19

Министерство образования и науки Российской Федерации

федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

«Балтийский государственный технический университет «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова»

В.В. Никольский

Методические указания

к выполнению домашнего проектного задания

по дисциплине

«Проектирование транспортных космических аппаратов»

Санкт-Петербург

2011г.

УДК 629.7.01

В.В. Никольский

Проектирование транспортных космических аппаратов. Методические указания к выполнению домашнего проектного задания.

Балтийский государственный технический университет. С-Пб.: 2011. 17 с.

Запросы по опубликованным материалам направлять по адресу:

190005, Санкт-Петербург, 1-ая Красноармейская ул. Д.1, БГТУ

© Никольский В.В.

СОКРАЩЕНИЯ

ДП ‑ дипломный проект

ДПЗ ‑ домашнее проектное задание

ДУ ‑ двигательная установка

ЖРД ‑ жидкостный ракетный двигатель

КА ‑ космический аппарат

ККСх ‑ конструктивно-компоновочная схема

КП ‑ курсовой проект

КСх ‑ компоновочная схема

ММ ‑ математическая модель

ПА – проектные аргументы

ПГС ‑ пневмогидравлическая система

ПН – полезная нагрузка

ПО – приборный отсек

РБ – разгонный блок

РН – ракета-носитель

РДТТ ‑ ракетный двигатель на твердом топливе

СТС – сложная техническая система

ТБС ‑ транспортная бортовая система

ТКА ‑ транспортные космические аппараты

Методические указания включают исходные данные, содержание, оформление и доклад домашнего проектного задания (ДПЗ) по дисциплине «Транспортные космические аппараты». В них представлена тематика транспортных космических аппаратов (ТКА) курсового проектирования для перспективного планирования работы студентов (приложение 1). По согласованию с руководителем возможно изменение темы ДПЗ.

К основным объектам проектирования отнесены разгонные блоки (РБ) и транспортные бортовые системы (ТБС) космических аппаратов (КА). Обобщенное название проектируемых объектов – транспортные космические аппараты.

Домашнее проектное задание является первым проектным решением студентов по дисциплинам «Проектирование космических аппаратов».

Методические указания предназначены для студентов высших учебных заведений специальности 160802 «Космические летательные аппараты и разгонные блоки».

В ДПЗ используются материалы лабораторных и расчетно-графических работ, выполненных ранее в процессе изучения дисциплины «Проектирование транспортных космических аппаратов».

На защиту выносится пояснительная записка объемом 10…15с. текста, в которой изложены цели расчета, расчетные формулы или ссылки на формулы, взятые из /1/, графики, полученные при выполнении лабораторных работ, выводы и заключение.

Текст пояснительной записки выполняется в редакторе Word, на форматах А-4, шрифт – “Times New Roman” или “Arial", размером – 12…14, межстрочный интервал – полуторный. Поля: слева – 3 см., справа – 1,5 см., сверху и снизу – по 2 см. Чертеж конструктивно-компоновочной схемы (ККСх) РБ изображается на листе формата А-4 в графическом пакете «Компас». Допускается использование других пакетов (Solid Works и пр.).

Пояснительная записка начинается с титульного листа. Его форма приведена в приложении 2.

На следующей странице излагается

Задание на проектирование

По исходным данным выбрать ракету-носитель (РН) и провести расчеты следующих характеристик (показателей качества) разгонного блока (РБ):

• массы и относительной массы полезной нагрузки (ПН);

• масс подсистем РБ и компонентов топлива;

• габаритов РБ и его основных элементов;

• инерционно-массовых;

• стоимости жизненного цикла и его составляющих;

• стоимости выведения килограмма массы ПН;

• тяги маршевого двигателя.

Выделить проектные аргументы (ПА) и определить их значения.

Обосновать схему перелета. Разработать конструктивно-компоновочную схему (ККСх) РБ с указанием размеров. ККСх исполняется с соблюдением требований к теоретическому чертежу.

Затем приводятся

Исходные данные:

начальная (полная) масса РБ с полезной нагрузкой – , кг = ____;

высота начальной круговой орбиты – , км = ___;

высота конечной круговой орбиты – , км = ___;

наклонение начальной орбиты – , град = ___;

наклонение конечной орбиты – , град =___.

