Курсач по стартовым коплексам. РПЗ Корнеева. Пояснительная записка ск и тк для ркн Союз 1

• Название: Пояснительная записка ск и тк для ркн Союз 1
• Анкор: Курсач по стартовым коплексам
• Дата: 08.10.2021
• Размер: 0.58 Mb.
• Имя файла: РПЗ Корнеева.docx
• Тип: Пояснительная записка; #243714

Московский ордена Ленина, ордена Октябрьской Революции и Ордена Трудового Красного Знамени государственный технический университет им. Н. Э. Бауман а


Пояснительная записка

«СК и ТК для РКН «Союз 5.1» на базе РКК «Циклон-3» на космодроме «Плесецк»

Выполнила: Иванов И.Д.

Группа: ПС4-101.

Консультировал: Матвеева О.П.

Оглавление

1Обозначения 4

2 Введение 5

3Семейство ракет «Союз – 5» 6

3.1Тактико-технические характеристики РН «Союз – 5.1» 9

4Технический комплекс 10

4.1Структура (состав) сооружений 10

4.2Техническая подготовка ракеты на ТК 11

4.3Операции по сборке РН: 12

4.4Сборка космической головной части: 12

4.5Подготовка РКН к вывозу на СК: 12

5Стартовый комплекс 14

5.1Транспортировка ракеты – носителя на стартовый комплекс 14

5.2Подвод агрегатов обслуживания и пристыковка коммуникаций 15

5.3Заправка ракеты компонентами топлива и сжатыми газами 15

6Компоненты заправки 16

6.1Окислитель: 16

6.2Горючее: 16

7Особенности проведения заправочных работ и термостатирования 18

8Термостатирование ракеты и головного блока 20

9Газодинамические схемы старта и газоотводящих устройств 21

10Отвод коммуникаций от стартующей ракеты 22

11Расчеты 23

11.1Расчёт объёмов баков-хранилища КТ для заправки РН 23

11.2Расчёт для определения безопасных расстояний до зон размещения оборудования при аварийных ситуациях 26

11.3Расчёт центров масс собранной ракеты и её частей 30

11.4Расчёт моментов инерции собранной ракеты и её частей 33

11.5Определение перегрузок 34

12Заключение 36

13Список используемой литературы 37

14Приложения 38

1. Обозначения

КА	космический аппарат
КГЧ	космическая головная часть
РБ	разгонный блок
РКК	ракетно-космический комплекс
РКН	ракета космического назначения
РН	ракета-носитель
МИК	монтажно испытательный комплекс
ТК	технический комплекс
ТУА	транспортно-установочный агрегат
ПУА	подъемно-установочный агрегат
УРМ	универсальный ракетный модуль
ЦТ	центр тяжести
СК	стартовый комплекс

2. Введение

Курсовая работа содержит техническое предложение по построению РКК среднего класса РКН «Союз-5.1» на базе СК «Циклон – 3» на космодроме «Плесецк», описание ТК и СК, комплект чертежей. Комплект чертежей состоит из четырех листов формата А1, которые несут следующую информацию:

- Габаритный чертеж и схема членения РН;

- Технологическая схема работ на стартовом и техническом комплексе;

- Технологическая схема работ на агрегате сборки КГЧ;

Так же работа содержит расчет массово-инерционных характеристик РН и расчет безопасного расположения объектов РКК в случае взрыва ракеты на старте.

3. Семейство ракет «Союз – 5»

«Ракета – носитель «Союз 5.1» - это ракета среднего класса со стартовой массой около 530 тонн. Предполагается, что в перспективе она сможет заменить «Союз – 2». В настоящее время завершается эскизное проектирование.



Рис. 1.1 РН «Союз-5.1»

«Ракета-носитель проектируется по тандемной схеме, имеет две ступени. Преимущество нового «Союза-5.1» («Феникс») в его технологической простоте: деталей и сборочных единиц там будет примерно в два раза меньше, чем на „Союзе-2“. Уменьшение количества деталей — это и снижение трудоемкости, и, соответственно, цены.

Согласно существующим оценкам, ракета «Феникс» будет построена по двухступенчатой схеме и получит возможность несения разгонного блока. С учетом использования наработок проекта «Зенит», перспективный носитель будет крупнее и тяжелее, тем самым сможет показывать более высокие тактико-технические характеристики. Это позволит увеличить длину первой ступени до 37 м, второй – до 10 м при максимальном диаметре до 4,1 м. Стартовая масса может достигнуть более 530 т.

