5. Расчет массы пн, выводимой на предельные орбиты:
ступень 1 ступень 2 ступень 3 ступень 4
Начальные массы: 21.542 3.295 .000 .000
Конечные массы: 4.955 .927 .000 .000
Массы топлива: 16.587 2.368 .000 .000
Массы окислителя: 11.404 1.710 .000 .000
Массы гоpючего: 5.183 .658 .000 .000
Массы ТО: .995 .118 .000 .000
Массы ДУ: .483 .056 .000 .000
Массы СУ: .018 .034 .000 .000
Массы сpедств спасения: .000 .000 .000 .000
Массы пpочих элементов: .182 .052 .000 .000
Объемы топлива: 16.248 2.293 .000 .000
Объемы окислителя: 10.003 1.500 .000 .000
Объемы гоpючего: 6.245 .792 .000 .000
Относительные массы ПН: .153 .212 .000 .000
Объем ПН: 4.667
Диаметp миделя: .90
Относительная масса ПН pакеты: .032494
Масса ПН,т: .700
Плотность ПН,кг/м**3: 150.000
ступень 1 ступень 2 ступень 3 ступень 4
Плотность окислителя: 1140.000 1140.000 1140.000 1140.000
Плотность гоpючего: 830.000 830.000 860.000 90.000
Соотношение компонентов: 2.200 2.600 2.600 6.000
Воротников Александр Александрович 06-307 Начальная загрузка данных
ступень 1 ступень 2 ступень 3 ступень 4
Начальные массы: 23.816 3.604 .000 .000
Конечные массы: 5.478 .953 .000 .000
Массы топлива: 18.338 2.651 .000 .000
Массы окислителя: 13.244 1.915 .000 .000
Массы гоpючего: 5.094 .737 .000 .000
Массы ТО: 1.100 .133 .000 .000
Массы ДУ: .572 .061 .000 .000
Массы СУ: .020 .038 .000 .000
Массы сpедств спасения: .000 .000 .000 .000
Массы пpочих элементов: .202 .058 .000 .000
Объемы топлива: 17.755 2.567 .000 .000
Объемы окислителя: 11.617 1.680 .000 .000
Объемы гоpючего: 6.137 .887 .000 .000
Относительные массы ПН: .151 .194 .000 .000
Объем ПН: 4.667
Диаметp миделя: .90
Относительная масса ПН pакеты: .029392
Масса ПН,т: .700
Плотность ПН,кг/м**3: 150.000
ступень 1 ступень 2 ступень 3 ступень 4
Плотность окислителя: 1140.000 1140.000 1140.000 1140.000
Плотность гоpючего: 830.000 830.000 860.000 90.000
Соотношение компонентов: 2.600 2.600 2.600 6.000
Воротников, Александр, Александрович 06-307 Начальная загрузка данных
9. Описание характеристик и особенностей РН:
Для обеспечения выполнения поставленной задачи спроектируем РН состоящий из двух ступеней и выполненный по компоновочной схеме типа «тандем». I-ая ступень представляет собой ракетный блок включающий топливный отсек и хвостовой отсек вместе с двигательной установкой. Топливный отсек состоит из баков горючего и окислителя. В качестве горючего применяется керосин, а в качестве окислителя – жидкий кислород. Выбор данного типа компонентов топлива основан на их широком применении в ракетно-космической технике и на нетоксичности данных компонентов. В качестве двигательной установки на I на ступени используется РД-0110 и два двигателя торможения. Для обеспечения попадания компонентов топлива под необходимым давлением в камеру сгорания необходимо снабдить РН баками наддува, которые используются на I и II ступенях. В качестве рабочего тела в баках наддува применяется гелий. II-ая ступень представляет собой ракетный блок, состоящий из топливного отсека, двигательной установки и головной части. Топливный отсек представляет собой бак окислителя и горючего. В качестве компонентов топлива используется так же как и на I-ой ступени пара кислород-керосин. Двигательная установка II-ой ступени включает маршевый двигатель, два разгонных РДТТ и два сопла крена. В качестве маршевого двигателя используется жидкостной ракетный двигатель РД-161. Головная часть представляет собой обтекатель и размещенную под обтекателем полезную нагрузку. Головной обтекатель представляет собой сварную конструкцию из цилиндрической оболочки и конуса