РЕКОМЕНДУЕМАЯ СТРУКТУРА ПОЯСНИТЕЛЬНОЙ ЗАПИСКИ

ВВЕДЕНИЕ

1. РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК РАЗГОННОГО БЛОКА

1. . Баллистическое проектирование

2. . Расчет массово-энергетических характеристик

2. КОМПОНОВКА РБ

2.1. Зона полезного груза РН

2.2. Расчет объемов топливных баков и подсистем РБ

2.3. Построение конструктивно-компоновочной схемы РБ

3. РАСЧЕТ ИНЕРЦИОННО-МАССОВЫХ И СТОИМОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

3.1. Расчет инерционно-массовых характеристик

3.2. Расчет стоимостных характеристик

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСТОЧНИКОВ

Пояснительная записка исполняется в безличной форме. Недопустимы междометия «я», «мы», «мною» и др.

В содержании и тексте пояснительной записки нумеруются разделы и подразделы. Не нумеруется введение, заключение, список источников.

Во введении излагается расширенное назначение проектируемого РБ и концепция проектирования. ДПЗ предполагает разработку РБ с большой начальной перегрузкой. Концепция включает решаемые проблемы, цели, актуальность и новизну проекта. К общим проблемам, решаемым при проектировании, прежде всего, относят повышение качества РБ. Основные показатели качества: массовый коэффициент полезной нагрузки РБ –, масса полезной нагрузки РБ – , диаметр РБ – , длина РБ – , стоимости жизненного цикла – , стоимости этапов жизненного цикла, стоимость выведения одного кг ПН на рабочую орбиту – . Во введении следует отметить только такие показатели, величины которых рассчитываются. Писать во введении о показателях, которые не будут рассчитаны в ДПЗ, не следует.

Возможна постановка и решение посильных проблем, например, проектирование РБ для новой РН, расчет ТКА для инспектирования космических объектов и др.

Основными целями проекта являются решения проблем. Вместе с этим, цели могут быть расширены. Например, дополнительными целями могут быть: разведение КА по орбите, очистка от космического мусора и т.д. Вопросы целей согласуются с руководителем.

В концепции обосновывается актуальность решаемых проблем или темы проекта. Под актуальностью здесь следует понимать не только то, что необходимо «сегодня», но и то, что потребуется «завтра».

Новизна в проекте предполагает, что рассматриваются неизвестные до сих пор научные и технические предложения или рассматриваются не решенные задачи. Решение новых задач можно выполнить частично в ДПЗ и продолжить в курсовом проекте (КП), дипломном проекте (ДП). Например, в процессе проектирования предполагается разработать новые алгоритмы, программы, позволяющие увеличить оперативность, точность, достоверность расчетов, обосновать новые конструкторские решения и пр. К новым проектам относятся такие проекты ТКА, которые не имеют прототипов, например, проекты РБ для разрабатываемых РН.

Концепцию следует изложить лаконично, исходя из того, что текст введения не должен быть более одной страницы.

В начале проектирования рекомендуется выполнить черновой набросок введения. Окончательный вариант введения отрабатывается после завершения основной части ДПЗ.

Разделы записки содержат изложение проектных задач. Проектные задачи выстраиваются по «логике перехода», которую необходимо отразить в пояснительной записке. Логика перехода направлена на достижение поставленных целей. Следует помнить, что проектирование является процессом творческим, а не рутинным. Рутинность проявляется в последовательном решении однажды предложенных проектных задач. Но однажды предложенная логика может оказаться не приемлемой для проектирования нового объекта. Поэтому логика перехода от предыдущих задач к последующей задаче должна поясняться. Все задачи ориентируются на достижение поставленных целей. Логики перехода и достижения поставленных целей должны излагаться в пояснительной записке.

С баллистического проектирования начинается расчет, так как в нем отыскивается схема перелета с минимальным расходом топлива. В баллистическом проектировании выбирается и уточняется схема перелета РБ. Наилучшая схема перелета соответствует минимальной импульсной скорости. Сравнение двух и трех импульсного перелетов по затратам импульсной скорости происходит после отыскания оптимальных решений. По итогам оптимизаций принимается решение, как по выбору схемы перелета, так и о целесообразности поворотов вектора скорости в моменты их изменений. Уточнение схемы перелета заключается в ее окончательном выборе и определении углов поворота вектора скорости, которые соответствуют оптимальным решениям.

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.