По словам Кириллина (Генеральный директор АО «РКЦ «Прогресс»), разрабатываемая ракета-носитель «Союз-5.1» будет работать на экологически чистом топливе и специально созданном с нуля двигателе. «Отличительная особенность «Союза-5.1» — использование в качестве горючего сжиженного природного газа (СПГ). Ракетный двигатель на сжиженном природном газе необходимо создавать с нуля, что позволит заложить при его проектировании определенные технические и экономические характеристики, которые в конечном итоге позволят «Союзу-5.1» конкурировать с лучшими мировыми образцами ракетной техники.

Он пояснил, что на первую ступень ракеты планируется поставить двигатель под проектным номером РД-0164, на вторую ступень РД-0169. Работа над двигателями находится на стадии эскизного проектирования. Они будут работать на сжиженном природном газе и жидком кислороде: «Если говорить о преимуществах топлива, СПГ — самое чистое топливо, которое только можно найти на планете, не считая водорода», — отметил генеральный директор АО «РКЦ «Прогресс».

Но, так как выше изложенные двигатели только начинают разрабатываться, возникает необходимость найти решение с учетом уже известных установок. Так, первая ступень может получить жидкостные двигатели РД-171М, РД-170М или РД-180. В первых двух случаях ступень получит один двигатель, тогда как РД-180 должны использоваться в паре. Вторую ступень могут оснастить двумя двигателями РД-0124. Также в состав ракета – носителя будет входить разгонный блок, изготовленный отечественным производителем. Конфигурация разгонных блоков может быть многообразна.

При этом он подчеркнул, что о конкуренции «Союза-5.1» с «Ангарой», на которой также используется экологически-чистое топливо, говорить некорректно. Разработка носителей среднего класса — основная специализация РКЦ «Прогресс», и выбранная размерность позволит избежать «излишней конкуренции на внутреннем рынке средств выведения».

«В принципе, конструкция позволяет добавить боковые блоки и получить ракету сверхтяжелого класса», — отметил он.

Ракета-носитель «Союз-5.1» сможет доставлять космические аппараты на орбиты различных высот и наклонений, включая солнечно-синхронную, геопереходную и геостационарную орбиты. На низкую круговую орбиту (200 километров) «Союз-5.1» будет выводить груз массой 9 тонн, что несколько больше, чем ныне эксплуатируемый «Союз-2.1б». Ранее сообщалось, что предлагаемый технический облик позволит заметно повысить основные тактико-технические характеристики в сравнении с изначально называвшимися. Так, на низкую околоземную орбиту можно будет выводить до 17 т полезной нагрузки. При использовании соответствующего разгонного блока и трассы полета над территорией Китая удастся доставлять на геостационарную орбиту до 2,5 т груза.



Рис. 1.2 РН «Союз-5.1»

1. Тактико-технические характеристики РН «Союз – 5.1»

4. Технический комплекс

Т ехнический комплекс ракеты-носителя «Циклон-3» предназначен для проведения всех видов работ по хране­нию, обслуживанию и подготовке РН к пуску. Данный технический комплекс должен быть переоборудован под ракету-носитель «Союз 5.1» по условию технического задания. «Союз 5.1» собирается на техническом блоке из первой, второй ступеней, разгонного блока, соединительной части и головной части РН. Разница в диаметрах между «Циклон-3» и «Союз 5.1» составляет 1,3 м., что говорит о том, что используемый стартовый комплекс должен быть модернизирован под старт нашей ракеты. Для этого потребуется изменение конфигурации газоотводов и усиление пусковых и обслуживающих конструкций, наращивание кабель – мачты.

