Корпус разгонного блока из титана

Заключение

В данном курсовом проекте произведен расчет разгонного блока, предназначенного для решения определенных транспортных задач широкого спектра применения в космическом пространстве, например, для довыведения космического аппарата, предназначенного для навигации, массой 7300 кг, с начальной высоты 200 км на конечную высоту 20000 км.
На текущий момент основная проблема – 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, на что и был направлен курсовой проект. Также требовалось компактно распределить все системы разгонного блока для уменьшения его объема, занимаемого под головным обтекателем, ...

Оглавление
Введение 3
1 Баллистический и массовый расчеты разгонного блока 4
1.1 Баллистические расчеты 4
1.2 Расчет массово-энергетических характеристик 5
2 Проектирование элементов конструкции РБ 8
2.1 Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака 8
2.2 Проектировочный прочностной расчет ферменного отсека 10
3 Компоновка РБ 12
3.1 Зона полезного груза РН 12
3.2 Расчет объемов топливных баков и подсистем РБ 13
Заключение 17
Список использованных источников 19
ПРИЛОЖЕНИЕ 1. Оптимизация импульсной скорости при двухимпульсном некомпланарном перелете ТКА с круговой на более высокую круговую орбиту. 20
ПРИЛОЖЕНИЕ 2. Оптимизация начальной перегрузки на первом импульсе из условия минимума суммарной массы топлива на компенсацию гравитационных потерь и массы двигателя. 23
ПРИЛОЖЕНИЕ 3. Оптимизация начальной перегрузки моноблочного РБ при двухимпульсном перелете по максимальному значению относительной массы ПН. 28
ПРИЛОЖЕНИЕ 4. Графики оптимизации 32

Введение

В данном курсовом проекте производится расчет разгонного блока, предназначенного для решения некоторых транспортных задач в космическом пространстве, в частности, для довыведения космического аппарата навигации массой 7300 кг с начальной высоты 200 км на конечную высоту 20000 км.
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 оптимизации приведена в приложении 4.

