Объемные расчеты баллистической ракеты с жидкостным ракетным двигателем

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Российской Федерации

Омский государственный технический университет

Кафедра "Авиа- и ракетостроение"

Направление 160100.62 - «Авиа- и ракетостроение»

Курсовая работа

по дисциплине «Основы устройства и проектирование ЛА»

на тему: «Объемные расчеты баллистической ракеты с ЖРД»

КР-2068998.45.34.00.00.000. ПЗ

Выполнила: ст. гр. АК-427

Малыгин Р.С.

Проверил: к.т.н., доцент

Гречух И.Н.

Омск-2011

ГОУ ВПО «Омский государственный технический университет»

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

Задание на курсовую работу по дисциплине

«Устройство и проектирование летательных аппаратов»

студенту группы АК-427 Малыгину Роману Сергеевичу

Тема работы: «Объемные расчеты баллистической ракеты с ЖРД»

(ракетный блок 1)

вариант задания № 34

Исходные данные:

Дальность полета ракеты:

Масса головной части:

Топливо: (АТ20%+АК80%) + НДМГ

Масса ракетного блока: ;

Относительных масс топлив ступени: ;

Давление в камере сгорания: ;

Давление на срезе сопла: ;

Содержание пояснительной записки (перечень подлежащих разработке разделов)

1. Приближенное баллистическое проектирование ракет с ЖРД: выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты; определение основных характеристик топлива; выбор программы движения ракеты; определение удельных импульсов тяг двигателей, определение массовых, тяговых и габаритных размеров ракеты; объемные расчеты РБ 1.

Перечень графического материала (с указанием обязательных чертежей)

1. Бак горючего 1 ступени - 2 л (формат А1)

Основная рекомендуемая литература

1. Основы проектирования летательных аппаратов./Под ред. В.П. Мишина. М.: Машиностроение, 1981, 248 с.

2. Проектирование и испытание баллистических ракет./Под ред. Варфоломеева В.И. и Копытова М.И. - М: Воениздат, 1970, 392 с.

3. Гречух И.Н., Гречух Л.И. «Объемные расчеты баллистических ракет». МУ к курсовому проектированию по дисциплине «Устройство и проектирование ЛА» для направления 160100.62 - Авиа- и ракетостроение, 2010, 56 с.

Руководитель проектирования: к.т.н., доцент Гречух И.Н.

Студент: Малыгин Р.С.

Дата выдачи 15.02.2011 г.

Аннотация

В ходе курсовой работы рассчитан ракетный блок1 .

Техническая характеристика разработанного ракетного блока:

Тяга двигательной установки 1249 кН

Масса ракетного блока 23187 кг

Масса головной части 2300 кг

Давление в камере сгорания 11 МПа

Давление на срезе сопла 0,065 МПа

Топливо

Диаметр ракетного блока 2,15 м

Время работы ДУ 93 с

Выполненная курсовая работа включает в себя пояснительную записку объёмом 22 страниц A4. Графическая часть курсовой работы включает в себя чертёж хвостового отсека второй степени на 2-х листах формата А1.



Введение

ракета баллистический проектирование тяга двигатель

Двухступенчатая ракета состоит из большого количества элементов и систем: головной блок, ракетный блок 1 ступени, ракетный блок 2 ступени, система управления, средства связи, система разделения, система наведения и т. д.

Каждый ракетный блок состоит из отсеков корпуса, пневмогидравлических систем, двигателей, приборов, кабелей систем управления и измерений, элементов систем разделения. Головной блок является автономной структурной единицей и практически не влияет на комплектацию ракетных блоков.

Корпус является основой ракеты и объединяет все ее агрегаты, системы и устройства в единое целое. Конструкцию корпуса отдельного ракетного блока условно делят на отсеки по функциональному и конструктивно-технологическому признаку.

В общем случае корпус ракетного блока включает:

- передний отсек предназначен для стыковки с последующим блоком;

- отражательное устройство предназначено для защиты верхнего топливного бака от силового и теплового воздействия струй ДУ последующей ступени в процессе ее запуска при «горячем» разделении ступеней;

- отсеки баков окислителя и горючего служат для размещения запаса компонентов топлива;

- межбаковый отсек объединяет баки окислителя и горючего в топливный отсек, а также служит для размещения в его объеме приборов управления и измерения;

- хвостовой отсек предназначен для размещения двигателей и агрегатов ДУ.