1. Структура (состав) сооружений

В состав технического комплекса входят:

• 
  наземное технологическое обору­дование;
  
• 
  наземное проверочное оборудова­ние РН;
  
• 
  контрольно-проверочную аппаратуру космического аппарата;
  
• 
  системы технического обеспечения;
  
• 
  инженерные сооружения;
  
• 
  специальное технологическое оборудование
  

К основным агрегатам технологи­ческого оборудования относятся:

• 
  агрегат автоматической стыковки электрокоммуникаций, предназна­ченный для автоматической стыковки систем РН с контрольно-провероч­ной аппаратурой монтажно-испытательного корпуса;
  
• 
  комплект средств обслуживания РН, предназначенный для обслуживания в монтажно-испытательном корпусе (МИК) РН, находящейся на транспортно-установочном агрегате, а также для одновременного обслуживания составных частей РН, находящихся на стыковочных и технологических тележках;
  
• 
  агрегат проверки, предназначен­ный для стыковки кабельной сети транспортно-установочного агре­гата с аппаратурой контроля элек­троцепей и проверки целостности электроцепей агрегата перед пода­чей его в МИК под загрузку РН.
  

2. Техническая подготовка ракеты на ТК

Наземное технологическое обору­дование технического комплекса обеспечивает:

• 
  транспортировку составных частей РН в специальных железнодорожных вагонах и головной части в термоизолированном вагоне;
  
• 
  выгрузку (погрузку) и хранение составных частей РН на ангароскладских средствах;
  
• 
  перегрузку составных частей РН с ангароскладских на испытательные средства;
  
• 
  стыковку (расстыковку) составных частей ракеты-носителя;
  
• 
  перегрузку состыкованных РН с испытатель­ных тележек на ТУА;
  
• 
  перегрузку головной части с испы­тательной тележки на раму термо­изолированного вагона для отправки на заправочно-нейтрализационную станцию;
  
• 
  проведение электроиспытаний РН;
  
• 
  проведение регламентных работ с составными частями РН;
  
• 
  прием РН в случае несостоявше­гося пуска.
  

Обслуживание ступеней ракеты (производится на стыковочно-испытательных тележках с использованием переносных опор):

• 
  установка комплектующих элементов на ступени ракеты с использованием грузозахватных средств, вспомогательного оборудования и средств обслуживания;
  
• 
  стыковка наземных пневмо-гидро коммуникаций с помощью стыковочного устройства агрегатов обслуживания;
  
• 
  сборка схемы пневмо подвесок;
  
• 
  проведение электропроверок;
  

1. Операции по сборке РН:

• 
  подготовка блоков 1-й и 2-й ступеней к стыковке;
  
• 
  стыковка 1-й и 2-й ступеней с помощью тележек;
  
• 
  установка пиросредств разделения;
  
• 
  стыковка электросоединителей и сборка схем электропроверок РН;
  
• 
  проверка герметичности систем ракеты;
  
• 
  проведение электроиспытаний аппаратуры ;
  
• 
  герметизация люков и агрегатов;
  

4. Сборка космической головной части:

Сборка КГЧ в составе головного обтекателя, полезного груза (КА) осуществляется в специальных «чистых» помещениях технического комплекса. Полностью собранная КГЧ перегружается на железнодорожный транспортер. После этого транспортер следует в МИК, где выполняется механическая стыковка КГЧ с РН и подключение необходимых электрических цепей. При необходимости на головной обтекатель устанавливается специальный теплоизолирующий чехол. Далее, полностью собранная ракета укладывается на установщик и готовится к отправке на стартовую позицию.

5. Подготовка РКН к вывозу на СК:

• 
  доставка в МИК транспортно-установочного агрегата (ТУА);
  
• 
  подача электротягачом двух буферных платформ в зал МИК и сцепа их с ТУА;
  
• 
  подготовка ТУА к перегрузу РКН;
  
• 
  подготовка РН к перегрузке на ТУА;
  
• 
  перегрузка РКН на ТУА с помощью мостовых кранов;
  

ТУА в составе специального поезда с термостатированием КА в пути пребывает по железной дороге на СК;

РН с КГЧ, закрепленная на установщике, транспортируется на стартовую позицию, где осуществляется перевод ракеты в вертикальное положение и установка ее на стартовое устройство. На этом моменте происходит присоединение электро-, пневмо- и заправочные коммуникации к РН на ТУА. В течение всех транспортировок температурный режим КА может быть обеспечен с помощью передвижной системы кондиционирования, смонтированной в железнодорожном вагоне.

5. С тартовый комплекс

Стартовый комплекс включает в себя: две пусковые установки №1 и №2 на базе космодрома «Плесецк», обеспечивает опера­тивную подготовку и пуск ракеты-носителя в автоматическом режиме, управление

Рис. 1.3 Космодром «Плесецк»

техноло­гическим оборудованием с помощью системы дистанционного автоматического управле­ния, контроль за реализацией циклограммы подготовки.

