Телефон: 8-800-350-22-65
WhatsApp: 8-800-350-22-65
Telegram: sibac
Прием заявок круглосуточно
График работы офиса: с 9.00 до 18.00 Нск (5.00 - 14.00 Мск)

Статья опубликована в рамках: XLIV Международной научно-практической конференции «Научное сообщество студентов XXI столетия. ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ» (Россия, г. Новосибирск, 26 июля 2016 г.)

Наука: Технические науки

Секция: Космос, Авиация

Скачать книгу(-и): Сборник статей конференции

Библиографическое описание:
Сейдагалиев М.К., Илюшенко Н.А. Проект ракеты-носителя «Феникс» с четырьмя ускорителями типа универсальный ракетный модуль - 1 // Научное сообщество студентов XXI столетия. ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ: сб. ст. по мат. XLIV междунар. студ. науч.-практ. конф. № 7(43). URL: https://sibac.info/archive/technic/7(43).pdf (дата обращения: 20.05.2022)
Проголосовать за статью
Конференция завершена
Эта статья набрала 0 голосов
Дипломы участников
У данной статьи нет
дипломов

Проект ракеты-носителя «Феникс» с четырьмя ускорителями типа универсальный ракетный модуль - 1

Сейдагалиев Марат Какимжанович

Студент 4 курса кафедра «Конструкция и испытания летательных аппаратов»

филиала «Восход» МАИ, РФ, г. Байконур

Илюшенко Николай Анатольевич

Студент 4 курса кафедра «Конструкция и испытания летательных аппаратов»

филиала «Восход» МАИ, РФ, г. Байконур

Абильдаева  Кенжегуль  Жалгасбаевна

научный руководитель,

старший преподаватель кафедры Б11 – «Конструкция и испытание 
летательных аппаратов» филиала «Восход» МАИ, РФ, г.  Байконур

Введение

Одним из выдающихся достижений отечественной ракетно-космической промышленности по праву считается создание ракето-носителя (РН) «Зенит». Эта ракета, опередившая свое время, имеющая высокоавтоматизированную пусковую установку, стартовала более 50 раз, вывела множество космических аппаратов на различные орбиты и использовалась на перспективном стартовом комплексе «Морской старт». На сегодняшний день дальнейшая эксплуатация РН «Зенит» не представляется возможной. В связи с этим предлагается проект РН «Феникс» на основе космического ракетного комплекса «Зенит» с более широкими возможностями вывода полезной нагрузки благодаря установке боковых ускорителей («Феникс» - кодовое название серии научно-исследовательских работ с выходом на конструкторский и лётные космические испытания к 2025 году).

Центральный блок останется без изменений и будет представлять из себя первую ступень РН «Зенит».  В качестве бокового блока будет выступать боковой блок типа универсальный ракетный модуль -1 (УРМ-1) (рисунок - 2), устанавливаемый на РН семейства «Ангара». Конструктивно-компоновочная схема (ККС) изображена на рисунке 1.

Рисунок 1 - ККС РН «Феникс» с ускорителями. 1 – ракета-носитель, 2 – четыре ускорителя типа УРМ-1.

Доработки ракеты сводятся к установке узлов крепления на силовых шпангоутах на первой ступени носителя, а также к усилению шпангоутов. Сверху ускоритель закрывается ненесущим носовым обтекателем.

Рисунок 2- Универсальный ракетный модуль - 1 – ЖРД РД-191, 2 –бак горючего, 3 – бак окислителя, 4 – головной обтекатель УРМ.

Для снижения тепловой и газодинамической нагрузки на хвостовую часть РН ускоритель крепится так, чтобы его сопло было на одном уровне с соплами маршевого двигателя.

Для запуска РН «Феникс» с существующего стартового стола РН «Зенит», не содержащего дополнительных газоводов и не позволяющего включать ускорители на старте, ракета взлетает на основных маршевых ЖРД, тяга которых форсируется на 5%. Ускорители включаются позже, на безопасной высоте – около 50-80 м от земли, спустя примерно 7-8 с после «контакта подъема».

