Расчетно-конструкторское обоснование технических решений для элементов конструкций и систем наземного оборудования

Министерство высшего и среднего образования Российской Федерации

МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

им. Н.Э. БАУМАНА

факультет «Специальное Машиностроение»

кафедра «Стартовые ракетные комплексы»

Курсовая работа по дисциплине:
Строительная механика установок

Тема: «Расчетно-конструкторское обоснование технических решений для элементов конструкций и систем наземного оборудования

ракетного комплекса «Ангара-А1.2» с РБ «Байкал»».

Студент____________________________________________(Зелепукина А.В.)
группа СМ8-82

Руководитель проекта__________________________________(Матвеева О.П.)

Консультант _______________________________________ (Ульяненков А.В.)

2013 г.

Москва

Содержание

Введение …………………………………………………………………..

Основные технические характеристики комплекса ……………………

• Семейство ракет-носителей «Ангара» …………………………...

• Универсальный ракетный модуль «Байкал» …………………….

Строительная механика конструкции ТУА РКН «Ангара 1.2» ……….

• Разработка конструктивной схемы ………………………………

• Разработка расчетной модели ……………………………………

• Данные по расчетным схемам ……………………………………

• Первая расчетная схема…………………………………..

• Вторая расчетная схема…………………………………..

• Координаты узлов модели…………………………………

• Конечные элементы (стержни) …………………………...

• Данные по сечениям ………………………………………………

• Связь конечных элементов с заданными типоразмерами

• сечений………………………………………………………

• Данные по сечениям ………………………………………...

• Расчет ветровых нагрузок ………………………………………...

• Первый расчетный случай ………………………………………..

• Статические перемещения ………………………………..

• Формы колебаний …………………………………………...

• Коэффициенты запаса ……………………………………..

• Внутренние силовые факторы …………………………….

• Второй расчетный случай ………………………………………...

• Статические перемещения ………………………………..

• Статические перемещения и формы колебаний …………

• Коэффициенты запаса ……………………………………..

• Внутренние силовые факторы …………………………….

• Третий расчетный случай …………………………………………

• Статические перемещения ………………………………..

• Статические перемещения и формы колебаний …………

• Коэффициенты запаса ……………………………………..

• Внутренние силовые факторы …………………………….

• Проектный расчет теплопроизводительности системы термостатирования………………………………………....……...

• Расчет тепловых потоков в системе (зимний режим) …………..

• Общая последовательность расчета …………………….

• Расчет тепловых потоков в системе (летний режим) …………...

• Общая последовательность расчета …………………….

Гидромеханический расчет воздушной системы

термостатирования ………………………… ……………………………

• Расчет изменения температуры водуха по длине тч и

воздуховода ………………………………………………………..

• Гидромеханический расчет замкнутого воздушного контура ….

Список литературы ………………………………………………………

Введение

В данной работе рассмотрен вариант стартового ракетного комплекса для ракетоносителя легкого класса «Ангара 1.2» с универсальным разгонным модулем «Байкал» в качестве первой ступени и УРМ – 2 в качестве второй ступени. Принимается, что стартовый комплекс находится на Байконуре (Казахстан) и выполнен на основе СК для ракетоносителя легкого класса «Космос-3М».

Подъемно-установочное устройство (ПУУ) представляет собой лафетный установщик стационарного типа. Транспортно-установочная тележка (ТУТ) с ракетой крепится к подъемно-установочному устройству и поднимается в вертикальное положение.

Воздушная система термостатирования головного блока с космическим аппаратом внутри располагается на ТУТ. Обеспечение температурных режимов совершается на протяжении всей подготовки ракеты к старту: от МИК подъема ТУТ с ПУУ в требуемое вертикальное положение. Для осуществления подобного режима термостатирования используются две СОТР – мобильная при движении на стартовую позицию и стационарная на ПУ, позволяющая осуществлять термостатирования сразу после стыковки ТУТ с ПУУ. При движении на стартовый комплекс на КГЧ одевается термоизоляционный кожух, позволяющий уменьшить мощность мобильной СОТР.

Основные технические характеристики комплекса

Семейство ракет-носителей «Ангара»

«Ангара»- семейство разрабатываемых ракет-носителей модульного типа, включающее в себя носители четырёх классов - от лёгкого до тяжёлого - в диапазоне грузоподъемностей от 1,5 («Ангара 1.1») до 35 («Ангара А7») тонн на низкой околоземной орбите (при старте с космодрома «Плесецк»).