Комплекс обеспечивает возможность осуществления послепусковых ремонтно-восстановительных работ стартового оборудования. Узлы и детали разового дейс­твия эвакуируются со стартового комплекса вместе с транспортно-установочным агре­гатом.

Стартовый комплекс также как и технический будет использован с минимальными изменениями. Изменения стартового комплекса прежде всего связанны с изменившимися габаритами и компонентами топлива ракеты-носителя

1. Транспортировка ракеты – носителя на стартовый комплекс

Ракета – носитель транспортируется на стартовый комплекс на ТУА с помощью электровоза. После доставки электровозом с тележкой на стартовую позицию ТУА с ракетой, происходит автоматическая стыковка с гидрокареткой установщика и уже с ее помощью на микроскорости продолжает движение к пусковому устройству.

2. Подвод агрегатов обслуживания и пристыковка коммуникаций

РКН стыкуется на технической позиции с коммуникациями, проходящими транзитом по промежуточному элементу (ТУА), при этом промежуточный элемент обеспечивает их сведение в зоны, удобные для стыковки коммуникаций на стартовой позиции. Размещение устройств стыковки коммуникаций на промежуточном элементе, помимо решения задачи согласования интересов разработчиков наземного оборудования и разработчиков ракеты в части удобного для обеих сторон размещения этих устройств, позволяет упростить задачу разработки таких сложных устройств, как автостыки и устройства разделения коммуникаций. При этом разделение коммуникаций происходит автоматически и имеет высокую степень надежности. В процессе движения ТУА по ПУА в считанные минуты и без участия людей происходит автоматическое, с предварительным раскрытием шторок, соединение расположенных на ТУА и ПУА блоков автостыка с одновременной стыковкой почти 5000 электроцепей и других коммуникаций (обязательная дистанционная проверка качества стыковки).

3. Заправка ракеты компонентами топлива и сжатыми газами

В двигательных установках РН «Союз 5.1» используется двухкомпонентное жидкое ракетное топливо. Перед стартом в баки РН отдельно друг от друга заправляются жидкие окислитель и горючее. Компоненты топлива смешиваются между собой в камере сгорания двигательных установок (ДУ) РН



Рис. 1.4 РН «Циклон»

6. Компоненты заправки

   1. Окислитель:

ЖИДКИЙ КИСЛОРОД (O₂ж).

Предложен К.Э. Циолковским в 1903 году. Самый распространенный окислитель.

Бледно-синяя жидкость. Пары бесцветны, не обладают запахом и вкусом. Температура кипения -182.98 °С, кристаллизации -218.7 °С.

Сильный окислитель, образует соединения (окислы) со всеми химическими элементами, кроме инертных газов. Реакции окисления протекают с выделением большого количества тепла.

Нетоксичен. При кратковременном вдыхании паров не оказывает вредного влияния на организм человека, за исключением случаев вдыхания очень холодного газа. При попадании на кожу могут быть тяжелые ожоги. С некоторыми органическими соединениями образует взрывоопасные смеси.

На космодроме "Плесецк" жидкий кислород применяется на РН семейства Р-7 ("Союз-У", "Молния-М", "Русь" / "Союз-2"). Ранее применялся также на РН "Восток-2" и "Космос-2".

2. Горючее:

КЕРОСИН (РГ-1)

Керосин — горючая смесь жидких углеводородов (от C8 до C15) с температурой кипения в интервале 150—250 °C, прозрачная, бесцветная (или слегка желтоватая), слегка маслянистая на ощупь, получаемая путём прямой перегонки или ректификации нефти.

Керосин применяется в ракетной технике в качестве экологически чистого углеводородного горючего, и, одновременно, рабочего тела гидромашин. Использование керосина в ракетных двигателях было предложено Циолковским в 1914 году. В паре с жидким кислородом используется на нижних ступенях многих РН: советских/российских — «Союз», «Молния», «Зенит», «Энергия», «Ангара» (Авиакеросин «Т-1»); американских — серий «Дельта» и «Атлас-5» (под маркой «РГ-1» на английском «RP-1»). Для повышения плотности, и, тем самым, эффективности ракетной системы, топливо часто переохлаждают.