Для осуществления проекта предполагается оставить без изменений:

-общую конфигурацию первой ступени РН «Зенит»;

-общую конструкцию ступеней;

-космическую головную часть;

-конструкцию пускового стола;

-технологическое оборудование монтажно-испытательного корпуса.

Для реализации проекта необходимо предусмотреть следующие изменения конструкции ракеты-носителя, системы управления, стартового комплекса и технологии подготовки к пуску:

         - при подвеске четырех ускорителей с их размещением между баками горючего первой ступени необходимы доработки первой ступени ракеты;

- в системе управления необходимо предусмотреть гибкое изменение траектории выведения РН с использованием системы управления с бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) и с учетом ускорителей, с тем, чтобы решать задачу попадания отбрасываемых элементов ракеты вместе с ускорителями в существующие поля падения.

-для подвешивания ускорителей и транспортировки РН с ускорителями на транспортно-установочном агрегате он должен быть переоборудован.

Расчет прироста скорости РН с установленными боковыми ускорителями

Произведем расчет прироста скорости с четырьмя ускорителями УРМ -1, использую методику приближенного расчета скорости [3]. Для этого необходимо вычислить скорость РН с установленными на нем ускорителями и без таковых. Характеристики ускорителя УРМ-1 и установленного на нем жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) РД-191, необходимые для расчета, представлены в таблице 1 и 2 соответственно.

 

Таблица 1 – Характеристики УРМ-1

Длина

23 м

Диаметр

2,9 м

Масса сухая

8 тонн

Масса топлива

127 тонн

Применяемы двигатель

РД-191

 

Таблица 2 –Характеристики ЖРД РД-191

Тяга в пустоте

2080 КН

Тяга у земли

1972 КН

Удельный импульс в пустоте

337 с

Удельный импульс у земли

310 с

Масса двигателя сухая

2200 кг

Диаметр двигателя

1450 мм

Длина двигателя

4000 мм

 

  Прирост скорости находим по формуле: Δv = vуск  - v,

  где vуск  - скорость РН в момент отделения первой ступени и ускорителей; v – скорость РН без ускорителей в момент отделения первой ступени.    Определим скорость РН с ускорителями [1]:

  vуск = v ц уск - Δv гр уск   - Δv ад уск - Δv р уск,

  где v ц уск – идеальная скорость, определяемая по формуле Циолковского;

Δv гр. уск - потери скорости на преодоление гравитационного сопротивления Земли; Δv ад уск – потери скорости на преодоление аэродинамического сопротивления; Δv р уск  - потери скорости из-за снижения величины тяги двигателя, работающего при атмосферном давлении (определяются по графику на рис. 3).

Рисунок 3 – Эмпирические зависимости коэффициентов Kgg, Δvp, Kg и Kd для расчета скорости РН

 

Находим идеальную скорость РН с ускорителями по формуле Циолковского:

  vц уск = Руд · g ln (1 + mт/ mсух),

  где Руд – удельная тяга ЖРД ракеты-носителя с ускорителями; mт – масса жидкого топлива в первой ступени и в УРМ; mсух - сухая масса первой ступени РН в конце ее работы.

  Руд = Ржрд  + Руск / Gжрд + Gуск

где Gжрд = mт ж / t1 ст , mт ж – масса жидкого топлива первой ступени РН «Зенит», mт ж  = 349906 кг, t1 ст – время работы двигателя первой ступени РН, t1 ст = 140 с.

  Gжрд = 349906/ 140 = 2320 кг/с.

  Gуск = Руск / Iуск = 1923000 / 3048 = 630 кг/с.

  Руд = 7254000 + 1923000 / 2320 + 630 = 3090 м/с или 315 с.

Находим массу топлива первой ступени РН и УРМ:

  mт = 349906 + 127000 = 476906 кг.

Находим сухую массу первой ступени РН, УРМ и второй ступени РН:

  m сух  = 27940 + 8000 + 89800 = 125740 кг;

Находим идеальную скорость РН с ускорителями:

  vц уск = 315 9,81 ln (1 + 476906 / 125740) = 4839 м/с.