Версия	Ангара 1.1	Ангара 1.2	Ангара А3	Ангара А3/КВРБ	Ангара А5	Ангара А5/КВРБ	Ангара А7
Первая ступень	1xУРМ, РД-191	1xУРМ, РД-191	3xУРМ, РД-191	3xУРМ, РД-191	5xУРМ, РД-191	5xУРМ, РД-191	7xУРМ, РД-191
Вторая ступень	Бриз-КМ (Бриз-КС)	УРМ-2, РД-0124	УРМ-2, РД-0124	УРМ-2, РД-0124	УРМ-2, РД-0124	УРМ-2, РД-0124
Разгонный блок	--	--	Бриз-М	КВСК	Бриз-М	КВТК	КВТК-А7
Тяга (на уровне земли)	196 т	196 т	588 т	588 т	980 т	980 т	1372 т
Стартовая масса	149 т	171 т	481 т	481 т	773 т	790 т	1133 т
Высота (макс.)	34,9 м	41,5 м	45,8 м		55,4 м	64 м
Полезная нагрузка (орбита 200 км)	2 т	3,7 т	14,6 т	14,6 т	24,5 т	24,5 т	35,0 т
Полезная нагрузка (ГПО)	--	--	2,4 т	3,6 т	5,4 т	6,6 т	12,5 т
Полезная нагрузка (ГСО)	--	--	1,0 т	2,0 т	2,8 т	4 т	7,6 т

Головным разработчиком и производителем РН семейства «Ангара» является Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева.

Различные варианты «Ангары» реализуются с помощью различного числа универсальных ракетных модулей (УРМ-1 - для первой ступени, УРМ-2 - для второй и третьей) - один модуль для носителей лёгкого класса («Ангара 1.1» и 1.2), три - для носителя среднего класса («Ангара А3») и пять - для носителя тяжёлого класса («Ангара А5»).

Универсальный ракетный модуль «Байкал»

Многоразовый ускоритель «Байкал» является беспилотным летательным аппаратом, универсальной ракетной ступенью и может использоваться как в составе РН семейства «Ангара» легкого, среднего и тяжелого классов, так и в составе других ракетных комплексов.

Характеристики многоразового ускорителя «Байкал» c РН легкого класса	Значение
Состав	Универсальный ракетный модуль I ступени РН “Ангара” (УРМ-1), дооснащенный крылом, оперением, шасси, ДУ для возвратного полета, ракетными двигателями ориентации
Сухая масса	17,8 т
Начальная масса	130,4 т
Масса при посадке, т	18
Длина, м	28,5
Высота, м	8,5
Размах поворотного крыла, м	17,1
Радиус возвращаемого полета, км	410
Крейсерская скорость полета, км/ч	490
Тип и тяга (зем./пуст.) ракетного двигателя	ЖРД РД-191М (1 шт.), 196 тс / 212.6 тс
Допустимое количество полетных использований	10 (с доведением до 25)
Тип и тяга двигателя для возвратного полета	ТРД, максимальная тяга 5 тс
Число Маха при разделении со II ст.	5,64
Крейсерский режим возвратного полета
Дальность, км	384
Скорость, км/ч	490
Посадочная скорость, км/ч	280
Пробег при посадке, м	1200

Он оснащён уникальной автоматической системой управления, обеспечивающей сопровождение полета на всех этапах с момента старта в составе РН до посадки на аэродром, входящем в состав космодрома Плесецк.

Первый вариант такой системы управления был отработан на орбитальном корабле «Буран». Несмотря на высокую скорость входа аппарата в атмосферу, отсутствует традиционное теплозащитное покрытие, что существенно снижает затраты на его эксплуатацию. Имеет минимальную стоимость изготовления и эксплуатации.

В зависимости от класса ракеты-носителя Ангара используется разное число многоразовых ускорителей.

Строительная механика конструкции ТУА РКН «Ангара 1,2»

Разработка конструктивной схемы

Транспортно - установочный агрегат (ТУА) для ракетоносителя «Ангара» является передвижным установщиком лафетного типа с горизонтальным транспортированием изделия от монтажно-испытательного корпуса к стартовому комплексу.

Верхняя опора предназначена для закрепления на ней верхней части РКН при транспортировании и установке РКН на пусковое устройство. Опора состоит из ложемента, установленного на раме с возможностью его перемещения в боковом направлении при установке РКН на пусковое устройство и колодок, которые рычагами прижимают РКН к ложементу.

Нижняя опора предназначена для закрепления на ней нижней части РКН при транспортировании и установке ее на пусковое устройство.

Тарированная опора предназначена для создания статического подпора РКН при ее транспортировании. Опора представляет собой ложемент, перемещающийся в вертикальном направлении. Ее крепление к стреле должно быть статически определимым.