Задачами лунной базы могли бы быть регулярные исследования Луны (сейсмичность, метеорная обстановка, строение, геология, поиск полезных для человеческой деятельности на Луне ископаемых и т.п.), экспериментальная проверка возможности и целесообразности добычи полезных ископаемых, строительство астрофизической обсерватории, если дальнейшие исследования покажут целесообразность ее создания на Луне, где отсутствие атмосферы, малая сила тяжести и возможность установки телескопов на неподвижном фундаменте представляются на первый взгляд важными достоинствами по сравнению с наземными и с орбитальными телескопами.

В данной работе детально рассматривается универсальный многоразовый буксир, оснащенный электрическими ракетными двигателями (ЭРД).

Возможны различные варианты лунной транспортной системы с использованием электрического буксира (ЭБ).

1) Доставка зондов к Луне, снабжение уже развернутой лунной базы. Параметры системы выбирались по критерию обеспечения грузопотока Земля – Луна порядка 15 тонн в год. (К.П. Феоктистов. “Космическая техника”). В состав системы входят – буксир с ЭРД (ЭБ) масса ~7 т. (Носитель – ”Союз-2”, подъем орбиты до высоты 400 км с помощью отделяемого РБ с ЖРД масса ~ 0,5 т.), топливный модуль (ТМ) масса ~10,5 т, лунный посадочный корабль (ЛПК) масса ~11,5 т. ТМ и ЛПК выводятся на орбиту в виде связки массой 22 т (носитель – ”Протон - М”). Связка ТМ и ЛПК стыкуется с ЭБ. Сближения и стыковка осуществляется с помощью двигателей ЛПК. Система стыковки установлена как на ЭБ (пассивная), так и ТМ (активная). Лунная транспортная система (ЛТС) в составе ЭБ, ТМ и ЛПК поднимает свою орбиту (с помощью двигателей ЭБ) до высоты ~360000 км. Из баков ТМ оставшиеся топливо перекачивается в баки ЭБ. ЛПК и ТМ отделяются от ЭБ. ЛПК после непродолжительного автономного полета осуществляет посадку на Луну, доставляя на ее поверхность ПН массой ~3 т. (Если для доставки грузов использовать ”Протон М” с КВРБ, то масса ПН на поверхности составит ~ 1т.) ЭБ возвращается к Земле.

2) Доставка на поверхность Луны тяжелых грузов необходимых для развертывания лунной базы. Доставка корабля для возращения экипажа лунной базы. Этот вариант системы отличается от предыдущего тем, что ТЛПК (тяжелый лунный посадочный корабль) и ТТМ (тяжелый топливный модуль) выводятся отдельно, и имеют массы (каждый) ~ 22 т. (носители – ”Протон - М”). На ТТМ установлено две системы стыковки – активная и пассивная, на ТЛПК – одна, активная. ТТМ стыкуется с ЭБ, ТЛПК со связкой ЭБ+ТТМ. В ТТМ находится не только топливо для ЭБ, но и дополнительное топливо для ТЛПК, которое, после стыковки, перекачивается в его баки. В таком варианте транспортная система может доставить на поверхность Луны ПН массой ~ 7 – 8 т. (В то время, как два запуска ”Протон М” с КВРБ обеспечат лишь ~ 2 т).

Кроме использования в составе лунной транспортной системы, возможны другие варианты применения электрического буксира (ЭБ), а именно:

1) Доставка тяжелых грузов на геостационарную орбиту

2) Снятие спутников с ГСО для ремонта на низкой околоземной орбите

3) Доставка к границам сферы действия Земли тяжелых грузов.

4) Доставка тяжелых грузов к планетам (без возращения, буксир теряется).

5) Реализация пилотируемой облетной экспедиции к Марсу. Исследование Марса с облетной траектории (буксир теряется).

6) Захоронение в точках Лагранжа (Луне) отработанного ядерного топлива.

7) Отработка технологий строительства и эксплуатации тяжелых межпланетных кораблей (ТМК).

2.Баллистика

В связи с использованием в качестве маршевых - электрических ракетных двигателей (ЭРД), траектория ЛТС сильно отличается от простых двух импульсных маневров.

Расчет траектории ЛТС, проводился в программе Sputnik.java.

Параметры движения КЛА, задаются в тексте программы.

m – начальная масса КЛА.

w – мощность ДУ.

v – скорость истечения.

Считается, что ДУ работает только тогда, когда солнечные батареи КЛА освещены Солнцем.

В программе используются четыре функции контроля:

1) spiral() - подъем орбиты по спирали. ДУ работает всегда, когда это возможно.

2) apogee() - подъем апогея орбиты. ДУ работает вблизи перегея.

3) inclination() – Поворот плоскости орбиты до нулевого наклонения.