Выполнение расчетов с использованием программного комплекса Mathcad дано в приложении 2.2 Проектирование элементов конструкции РБ2.1 Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бакаПринимаем исходные данные:R=1,35 м – радиус цилиндрической части;Rд=3,05 м – радиус днища;pвн=0,3∙106 Н/м2 – внутреннее избыточное давление в отсеке;f=fp=1,3 – коэффициент безопасности;материал конструкции – ВТ1-00 ГОСТ 22178-76;σ0,2=2,5∙108 Н/м2 – предел текучести материала ВТ1-00 ГОСТ 22178-76.Необходимо определить:δ, δд – толщина стенки цилиндрической части и днища;ηпр – коэффициент запаса прочности2.1.1 Расчет цилиндрической части корпуса топливного бакаОпределение внутренней осевой силы (N).Уравнение равновесия осевых сил:Nx1=pвн∙π∙R2-Fx1x1Nx1=pвн∙π∙R2-Gx1∙nx1N(x1)=0,3∙106∙3,14∙1,352 – (965,971+633,4+400)∙9,8∙3=1,658∙106 НЭквивалентная осевая сила равна:NЭ=p∙π∙R2-NNЭ=0,3∙106∙3,14∙1,352 - 1,658∙106=0,0588∙106 НОпределение расчетной эквивалентной осевой силы (NЭР).NЭ>0 (растяжение)Следовательно, NЭР будет рассчитываться по формуле:NЭр=fр∙p∙π∙R2-NNЭР=1,3∙0,3∙106∙3,14∙1,352 – 1,658∙106=0,574∙106 НПереходим к определению толщины стенки отсека.Эквивалентное напряжение (σэкв) является максимальным из напряжений σ1p и σ2p, т.е.:σэкв=max (σ1p, σ2p).Как правило, σ1p<σ2p. Тогда из условия прочности σ2p≤σ0,2 получим:δ=pp∙Rσ0.2pp= fр∙pmaxpp=1,3∙0,3∙106=0,39∙106 Н/м2δ=0,39∙106∙1,352,5∙108=0,21∙10-2 м=2,1 ммСогласно сортаменту листов ВТ1-00 принимаем толщину стенки цилиндрической части топливного бака δ=3 мм.Определение коэффициента запаса прочности.ηпр=σ0.2σэквσэкв=σ2р=pp∙Rδσэкв=0,39∙106∙1,353∙10-3=1,75∙108 Н/м3ηпр=2,5∙1081,75∙108=1,452.1.2 Расчет днищИз условия прочности σэкв≤σ0,2 получим:δд=pp∙R2σ0.2δд=0,39∙106∙3,052∙2,5∙108=0,24∙10-2 м=2,4 ммСогласно сортаменту листов ВТ1-00 принимаем толщину днищ δд=3 мм.Определение коэффициента запаса прочности.ηпр=σ0.2σэквσэкв=σр=pp∙R2δдσэкв=0,39∙106∙3,052∙3∙10-3=2∙108 Н/м3ηпр=2,5∙1082∙108=1,252.2 Проектировочный прочностной расчет ферменного отсекаПринимаем исходные данные:Rб=1,35 м – радиус большего основания;Rм=0,7 м – радиус меньшего основания;H=0,6 м – высота фермы;n=10 – число стержней фермы;Необходимо определить:δтр – толщина стенки стержня;Rтр – радиус сечения стержня.Определение внутренней осевой силы (Nx1).Nx1= -Fx1Nx1= -3∙9,8∙(965,971+633,4+3513)= -150303,7= -15,03∙104 НОпределение расчетной эквивалентной осевой силы (NЭР).NЭР=f∙ Nx1=1,3∙(-15,03∙104)= -19,54∙104 НРасчетное усилие в одном стержне равно:N1p=Npn∙cosαcosα=HL,где L – длина стержня, рассчитываемася по формуле:L=Rб2+Rм2+H2-2RбRмcos2πnL=1,352+0,72+0,62-2∙1,35∙0,7∙cos2∙3,1410=0,34 мcosα=0,60,34=1,765N1p=-15,03∙10410∙1,765=-0,852∙104 НОпределение толщины стенки стержня.δтр=N1p2∙π∙k∙E,где k=0,15 – коэффициент устойчивости; Е=1,12∙1011 Н/м2 – модуль упругости материала (титан).δтр=0,852∙104 2∙3,14∙0,15∙1,12∙1011 =0,36 мОпределение радиуса сечения стержня.Rтр=1π3L2cE2∙π∙k∙E∙N1pRтр=13,1430,3421,3∙1,12∙10112∙3,14∙0,15∙1,12∙1011∙0,852∙104 =0,00987 м=9,87 мм3 Компоновка РБ3.1 Зона полезного груза РНЦелью компоновки является минимизация продольного размера зоны разгонного блока. Уменьшение продольного размера зоны РБ повышает качество компоновки.Для выведения проектируемого разгонного блока на орбиту используется ракета-носитель Союз-У2. Диаметр обтекателя РН D=3 мДлина обтекателя РН L=6 мЗазор между головным обтекателем и полезным грузом составляет 150 мм. Этот зазор необходим для исключения ударов полезного груза об обтекатель при выведении на рабочую орбиту.Продольный размер зоны РБ составляет 2,6 м.