Находим гравитационные потери скорости для РН с ускорителями:

  Δv гр уск   = (g tк - Kgg)[1 – Kg (1- mсух/m0)(θ0к/900)2]

  где tк – полное время работы двигателей первой ступени РН и УРМ, tк = 140 с; Kgg определяем по графику на рис. 3, при этом учитываем, что удельная тяга в пустоте ЖРД РН и УРМ Руд п уск = 343 с, из графика Kgg = 45. Kg определяем по графику на рис. 3 [1], при этом учитываем, что стартовая масса РН с УРМ m0 уск = 594000 кг, mсух уск = mсух 1 ст  + mсух УРМ  + m0 2 ст = 27940 + 8000 + 89800 = 125740 кг, m0 уск / mсух уск = 4,7. Кроме того, находим отношение Руск / m0 уск = 940978 кгс/ 594000 кг = 1,6.

С учетом вышеизложенного Kg = 0,7. Принимаем, что угол наклона вектора скорости ракеты в конце работы первой ступени θк° = 60°. Находим Δνгр уск :

  Δνгр = (9,81 · 140 - 48)[1 - 0,7(1- 35940 / 594000)()2] = 936 м/с.

Находим Δv ад уск – потери скорости на преодоление аэродинамического сопротивления:

  Δνад =

Где Кd = 0,1 (по графику рис. 3, с учетом данных таблицы формул и исходных данных) [1]; Cх уск – коэффициент аэродинамического сопротивления РН с УРМ, конструкция которой состоит из конуса с углом полураствора θ = 20°, цилиндра диаметром 3,9 м, четырех усеченных конусов УРМ с углом полураствора θ = 30°, четырех цилиндров диаметром 2,9 м, для сверхзвуковой скорости [8]:

  Cх уск = Cх кон РН + Cх цил РН + Cх кон УРМ + Cх цил УРМ,

  где: Cх цил РН и Cх цил УРМ = 0 при угле атаки, равном 00;

  Cх кон РН = 2 · sin2 θ кон РН + 2 · 4 · sin2 θкон УРМ = 2 · sin2 20° + 8 · sin2 30° = 2,234.

Sм – площадь миделя первой ступени с четырьмя УРМ диаметром 2,9 м:

Sм = π · 4 · d2УРМ /4 = 3,14 · 2,92 = 21,04 м2.

  Δνад УРМ = 0,1 · 2,234 · 21,04 / 594000 = 7,9 · 10-6 м/с.

Находим Δνр – потери скорости из-за снижения тяги двигателя, работающего при атмосферном давлении. из графика рис. 3, с учетом данных из таблицы формул Δν р уск = 80 м/с.

Находим Δν уск = 4839 – 936 – 80 - 7,9 · 10-6 = 7201 м/с.

Расчет скорости РН без ускорителей

Определим скорость РН без ускорителей [1]:

  v = v ц  - Δv гр - Δv ад  - Δv р,

где  v ц  – идеальная скорость, определяемая по формуле Циолковского; Δvгр - потери скорости на преодоление гравитационного сопротивления Земли; Δvад – потери скорости на преодоление аэродинамического сопротивления; Δv р - потери скорости из-за снижения величины тяги двигателя, работающего при атмосферном давлении (определяются по графику на рис. 3).

Находим идеальную скорость РН с ускорителями по формуле Циолковского:

  vц  = Руд · g · ln (1 + mт/ mсух),

где Руд – удельная тяга ЖРД ракеты-носителя; mт – масса жидкого топлива в первой ступени; mсух  - сухая масса первой ступени РН и заправленной второй ступени.

Масса топлива первой ступени РН:

  mт = 349906 кг.

Находим сухую массу первой ступени и заправленной второй ступени РН:

  m сух  = 27940 + 89800 = 117740 кг;

Находим идеальную скорость РН с ускорителями:

  vц = 308 · 9,81 · ln (1 + 349906 / 117740) = 4163 м/с.

