лаб работа. Министерство науки и высшего образования российской

• Название: Министерство науки и высшего образования российской
• Анкор: лаб работа
• Дата: 13.12.2021
• Размер: 1.38 Mb.
• Имя файла: Otchet_laba_3_2.docx
• Тип: Документы; #301495

МИНИСТЕРСТВО НАУКИ И ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)





Кафедра 601 «Космические системы и ракетостроение» Курс «Основы устройства ракет и космических аппаратов»
ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА №3

«Определение устройства ракеты-носителя на этапе внутреннего проектирования на примере разработки ракетно-космической системы для решения прикладных задач»
Дата выполнения 08.11.2001


Группа М6О-309С-19

Состав исполнителей

(подпись)

Подпись)

по
студент Грачев Д.М

(подпись)

студент Зубков Я.В

(подпись)

студент Эдель Г.Ф

(подпись)

студент Кудрявов А.А

Проверил Кабанов А.А



(подпись)



Москва 2021 г

Форма задания

Дисциплина: Основы устройства ракет и космических аппаратов

Тема: РКС для исследования Титана

Содержание пояснительной записки (перечень вопросов для разработки с указанием ответственного исполнителя):

• 
  Декомпозиция РН на ракетные блоки и ступени;
  

(ФИО)
определение ГЧ, ее форм и размеров

• 
  
  (ФИО)
  Компоновка РБ РН
  
• 
  
  (ФИО)
  Расчет основных нагрузок, действующих на РН
  
• 
  
  (ФИО)
  Соединение РН
  

Список графического материала (с указанием ответственного исполнителя):

• 
  
  (ФИО)
  Компоновочная и силовая схема
  
• 
  
  (ФИО)
  Схема членения
  

Оглавление

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА №3 1

Форма задания 2

Декомпозиция РН на головную часть и ракетные блоки 4

Определение головной части РН в соответствии с заданной полезной нагрузкой в части устройства, форм и размеров ГЧ 5

Декомпозиция ракетных блоков на основные составные части. Определение и обоснование схемных решений составных частей РБ: 7

4-ой ступени 7

3-ступень 9

2-ая ступень 10

1-ой ступени 13

Определение форм и размеров ракетных блоков 15

4-ой ступени 15

3-ой ступени 16

2-ой ступени 17

1-ой ступени 18

Компоновка РН 19

Определение основных нагрузок, действующих на РН и расчетных случаев нагружения 20

Определение соединения РН 22

Графические материалы 23

Компоновочная схема 23

Силовая схема 24

Схема членения 26

Декомпозиция РН на головную часть и ракетные блоки

Исходя из результатов второй лабораторной работы, к началу третьей мы имеем:

• 
  Уточненную массы ступеней и вычисленные проектные параметры
  
• 
  Схемное решение проектируемой РН
  
• 
  Параметры ДУ каждой ступени
  

Принятый вариант схемное решения имеет тандемное соединение.

Головной частью РН является полезная нагрузка, которая включает в себя КА (планетоход) + посадочный модуль

Расположение ГЧ: Верхняя ступень РН

Разделим наше схемное решение на ракетные блоки и полезную нагрузку на каждый из блоков

Ракетные блоки
1 ступени 2 ступени 3 ступени 4 ступень	ДУ 1 ступени+ топливные баки 1 ступени ДУ 2 ступени + топливные баки 2 ступени ДУ 3 ступени + топливные баки 3 ступени ДУ 4 ступени + топливные баки 4 ступени
Полезная нагрузка
На 1 ступень На 2 ступень На 3 ступень На 4 ступень	2+3+4 ступень + ГЧ 3+4 ступень+ ГЧ 4 ступень+ ГЧ ГЧ

Определение головной части РН в соответствии с заданной полезной нагрузкой в части устройства, форм и размеров ГЧ

Полезная нагрузка, под которую производится расчет головного обтекателя по масса равна примерно в 3500 кг.

При первом приближении необходимо найти объем самого головного обтекателя.

Она высчитывается по формуле (1), где

- коэффициент, учитывающий неполноту заполнения головного обтекателя полезной нагрузкой (для межпланетных космических комплексов равная 2,0…3,0

- объем полезной нагрузки

Объем полезной нагрузки = объем планетохода + объем аппаратуры + объем посадочного модуля.