По конструктивному признаку отсеки ракеты делят на каркасные, ферменные и рамные, а по технологическому - на клепаные и сварные. Наиболее распространены каркасные отсеки, обязательными элементами которых являются обшивка и продольно-поперечный силовой набор.

1. Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты

Выбираем двухступенчатую схему ракеты с последовательным расположением ступеней и одинаковыми диаметрами цилиндрических частей первой и второй ступеней. Принимаем, что обе ступени ракеты снабжены двигателями открытой схемы. Для управления полетом ракеты на первой ступени установлены четыре управляющих двигателя, а на второй ступени - четыре управляющих сопла. Баки второй ступени совмещенные. Элементы управления и приборы на второй ступени расположены в головной части.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис. 1. Компоновочная схема двухступенчатой управляемой баллистической ракеты с ЖРД:

На рисунке обозначено: 1 - головная часть; 2 - приборный отсек второй ступени; 3 - бак окислителя второй ступени; 4 - бак горючего второй ступени; 5 - двигатель второй ступени; 6 - переходной отсек; 7 - бак окислителя первой ступени; 8 - приборный отсек первой ступени; 9 - бак горючего первой ступени; 10 - двигатель первой ступени.

2. Определение характеристик топлива

Стандартные значения основных характеристик топливной пары

Стандартный удельный импульс тяги

Газовая постоянная

Показатель адиабаты

Стандартная температура горения

Плотность окислителя

Плотность горючего

Коэффициент соотношения компонентов топлива

3. Приближенное баллистическое проектирование БР

3.1 Выбор проектных параметров ракеты

Принимаем следующие величины проектных параметров:

Начальная тяговооруженность первой и второй ступени

Давление в камере сгорания двигателя первой и второй ступени

Давление на срезе сопла двигателя первой и второй ступени

Коэффициент соотношения относительных масс топлив ступеней

Начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты

3.2 Выбор программы движения ракеты на активном участке траектории

В качестве программы движения ракеты на активном участке траектории принимаем следующие зависимости

Угол наклона вектора скорости к местному горизонту в конце активном участке траектории (из условия максимальной дальности полета по эллиптической траектории)

3.3 Определение удельных импульсов тяг двигателей

Температура горения топлива в камере сгорания двигателя первой и второй ступени ракеты

Расчетный удельный импульс тяги двигателя второй ступени

где

Удельный импульс тяги двигателя первой и второй ступени в пустоте

Удельный импульс тяги двигателя первой ступени на Земле

Определяем средний удельный импульс тяги двигателей

3.4 Определение массовых, тяговых характеристик и габаритных размеров ракеты

1. Массовые характеристики ракеты

В результате проведенных баллистического и массового расчетов проектируемой ракеты получены следующие исходные данные:

Коэффициента заполнения топливом первой ступени

Коэффициента заполнения топливом второй ступени

Стартовая масса ракеты

Масса ракетного блока 1

Масса ракетного блока 2

Стартовая масса 2-ой ступени

Стартовая масса 1-ой ступени

Масса топлива РБ 1-ой ступени расходуемая при полете ракеты

Масса окислителя и горючего РБ 1-ой ступени расходуемая при полете ракеты

Масса топлива РБ 2-ой ступени расходуемая при полете ракеты

Масса окислителя и горючего РБ 2-ой ступени расходуемая при полете ракеты

Масса окислителя и горючего, расходуемая при полете ракеты

Масса конструкции ракетного блока 1-ой ступени с остатками топлива

Масса конструкции ракетного блока 2-ой ступени с остатками топлива

Масса конструкции сухой ракеты

2. Тяговые характеристики ракеты

Тяга двигателя первой и второй ступени в пустоте

Начальная тяговооруженность первой ступени в пустоте

Тяга двигателя первой и второй ступени в пустоте

Массовый секундный расход топлива двигателя первой и второй ступени

Массовый секундный расход окислителя, горючего двигателя первой и второй ступени

Время работы двигателя первой и второй ступени

3.Габаритные размеры ракеты

Считаем, что проектируемая ракета имеет одинаковые диаметры ступеней, тогда диаметр ракеты

,

где - стартовая масса ракеты.

Учитывая рекомендации по выбору относительной длины ракеты (8..13), принимаем .