Рисунок 1 – Размер зоны РБ: КА – зона космического аппарата, РБ – зона разгонного блока.3.2 Расчет объемов топливных баков и подсистем РБИсходные данные для расчета в программе Mathcad:Допустимая масса РБ, кг: mrb=6334.029 кгМасса ПН, кг: mpn=965.971 кгМасса топлива, кг: mt=4864 кгМасса ПГС, кг: mpgs=486.4 кгМасса систем, кг: ms=633.4 кгМасса двигателя, кг: md=23.725 кгМасса конструкции, кг: mkon=316.7 кгСоотношение компонентов топлива: kmt=2.6Плотность окислителя, кг/м3: ρok=1.14∙103 кг/м3Плотность горючего, кг/м3: ρg=0.8∙103 кг/м3Коэффициент объема баков: kob=1.05Диаметр обтекателя, м: Dobt=3 мДлина обтекателя, м: Lobt=6 мУгол конуса обтекателя, град: aobt=40 мУдельный импульс двигателя, м/с: Iud=3200 Н∙cКоличество шаровых баллонов для управления ДУ: ngaz=4Решение: Масса РБ должна быть меньше допустимой mt+mpgs+ms+md+mkon=6.324∙103 кгМасса и объем бака окислителя: mbok=mt∙kmt1+kmt=4864∙2.61+2.6=3.513∙103 кгVbok=mbok∙kobρok=3512.89∙1.051.14∙103=3.236 м3Масса и объем бака горючего: mbg=mt1+kmt=48641+2.6=1.351∙103 кгVbg=mbg∙kobρg=1.351∙103∙1.050.8∙103=1.773 м3Радиусы шаровых баков окислителя и горючего: Rbok=3Vbok4.189=33.2364.189=0.918 мRbg=3Vbg4.189=31.7734.189=0.751 мДиаметр обтекателя РН, м:Dob=3 мРадиус зоны полезной нагрузки РН:Rpn=Dob2-Dob∙0.05=32-3∙0.05=1.35 мСуммарный импульс двигателя, Н∙с:IΣ=mt∙Iud∙g=4864∙3200∙9.81=1.527∙108 Н∙сЕсли условия Rbok≤Rpn и Rbg≤Rpn не выполняются, тогда форма бака окислителя принимается цилиндрической со сферическими днищами. Вытеснительная подача топлива в камеру сгорания: IΣ≤6∙105 Н∙сНасосная подача топлива в камеру сгорания:IΣ≥7∙105 Н∙сДавление в топливных баках при вытеснительной подаче 5-7 МПа/м2Давление в КС 5-15 МПа Давление в топливных баках при насосной подаче 0.12 МПа/м2Давление в шаровых баллонах с азотом, МПа/м2: pg=35 МПа Назначаем давление в топливных баках, МПа: pb=0.12 МПаПоказатель адиабаты: k=1.4 Объем шаровых баллонов с азотом для заполнения бака с циклином, м3: Vgaz=Vbgkobpbpg1k=1.7731.050.123511.4=0.029 м3Количество шаровых баллонов с азотом объемом 0.01 м3 для заполнения бака с циклином принимаем 4 (3+1):Общее количество шаровых баллонов с азотом: ngaz+9=13Радиус торового бака горючего, м: Rtor=0.7 м.Радиус сечения торового бака горючего, м: rtorRtor=x1←1.26719.74Rtorx2←x1rtorRtor=0.303ms=633.4633.40.5∙1000=1.267Расчет длины цилиндрического бака окислителя Высота шарового сегмента:hc=0.1,0.15…0.3Длина цилиндрического бака со сферическими днищами: Полученные результаты:радиус зоны полезной нагрузки RПН=1,35 мрадиус сечения торового бака горючего rtor=0,303 мрадиус торового бака горючего Rtor=0,7 мдлина цилиндрического бака окислителя Lpc=0,465 мвысота шарового сегмента hc=0,1 мрадиус сечения тора приборного отсека rtor=0,26 мрадиус тора приборного отсека Rtor=2,7 м ЗаключениеПри решении задачи оптимизации получены следующие данные:- масса полезной нагрузки mПН=965,971 кг- масса топлива на перелет mт=4864 кг- масса двигателя mдв=23,725 кг- диаметр обтекателя Dоб=3 м- радиус зоны полезной нагрузки RПН=1,35 м- радиус сечения торового бака горючего rtor=0,303 м- радиус торового бака горючего Rtor=0,7 м- длина цилиндрического бака окислителя Lpc=0,465 м- высота шарового сегмента hc=0,1 м- радиус сечения тора приборного отсека rtor=0,26 м- радиус тора приборного отсека Rtor=2,7 мВ процессе выполнения данной работы была достигнута цель оптимизации основных показателей качества и разработана конструктивно-компоновочная схема. Актуальность данной задачи очевидна, т.к. существует необходимость усовершенствования разгонного блока, а именно – уменьшение его габаритных и массовых показателей и достижение максимальной экономии топлива.Однако данная конструктивно-компоновочная схема не вполне рациональна. Приборный отсек и баки горючего и окислителя находятся на большом расстоянии друг от друга. Это расстояние можно уменьшить, приблизив их. Тем самым мы сможем уменьшить длину разгонного блока, и, как следствие, его объем, занимаемый под обтекателем ракеты-носителя.