Также объем полезной нагрузки при первой итерации можно вычислить по формуле (2)

- масса полезной нагрузки

- средняя плотность полезной нагрузки, при нашем варианте равная 150…300 кг/м³

Вычисляем объем баков при первой итерации

Коэффициенты выбираем усредненные

		1
		2
		3
		4

	3500 кг
	225 кг/м3
	2,5
	15,6 м3
	39 м3

Теперь уточним объем полезной нагрузки

= объем планетохода + объем аппаратуры + объем посадочного модуля.

Объем планетохода высчитываем из его размеров

=3,5*2,8*2,1 = 20,58

Объем аппаратуры возьмем приблизительно в районе 3 м³ (цифры приблизительные из-за того, что нам неизвестна конструкция данной аппаратуры)

Масса топлива М_Т= 1500 кг

Для посадочного блока будет использовать топливная связка: О₂(жидк.) + НДМГ

Плотность данной топливной пары ϸ=976 кг/м³

Тогда по формуле (3) = 1.54 м³

Проводим расчет снова

	2,5
	25,12 м3
	62.8 м3

Исходя из объема головной части, находим ее высоту. Форма головного обтекателя – сложная, состоит из цилиндра и конуса, причем на цилиндр приходится половина всего объема головного обтекателя

Суммарная высота ГО высчитывается по формуле (4)

Произведя расчет, мы приходим к значению высоты равной 6,4 м (при диаметре d=5 м)

Декомпозиция ракетных блоков на основные составные части. Определение и обоснование схемных решений составных частей РБ:

4-ой ступени

4 ступень состоит из двигательной установки и топливных баков.

Данная ступень выводится на НОО с полезной нагрузкой.

За ДУ было принято взять ЖРД РД-193.

Характеристика данной ДУ

Характеристика данной ДУ
P(тяга) на уровне моря в вакууме	196 тс 212, 6 тс
- удельный импульс тяги на уровне моря в вакууме	311,5 с 337,5 с
(масса)	1,9 т
	3,02 м
d (диаметр)	2,1 м

Данная ДУ работает на топливной паре Жидкий кислород(окислитель)+ Керосин (горючее).

Крепление данной топливной пары будет происходить с помощью стрежневой фермы. Пример показан на рисунке 1



Рис. 1

Верхние концы стрежней закрепляются башмаками к шпангоуту корпуса ракеты, в то время как нижние концы крепятся через втулки к камере сгорания

Выбор именно фермы состоит в том, что она имеет малую массу, но недостатком такой конструкции является сложность в расчетах и при изготовлении

Топливные баки.

Конструкция баков

Баки предлагаются несущими, цилиндрической формы с полусферическими днищами

Между баками ставится гладкий отсек. Это предложение исходит из того, что 4 ступень воспринимает меньше всего нагрузок относительно других ступеней. Поэтому нет смысла увеличивать массу отсека дополнительными стрингерами и шпангоутами

Рис. 2

3-ступень

3 я ступень содержит в себе 2 бака, разных форм для горючего и окислителя,

Бак горючего выполнен в цилиндрической форме с днищами – сферическими сегментами, это наиболее популярное и универсальное решение, которое не имеет существенных недостатков, но и достоинств тоже.

Бак окислителя выполняется в конусной форме с днищами-сферическими сегментами

Обечайка баков должна выполнятся с вафельным подкреплением, которое повышает устойчивость к внутреннему и внешнему давлению, а соединение должно происходить с помощью радиальной сварки, это позволит повысить качество изделия.

Соединение баков происходит за счет сварки шпангоутов т.к. баки изготовлены отдельно и каждый из них имеет свою часть совмещенного днища.

Совмещенные днища должны содержать в себе так же теплоизоляцию так как элементы топлива используются при сильно различной температуре, а также между баками расположено теплоизолирующее кольцо

Из-за изменения объемов баков при избыточном давление крепление должно происходить на “Серьги”, которые позволят баку перемещаться в продольном направление, но для недопущения перемещения в поперечном направление должен быть установлен ограничитель

2-ая ступень

Двигательная установка.

