхнего бака третьей ступени ракеты-носителя (с небольшим запасом). Принимаем высоту переходного отсека 0,6 м.

Компоновочная схема и геометрические характеристики приборных отсеков

Форму приборного отсека третьей ступени выбираем также цилиндрической и рассчитаем длину приборного отсека:

.

Приборы первого и второго разгонных блоков располагаются в межбаковых отсеках.

Компоновочная схема космической головной части

Компоновочная схема космической головной части заимствована из прототипа, а именно, она выбрана такой же, как и компоновка космической головной части на пилотируемом космическом аппарате «Союз» (КА установлен на верхнем стыковом шпангоуте переходного отсека и закрыт головным обтекателем, который также установлен на верхнем стыковом шпангоуте переходного отсека).

Уточнение компоновочной схемы ракеты-носителя

В курсовом проекте предварительная компоновка ракеты-носителя уточнялась в соответствии с методикой, представленной в учебном пособии [1]. Уточненная компоновочная схема ракеты-носителя представлена в приложении БА.

Б7 РАЗРАБОТКА ТВЕРДОТЕЛЬНОЙ МОДЕЛИ РАКЕТЫ

Файлы деталей и сборок, выполненные в системе твердотельного моделирования «SolidWorks», прилагаются к настоящему курсовому проекту на оптическом носителе (CD-диске). Ниже на рисунках Б7.1 – Б7.6 приведены экранные копии твердотельной модели ракеты-носителя и отдельных составных частей.

Стартовая масса: 258,766 т

Число ступеней: 3

Масса ПН: 8,5 т

Длина: 57 м

Мах диаметр: 4 м

Первый ракетный блок:

Топливо: керосин/кислород

Масса блока: 185,166 т

Масса конструкции: 21,613 т

Масса топлива: 163,553 т

Число Циолковского: 8,56

Второй ракетный блок:

Топливо: водород/кислород

Масса блока: 46,662 т

Масса конструкции: 7,135 т

Масса топлива: 39,527 т

Число Циолковского: 6,5

Третий ракетный блок:

Топливо: водород/кислород

Масса блока 16,865 т

Масса конструкции 5,128 т

Масса топлива 11,738 т

Число Циолковского 3,28

Головной обтекатель:

Масса ГО: 1,572 т

Масса ПН: 8,5 т

Масса КА: 7 т

Масса САС: 1,5 т

Рисунок Б7.1 - Общий вид ракеты-носителя

1 - первый ракетный блок;

2 – второй ракетный блок;

3 – третий ракетный блок;

4 – створки ГО;

5 – пилотируемый КА

Рисунок Б7.2 - Схема членения РН

1 - ЖРД;

2 - донная защита;

3 - хвостовой отсек;

4 - рама ДУ;

5 - тормозные РДТТ;

6 - магистральный и тоннельный трубопроводы;

7 - бак горючего;

8 - межбаковый отсек;

9 - бак окислителя;

10 - переходный отсек

Рисунок Б7.3 - Ракетный блок первой ступени (в разрезе)

1 - ЖРД;

2 - рама двигателя;

3 - рулевые двигатели;

4 - хвостовой отсек;

5 - тормозные РДТТ;

6 - бак горючего;

7 - магистральный и тоннельный трубопроводы;

8 - межбаковый отсек;

9 - бак окислителя;

10 - переходный отсек

Рисунок Б7.4 - Ракетный блок второй ступени (в разрезе)

1 - ЖРД;

2 - хвостовой отсек;

3 - бак окислителя;

4 - межбаковый отсек;

5 - бак горючего;

6 - приборный отсек;

7 - переходный отсек;

8 - ферма ДУ;

9 - рулевые двигатели

Рисунок Б7.5 - Ракетный блок третьей ступени (в разрезе)

1 – пилотируемый КА;

2 – САС;

3 – створки ГО;

4 – решетчатый стабилизатор;

5 – шпангоут переходного отсека (сам переходный отсек на рисунке не показан)

Рисунок Б7.6 - Космическая головная часть