4) circle() – Приведение орбиты к круговой.

Программа выводит в файл следующие параметры:

x,y,z – координаты КЛА.

r – расстояние от центра Земли.

rmin, rmax – перигей и апогей орбиты.

Т – период орбиты.

Для расчета траектории ЛТС использовались функции spiral() и circle(). Построение траекторий, по полученной координатам, производилось в программах 3D Grapher и AutoCAD2004.

Траектории отлета и возращения для ЭБ с полезной мощностью двигателей ~ 600000 Вт (32 СПД)

Двигатель	Тяга, мН	Удельный импульс, с	Потребляемая мощность, кВт	кпд, %	Ресурс, ч	Масса, кг
СПД-290	до 1500	1500-2600	5-30	64	27 000	23

Траектория отлета. Двигатели работают когда освещены солнечные батареи.
На момент отделения ЛПК и ТМ параметры: r апогея ~ 360000 км, r перигея ~ 170000 км.

Траектория возращения ЭБ. Двигатели работают не постоянно, а лишь для обеспечения скругления орбиты. Через ~ 31 суток ЭБ выходит на круговую орбиту высотой 400 км.

3.Оценка старения солнечных батарей.

Радиационные пояса находятся на расстоянии от 200-300 км до 30000 км.
Два торообразных пояса – внутренний и внешний. Внутренний от 200-300 км (над Бразилией) и 1600 км (над Австралией) до 10000…13000 км. Максимум на высоте ~ 3000 км. Внешний на расстоянии от 16000 до 30000 км. Максимум потока электронов на 22000 км. При разгоне связка ЭБ + ТМ + ЛПК будет лететь в радиационных поясах (высоты от 400 до 30000 км) примерно ~ 30 суток. При возращении на низкую орбиту ЭБ летит в радиационных поясах около ~18 суток. За один челночный рейс ~ 50 суток.
Если старение СБ - 50 % (данные NASA для обычных СБ) в год – то за 50 суток ~7%. За десять полетов мощность падает в два раза. Корабль прослужит ~ 2 года и сделает максимум 5-7 челночных полетов. Радиационная стойкость пленочных солнечных батарей превосходит стойкость обычных СБ, следовательно ресурс электрического буксира будет намного превосходить два года.

4. Предварительная массовая сводка компонентов лунной транспортной системы.

4.1 Получение данных массовой сводки.

Данные для массовой сводки получены с помощью программы rb.exe, при следующих условиях:

V_ХР1= 6400 м/с - Характеристическая скорость для разгона связки ЭБ + ТМ + ЛПК.

V_ХР2= 6400 м/с - Характеристическая скорость для перехода ЭБ на круговую орбиту высотой 400 км.

M_Т= 9000 кг - Начальная масса топлива (ксенона) в ТМ.

М_Г = 22000 кг - Масса связки ТМ + ЛПК

М_ЭБ= 7300 кг - Масса ЭБ взята из учета того, что выведение ЭБ с РБ поднятия орбиты (Блок с ЖРД. Поднимает высоту орбиты с 200 км до 400км.) осуществляется ракетой ”Союз-2”.

М_{К ТМ}=600 кг - Масса ТМ без учета массы баков.

γ _Б
ТМ = 0,1 - Весовой коэффициент баков ТМ.

γ _Б
ЭБ = 0,1 - Весовой коэффициент баков ЭБ.

γ _К
РБ = 0,1 - Весовой коэффициент конструкции ЭБ.

W_Д =30000 Вт - Потребляемая мощность одного двигателя ЭБ. В качестве двигателей выбраны СПД-290.

М_Д = 23 кг - Масса одного двигателя.

N_Д = 32 - Количество двигателей.

h_Д= 64 % - КПД двигателя. (определяется по формуле h = wF/2P, где w - характерная скорость истечения РТ в м/с, F - сила тяги в ньютонах, Р - мощность двигателя в ваттах, если I_sp выражен в секундах, то w = 9,80665 I_sp).

M _{СБ М2} = 0,1 кг- Масса одного квадратного метра солнечных батарей.

W _{СБ М2} = 100 Вт - Мощность с одного квадратного метра солнечных батарей.

Параметры солнечных батарей выбраны на основе различных источников (Проект НПО Машиностроения - "Руслан", проект экспедиции на Марс от РКК ”Энергия”, статья в НК №1,1999 - ”Тонкопленочные фотоэлементы на борту станции ”Мир” и д.р.).

h_Д = 95 % - КПД преобразователей энергии.

М _П = 1,5 кг - Масса преобразователей энергии на 1 КВт.

М _ТО = 40 кг - Начальная заправка ЭБ для ориентации (ксенон).