Находим гравитационные потери скорости для РН:

  Δv гр   = (g · tк - Kgg) · [1 – Kg (1- mсух/m0) · (θ0к/900)2],

  где tк – полное время работы двигателей первой ступени РН, tк = 140 с;

Kgg определяем по графику на рис. 3, при этом учитываем, что удельная тяга в пустоте ЖРД РН Руд п  = 336 с, из графика Kgg = 46. Kg определяем по графику на рис. 3, при этом учитываем, что стартовая масса РН:

  m= 459000 кг, mсух  = mсух 1 ст  + m0 2 ст = 27940 + 89800 = 117740 кг.

Кроме того, находим отношение Р / m= 1,6.

С учетом вышеизложенного Kg = 0,78.

Принимаем, что угол наклона вектора скорости ракеты в конце работы первой ступени θк° = 60°.

Находим Δνгр :

  Δνгр = (9,81 · 140 - 46) · [1 - 0,78 · (1- 117740 / 459000) · ( )2] = 1039 м/с.

Находим Δv ад – потери скорости на преодоление аэродинамического сопротивления:

  Δνад =

  где Кd = 0,1 (по графику рис. 3, с учетом данных таблицы формул и исходных данных) [1]; Cх уск – коэффициент аэродинамического сопротивления РН, конструкция которой состоит из конуса с углом полураствора θ = 20°, цилиндра диаметром 3,9 м для сверхзвуковой скорости [8]:

  Cх  = Cх кон РН + Cх цил РН ,

  где  Cх цил РН = 0 при угле атаки, равном 00;

  Cх кон РН  = 2 · sin2 θ кон РН = 2 · sin2 20°  = 0,234.

  Sм – площадь миделя первой ступени диаметром 3,9 м:

  Sм = π · d2 /4 = 3,14 · 3,92 = 11,94 м2.

  Δνад  = 0,1 · 0,234 · 11,94 / 459000 = 6,1 · 10-5 м/с.

Находим Δνр – потери скорости из-за снижения тяги двигателя, работающего при атмосферном давлении. из графика рис. 3, Δν р уск = 60 м/с.

  Находим Δν  = 4163 – 1039 – 60 - 6,1 · 10-5 = 3064 м/с.

  Δν = 3823 – 3064 = 759 м/с.

Вывод: Достигается увеличение скорости РН с ускорителями типа УРМ-1 на 759 м/с. Прирост скорости повысит массу выводимой полезной нагрузки (для низкой околоземной орбиты с 13 тонн до 25 тонн) без модификаций второй ступени и разгонного блока.

Расчет на прочность шпангоутов крепления ускорителей к РН

Схема верхнего узла связи ускорителя и первой ступени РН «Зенит» показана на рис.4 [2].

Рисунок 4 – Схема верхнего узла связи центрального блока с УРМ-1

(1-балка коробчатого типа; 2 – кронштейн; 3 – сечение балки; 4 – Шпангоут таврового типа)

 

Торцевые (стыковочные) шпангоуты, расположенные в стыке двух отсеков, нагружены сосредоточенными силами, возникающими в стыковых болтах от растяжения и изгиба. Усиленные (силовые) шпангоуты воспринимают сосредоточенные силы в узлах подвески баков и грузов от инерционных осевых сил, а в узлах подвески ЖРД – от тяги двигателя. В общем случае на шпангоут действуют следующие внешние нагрузки, приложенные перпендикулярно его плоскости (рис.4): осевая сила P, изгибающий момент L, крутящий момент K, погонный крутящий момент Mкр.п., которые уравновешиваются погонными усилиями q.

При действии внешних нагрузок в сечении кольца возникают внутренние усилия: поперечная сила Q, изгибающий момент Mи, крутящий момент Mкр. Зная внутренние усилия Q, Mкр, Mи, можно определить касательные и нормальные напряжения по формулам:

  ; ; ;

  где Sx – статистический момент отсеченной части сечения; Ix – момент инерции сечения; Wкр – момент сопротивления сечения при кручении; y – расстояние от нейтральной оси до произвольной точки сечения.