Для ракет с кислородным топливом средняя плотность заправленной ракеты лежит в пределах Принимаем

Получим

Принимаем

Длина ракеты

Уточняем величину начальной поперечной нагрузки на мидель ракеты

4. Объемный расчет ракеты

4.1 Расчет головной части

Исходные данные

Масса головной части

Диаметр ракеты

Угол раскрытия конуса обтекателя

Взрывчатое вещество (ВВ) Тетрил

Плотность взрывчатого вещества

В качестве головного обтекателя выберем конический обтекатель со сферическим притуплением (рис.2.).

Рис. 2. Расчетная схема головной части

Теоретическая длина головного обтекателя

Радиус сферы притупления в первом приближении

Действительная длина головного обтекателя

Масса полезной нагрузки

Масса конструкции конического обтекателя

Объем взрывчатого вещества

Принимаем что, взрыватель расположен на расстоянии от теоретического носка ракеты. Тогда расстояние от действительного носка головной части до места установки взрывателя

Размер головной части, выделенный для установки взрывателя достаточен.

Радиус конического обтекателя в месте установки взрывателя

При выбранной схеме головной части объем взрывчатого вещества будет располагаться в объеме усеченного конуса высотой h. Зная объем, занимаемый взрывчатым веществом , из объема усеченного конуса определяем его высоту

где - радиус основания усеченного конуса

После подстановки выражения, определяющего , в формулу объема усеченного конуса получается кубическое уравнение, из которого можно определить высоту усеченного конуса .

После решения кубического уравнения получаем высоту

При этом радиус основания усеченного конуса будет равен

.

Положение центра масс взрывчатого вещества относительно основания усеченного конуса (основания отсека полезного груза)



Положение центра масс взрывчатого вещества относительно теоретического носка головной части

Принимаем, что положение центра масс конической оболочки находится на расстоянии

от теоретического носка ракеты, тогда положение центра масс головной части

Длину отделяющейся головной части в первом приближении можно определить на основе следующих рассуждений: известно, что отделяющиеся головные части баллистических ракет должны обладать статической устойчивостью. Статическая устойчивость отделяющихся головных частей характеризуется коэффициентом статической устойчивости .

где - положение центра масс отделяемой головной части относительно теоретического носка ракеты

;

- положение центра давления отделяемой головной части относительно теоретического носка ракеты. Для конической головной части

.

Таким образом, длина отделяющейся конической головной части в первом приближении равна

Рис.3. Схема ГЧ

4.2 Расчет топливного отсека первой и второй ступени

Исходные данные

Масса горючего 1-ой и 2-ой ступени

Плотность горючего

Масса окислителя 2-ой ступени

Плотность окислителя

Диаметр ракеты

1. Расчет баков окислителя 1-ой и 2-ой ступеней

Полный объем бака окислителя

где - объем заправленного окислителя;

- относительный объем бака, который занимает газовая подушка. В дальнейшем относительный объем бака, который занимает газовая подушка, уточняется с учетом способа наддува бака, температуры газов наддува и других параметров. Принимаем

Рис.4. Расчетная схема топливного бака

 - объем, занимаемый деталями и другими узлами, расположенными внутри бака.

Примечание. На начальном этапе проектирования объем, занимаемый внутренними деталями , принимается равным нулю. После того, как становятся известными объемы деталей, располагаемых внутри бака, общий объем бака подсчитывается более точно и в соответствии с этим уточняется значение длины цилиндрической обечайки бака.

Принимаем

Объем заправляемого в бак окислителя

,

где - масса заправляемого окислителя.

Масса заправки окислителя

где - масса горючего, расходуемая при полете первой ступени ракеты;

- добавочная масса горючего заправляемого в ракету;

где - достартовый расход окислителя;

- гарантийный запас окислителя;

- остатки недозабора окислителя;

- масса окислителя, расходуемая на наддув баков;

- масса окислителя, необходимого для заливки двигателя.

Таким образом, добавочная масса окислителя заправляемого в ракету равна

где

Принимаем

Масса заправки окислителя в топливный бак

Объем заправленного в бак окислителя

Полный объем бака окислителя

Принимаем, что верхнее и нижнее днища баков горючего и окислителя первой и второй ступени имеют одинаковую сферическую форму и размеры.

Радиус сферического днища бака

где

Геометрический объем бака окислителя

где - объем цилиндрической части бака окислителя;

- объем сферического днища бака окислителя.