М _Ф =1500 кг -Масса ферменных конструкций для развертывания ЭБ.

4.2 Массовые и габаритные характеристики ферм.

В первом приближении массовые и габаритные характеристики ферм определялись на основе данных о ферме ADAM (Able Deployable Articulated Mast) которая использовалась в полете STS – 99. Ее характеристики - Длина 60,95 м. Выдвигается из цилиндрического контейнера диаметром 1,36 м и длиной 2,92 м. Масса фермы 75 кг, масса кабельной сети и трубопроводов рабочего тела – 200 кг, масса механизма развертывания 60 кг.

Ферма ADAM

Для развертывания солнечных батарей РБ используются восемь ферм длиной 36 метров и две длиной 72 метра. Трубопроводы и кабельная сеть в 8 малых фермах отсутствует (или сведена к минимуму). Следовательно, для малой фермы. Длина 36 м. Выдвигается из цилиндрического контейнера диаметром 0,8 м и длиной 1,75 м. Масса фермы 45 кг, масса механизма развертывания 35 кг. Для большой фермы. Длина 72 м. Выдвигается из цилиндрического контейнера диаметром 1,4 м и длиной 3,5 м. Масса фермы 90 кг, масса кабельной сети и трубопроводов рабочего тела – 240 кг, масса механизма развертывания 70 кг.

Еще две фермы используются для того, чтобы разнести СБ на расстояние ~ 4 м от корпуса. Длина 4 м. Выдвигается из цилиндрического контейнера диаметром 1,4 м и длиной 0,25 м. Масса фермы 5 кг, масса кабельной сети и трубопроводов рабочего тела – 15 кг, для развертывания используются механизмы большой фермы.

Суммарная масса 80*8+400*2+2*20 =1480 кг округляется до 1500 кг.

4.3 Массовая сводка буксира с ЭРД.

Название элемента	Масса	Плотность	Размер
Масса ДУ (32 - СПД 290, подвесы, рама крепления)	736+ ~264=~1000 кг		При размерах двигателя 500 х 500 х 200 возможно размещение на круговом днище диаметром 3,6 м
Масса конструкции РБ (за исключением механизмов СБ)	~ 700 кг	2800 кг/м3 (алюминиевые сплавы)
Масса СБ (пленки)	~1100 кг		Площадь ~10368 м² Количество полей СБ - 4 Каждая свернута в виде прямоугольника до размеров 1,75 м х 72 м (21 слой). Затем намотана на контейнер малой фермы в виде рулона. Внутренний диаметр – 0,800 м Внешний диаметр - 1,262 м (При толщине СБ – 0,5 мм )
Масса преобразователей энергии	~1500 кг	750 кг/м3	2 м³. Скомпонованы в виде тора. r₁=0,4 м, r₂=1 м, h=0,76 м.
Масса кабельной сети	~80 кг
Система развертывания СБ. (2 раскладные фермы длиной 72 м, 8 ферм - 36 м)	~1500 кг		Ферма 72м, выдвигается из цилиндрического контейнера диаметром 1,4 м и длиной 3,5 м. Ферма 36м, выдвигается из цилиндрического контейнера диаметром 0,8 м и длиной 1,75 м
Система связи и навигации	~500 кг	750 кг/м3	0,67 м³. Скомпонована в виде цилиндра. r = 0,4 м, l = 1,35 м.
Система ”Курс”			Меня попросили не выкладывать данные в интернет по причине секретности :-)
Пассивный стыковочный узел
Баки буксира	~260 кг		Два цилиндрических бака. (На ~2600 кг ксенона) r ~ 0,4 м, l ~ 0,86 м.
Начальная заправка для ориентации (ксенон)	~ 40 кг	3060 кг/м3	0,0131 м³.
Прочие узлы и системы (Охлаждение преобразователей и т. д.)	~300 кг	750 кг/м3	0,4 м³ Скомпонованы в виде тора. r₁=0,4 м, r₂=1 м, h=0,15 м.
Итого	7300 кг

4.4 Массовая сводка разгонного блока с ЖРД

Расчет в программе hom.exe для h₁=200 км, h₂=400 км дает следующий результат:

ΔV₁= 58,2 м/c; ΔV₂= 57,7 м/c; ΔV_Σ ≈116 м/c; С запасом ΔV_Σ ≈125 м/c;

Импульс для затопления РБ (h₁=400 км, h₂=80 км) ΔV₂= 93,4 м/c

Расчет в программе kla.exe дает:

При использовании в качестве горючего – несимметричного диметилгидразина и в качестве окислителя четырехокиси азота, масса топлива - 3,73 % от всей массы.

