- •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
6.2 Компоновка отсеков ракеты-носителя
Расчет габаритных характеристик хвостовых отсеков и выбор ракетных двигателей
Длину двигателя рассчитывают по эмпирическим зависимостям, полученным из статистики:
где - тяга двигателя, Н.
Тяга двигателей определяется как произведение начальной перегрузки ступени на начальный вес ступени:
,
где - начальная массаi-й ступени.
Длина двигателя с рамой крепления рассчитывается по следующей зависимости:
,
где - коэффициент, учитывающий превышение длины двигательной установки над длиной двигателя ().
Длина хвостового отсека ракетного блока первой ступени меньше или равна длине двигателя с рамой , то есть. На основании статистических данных будем уменьшать длину хвостового отсека первой и второй ступени на 10-15 процентов.
Длины хвостовых отсеков третьей и четвертой ступеней ракеты-носителя зависят от принятой схемы разделения.
Принимаем решение: на проектируемой РН используем уже существующие двигатели от НПО «Энергомаш» РД-170 на первой ступени и РД-0120 на верхних ступенях.
Таблица 6.2 - Характеристики двигателей и хвостовых отсеков
РБ |
Аналог ДУ |
Lдв, м |
Dдв, м |
R, кН |
M0i |
1-й |
РД-171 |
4 |
3,6 |
7400 |
4,44 |
2-й |
РД-0120 |
4,6 |
2,4 |
1448 |
2,4 |
3-й |
РД-0120 |
4,6 |
2,4 |
1448 |
2,4 |
4-й |
РД-0120 |
4,6 |
2,4 |
1448 |
2,4 |
Расчет габаритных характеристик топливных отсеков
Прежде всего выбираем форму топливных отсеков и баков ракеты. Форму топливных отсеков первой и второй ступеней принимаем цилиндрической с несовмещенными днищами баков, выполненными в форме частей сфер, радиус днищ равен диаметру баков.
Масса топлива считается известной из распределения масс по блокам ракеты-носителя. Определим массы и объемы окислителя и горючего.
Для нахождения массы окислителя и горючего воспользуемся следующими зависимостями:
Объемы окислителя и горючего можно вычислить следующим образом:
где и- плотности окислителя и горючего соответственно.
Результаты расчетов представлены в таблице 6.3.
Определение геометрических размеров баков
Расчет проводился по методике, изложенной в учебном пособии [1]. Расчетная схема представлена на рисунке 6.1. Результаты расчета представлены в таблице 6.4. Обозначения в таблице соответствуют обозначениям.
Таблица 6.3 - Массы и объемы топлива
РБ |
Горючее |
Окислитель |
ρг, кг/м3 |
ρок, кг/м3 |
mГ, т |
ток, т |
WГ, м3 |
Wок, м3 |
1 |
Керосин РГ-1 |
Жидкий кислород |
830 |
1140 |
67,276 |
152,716 |
81,055 |
133,96 |
2 |
Жидкий водород |
71 |
69,759 |
313,918 |
982,521 |
275,367 | ||
3 |
24,196 |
108,880 |
340,789 |
95,509 | ||||
4 |
7,840 |
35,282 |
110,423 |
30,949 |
Рисунок 6.1 - Расчетная схема бака
Таблица 6.4 - Расчетные характеристики баков
РБ |
R, м |
h, м |
Wсф, м3 |
Wцб Г, м3 |
Wцб ОК, м3 |
Lцб Г, м |
Lцб ОК, м |
Lб Г, м |
Lб ОК, м |
1 ст. |
3,8 |
0,51 |
2,965 |
78,49 |
130,995 |
6,924 |
11,556 |
7,062 |
11,787 |
2 ст. |
6,5 |
0,87 |
14,671 |
967,85 |
260,696 |
29,182 |
7,860 |
50,777 |
13,676 |
3 ст. |
326,118 |
80,838 |
9,833 |
2,437 |
17,109 |
4,240 | |||
4 ст. |
95,752 |
16,278 |
2,887 |
0,491 |
5,023 |
0,854 |
Расчет габаритных характеристик переходных отсеков
Длина переходного отсека зависит от высоты днища верхнего бака третьей ступени и от высоты выступающей (вниз) за плоскость стыка полезной нагрузки с головным обтекателем.
Примем, что нижняя граница зоны полезной нагрузки лежит выше плоскости стыка переходного отсека с полезной нагрузкой и головным обтекателем. Тогда высота переходного отсека будет примерно равна высоте днища верхнего бака четвёртой ступени ракеты-носителя (с небольшим запасом). Принимаем высоту переходного отсека 0,8 м.
Компоновочная схема и геометрические характеристики приборных отсеков
Форму приборного отсека третьей ступени выбираем также цилиндрической и рассчитаем длину приборного отсека:
.
Приборы первого второго и третьего блоков располагаются в межбаковых отсеках.