На второй ступени в качестве двигательной установки используется два однокамерных ЖРД – РД- 191 закрытого цикла, работающий на двухкомпонентном жидкостном ракетном топливе «Керосин+ кислород».
Для закрепления с корпусом решено использовать комбинированное ферменное крепление двух однокамерных ЖРД. Так как эти два ЖРД будут является и рулевыми двигателями, то необходимости в доп. двигателях отсутствует. Пример комбинированного крепления показан на рис.3=



Рис. 1

ЖРД закрепляется с корпусом двумя силовыми конусами. Внутренний корпус закрепляется к каждой камере при помощи втулок. Внешний конус закрепляется к несущему шпангоуту. За счет этого напряжения во время взлета разделяются между ним в соотношении 2:3.

В качестве топливных баков для горючего и окислителя среди множества вариантов (включающих в себя цилиндрические баки со сферическим дном или вогнутым дном, конусные баки, ячеистые, сферические, комбинированные и др. на рис.2) решено выбрать цилиндрический бак с полусферическими днищами.

Преимущества такого типа баков

1. 
   Небольшая масса оболочек
   
2. 
   Небольшая масса шпангоутов
   

К недостаткам относятся только большая масса обок и других отсеков, соединяющихся с данными баками



Рисунок 2

Для частичного устранения недостатков предлагается использовать в качестве материала для баков «Алюминий AMг6», имеющий невысокую массу и подходящий для используемого топлива.

Выбор несущих баков, понижающих потенциальную массу ракеты относительно ненесущих и повышающих устойчивость за счёт распределения нагрузок, обуславливает их тандемное расположение. Плотное заполнение также положительно влияет на устойчивость, а возможность закрепления к ЖРД упрощает конструкцию, так как стержни фермы двигательной установки можно частично крепить и на конструкции баков.

Для межбакового пространства предлагается использовать наиболее широко применяющиеся стрингерные и лонжеронные отсеки, так как они наиболее легки, прочны и просты в изготовлении. В отличие от лонжеронной конструкции, стрингерная не допускает потери устойчивости обшивки между стрингерами (продольными «вставками) и шпангоутами (поперечными «вставками»), чем и объясняется выбор этого варианта. Критерий массовой эффективности для подобных конструкционных решений достигает в среднем около 0.45.



Рисунок 3

Также для повышения устойчивости и массовой эффективности предлагается использовать гофрированную обшивку корпуса.

В межбаковом пространстве предлагается установить приборный отсек на с амортизирующим креплением для уменьшения нагрузок, действующих на приборы.

1-ой ступени

Первая ступень состоит из топливных баков окислителя и горючего + ДУ.

За пример была взята ДУ РД-180.

Исходные данные по первой ступени из прошлой лабораторной работы

• 
  Масса топлива М_Т= 1170,5 т.
  
• 
  Масса конструкции М_к= 130,06 т.
  
• 
  Удельный импульс ДУ J_уд= 324 с
  
• 
  Тяга ДУ = 1170 тс.
  

Топливная пара:

• 
  Окислитель: О₂(жидкий)
  
• 
  Горючее: Керосин(жидкий)
  

Данная топливная пара была выбрана в качестве оптимальной по удельному импульсу и массовым соотношениям.

• 
  J_уд=2943 м/с
  
• 
  Соотношение окислитель: горючее- 1:2,7
  

Начнем с анализа конструкции баков

Баки-несущие.

Преимущества несущих баков:

1. 
   Конструктивное совершенство выше с несущими баками
   
2. 
   Восприятие обечаек как внешних, так и внутренних нагрузок
   
3. 
   Нет соединительных шпангоутов, для которых необходимо производить дополнительный расчет.
   

Но при этом есть и недостатки:

1. 
   Усложнение производственного технологического процесса
   
2. 
   Требует применение материалов, обладающих высокими удельно-механическими характеристиками и высокой технологичностью.
   
3. 
   Ограниченность в форме баков: только цилиндрические или конусообразные.
   

Форма баков:

Бак окислителя-цилиндрический с сферическими днищами

Бак горючего- цилиндрический со сферическими днищами

Межбаковый отсек представляет собой цилиндр трехслойной гофрированной конструкции, подкреплённый лонжеронами и шпангоутами.