Основными системами являются системы заправки РН компонентами ракетного топлива, сжатыми газами и система дистанционного управления заправкой. Кроме того, в составе СК имеются агрегаты, уничтожающие последствия работы с токсичными компонентами топлива.

Основное оборудование систем заправки — емкости, насосы гидропневмоклапаны - размещается в железобетонных сооружениях заглубленных в землю. Хранилища КРТ, сооружение для системы сжатых газов, СДУЗ располагаются на значительных расстояниях друг от друга и целях обеспечения их сохранности в аварийных случаях. От этих сооружений по подземным проходным каналам проложены трубопроводы, кабели к стартовому сооружению, ПУ.

7. Особенности проведения заправочных работ и термостатирования

Все коммуникации ракеты пристыковываются на технической позиции комплекса к транспортно-установочному агрегату. Кабель-мачта имеет ферму и площадку обслуживания, которые перед пуском отводятся гидроприводом. Между пусковым установками находится защищенный командный пункт, технический блок, хранилище газов.

Для РН «Союз 5.1» используют передвижные заправочные комплексы, которые заправляют РН перед стартом горючим и окислителем.

Кабель-мачта служит для подвода к ракете электрических, заправочных, дренажных и пневматических коммуникаций и могут быть стационарными и отводными. Механизмы для подвода и отвода коммуникаций должны обеспечивать:

• 
  надежное соединение (стыковку) и разъединение (отстыковку) коммуникаций с бортовыми разъемами ракеты при ограниченном силовом воздействии на конструкцию ракеты.
  
• 
  соединения заправочных и дренажных коммуникаций должны быть гермитичными, а соединения электрических связей обладать надежным контактом.
  
• 
  разъемы должны иметь направляющие элементы (штыри и гнезда) для упрощения операций стыковки и обеспечивать возможность контроля герметичности соединения за счет его опрессовки.
  

Механизмы и устройства подвода коммуникаций должны отслеживать перемещения конструкций ракеты, вызванных заправкой КРТ под действием ветровых нагрузок, сводя к минимуму передачу силовых нагрузок на борт ракеты. Для выполнения стыковки коммуникаций с бортом ракеты желательно иметь места, расположенные в непосредственной близости от точек закрепления ракеты на ПУ. При этом наиболее оптимальным является вариант подвода коммуникаций к нижней части ракеты. Расстыковка заправочных коммуникаций производится непосредственно перед пуском ракеты. При этом должна предусматриваться возможность повторной стыковки заправочных коммуникаций в случае отмены пуска для слива компонентов топлива.

Операции повторной стыковки заправочных коммуникаций к заправленной ракете должны производиться в автоматическом режиме. Расстыковка электрических, пневматических, а в некоторых случаях и дренажных (водородных) коммуникаций производится в момент начала движения ракеты, поэтому механизмы отвода коммуникаций должны обеспечивать сопровождение (совместное движение) неотстыкованных коммуникаций до момента расстыковки, и отвод коммуникаций от ракеты после отстыковки. Отвод ТУТ и кабель мачты от РН осуществляется перед стартом на угол 30 градусов.

8. Термостатирование ракеты и головного блока

Термостатирование РКН (РН и КА) производится подачей воздуха с необходимой температурой в отсеки РКН. Она построена по принципу воздушного цикла термостатирования, не содержит токсичных, взрывоопасных и озоноразрушаающих веществ и является экологически чистой. Управление термостатированием отсеков РН осуществляется в автоматическом или дистанционном режимах.

Холодильно-нагревательная установка обеспечивает подачу воздуха на входе в подобтекательное пространство с температурой:

- при охлаждении 3 – 5 С

- при нагреве 40 – 50 С.

Количество подаваемого воздуха 6000-9000 м³/ч.

Температура воздуха на входе и выходе из головного обтекателя контролируется средствами холодильно-нагревательной установки с точностью до 4 С.

Термостатирование прекращается за 90 минут до старта РН.

9. Газодинамические схемы старта и газоотводящих устройств

Ввиду высокой концентрации энергии в газовых струях продуктов сгорания топлива в двигательной установке ракету необходимо защитить от воздействия газовой струи, отраженной от пусковой установки. Полный отвод газов от ракеты реализуется организацией газоотвода путем введения в состав пусковой установки газоотражателей, изменяющих направление газового потока с вертикального на горизонтальное. На стартовой позиции «Циклон - 3» организован лотковый газоотражатель, которой поворачивает сверхзвуковой поток продуктов сгорания в одном направлении. Геометрическое исполнение газоотражателя – клиновое, односкатное (одностороннее).



