Проектирование транспортного космического аппарата для некомпланарного перелета с одной круговой орбиты на другую круговую орбиту

Оглавление

Оглавление……………………………………………………………2

Введение………………………………………………………………3

Исходные данные…………………………………………………….4

1.Проектирование РБ  …………………………………………………………5

1.1.Оптимизация импульсной скорости при двухимпульсном некомпланарном перелете ТКА с круговой орбиты на более высокую круговую орбиту……………………………………………………………5

1.2.Оптимизация начальной перегрузки на первом импульсе из условия минимума суммарной массы топлива на компенсацию гравитационных потерь и массы двигателя…………………………………………………..7

1.3.Оптимизация начальной перегрузки моноблочного РБ при  двухимпульсном перелете по максимальному значению относительной массы ПН……………………………………………………………………9

1.4.Расчёт затрат жизненного цикла разгонного блока и удельных затрат выведения полезной нагрузки на рабочую орбиту  …………………….12

2.Конструктивно-компоновочная схема  .…………………………………14

2.1. Расчет объемов и форм баков  ………………………………………14

2.2. Расчет ЖРД и комплексной двигательной установки ……………..15

2.3 Эскиз конструктивно компоновочной схемы …………….…………16

Заключение………………………………………………………........………17

Введение

Назначение РБ – довыведение космических аппаратов на рабочие орбиты после отделения их от ракеты-носителя. Целью данной работы является проектирование ТКА, который сможет выполнить поставленную нами задачу, а именно некомпланарный перелет с одной круговой орбиты на другую круговую орбиту, с известными высотами орбит, начальной массой, топливом, углом некомпланарности.

А также проанализировать влияние массовых показателей двигателя, ПГС, система и несущих конструкций на качество РБ: безотказность, надежность. Выбрать за самое главное массу полезной нагрузки, постараться сделать её максимальной. 

Просмотреть зависимость цены от удельных стоимостных коэффициентов, а именно стоимость вывода одного килограмма полезной нагрузки.

Исходные данные

Исходные данные для решения поставленной нами задачи:

1.  Начальная масса Мо=28000 кг

2.  Начальная высота орбиты h1=6571 км

3.  Конечная высота орбиты h2=42241 км

4.  Начальный угол перигея орбиты i нач=51 град

5.  Конечный угол перигея орбиты i кон=0 град

6.  Топливо и его удельный импульс Iуд=4200 м/с

7.  Массовые коэффициенты двигателя, ПГС, системы, несущих конструкций.

8.  Удельные стоимостные коэффициенты.

1.  Проектирование РБ

1.1 Оптимизация импульсной скорости при двухимпульсном некомпланарном перелете ТКА с круговой орбиты на более высокую круговую орбиту.

При проектировании необходимо минимизировать затраты топлива на перелет. Для расчета используются следующие выражения:

где:  ,  ‑ изменение скорости в перигее и апогее,

 – земельная постоянная, равная 396800 ,

 – расстояние до апогея  и перигея.

– изменение наклонения орбиты в точке перигея

 – изменение орбиты к концу перелета.

Vs – суммарные затраты скорости при перёлете.

Результаты решения представлены в виде графика зависимости  суммарной  скорости от изменения угла наклонения орбиты в точке перигея и в виде двух вектор-столбцов,  первый показывает суммарную скорость, второй – изменение угла в перигее, выполненных в программе mathcad:

4.869           0

4.847           1

4.834           2

4.831           3

4.838           4

4.853           5

4.878           6

4.91             7

4.95             8

4.997           9

5.051           10

По графику находим минимальные затраты скорости при перелете, и сравниваем с затратами, если бы мы не меняли наклонение орбиты в перигее:

Vs(3)=4.831 км/с  - минимальная скорость, при изменение угла в перигее в 3 градуса

Vs(0)= 4.869 км/с  - скорость без изменения угла.

 км/с  разница в затратах скорости.

Vп(3)= 2.502 км/с  изменение скорости в перигее при минимальных затратах скорости.

Vа(3)= 2.329 км/с  изменение скорости апогее при минимальных затратах скорости.

Рассчитаем сколько топлива нам нужно для совершения перелета:

mt – масса топлива,

Mo – масса ТКА,

 ‑ удельный импульс.

mt= 1.914*10^4 кг

Вывод: Получено значение массы топлива, необходимого на заданный некомпланарный перелет РБ с низкой орбиты на геостационарную с углом некомпланарности 51 градус, его значение равно 19140 кг.

1.2 Оптимизация начальной перегрузки на первом импульсе из условия минимума суммарной массы топлива на компенсацию гравитационных потерь и массы двигателя.

При проектировании нужно минимизировать влияние гравитации Земли и массы двигателя. Определим величины гравитационных потерь скорости.