ДУ закрепляется неподвижно к корпусу ракеты, при помощи крепления на силовой шпангоут и опоры, как это показано на рисунке 4

Поворотные двигатели закрепляются в силовых кольцах, которые представляют собой набор колец шпангоутов и сама стрингерная конструкция. Внутри этого кольца двигатель закрепляется при помощи кронштейнов, что обеспечивает ему поворот по необходимой оси. Сама конструкция представлена на рисунке 5



Рис. 5

Определение форм и размеров ракетных блоков

4-ой ступени

=86,5 т

Массовое отношение компонентов топлива = 2,7. Соответственно:

Плотность жидкого кислорода =1140 кг/м³

Плотность керосина = 819 кг/м³

Высота баков цилиндров определяется по формуле (3)

Уравнения для расчетов
		1
		2
		3

Вычисление размеров отсеков
МТ Окислителя Горючего	63,1 т 23,4 т
	1140 кг/м3
	819 кг/м3
	55,3 м3
	28,55 м3
dокисл	5 м
dгор	5 м
hгор	1,45 м
Hокисл	2,82 м
	9,29 м

Также к общей высоте прибавляется высота межбаковый отсек и высота ДУ

= 3,02 м

3-ой ступени

= 120,484 т

Массовое отношение компонентов топлива = 2,7. Соответственно:

Плотность жидкого кислорода =1140 кг/м³

Плотность керосина = 819 кг/м³

Высота бака горючего по формуле (3) (форма-цилиндр)

Высота бака окислителя вычисляется по формуле (4),где

R- радиус большего основания трапеции

r- радиус малого основания трапеции

Уравнения для расчетов
		1
		2
		3
		4

Вычисление размеров баков
МТ Окислителя Горючего	32,6 т 87,9 т
	1140 кг/м3
	819 кг/ м3
	77,12 м3
	39,8 м3
d	6,5 м
R
hгор	4,78 м
	2,325 м
	3,7 м
	10,8 м

2-ой ступени

С учётом вышеописанного, общая высота ступени будет приблизительно равна сумме высот двигательной установки, баковых отсеков и межбакового пространства.

Высота РД-191 равна 3,78 м.

Для расчёта высоты баковых отсеков используем данные о массе топлива и предполагаемого диаметра ступени, равного 9 м.

Предположим, что высота межбакого отсека равна 3 м.

=393242 кг.

Массовое отношение компонентов топлива = 2,7. Соответственно:

, значит =131 080 кг, = 262162 кг.

Плотности компонентов = 1330 кг/м³, = 800 кг/м³. Соответственно:

= 197,11 м³, = 163,85 м³.

Так как баки цилиндрические, используем ту же формулу, что при расчете 3 ступени. Воспользовавшись формулой (3), получаем значения высот равные

h_окисл= 3,1 м, h_гор= 2,58 м

Тогда приближённо можно вычислить общую высоту ступени:

= 12,46м. Учитывая возможные неучтённые аспекты в виде погрешностей и расстояний для креплений, предлагается округлить общую высоту: = 13 м.

1-ой ступени

Перед началом расчета размеров запишем исходные данные:

• 
  М_Т = 1170,5 т.
  
• 
  K_m-коэффициент соотношений масс окислителя к горючему- 2,7
  
• 
  Плотность жидкого кислорода =1140 кг/м³
  
• 
  Плотность керосина = 819 кг/м³
  

Так как баки цилиндрической формы, то высоту каждого бака вычисляем по формуле

Объем бака окислителя

Объем бака горючего

Расчет размеров баков окислителя и горючего
МТ Окислителя Горючего	854,15 т 316.35 т
	819 кг/м3
	1140 кг/м3
	749,25 м3
	386,27 м3
d	9 м
hГ	6,07 м
hО	11,8 м
hмежбак	7 м
hДУ	3,6 м
h1 ст	27,87 м

При суммировании также учитываем высоту межбакового отсека и ДУ

Компоновка РН

Компоновочная схема проектируемой РН представлена на рисунке 6

Цифрами отмечены составные части РН

1. 
   ГО( головной обтекатель)
   