В случае, когда трех импульсный перелет исключен из рассмотрения, а рассчитывается только двух импульсный перелет, осуществляется выбор и обоснование углов поворота векторов скорости в апогее и перигее. Таким образом, уточняется схема двух импульсного перелета.

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.

Расчет характеристик п. 1.1 проводится по компьютерной программе.

В пояснительной записке приводятся необходимые для расчета формулы или ссылки на них /1/ с пояснением параметров, кратко излагается последовательность расчета. Делается ссылка на машинные программы.

В выводах пишется о выборе схемы перелета, целесообразности поворота вектора скорости в перигее, приводятся значения скоростей в точках апогея и перигея, а также значение выбранной суммарной импульсной скорости, оптимальные значения углов поворота вектора скорости, значения удельного импульса топлива и массы топлива.

Правила изложения подраздела 1.1, касающиеся пояснений, приведения расчетных формул и выводов, следует выполнять при оформлении всей пояснительной записки.

ТКА относятся к сложным техническим системам (СТС). Их проектирование – системное, выполняется по системной методологии. В системной методологии используется системный подход, соответствующие принципы, модели различной физической природы, а также методы, логика, алгоритмы, методики, с помощью которых проектировщик добивается поставленных целей.

Системный подход предполагает рассмотрение объекта проектирования как СТС. Поэтому РБ изначально изображается в виде подсистем, выполняющих необходимую работу. Состав подсистем ТКА: пневмо-гидравлическая системы (ПГС), двигатель, обеспечивающие системы и несущие конструкции. В состав двигателя может входить турбонасосный агрегат. Элементы обеспечивающих систем размещаются в приборном отсеке (ПО).

Декомпозированная структура РБ представлена схемой 1

Схема 1

РБ

1 Пневмогидравлическая система (ПГС)

2 Двигатель

3 Обеспечивающие системы

4 Несущие конструкции

На основании схемы 1, которая является моделью структуры РБ, и компоновочной схемы (КСх) составляется или выбирается /1/ математическая модель (ММ). Следуя принципу системного проектирования «от простого решения – к сложному», вначале выбирается одна из простых КСх РБ типа моноблок с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Эта КСх выбрана для ДПЗ. Но могут быть выбраны и другие КСх: моноблок с ракетным двигателем на твердом топливе (РДТТ) вместе с бортовой транспортной системой (БТС) КА, двух блочный РБ с РДТТ, а также ТКА других КСх.

Следует помнить, что моноблок с ЖРД может срабатывать несколько раз, располагать несколькими импульсами при перелете, а блок РДТТ выдает только один импульс.

Расчет массово-энергетических характеристик основан на полученных ранее значениях импульсной скорости, и выборе КСх. Для расчета используются компьютерные программы. Выбору программы предшествует выбор математической модели (ММ), в которой определены ПА, тип управления (полярный, декартов или цилиндрический), выбран закон управления вектором тяги, введено ограничение на время работы двигателя, учтены необходимые факторы.

При определении ММ следует обратить внимание на следующие вопросы. В итоге расчета необходимо получить максимальное значение массового коэффициента ПН РБ, оптимальные значения начальных перегрузок и массовые показатели подсистем. Для их определения обосновывается выбор двигателя. При использовании ЖРД определяется способ подачи топлива рассчитываются гравитационные потери скорости и определяется характеристическая скорость. Расчет гравитационных потерь проводится итерационным методом.

После определения ММ массово-энергетических характеристик уточняется соответствующая программа их расчета, назначаются массовые коэффициенты подсистем РБ и выполняется расчет.

По результатам расчета массово-энергетических характеристик делаются выводы. В выводах записываются значения основных массовых показателей и оптимальные значения ПА: начальных перегрузок, удельного импульса и числа ступеней.

В конце первого раздела пишутся выводы, обобщающие выводы подразделов. Выводы раздела не должны сводиться к сумме выводов подразделов.

Порядок компоновки РБ изложен в /1/. По исходным данным и таблицам характеристик ракет-носителей (РН) выбирается РН для выведения РБ с ПН. Находится диаметр обтекателя РН. Если длина обтекателя не указана в таблице, то она считается равной трем его диаметрам. Значение угла носка обтекателя выбирается из диапазона 40…80º. По этим данным определяется объем зоны полезного груза РН. Объем этой зоны делится пропорционально массам РБ (без его ПН) и его ПН. Полученная длина зоны РБ принимается за предельно допустимую ‑ .

