Высокоорбитальный разгонный блок

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Российской Федерации федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Балтийский государственный технический университет «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова»

Кафедра М1 - «Космические летательные аппараты и двигатели»

ДОМАШНЕЕ ПРОЕКТНОЕ ЗАДАНИЕ

по дисциплине «Проектирование транспортных космических аппаратов» специальности 160802 «Космические летательные аппараты и разгонные блоки»

на тему: «Высокоорбитальный разгонный блок»

Санкт-Петербург 2011 г

СТРУКТУРА ПОЯСНИТЕЛЬНОЙ ЗАПИСКИ

ВВЕДЕНИЕ

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

1. РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК РАЗГОННОГО БЛОКА

1.1 Баллистическое проектирование

1.2 Расчет массово-энергетических характеристи

1.3 Расчет объемов элементов РБ.

1.4 Расчет стоимостных характеристик

2. КОМПОНОВКА РБ

2.1 Зона полезного груза РН

2.2 Построение конструктивно-компоновочной схемы РБ

Введение

Назначение: Довыведение космического аппарата(КА) на рабочие орбиты после отделения их от ракеты-носителя(РН).

Проблемы:

2 Экономическая. На данный момент самая дорогая в мире единица -единица веса выведенного на орбиту груза, в связи с этим жизненно необходимо развитие космической отрасли, как для удешевления «грузоперевозок», так и упрощения их доставки на рабочие орбиты в политико-экономическом отношении.

3 Техническая. Решение и преодоление трудностей связанных с применением КА во время их эксплуатации,а так же их выведения и захоронения.

Цель: Для данной работы является проектирование транспортного космического аппарата(ТКА), который сможет выполнить поставленную задачу, а именно некомпланарный перелет с одной круговой орбиты на другую круговую орбиту, с известными высотами орбит, начальной массой, топливом, углом некомпланарности.

Актуальность: в связи с растущими потребностями науки и общества в целом, необходимо отыскание путей максимальной простоты и дешевизны достижения рабочих орбит для КА. На сегодняшний день актуально стремление использовать и применить многофункциональность в космической сфере, т.е. использование КА не только тандемом науки и обороны, но и в решении «мусорной» проблемы.

Основные показатели качества:

массовый коэффициент полезной нагрузки РБ - = 0.206,

масса полезной нагрузки РБ - = 4396 кг

диаметр РБ - = 4,132 м

длина РБ - = 4,5 м

стоимости жизненного цикла - = 110900000 уде

стоимости этапов жизненного цикла, стоимость выведения одного кг ПН на рабочую орбиту - = 22473,58 уде/кг

разгонный баллистический груз

Исходные данные:

начальная (полная) масса РБ с полезной нагрузкой - , кг = 24000кг

высота начальной круговой орбиты - , км = 6571км

высота конечной круговой орбиты - , км = 42241км

1. РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК РАЗГОННОГО БЛОКА

1.1 Баллистическое проектирование

В баллистическом проектировании выбирается и уточняется схема перелета РБ. Наилучшая схема перелета соответствует минимальной импульсной скорости. Уточнение схемы перелета заключается в ее окончательном выборе и определении углов поворота вектора скорости, которые соответствуют оптимальным решениям.

Для нахождения минимальной импульсной скорости используются следующие выражения:

где: , изменение скорости в перигее и апогее,

- земельная постоянная, равная 396800 ,

- расстояние до апогея и перигея.

- изменение наклонения орбиты в точке перигея

- изменение орбиты к концу перелета.

Vs - суммарные затраты скорости при перёлете.

Расчет параметров проведён в среде Mathcad.

Результаты:



Для расчета импульсных скоростей используются их зависимости от углов поворота вектора тяги, записанные на основе законов Кеплера. Рассматривается невозмущенное движение. Углы поворота векторов скорости относятся к проектным аргументам (ПА), которые должен выбрать и обосновать проектировщик.

Минимальная суммарная импульсная скорость составляет 4.831 км/с при 3 град поворота вектора скорости в перигее.

