Разгонный блок для довыведения космического аппарата навигации

Статьи » Разгонный блок для довыведения космического аппарата навигации

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.

Выбор оптимального решения
Для сравнения вариантов ЩОМ используются в качестве критериев ранее установленные признаки объекта проектирования. Вместе с их весами по важности (lj), где индекс j означает номер критерия, они представлены в таблице: Таблица «Относительные веса критериев» № п/п Критерии Вес lj 1. Масса машины 0,2 2. Производительност ...

Роль и значение транспорта
Транспортное обеспечение имеет огромное экономическое значение в жизни мегаполиса. Взаимодействие промышленных предприятий, сфер обслуживания и торгово-потребительского рынка напрямую зависит от транспорта. Подобно кровеносным сосудам, транспортные артерии оплели города и области основными своими преимуществами: быстр ...

Подбор подшипников и проверка их на долговечность
Подшипники выбирается в соответствии с диаметром проточки в зубчатом венце выходного вала редуктора, равной 110 мм (см. рисунок 2.7 и таблицу 2.6). Учитывая это, по таблице И.1[3] выбираем подшипники шариковые радиальные сферические двухрядные с диаметром наружного кольца D = 110 мм ГОСТ 5720-75. Рисунок 2.12 – Основн ...