Расчет объемов проводится по формулам /1/. Для определения массы окислителя и горючего используются зависимости:

, , .

где – масса топлива РБ.

При построении ККСх РБ выбирается форма баков, их число, форма приборного отсека (ПО), определяется число шар-баллонов с газами, элементы несущих конструкций; определяются их размеры. Процесс компоновки – итерационный. Поэтому следует нарисовать несколько вариантов черновых эскизов. Габариты двигателя рассчитываются по формулам /1/. Можно использовать результаты расчета двигателя, выполненные в дисциплине «Двигательные установки».

ККСх РБ не должны выходить за пределы зоны РБ под обтекателем РН. Лучшей считается компоновка, при которой продольный размер РБ без ПН наименьший. По ККСх РБ определяются его габаритные показатели.

Дальнейшее решение задачи компоновки сводится к уменьшению продольного габарита РБ. Длина РБ () в результате компоновки должна быть меньше длины зоны РБ под обтекателем РН. Необходимо выполнение условия

,

Нужно получить показатели этого неравенства.

Чертеж ККСх РБ без ПН исполняется по правилам теоретического чертежа и требованиям изображения ККСх (состоит из схем рассчитанных элементов, соединяющих их элементов несущих конструкций, исполняется в масштабе, имеет габаритные размеры и штамп). Основная надпись штампа – «Конструктивно-компоновочная схема РБ». Элементы сопровождаются надписями. Указывается плоскость стыка РБ с РН.

В записке кратко излагается последовательность исполнения ККСх, требования и ограничения, приводятся значения допустимого и достигнутого в процессе компоновки продольного размера РБ.

Расчет инерционно-массовых характеристик РБ с ПН выполняется по компьютерным программам, составленным по формулам /1/. Указывается привязка строительных осей к ТКА. В состав расчетной схемы включаются следующие части: баки окислителя и горючего, двигатель, отсек систем, несущие конструкции РБ и ПН. Принимается допущение о том, что массы всех частей равномерно распределены. Определяется положение центра масса и массовые моменты инерции относительно трех осей в строительной системе координат для варианта полной (стартовой) массы. В пояснительной записке приводятся их значения.

Стоимостные характеристики жизненного цикла РБ и его составляющих рассчитываются по компьютерным программам, записанным по формулам /1/. Определяются затраты на доставку единицы массы ПН на конечную орбиту. В пояснительной записке приводятся их значения.

В заключении пишется о решении поставленных задач, насколько удалось добиться поставленных целей, приводятся показатели основных характеристик РБ. Перечисляются дальнейшие работы, которые автор предполагает выполнить в курсовом проекте.

На этапе КП студенты могут повышать качество новыми техническими решениями, усовершенствованными ММ, использованием прогрессивных методов и методик расчета, оптимизациями, системным синтезом и т.д. Лучшее решение определяется при помощи критериев. Разработка новых программ позволяет повысить оперативность проектирования, снизить затраты на разработку и пр.

РЕКОМЕНДУЕМАЯ ЛИТЕРАТУРА.

Основная:

1. Никольский В.В. Основы проектирования автоматических космических аппаратов. Учебник. С-Пб.: БГТУ "Военмех", 2007. 230 с.

2. Гущин В. Н. Основы устройства космических аппаратов. Учебник для вузов. М.: Машиностроение, 2003. 272 с.

3. Никольский В.В. Проектирование космических аппаратов. Учебное пособие. С-Пб.: БГТУ "Военмех", 2003. 121 с

Дополнительная:

1. Авдуевский В.С., Успенский Г.Р. Космическая индустрия. -М.: Машиностроение, 1989. 568 с.

2. Алемасов В.Е. и др. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1986. 533 с.

3. ГОСТ 2.105-95 Единая система конструкторской документации. Общие требования к текстовым документам.

4. Космонавтика. Энциклопедия. Гл. Ред. В.П.Глушко. -М.: Сов. Энциклопедия, 1985.

5. Механика космического полета. Под редакцией В.П.Мишина. –М.: Машиностроение, 1989. 408 с.

6. Никольский В.В. Системное проектирование транспортных космических аппаратов. Учебное пособие. С-Пб.: БГТУ "Военмех", 2001. 101 с.

7. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы). Под ред. Мишина В.П. М.: Машиностроение, 1985. 360с.

8. Журнал «Новости космонавтики».