С поворотом перигейного вектора на 3 град экономия в скорости, км/с:

4869 - 4831=0,038 км/c

При минимальном значении суммарной скорости изменение скорости в апогее, км/с

4831 - 2502=2329 км/c

Необходимая для перелета минимальная суммарная импульсная скорость, вычисленная для невозмущенного движения РБ, используется для определения массы топлива по формуле Э.К.Циолковского. Следует иметь в виду, что расчет топлива по импульсной скорости является расчетом первого приближения.

Для расчета массы топлива необходимо выбрать компоненты ракетного топлива и соответствующий им удельный импульс двигателя.

Расход топлива по формуле Циолковского :



m_т= 1,426 * 10^4 кг

Значение массы топлива= 1426 кг.

Вывод: получено значение массы топлива, необходимого на заданный некомпланарный перелет РБ с низкой орбиты на геостационарную с углом некомпланарности 3 градуса.

1.2 Расчет массово-энергетических характеристик

При проектирование нужно максимизировать значение относительной массы по начальной перегрузке.

- относительной массы ПН

- массовые коэффициенты пгс, системы несущих конструкций.

Результаты (полученные в среде Mathcad):

Начальная масса ТКА,кг:

Высота начальной орбиты,км:

Высота конечной орбиты,км:

Импульсная скорость в перигее,км/с:

Импульсная скорость в апогее,км/с:

Массовый коэффициент двигателя:

Массовый кэффициент ПГС:

Массовый коэффициент служебных систем:

Массовый коэффициент несущих конструкций:

Удельный импульс топлива,км/с:

Зависимость относительной массы ПН от

начальной перегрузки на первом импульсе



Выбор начальной перегрузки и результаты расчетов:

Оптимальное значение начальной перегрузки на первом импульсе:

Оптимальное значение начальной перегрузки на втором импульсе:

Относительная масса ПН:

Масса ПН,кг:

Масса топлива на первый импульс,кг:

Масса топлива на второй импульс,кг:

Время работы ДУ для первого импульса,с:

Время работы ДУ для второго импульса,с:

Вывод к проведенной работы:

В данной работе определена масса полезной нагрузки, равную кг, а так же определена масса топлива, требуемая на первый импульс, и массу топлива, требуемая на второй импульс.

Оптимальное значение перегрузки на первом импульсе равно 0.6, а на втором 1,392, что не совпадает со значением начальной перегрузки в предыдущей работе, так как разные целевые функции работ. Время работы ДУ для первого импульса с, а для второго 119,526 с.

Массовые коэффициенты выбраны минимальные , , , .

Для выведения 4936 кг ПН выбран РН Ангара-3.

1.3 Расчет объемов элементов РБ

Так как разгонный блок является сложной технической системой состоящей из ряда простых систем, то целесообразно с технической и экономической точки зрений максимально «уплотнить» компоновку РБ.

Данный расчет проведен в среде Mathcad.

Исходные данные:

Допустимая масса РБ, кг

Масса ПН, кг

Масса топлива, кг

Масса ПГС, кг

Масса систем, кг

Масса двигателя, кг

Масса конструкции, кг

Соотнош. компонент. топлива

Плотность окислит. кг/м куб

Плотность горюч. кг/м куб

Коэф объема баков

Диаметр обтекателя, м

Длина обтекателя, м

Угол конуса обтекателя, град

Уд импульс двигат, м/с

К-во шаровых баллонов для управления ДУ

Топливо:

жидкий кислород +

водород

Расчет объемов топливных баков и подсистем РБ

Масса и объем бака окислителя

Масса и объем бака горючего

Радиусы шаровых баков окислителя и горючего



Диаметр обтекателя РН, м:

Радиус зоны полезной нагрузки РН:

Суммарный импульс двигателя, Н*с

Если условия:

не выполняются, тогда форма бака окислителя принимается цилиндрической со сферическими днищами

Вытеснительная подача топлива в камеру сгорания

Насосная подача топлива в камеру сгорания

Давление в топливных баках при насосной подаче 0.12 МПа/(м кв)

Расчет габаритов цилиндрических баков:

Вывод : получены значения масс и объемов топливных баков. Принята форма баков - цилиндрическая со сферическими днищями, так же выбрана система подачи компонентов, а именно насосная.