Для РН «Союз 5.1» будут обладать высоким удельным импульсом, усиленными характеристиками.

Котлованный многоскатный газоотвод.



Необходимо усилить стартовый стол, так как вся установка рассчитана на ракеты легкого класса типа «Циклон» сухой массой 17 т., а «Союз 5.1» считается ракетой среднего класса сухой массой 63 т.

10. Отвод коммуникаций от стартующей ракеты

У РН «Циклон-3» применятся отвод кабель-мачты на угол 30 градусов. Поскольку у СК РН «Циклон» есть газоотвод, то при старте конструкции СК не повредятся. Такая же система актуальна и для РН «Союз 5.1».



Работы по снятию ракеты со стартового устройства в случае несостоявшегося пуска или окончания дежурства

В случае снятия ракеты со стартового устройства, большинство работ производится в ручном режиме. При снятии ракеты с жидкими компонентами топлива необходимо произвести ее осушку. Осушка производится личным составом, обученным и в специальном обмундировании, это связано с криогенными компонентами топлива, такими как жидкий кислород. После осушки и опуска ракеты необходимо произвести расстыковку коммуникаций в ручном режиме. Осушенная ракета на транспортно-установочном агрегате удаляется с пусковой установки с помощью электроаккумуляторного тягача и транспортируется МИК для проведения экспертизы.

11. Расчеты

    1. Расчёт объёмов баков-хранилища КТ для заправки РН

Горючее РГ-1

плотность ρг=810 кг/м3

молярная масса μг=102 кг/моль

Окислитель жидкий О2

плотность ρо=1140 кг/м3

молярная масса μо=32 кг/моль

Дозы заправляемы компонентов

Действительное соотношение КТ рассчитывается по формуле:

Km=α∙Кm0

где α – коэффициент избытка окислителя (0,7...0,9);

Кm0 – массовое стехиометрическое соотношение компонентов топлива;

для О2 + РГ-1 α=0,9 и Кm0=3,41

Km=0,9∙3,41=3,07

Расчёт массы КТ ведётся по формулам:



Расчёт объёма заправляемой дозы КТ:



I ступень

Масса топлива: МТ=406 т

Масса горючего: МГ=406/(1+3,07)=99,75 т

Масса окислителя: МО=99,75∙3,07=306,23 т

Объём дозы горючего: VГ=99,75∙10-3/810=123 м3

Объём дозы окислителя: VО=306,23∙10-3/1140=268,6 м3

II Ступень

Масса топлива: МТ= 65т

Масса горючего: МГ=65/(1+3,07)=15,97 т

Масса окислителя: МО=15,97∙3,07=49 т

Объём дозы горючего: VГ=15,97∙10-3/810=19,7 м3

Объём дозы окислителя: VО=49∙10-3/1140=42,9 м3

Суммарный объём дозы горючего: VГ∑=142,7 м3

Суммарный объём дозы окислителя: VО∑=311,5 м3

Объём ёмкости хранилища определяется по формуле:

Vе=V1∙nД + V2 + V3 + V4 + V5 + V6, где:

V1 – объём дозы КТ;

nД – количество доз КТ, которые должны находиться в хранилище;

V2 – объём КТ, остающийся в хранилище после выдачи всех доз (конструктивный недозабор);

V3 – объём КТ, израсходованный на заполнение трубопроводов, фильтров, клапанов и других элементов системы заправки;

V4 – объём газовой подушки, который должен составить не менее 3% от объёма ёмкости при наибольшей температуре КТ;

V5 – добавочный объём, образующийся при отсечке сигнализатором верхнего предельного уровня, когда температура КТ в ёмкости отличается от расчётной, по которой настрое сигнализатор наличия жидкости;

V6 – объём КТ, учитывающий проливы и другие потери, принимается равным 1-1,5% от Ve

Принимаем:

V2 + V3 + V4 + V5=0,1Ve

V6=0,015Ve

Тогда:

Ve= V1∙nД + 0,1Ve + 0,015Ve

0,885Ve = V1nД

Находим выражение для Ve:



C учётом того, что для ракет космического назначения nД=3, имеем окончательно:



Объём емкости хранилища КТ:

м³

м³

2. Расчёт для определения безопасных расстояний до зон размещения оборудования при аварийных ситуациях

Целью данных расчётов является оценка мощности и параметров воздушной ударной волны возможного аварийного взрыва в процессе подготовки и пуска РН "Союз-5.1".