2. 
   Переходный отсек от РН к ГО
   
3. 
   4 ступень РН
   
4. 
   Межбаковый отсек 4-ой ступени
   
5. 
   3-я ступень
   
6. 
   Переходный отксек от 3 ступени к 4-ой
   
7. 
   Защитный корпус ДУ 3 ступени
   
8. 
   Переходной отсек 2 ступени
   
9. 
   2 ступень
   
10. 
    1 ступень
    
11. 
    Переходной отсек 1 ступени
    
12. 
    Хвостовой отсек
    
13. 
    Посадочный модуль
    
14. 
    Планетоход
    
15. 
    Бак горючего 4 ступени
    
16. 
    Бак окислителя 4 ступени
    
17. 
    Бак горючего 3 ступени
    
18. 
    Бак окислителя 3 ступени
    
19. 
    Приборный отсек 4 ступени
    
20. 
    ДУ 3 ступени (РД- 191)
    
21. 
    Бак горючего 2 ступени
    
22. 
    Бак окислителя 2 ступени
    
23. 
    Межбаковый отсек 2 ступени
    
24. 
    ДУ 2 ступени (2xРД-191)
    
25. 
    Бак горючего 1 ступени
    
26. 
    Бак окислителя 1 ступени
    
27. 
    Межбаковый отсек 1 ступени
    
28. 
    Труба подачи горючего в ДУ
    
29. 
    Поворотный двигатель 1 ступени
    
30. 
    ДУ 1 ступени (2xРД-180)
    
31. 
    ДУ 4 ступени (РД-193)
    
32. 
    Приборный отсек 2 ступени
    
33. 
    Приборный отсек 1 ступени
    
34. 
    Датчик уровня
    

Определение основных нагрузок, действующих на РН и расчетных случаев нагружения

В ходе эксплуатации на РН действует множество различных сил.

На данном этапе мы будем рассматривать только те нагрузки, появляющиеся на активном участке движения.

Их всего 4:

• 
  Тяга двигателя
  
• 
  Аэродинамические силы
  
• 
  Силы тяжести
  
• 
  Управляющие силы
  

Начнем с напряжения вызываемого тягой двигателя. Тяга, действующая на ракету, вычисляется по формуле ,

Po- тяга на уровне моря

Fa – площадь выходного сечения сопла

- атмосферное давление на уровне моря

- отношение атмосферного давления на высоте к атмосферному давлению на уровне моря

Аэродинамические силы

Для оценки прочности аэродинамическую силу разделяют на продольную и нормальную силы

Также от действия всех сил корпус РН деформируется и возникают внутренние силы

Такие нагрузки подразделяются на внутренние продольные нагрузки и внутренние поперечные нагрузки.

При составлении эпюр продольных нагрузок необходимо учитывать:

• 
  Составляющую тяги двигателя
  
• 
  Продольную аэродинамическую силу
  
• 
  Массу РН и закон ее распределения на всю длину РН
  

При составлении эпюр поперечных нагрузок также учитывается

• 
  Нормальная аэродинамическая сила
  
• 
  Массу РН и закон ее распределения на всю длину РН
  
• 
  Значение поперечной перегрузки
  
• 
  Значение управляющей силы
  

С помощью этих эпюр мы можем понять, в каком месте у нас будет наибольшая нагрузка, и тем самым мы можем усилить это место.

На рисунке представлены эпюры нескольких продольных нагрузок:

1. 
   Эпюра N_m- эпюра нагрузок, обусловленной массой конструкции
   
2. 
   Эпюра N_p- эпюра нагрузок, обусловленной тягой двигателей
   
3. 
   Эпюра N_а- эпюра нагрузок, обусловленной продольными аэродинамическими нагрузками
   

Определение соединения РН

Соединение ступеней происходит при помощи переходных отсеков.

Сама компоновка данных отсеков зависит от схемы разделения ступеней

В данном проектируемом РН предлагается теплое разделение ступеней.

Такое разделение позволит нам обеспечить высокую надежность самого разделения и при этом позволяет говорить о надежном включении ДУ верхней ступени. Также отсутствие громоздкого защитного экрана.

Принцип действия теплого разделения примерно такой же. Как у холодного, но за исключением того, что набор скорости при разделении выполняется не за счет ускорителей, а за счет самого маршевого двигателя.

Схема членения показана на рисунке 8.

Графические материалы

Компоновочная схема

Рис.6

Силовая схема

Рис 7.

Схема членения

Рис 8