- •Выбор основных характеристик и проектного облика ракеты-носителя
- •Реферат
- •1 Сбор и обработка статистических данных по ракетам-носителям заданного класса
- •2 Разработка тактико-технических требований
- •3 Определение потребной характеристической скорости
- •4 Выбор топлива
- •5 Определение массы ракетных блоков и стартовой массы ракеты-носителя
- •6 Предварительная компоновка
- •6.1 Определение предварительных габаритов ракеты
- •6.2 Компоновка отсеков ракеты-носителя
- •8 Расчет масс элементов ракеты-носителя
- •Протокол расчета масс элементов конструкций ракеты-носителя Ракетный блок первой ступени: Исходные данные:
- •Результаты расчёта масс:
- •Ракетный блок второй ступени: Исходные данные:
- •Результаты расчёта масс:
- •Ракетный блок третьей ступени: Исходные данные:
- •Результаты расчёта масс:
- •Ракетный блок четвёртой ступени: Исходные данные:
- •Результаты расчёта масс:
- •9 Расчет центровочных характеристик и моментов инерции
- •10 Обоснование и выбор бортовых систем
- •10.1 Пневмогидравлическая система ракетного блока первой ступени
- •10.2 Системы крепления и разделения составных частей ракеты-носителя
- •11 Конструкция и функционирование ракеты
- •11.1 Конструкция ракеты-носителя
- •11.2 Функционирование ракеты-носителя в полёте
- •Заключение
3 Определение потребной характеристической скорости
Потребная характеристическая скорость ракеты-носителя определяется по следующей зависимости:
, (3.1)
где - идеальная потребная характеристическая скорость;
- потери скорости на преодоление силы тяжести Земли;
- потери скорости на преодоление аэродинамических сил сопротивления;
- потери скорости от противодавления на срезе сопла двигателя;
- приращение характеристической скорости на проведение i-го маневра;
n – количество маневров.
На начальных этапах расчета можно принять
. (3.2)
Расчет потребной характеристической скорости РН, необходимой для вывода КА на круговую опорную орбиту
Рассчитаем потребную характеристическую скорость РН, необходимую для вывода КА на круговую опорную орбиту высотой 200 км:
,
где - гравитационная постоянная Земли;
–радус-вектор опорной (круговой орбиты);
RЗ – средний радиус Земли (6371 км).
Радиус-вектор опорной (круговой) орбиты вычисляем по зависимости:
,
где - высота опорной орбиты.
Наиболее рациональной схемой межпланетных полетов считается гомановский переход космического аппарата с орбиты Земли на орбиту Марса (рис. 3.1).
Рисунок 3.1 – Гомановский переход с орбиты Земли на орбиту Марса
32·1020 м3 /с2 ;
1,496·1011 м;
2,278·1011 м.
Рассчитывается полуось эллиптической межпланетной орбиты:
,
а затем скорость КА в точке перигелия межпланетной орбиты
.
Учитывая, что абсолютная скорость Земли относительно Солнца равна , можно получить необходимое приращение характеристической скорости (избыточную скорость) для перевода КА с земной орбиты на межпланетную траекторию:
.
Приращение характеристической скорости для разгона межпланетного космического аппарата с учетом притяжения Земли
Из механики космического полета известно, что стартовая скорость связана со второй космической скоростью (скоростью освобождения) и избытком скорости движения КА по гиперболической траектории следующей формулой:
.
Следовательно, если на опорной орбите сообщить космическому аппарату стартовую скорость
, то он после ухода из сферы притяжения Земли будет иметь избыточную скорость (при движении по гиперболической траектории), равную 2,797 км/с. Эта скорость позволит ему попасть на переходную гомановскую траекторию к Марсу.
Таким образом, характеристическая скорость для старта с опорной орбиты на межпланетную орбиту будет
.
Характеристическая скорость для вывода космического аппарата на межпланетную траекторию полета к Марсу с учетом старта с земной поверхности составит:
.
4 Выбор топлива
Выбор топлива при проектировании ракет имеет особое значение, так как топливо в основном определяет тип применяемого двигателя, массу и габариты ракеты. Следует иметь в виду, что 80-92% стартовой массы ракеты приходится на долю топлива.
Выбор топлива с учетом конструктивных характеристик ракеты
В учебном пособии [1] показано, что минимальное значение отношения начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки будет соответствовать наиболее выгодному в весовом отношении топливу при фиксированных значениях характеристической скорости ракеты ():
(4.1) где - отношение начальной массы приведенной одноступенчатой ракеты к массе полезной нагрузки.
Там же получено следующее выражение для расчета значения отношения начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки :
, (4.2)
где - - характеристическая скорость;
- удельный импульс топлива;
- коэффициент безопасности;
- давление в баке;
- плотность конструкционных материалов топливных баков;
- допустимые напряжения;
- средняя плотность топлива;
- начальная перегрузка;
- относительная масса двигательной установки.
Варьируемыми параметрами будут удельный импульс топлива (w) и средняя плотность топлива .
Результаты расчета отношения начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки по формуле (4.2) приведены в таблице 4.1.
Таблица 4.1 - Результаты расчета отношения начальной массы ракеты к массе полезной нагрузки
Для расчета были приняты следующие исходные данные, одинаковые для всех расчетных вариантов:
характеристическая скорость приведенной одноступенчатой ракеты 3000 м/с;
плотность конструкционного материала бака 2700 ;
допустимое напряжение в стенке бака 200 MПа;
среднее давление в баке 0,30 MПа;
начальная перегрузка 1,5;
относительный вес двигателя 0,002.
Для приведенных исходных данных лучший показатель относительной массы полезной нагрузки получился у пары компонентов топлива: "жидкий водород - жидкий кислород".
Выбор топлива по комплексному критерию эффективности
Для проектирования современных ракет-носителей используется следующий комплексный критерий эффективности:
, (4.3) где - частные показатели эффективности;
- удельный вес i-го частного показателя эффективности;
n – количество частных показателей эффективности.
В качестве частных показателей эффективности в данном курсовом проекте выбраны следующие показатели:
- показатель, характеризующий удельный импульс топлива;
- показатель, характеризующий токсичность топлива;
- показатель, характеризующий среднюю плотность топлива;
- показатель, характеризующий стабильность топлива;
- показатель, характеризующий наличие производственной базы;
- показатель, характеризующий необходимость наличия специальной производственной базы;
- показатель, характеризующий стоимость топлива.
Расчеты по комплексному критерию эффективности проводились с использованием табличного процессора Microsoft Excel. Исходные данные и результаты расчета приведены в таблице 4.2.
Из анализа результатов видно, что лучшим топливом по данному критерию является пара: "керосин - жидкий кислород".
Таблица 4.2 - Результаты экспертной оценки частных показателей и расчета комплексных показателей эффективности топлива
Сравнение результатов выбора топлива, выполненных по различным методикам, и выводы
Анализируя результаты расчета, делаем следующие выводы.
1. Результаты, полученные по различным методикам, не противоречат друг другу.
2. Наиболее эффективное топливо по двум критериям – «жидкий кислород - керосин».
3. Немного уступает ему пара «жидкий кислород - жидкий водород».
В данном курсовом проекте были выбраны следующие компоненты топлива:
первая ступень: окислитель - жидкий кислород;
горючее – жидкий водород;
вторая ступень: окислитель - жидкий кислород;
горючее – жидкий водород.