Оценка мощности аварийного взрыва:

В качестве топлива первой ступени РН используются керосин – горючее, кислород – окислитель. Мощность взрыва одного такого блока оценивается тротиловым эквивалентом топливной смеси по суммарному весу топлива по формуле:



где:

f - удельный тротиловый эквивалент топлива "керосин + жидкий кислород" стехиометрического состава;

k - коэффициент, учитывающий нестехиометричность топлива "керосин + жидкий кислород" и равный:



Gr - масса топлива, т;

Масса топлива одного блока первой ступени, принимающего участие во взрыве, составляет 406т. Тогда значение тротилового эквивалента топлива, рассчитанного по формуле, составит:

т

Избыточное давление во фронте воздушной ударной волны при взрыве ракеты на старте определяется по формуле:



где: R – расстояние от центра взрыва, м;

q – тротиловый эквивалент, кг;

Тип сооружения	Расстояние от места взрыва	ΔPФ, МПа
Заглублённое	<67	>0,5
Полузаглублённое	67 – 138	1,0 – 5,0
Обвалованное	138 – 200	0,5 – 1,0
Незащищённое	>200	<0,5

Минимальное безопасное расстояние (L, м), на котором должно находиться сооружение или оборудование СК от эпицентра взрыва определяется по формуле:



где: МТ – тротиловый эквивалент взрыва, кг;

– допустимое давление (МПа), при котором данный вид сооружения остаётся не разрушенным работоспособным;

Допустимые давления для некоторых видов сооружений СК

Вид сооружения или оборудования	Допустимое давление , МПа
Открытое хранилище КТ	0,01
Закрытое хранилище КТ	0,2
Башня обслуживания	0,03
Открытый КП	0,01
Защищённый КП	0,5 – 1,0
МИК	0,002
Жилая зона	0,0005 – 0,001

Оптимальное расстояние между ПУ и хранилищем компонента топлива определяется по формуле:



где: M0 – стартовая масса ракеты, т;

- функция, зависящая от компонента топлива, определяется эмпирическим путём; для топлива «О2+РГ-1»:

=1,506 – для РГ-1 и =2,1 – для О2

Воспользовавшись формулами и используя данный таблиц, определяем безопасные расстояния для сооружений:

Расстояние до хранилища О2:



Расстояние до хранилища РГ-1:



Безопасное расстояние от ПУ до МИК:



Безопасное расстояние от ПУ до башни обслуживания:



Безопасное расстояние от ПУ защищенных хранилищ КРТ:



Безопасное расстояние от ПУ до защищённого КП:



Безопасное расстояние от ПУ до открытых хранилищ КТ:



Безопасное расстояние от ПУ до жилой зоны:

3. Расчёт центров масс собранной ракеты и её частей

Так как ракета - осесимметричная конструкция, будем считать, что центры тяжести ракеты в целом и её частей находятся на продольной оси ракеты. Началом отсчета для каждой составной части примем её основание. Расчёты центров масс проводятся упрощённо.

I Ступень:

Масса двигателя: MД1=9,3 т

Высота двигателя: LД1=4 м

Длина ступени: L1=30,9 м

Сухая масса: МС1= 32,9 т

Масса ступени без двигателя: М1l = МС1- MД1

М1l = 32,9 - 4 = 28,9 т

ЦМ 1-ой ступени относительно её основания:

Не заправленная

м

Заправленная

м

II Ступень:

Масса двигателя: MД2=1 т

Высота двигателя: LД2=1,5 м

Длина ступени: L2=11,9 м

Сухая масса: МС2= 6,5 т

Масса ступени без двигателя: М2l = МС2- MД2

М2l = 6,5- 1,5 = 5 т

ЦМ 2-ой ступени относительно её основания:

Не заправленная

м

Заправленная

м

«Фрегат-СБУ»:

Сухая масса: 0,97 т

Масса заправленного РБ: МРБ=6,64 т

Длина: LРБ=5,86 м

КГЧ:

Длина КГЧ: LКГЧ=10,4 м

Масса КГЧ: МКГЧ=18,48 м

Центр масс КГЧ с заправленным РБ (относительно основания РБ)

м

Центр масс не заправленного РБ (относительно основания РБ)

м

Центр масс КГЧ без РБ

м

Расстояния до ЦТ относительно основания ракеты:

м

м

м

Длина ракеты без КГЧ: L13=L1+L2+L3=30,9+11,9+5,85=48,65 м

м

ЦТ ракеты без головной части относительно её основания:

м

ЦТ всей ракеты относительно её основания:

4. Расчёт моментов инерции собранной ракеты и её частей

Моменты инерции относительно ЦТ частей ракеты относительно поперечной (радиальной) оси рассчитываем, учитывая допущения, что первые две ступени являются цилиндрами, а РБ и ГЧ – балки. Влиянием геометрии двигателей пренебрегаем.

Момент инерции I ступени относительно её ЦТ

, где радиус первой ступени R1=4,1/2=2,05м

т∙м2

Момент инерции II ступени относительно её ЦТ

, где радиус второй ступени R2=4,1/2=2,05м

т∙м2

Момент РБ относительно её ЦТ:

, где радиус РБ RРБ=3,7/2=1,85м

т∙м2

Момент инерции заправленной ГЧ относительно её ЦТ:

т∙м2

Моменты инерции частей ракеты относительно ЦТ ракеты без ГЧ:

т∙м2

т∙м2

т∙м2

Моменты инерции частей ракеты относительно ЦТ всей ракеты:

т∙м2

т∙м2

т∙м2

т∙м2

Момент инерции изгиба ракеты без ГЧ относительно её ЦТ:

т∙м2

Момент инерции изгиба всей ракеты относительно её ЦТ:

т∙м2

5. Определение перегрузок

Допустимая поперечная перегрузка при наземных операциях для жидкостных ракет составляет 0,5g.

Допустимая продольная перегрузка при наземных операциях для жидкостных ракет составляет 2g.

12. Заключение

Автоматизация комплекса позволяет сделать старт максимально безопасным. Требуются изменения конструкции транспортно-установочного агрегата, из-за разницы размеров «Циклон – 3» и «Союз – 5.1». Также необходимо учесть и отрицательную сторону данного решения. Изменение компонентов топлива на РГ – 1 и О₂ отразится не только на емкостях для хранения компонентов топлива, но и на магистрально-заправочных каналах. Таким образом, использование стартового и технического комплексов «Циклон – 3» в Плесецке позволяет получить базу для подготовки и запуска ракеты – носителя «Союз – 5.1», но с учетом значительных затрат.

Для построения РКК среднего класса для РН «Союз – 5.1» разработаны технические предложения ТК и СК, состоящие в следующем:

• 
  Транспортировка разобранной ракеты в специальных вагонах;
  
• 
  Сборка РКН РН в МИК;
  
• 
  Транспортировка собранной РКН РН в горизонтальном положении на специальном ТУ;
  
• 
  Рассчитаны объемы КРТ с учетом особенностей выполнения заправочных технологических операций и операций по подготовке к пуску;
  
• 
  Выполнены расчеты центров масс и моменты инерции для блоков РН и РКН в целом.
  

Таблица 2 (безопасное расстояние до сооружений)

Наименование	Расстояние, м
Открытое хранилище О2	748,51
Открытое хранилище РГ-1	613,14
Закрытый КП	65,64
МБО	330,9
МИК	1370,23
Город	2339,15

13. Список используемой литературы

Бирюков Г.П., Манаенков Е.Н., Левин Б.К. Технологическое оборудование отечественных ракетно-космических комплексов: Учебное пособие для вузов./Под ред. А.С. Фадеева, А.В. Торпачева.-М.:, 2012.-600с.:ил.

Курс лекций по дисциплине «Наземное оборудование ракетных комплексов» Чугунков В.В.

Интернет ресурс «Плесецк как космодром» http://kik-sssr.narod.ru/Plesetsk.htm

Статья «Семейство ракет-носителей Союз-5» http://zavodfoto.livejournal.com/3967290.html

Статья «Универсальный разгонный блок Фрегат» https://vpk.name/library/f/fregat.html

14. Приложения

2017