Перечень технических средств обучения и методических материалов:

1. системные и прикладные программы кафедры М-1;

2. космическая техника кафедры М-1;

3. Альбомы чертежей кафедры М-1.

ДОКЛАД НА ЗАЩИТЕ ДПЗ

Доклад начинается с названия темы ДПЗ. Например, «Домашнее проектное задание выполнено на тему: «…».

Поясняется назначение проектируемого объекта (более подробно, нежели это следует из названия темы).

Говориться о целях проектирования и актуальности темы в сочетании с поставленными целями.

Далее излагается выполненная работа. В нужных местах делаются частные выводы. В конце доклада приводится заключение.

Естественна привязка изложения к пояснительной записке. При этом доклад не должен сводиться к перечислению проектных задач по пояснительной записке. Необходимо строить доклад по логике проектирования, используя логику перехода.

Логика проектирования осваивается в процессе проектирования. Поэтому перед разработкой доклада полезен просмотр всего содержания ДПЗ с позиций логики.

Логика проектирования направлена на достижение поставленных целей, высоких показателей качества, в первую очередь. Достижение поставленных целей осуществляется при помощи проектных задач, каждая последующая является логическим продолжением предыдущей. Последующая задача решается на основе предыдущих задач.

Приведем примеры некоторых логических связей.

Первыми проектными задачами являются задачи баллистического проектирования, определяющие минимальные импульсные скорости, которые необходимо знать для вычисления массовых характеристик.

Выбор КСх нужен для составления массово-энергетических зависимостей.

Расчет стоимостных характеристик позволяет более комплексно оценить полученные при проектировании результаты и т.д.

В конце доклада приводятся основные выводы, построенные на основе заключения пояснительной записки.

Заканчивается доклад словами: «Доклад закончен».

Докладывать бодрым и громким голосом с четкой расстановкой слов и пауз.

Приложение 1

ПРИМЕРНЫЙ ПЕРЕЧЕНЬ ТЕМ КУРСОВЫХ ПРОЕКТОВ ПО ТРАНСПОРТНЫМ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТАМ

1. Высокоэнергетический разгонный блок

2. Космический буксир

3. Универсальный разгонный блок

4. Многоразовый транспортный космический аппарат

5. Разгонный блок для средних орбит

6. Высокоорбитальный разгонный блок

7. Разгонный блок с уводом в плотные слои атмосферы

8. Разгонный блок с уводом на орбиту захоронения

9. Разгонный блок с ракетным двигателем на твердом топливе

10. Ракетный блок увода космического аппарата в плотные слои атмосферы

11. Ракетный блок увода космического аппарата на орбиту захоронения

12. Разгонный блок высокоэллиптических космических аппаратов

13. Разгонный блок для доставки космических аппаратов на орбиты планет

14. Разгонный блок многоразового применения

15. Разгонный блок для доставки зонда на планету

16. Разгонный блок тяжелой платформы

17. Разгонный блок с двигателем малой тяги

18. Разгонный блок с двигателем средней тяги

19. Ракетный блок с двигателем малой тяги

20. Ракетный блок с двигателями средней тяги

21. Разгонный блок для ракеты-носителя «Ангара»

22. Разгонный блок для малых космических аппаратов

23. Ракетный блок космического аппарата - инспектора

24. Спускаемый аппарат доставки груза с орбитальной станции

25. Спускаемый аппарат спасения экипажа орбитальной станции

26. Транспортный космический аппарат долговременной орбитальной станции

27. Транспортный космический аппарат орбитального обслуживания

28. Транспортный космический аппарат многоразового использования

29. Транспортный космический аппарат для снятия с эксплуатации КА

30. Транспортный космический аппарат с солнечным парусом

31. Транспортный космический аппарат унифицированного ряда

32. Транспортная система низкоорбитального космического аппарата

33. Транспортная система малого спутника (100…500 кг)

34. Транспортная система микро спутника (10…100 кг)

35. Транспортная система нано спутника (1…10 кг)

36. Транспортная система пико спутника (0,1…1 кг)

37. Унифицированный транспортный космический аппарат

38. Экологический транспортный космический аппарат

39. Разгонный блок «Арс»

40. Разгонный блок «Тор»

41. Разгонный блок «Янтарь»

42. Разгонный блок «Бриз»

Приложение 2. Титульный лист пояснительной записки ДПЗ