Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

БАЛТИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова

Кафедра М1 – «Космические летательные аппараты и двигатели»

Курсовой проект на тему: «Разгонный блок для довыведения ка навигации»

Выполнил:

Группа: ВМ226

Проверил: Семенов А.А.

Оценка:

Санкт-Петербург

2007 г

Содержание

Введение……………………………………………………….…………………..3

1. Баллистический и массовый расчеты РБ………………….……………….4

1.1. Баллистические расчеты……………………………….…………………4

1.2. Расчет массово-энергетических характеристик………………………..5

2. Проектирование элементов конструкции РБ…………………………..…..7

2.1. Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака….7

2.1.1. Расчет цилиндрической части корпуса топливного бака……….7

2.1.2. Расчет днищ……………………………………………………………8

2.2. Проектировочный прочностной расчет ферменного отсека………....9

3. Компоновка ТКА………………………………………………….…………..11

3.1. Зона полезного груза РН………………………………………………….11

2.1. Расчет объемов топливных баков и подсистем ТКА………………....11

Приложение 1……………………………………………………………….…….15

Приложение 2…………………………………………………………….……….18

Приложение 3…………………………………………………….…………….....27

Заключение……………….………………………………………….……………32

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 h_н=200 км на конечную высоту h_к=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:

h_н=200 км - высота начальной орбиты

h_к=20000 км - высота конечной орбиты

М₀=7300 кг - начальная масса

i_н=65º - наклонение начальной орбиты

i_к=63º - наклонение конечной орбиты

1. Баллистический и массовый расчеты рб.

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 2º;

• значение скорости в точке перигея v_п=2,075 км/с;

• значение скорости в точке апогея v_а=1,437 км/с;

• минимальная суммарная импульсная скорость v_Σ=3,512 км/с;

• масса топлива на перелет m_t=4864 кг;

• удельный импульс топлива I_уд=3,2.

Выполнение расчетов дано в приложении 1.