Высота днища бака окислителя

Объем бака окислителя

Высота цилиндрической части бака окислителя

Полная высота бака окислителя

2.Расчет бака горючего 1-ой и 2-ой степеней

Добавочная масса горючего заправляемого в ракету

где

Принимаем

Масса заправки горючего в топливный бак

Объем заправленного в бак горючего

Рис.5. Расчетная схема бака горючего

Аналогично баку окислителя выбираем- относительный объем бака, который занимает газовая подушка, для бака горючего. Принимаем

Полный объем бака горючего

Геометрический объем бака горючего

Откуда

Длина бака горючего

Полная длина топливного отсека второй ступени

4.3 Расчет габаритных размеров двигательной установки первой и второй ступени

Исходные данные

Тяга 1-ой и 2-ой ступени

Давление в камере сгорания 1-ой и 2-ой ступени

Давление на срезе 1-ой и 2-ой ступени

Удельный импульс тяги на Земле и в пустоте

Температура горения топлива

Газовая постоянная

Показатель адиабаты

Диаметр критического сечения первой и второй ступени

где - расход топлива через одну камеру сгорания

- коэффициент, зависящий от термодинамических свойств топлива

Диаметр на срезе сопла первой и второй ступени по формуле

где

Диаметр камеры сгорания первой и второй ступени

Радиус кривизны контура сопла первой и второй ступени по формуле

где - угол на срезе сопла, принимаем

- угол раскрытия сопла, принимаем

- линейные участки контура сопла;

- радиус среза сопла;

- радиус критики.

Тогда

.

Длина сверхзвуковой части сопла первой и второй ступени

Длина входа в сопло первой и второй ступени

Высота головки камеры сгорания первой и второй ступени

Длина цилиндрической части камеры сгорания первой и второй ступени

Длина двигателя первой и второй ступени

Длина двигательной установки первой и второй ступени

С учетом проведенного расчета и резервирования места под установку ТНА принимаем длину хвостового отсека первой и второй ступени равной

Рис.6. Расчетная схема камеры сгорания двигателя второй ступени

4.4 Расчет приборного и переходного отсеков

Приборный отсек

Объемный расчет приборного отсека связан с рациональным размещением приборов в небольшом пространстве приборного отсека. Приборы размещаются таким образом, чтобы они занимали, как можно меньше места и в тоже время к каждому из них был обеспечен свободный доступ. Приборный отсек второй ступени размещаем впереди топливного отсека в головной части.

Переходной отсек

Переходный отсек предназначен для соединения последовательно расположенных ступеней ракеты. Выбираем способ «горячего разделения» ступеней. При «горячем разделении» зазор между соплом двигателя второй ступени и днище бака первой ступени должен обеспечить площадь растекания газов не менее площади среза сопла, а длина переходного отсека равна

.

Принимаем длину переходного отсека .

Длина ракетного блока первой и второй ступени

.

Длина ракеты

Расхождение со значением длины ракеты, полученном при расчете габаритных размеров, составит

Заключение

В процессе курсовой работы был рассчитан ракетный блок второй ступени.

Двигательная установка второй ступени состоит камеры сгорания, которая неподвижно крепится к силовому шпангоуту. Для управления на второй ступени установлены четыре управляющих сопла.

Баки второй ступени совмещенные. Элементы управления и приборы расположены в головной части.

Техническая характеристика спроектированного ракетного блока:

Топливо

Полная масса первой и второй ступени 46080 кг;16275 кг

Давление в камере сгорания 11 МПа;6 МПа

Давление на срезе сопла 0,065 МПа;0,015 МПа

Тяга ДУ второй ступени 1249 кН;219 кН

Время работы ДУ второй ступени 93с;177 с

Диаметр изделия 2,15 м

Длина ступени 10,58 м;6,328 м

Список литературы

1. Конспект лекций по дисциплине «Устройство и проектирование ЛА»

2. Ракеты-носители ЖРД: Методические указания к курсовому и дипломному проектированию по дисциплине «Основы проектирования, конструирования и производства ЛА»/ Сост. И.Н. Гречух, Л.И. Гречух. - Омск: Изд. ОмГТУ, 2007г. - 100 с.

3. Проектирование и испытания баллистических ракет/ под ред. В.И. Варфоломеева, М.И. Копытова. - М.: Воениздат, 1970 г. - 392 с.

4. Преддипломная практика и дипломное проектирование: Методические указания/Сост. И.Н. Гречух, Л.И. Гречух. - Омск: Изд. ОмГТУ, 2005г. - 40 с.

Размещено на www.allbest.ru