1.4 Расчет стоимостных характеристик

Данный расчет играет большую роль в проектировании, т.к. в любой сфере необходимо знать количество денежных ресурсов затрачиваемых на разработки, изготовление, выведение, а так же эксплуатацию. Помимо этого, расчет позволяет судить о выгодности проекта в целом, о его рентабельности и актуальности.

Исходные данные:

4 Начальная масса разгонного блока, кг

5 Масса полезной нагрузки, кг

6 Масса окислителя разгонного блока, кг

7 Масса горючего разгонного блока, кг

Для расчета примем коэффициенты удельной стоимости:

8 Стоимость единицы массы окислителя, (уде/кг)

9 Стоимость единицы массы горючего, (уде/кг)

10 Удельная стоимость опытно - конструкторской разработки, (уде/кг)

11 Удельная стоимость производства, (уде/кг)

12 Удельная стоимость выведения на орбиту высотой 200 км, (уде/кг)

13 Удельная стоимость разработки и производства, (уде/кг)

Расчёты:

14 Масса конструкции разгонного блока, кг

15 Стоимость опытно-конструкторской разработки, уде

16 Стоимость производства, уде

17 Стоимость разработки и производства, уде

18 Стоимость окислителя, уде

Стоимость горючего, уде

19 Стоимость топлива, уде

20

21 Стоимость наземной эксплуатации, уде

22 Стоимость выведения на орбиту 200 км, уде

23 Стоимость жизненого цикла разгонного блока, уде

где , отсюда:

24 Стоимость проектирования, уде

25 Стоимость разработки, уде

26 Стоимость выведения одного килограмма полезной нагрузки на рабочую орбиту, (уде/кг)

Результаты:

27 Масса конструкции разгонного блока, кг

28 Стоимость опытно-конструкторской разработки, уде

29 Стоимость производства, уде

30 Стоимость проектирования, уде

31 Стоимость разработки, уде

32 Стоимость окислителя, уде

33 Стоимость горючего, уде

34 Стоимость топлива, уде

35 Стоимость наземной эксплуатации, уде

36 Стоимость выведения на орбиту 200 км, уде

37 Стоимость жизненого цикла разгонного блока, уде

38 Стоимость выведения одного килограмма полезной нагрузки на рабочую орбиту, (уде/кг)

Вывод: проведя расчеты получены следующие значения некоторых, основных параметров.

39 Стоимость производства = 20,327,570 р

40 Стоимость наземной эксплуатации = 12,660,000 р

41 Стоимость выведения на орбиту 200км = 48,000,000 р\

42 Стоимость жизненого цикла разгонного блока = 110,090,000 р.

43 Стоимость выведения одного килограмма ПН на орбиту = 22473.58 р

2. КОМПОНОВКА РБ

2.1 Зона полезного груза РН

Для выведения данной ПН выбран РН Ангара - 3(А3), как самый оптимальный РН. Чертеж РН выполнен в среде КОМПАС-3D.

2.2 Построение конструктивно-компоновочной схемы РБ

Расчет баков горючего и окислителя:

- Бак окислителя:

R- радиус бака примем равным 2,05 м, т.к. D_пол = 4,132 (полный диаметр РБ)

- Бак горючего:

Схема РН-РБ-КА(*)



РН, РБ и выводимый КА

44 Обтекаль РН

45 РН

46 РБ

47 КА

Конструктивно-компоновочная схема.

48 Бак окислителя,

49 Бак горючего,

50 Сопловой блок и камера сгорания,

51 Оболочка РБ,

52 Ниша насосной системы,

Для стабилизации и корректировки вектора тяги принята газовая система стабилизации и корректировки. Необходимый запас газового рабочего тела - 6 сферических баков.

Отстыковка РБ производится посредством срабатывания пироболтов и пиротолкателей после выхода КА на рабочую орбиту.

Материалы:

1. Алюминиевый сплав типа 1201 (Al, Mg, Li),

2. Алюминиевый сплав типа 1201 (Al, Mg, Li),

3. Титановые сплавы типа ВТ14 (Ti, Al, Mo, V),

4. Алюминиевый сплав типа Д19Т (Al, Cu, Mg, Mn).

Размещено на Allbest.ru