Выбор геометрических параметров элементов конструкции межбакового отсека ракеты-носителя.

ВВЕДЕНИЕ 7
1 Сбор и анализ статистической информации о ракетах-носителях определённого типа 8
1.1 Ракета-носители России 9
1.1.1 Ракета-носитель Зенит-2 9
1.1.2 Ракета-носитель Зенит-3МС 11
1.2 Ракета-носители сжатия США 13
1.2.1 Ракета-носитель Falcon 9 13
1.2.2 Ракета-носитель Delta сварка IV 15
1.3 Ракета-носители сжатия Китая 18
1.3.1 Ракета-носитель Чанчжэн-3 18
1.3.2 Ракета-носитель Чанчжен-7 20
1.4 Вывод по статистической разные информации функция о ракетах-носителях блоков 22
2 Расчет потребной характеристической скорости РН, необходимой для вывода КА на круговую опорную орбиту 23
3 Выбор топлива 24
3.1 Выбор топлива с учетом конструктивных характеристик ракеты 24
3.2 Определение топлива на основе комплексного показателя эффективности 25
3.3 Анализ и сопоставление результатов выбора топлива, полученных с использованием различных методов, а также сделанные на их основе выводы 27
4 Определение массы ракетных блоков и стартовой массы ракеты-носителя 28
5 Предварительная компоновка 32
5.1 Определение предварительных габаритов ракеты 32
5.2 Расчет объема головного обтекателя 32
5.3 Расчет объема приборных отсеков 32
5.4 Расчет массы и объема топливных отсеков 33
5.5 Расчет суммарного объёма ракеты-носителя 34
5.6 Вычисление начальных размеров ракеты-носителя 34
6 Компоновка отсеков ракеты-носителя 36
6.1 Определение размеров хвостовых отсеков и подбор ракетных двигателей 36
7. Определение размеров и основных параметров топливных отсеков 38
7.1 Определение геометрических размеров баков 38
7.2 Определение размеров переходных отсеков 39
8 Расчет нагрузок, действующих на РН 40
9 Проектирование межбакового отсека 53
9.1 Анализ вариантов конструкций межбаковых отсеков 53
9.1.2 Бесстрингерные (гладкие) отсеки 53
9.1.3 Каркасные отсеки 54
9.1.4. Отсеки вафельной конструкции 59
9.1.5 Отсеки гофрированной и сотовой конструкции 61
9.1.6 Ферменные отсеки 63
9.2 Выбор конструкционных материалов 66
9.3 Разработка конечно-элементной модели 69
9.4 Оптимизационный расчет межбакового отсека 72
9.5 Статический анализ 75
9.6 Анализ устойчивости межбакового отсека 77
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 79
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 80
ПРЛОЖЕНИЕ А 87

Весь текст будет доступен после покупки

Отсек ракеты-носителя играет важную роль в обеспечении функциональности и успешности миссии. Его конструкция с цилиндрической формой обеспечивает оптимальное распределение нагрузок во время полета. Прочный каркас отсека защищает полезную нагрузку и обеспечивает необходимую жесткость конструкции. Внутри отсека размещаются системы управления полетом и полезная нагрузка, делая его центральным элементом ракеты-носителя.
Развитие космических технологий и увеличение запусков ракет-носителей делают эффективность и надежность ракет ключевыми для успеха в космосе. Изучение конструкции отсека ракеты позволяет улучшать текущие технологии и создавать новые, повышая общую эффективность космических запусков.

Весь текст будет доступен после покупки

1.1 Ракета-носители России
1.1.1 Ракета-носитель Зенит-2

Ракета-носитель Зенит-2 является частью комплекса "Зенит" и предназначена для вывода космических аппаратов на различные орбиты. Она использует безвредные компоненты топлива и была создана для оперативного развертывания космических группировок различного типа. На рисунке 1 изображена ракета-носитель Зенит-2.

Рисунок 1 – РН Зенит-2
Характеристики ракеты-носителя Зенит-2 представлены в таблице 1.
Таблица 1 - Технические данные Зенит-2
Версия Зенит-2
Стартовая масса (т) 459
Длина (макс.) (м) 57
Место запуска Байконур
Полезная нагрузка (орбита 200 км) (т) 13,7
Полезная нагрузка (ГПО) (т) —
Полезная нагрузка (ГСО) (т) —
Первый полёт 13 апреля 1985
Первая ступень
Двигатель РД-171(М) (11Д520(М))
Длина (м) 32,9
Диаметр (м) 3,9
Масса (т) 353 (сухая масса 28)
Тяга (макс.) (кН) 7 257 (7 908 в вакууме)
Время работы (с) 145
Топливо Керосин + жидкий кислород
Вторая ступень
Двигатель маршевый: РД-120 (11Д123),
рулевой: РД-8
Длина (м) 10,4
Диаметр (м) 3,9
Масса (т) 90,5 (сухая масса 8,5)
Тяга (макс.) (кН) 834 + 78
Время работы (с) 380—1300*
Топливо Керосин + жидкий кислород
Головной обтекатель
Длина (м) 13,7
Диаметр (м) 3,9
1.1.2 Ракета-носитель Зенит-3МС
Рассмотрим изменения в Зенит-3МС по сравнению с Зенит-2: увеличенная стартовая масса до 473 тонн, увеличенная длина до 59,6 метров и возможность запуска с морского космодрома. На изображении изображен космический аппарат РКН Зенит-3МС.

Весь текст будет доступен после покупки

1-Куренков, В.И. Основы проектирования космических аппаратов оптико-электронного наблюдения поверхности Земли. Расчёт основных характеристик и формирования проектного облика: учебное пособие / В.И. Куренков. – Самара: Издательство Самарского университета, 2020. – 461 с.
2-Макриденко Л.А., Космические аппараты дистанционного зондирования Земли высокого разрешения. Аналитический обзор по зарубежным источникам [Электронный ресурс] / URL: http://www.elibrary.ru/item.asp?id=32809378.
3-Факторы эксплуатации космических аппаратов [Электронный ресурс]. / studfile.net – URL: http://www.studfile.net/preview/6234177 (дата обращения: 28.10.2024).
4-Белоконов, В.М. Основы теории полёта космических аппаратов [Текст]: учебное пособие / В. И. Куренков – Самара: Из-во Самар. Гос. Аэрокосм. Ун-та, 2006. - 67 с.
5-Евстафьев, В.А. Конструирование космических аппаратов. Ч. 1: учебное пособие / В.А. Евстафьев. – Санкт-Петербург: Издательство Балтийского государственного технического университета, 2018. – 99 с.
6 Основные данные зарубежных управляемых снарядов (по материалам иностранной печати) [Текст]. - Ротапринт бюро научно-технической информации ЦАГИ., 1967.
7 Инженерный справочник по космической технике [Текст]. / Ред. коллегия: И. И. Караваев, А. А. Кудряшов, А. П. Лимаренко и др.; / под общ. ред. А. В. Солодова. - М.: Министерство обороны, 1969. -693 с.

Весь текст будет доступен после покупки