Данный разгонный блок предназначен для решения некоторых транспортных задач в космическом пространстве, в частности, для довыведения космического аппарата навигации массой М0=7300 кг с начальной высоты hн=200 км на конечную высоту hк=20000 км.
Целью данной работы является проектирование разгонного блока.
Основной проблемой является повышение качества и эффективности применения, а также снижение стоимости проектируемого разгонного блока. Повышение качества включает в себя снижение габаритных характеристик разгонного блока и подбор условий для максимальной экономии топлива. Также необходимо компактно распределить все системы разгонного блока для уменьшения его объема, занимаемого под головным обтекателем, с целью увеличения массы полезной нагрузки. Это позволит заметно увеличить энергетические возможности ракеты-носителя по выведению полезных нагрузок на околоземные орбиты.
Вся графическая документация приведена в приложении 3.
Исходные данные:
hн=200 км - высота начальной орбиты
hк=20000 км - высота конечной орбиты
М0=7300 кг - начальная масса
iн=65º - наклонение начальной орбиты
iк=63º - наклонение конечной орбиты
блок топливный бак
Движение ТКА определяется вектором скорости и характеризуется траекторией. В безатмосферном пространстве ТКА движутся по баллистическим траекториям.
В настоящей работе рассматривается движение ТКА с двигателями большой тяги. Это движение происходит при начальных перегрузках летательных аппаратов n0≥0,1. Такие перегрузки считаются большими.
Начальная и конечная орбиты имеют разные наклонения. Это означает, что осуществляется двухимпульсный некомпланарный перелет.
Двухимпульсный некомпланарный перелет с круговой на высокую круговую орбиту осуществляется по полуэллипсу Гомана. Перелет требует увеличения скорости в перигее и апогее этого полуэллипса.
Необходимое увеличение скорости в перигее определяется по формуле:
Увеличение скорости в апогее определяется по формуле:
Потребная на перелет масса топлива при известных значениях импульсной скорости и удельном импульсе двигателя рассчитывается по формуле Циолковского:
Результаты расчетов.
В результате использования программы получены следующие данные:
· поворот всей плоскости орбиты осуществляется только в апогее на 2º;
· значение скорости в точке перигея vп=2,075 км/с;
· значение скорости в точке апогея vа=1,437 км/с;
· минимальная суммарная импульсная скорость vΣ=3,512 км/с;
· масса топлива на перелет mt=4864 кг;
· удельный импульс топлива Iуд=3,2.
Выполнение расчетов дано в приложении 1.
1.2 Расчет массово-энергетических характеристик
Математическая модель.
Довыведение КА осуществляется двумя импульсами при помощи одноблочного разгонного блока. Первая ступень РБ соответствует начальной массе M01=M0. При выдаче первого импульса тяги часть топлива сгорает и РБ с оставшейся массой топлива называется второй условной ступенью. При этом конечные массы первой условной ступени будут равны начальным массам второй условной ступени: Mк1=M02, mк1=m02.
После выдачи второго импульса тяги в баках РБ будут находиться лишь
остатки топлива. После выполнения перелета РБ отстреливается от полезной
нагрузки. При указанном порядке работы относительная масса полезной нагрузки: 
Относительная конечная масса:
Поскольку РБ имеет один ракетный блок, можно записать:
Масса
пневмогидравлической системы, включающая массу топливных баков без топлива: 
.
Масса
двигателя: 
.
Масса обеспечивающих систем:
.
Масса
несущих конструкций: 
.
Начальная перегрузка на втором импульсе:
.
Тогда формулу для относительной конечной массы можно переписать:
.
Обозначим:
; 
; 
.
Тогда:
.
Результаты расчетов.
В результате использования программы получены следующие данные:
· оптимальное значение перегрузки на первом импульсе n01=0,5;
· оптимальное значение перегрузки на втором импульсе n02=0,96;
· минимальная суммарная масса двигателя и гравитационных потерь при перегрузке 0,5 Мsumm=32,744;
· относительная масса ПН μПН=0,132;
· масса ПН mПН=965,971 кг;
· масса топлива на первый импульс mт1=3497 кг;
· масса топлива на второй импульс mт2=1376 кг;
· время работы ДУ для первого импульса td1=312,534 с;
· время работы ДУ для второго импульса td2=122,954 с;
· оптимальное значение перегрузки при значении целевой функции μПН=0,132 равно 0,5.
Выполнение расчетов дано в приложении 2.
- Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака
- Расчет цилиндрической части корпуса топливного бака
- Расчет днищ
- Проектировочный прочностной расчет ферменного отсека
- Зона полезного груза РН
- Расчет объемов топливных баков и подсистем РБ
- График оптимизации угла разворота плоскости орбиты в точке перигея
- График оптимизации начальной перегрузки по минимуму суммарной массы двигателя и гравитационных потерь топлива
- График оптимизации начальной перегрузки по максимуму относительной массы полезной нагрузки