При действии равномерно распределенного погонного крутящего момента в сечении шпангоута возникают нормальные напряжения (рис.5):

  ,

  где Mкр.п.  - равномерно распределенный по шпангоуту погонный крутящий момент;

  r – радиус до центра масс сечения шпангоута (рис.5).

Рисунок 5 - Схема нагружения шпангоута внешними нагрузками, приложенными перпендикулярно его плоскости

Рисунок 6 - Схема нагружения шпангоута равномерно распределенным погонным крутящим моментом Mкр.п.,  эпюра нормальных напряжений в сечении

 

Из формулы для расчета касательных напряжений:

находим ,

где σ =[σ]*n, принимаем коэффициент запаса прочности n=1,5, [σ]=150 МПа (для дюралюминия), σ=150*106  *1,5=225*106 Па;

r-радиус шпангоута, r=1,95 м.

y=0,1 м, где тяга четырех ускорителей Pуск=196224 кгс=1923000 Н, x=0,03м.

М кр. п. = = =4710,926 Н.

=4,082*10-6 м4.

Из формулы для расчета момента инерции прямоугольного сечения шпангоута находим уточненную величину y:

4,082*10-6м4, откуда:  0,113 м

Шпангоут должен иметь высоту сечения 2*0,113=0,226 м и ширину сечения 2*0,03=0,06 м.

Для сравнения нормальных и касательных напряжений для выбранного сечения шпангоута находим касательные напряжения:

от действия поперечной силы ,

где Q-тяга от четырех ускорителей, Q=1923000 Н,

Ix=3,641*10-6 м4, δ=0,06 м, находим Sx-статический момент отсеченной части сечения, в данном случае Sx=0, таким образом касательные напряжения равны нулю.

Находим касательные напряжения от крутящего момента:

где Mкр =Pуск1*x= 480750*0,03=14422,5 Нм.

Wкр- момент сопротивления сечения при кручении, Wкр=β*b3,

где находим β из таблицы 6.1 [2] в зависимости от соотношения сторон прямоугольного сечения шпангоута.

β=1,1. b = 0,06 м.

Wкр=1,1*(0,06)3=0,0002376 м3.

60,700 МПа.

Вывод: Касательные напряжения при кручении меньше допускаемых, что удовлетворяет условиям прочности, как следствие нет необходимости вносить изменения в конструкцию центрального блока.

Заключение

В данной работе в первом приближении разработан проект ракеты-носителя «Феникс» с четырьмя ускорителями типа УРМ на первой ступени. Результаты расчета показали, что проектирование РН «Феникс» с четырьмя ускорителями типа универсальный ракетный модуль - 1 является выполнимой задачей, при минимальных затратах и изменениях в ракето-космическом комплексе «Зенит». Данный РН может стать экологически безопасной и технологически более совершенной заменой нынешнему РН тяжелого класса «Протон-М», с варьируемой в широком диапазоне полезной нагрузкой.

 

Список литературы:

1. Добровольский  М.В.  Жидкостные  ракетные  двигатели:  учеб.  для  вузов.  –  М.:  МГТУ  имени  Н.Э.  Баумана,  2006.  –  269  с.

2. Паничкин Н.И., Слепушкин Ю.В. Конструкция и проектирование летательных аппаратов: - М.: Машиностроение, 1985.

3. Солодов. А.В. Инженерный справочник по космической технике: учеб. для вузов. - М.: Воениздат, 1977.

4. Уманский С.П.  Ракеты-  носители.  Космодромы: учеб.  для вузов.  –  М.:  Рестарт, 2001.  –  172 c.

7. Шустов И.Г. Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные. – М.: ООО АКС-Конверсалт, 2000.

8. Щебуняев, Е.Ф., Юрьев, А.С. Аэродинамика летательных аппаратов: -учебное пособие. -  М.: Министерство обороны СССР, 1978.

 

Проголосовать за статью
Конференция завершена
Эта статья набрала 0 голосов
Дипломы участников
У данной статьи нет
дипломов

Оставить комментарий

Форма обратной связи о взаимодействии с сайтом