М_Г = 74,1788 кг ≈ 74 кг; М_О = 216,5279 кг ≈ 220 кг

Топливо для затопления РБ - М_ГЗ = 1,4994 кг ≈ 1,5 кг; М_ОЗ = 4,3767 кг ≈ 4,5 кг

Суммарные массы М_ГΣ ≈ 75,5 кг; М_ОΣ ≈ 224,5 кг

Объемы: V_Г= 0,0956 м3 ≈ 0,096 м3; V_О= 0,1556 м3 ≈0,156 м3

Четыре сферических бака горючего r_Г ≈0,18 м - , четыре окислителя - r_О ≈0,21 м

Масса баков - М_Б≈ 30 кг

Масса ДУ – М_ДУ≈ 100 кг

Конструкция и остальные системы – 76 кг.

Итого: 500 кг.

4.5 Массовая сводка топливного модуля.

Данные для массовой сводки получены с помощью программы rb.exe.

М_Б≈ 900 кг – Масса бака ксенона ТМ

V_Xe = 2,941 м3 - Объем ксенона в баке

Объем баков V≈ 3 м3. Четыре цилиндрических бака - r ≈ 0,4 м, l ≈ 1,5 м.

М_К≈ 600 кг - Масса конструкции и прочих систем ТМ.

Из 600 кг - активный стыковочный узел и система ”Курс” – 450 кг.

Система “Курс” скомпонована вокруг стыковочного узла.

(Узел -300 кг, “Курс” - 150 кг).

Итого: 10500 кг.

4.6 Массовая сводка лунного посадочного корабля

Данные для массовой сводки получены с помощью программы Kla.exe, при следующих условиях:

M_ЛПК= 11500 кг – Общая масса ЛПК

V_ХР= 2700 м/с – Характеристическая скорость для ЛПК.

В нее входят: маневр сближения и стыковки с ЭБ, коррекция траектории во время автономного полета, посадка на поверхность Луны.

В качестве горючего используется– несимметричный диметилгидразин, в качестве окислителя - четырехокись азота.

γ _Б
ЛПК = 0,08 - Весовой коэффициент баков ЛПК.

γ _К
ЛПК = 0,08 – Весовой коэффициент конструкции ЛПК.

γ _{ДУ ЛПК} = 0,01 – Весовой коэффициент двигательной установки ЛПК.

Получено:

Масса топлива - 55,9753 % от общей массы ЛПК.

М_Г = 1642,55 кг ≈ 1643 кг; М_О = 4794,61 кг ≈ 4795 кг

Объемы: V_Г= 2,079 м3; V_О= 3,325 м3

Объемы баков: V_БГ≈ 2,1 м3; V_БО≈ 3,4 м3

В случае использования двух шаровых баков - d_{бака О} ≈ 1,9 м2; d_{бака Г} ≈ 1,6 м2;

М_{Б ЛПК}≈ 515 кг – Масса баков ЛПК.

М_{К ЛПК}≈ 920 кг - Масса конструкции ЛПК.

М_{ДУ ЛПК}≈ 115 кг – Масса двигательной установки ЛПК.

Прочие узлы и системы ≈ 500 кг

Масса ПН доставляемой на поверхность Луны ≈ 3000 кг.

Плотность ПН - 750 кг/м3. Объем контейнера ПН V≈ 4 м3

Размеры цилиндрического контейнера ПН – d_{контейнера} ≈ 1,8 м2; L_{контейнера} ≈ 1,6 м2

5. Предварительная центровка лунной транспортной системы.

Предварительная центровка ЛТС выполнена в AutoCAD2004. Показана возможность размещения центра масс связки ЭБ, ТМ и ЛПК в центре ТМ, а также размещения ЦМ буксира под приводами солнечных батарей. На основе предварительной центровки велась дальнейшая разработка ЭБ в программе автоматизированного проектирования SolidWorks 2001Plus.

Предварительная центровка связки ЭБ, ТМ и ЛПК

Предварительная центровка буксира с ЭРД

6. Проектирования буксира в программе автоматизированного проектирования SolidWorks 2001Plus.

SolidWorks 2001 Plus – это система автоматизированного проектирования, использующая знакомый пользователю графический интерфейс Microsoft Windows. Это легкое в освоении средство позволяет инженерам - проектировщикам быстро отображать свои идеи в эскизе, экспериментировать с элементами и размерами, а также создавать модели и подробные чертежи.

Система позволила выполнить окончательную компоновку и центровку буксира.

Буксир под головным обтекателем в системе автоматизированного проектирования SolidWorks 2001 Plus.

Несущая ферма буксира в системе автоматизированного проектирования

SolidWorks 2001 Plus.

7. Расчет баков электрического буксира.

Баки рассчитываются на давление наддува ~10 атм., необходимое для подачи ксенона к СПД. Подача топлива обеспечивается с помощью гибкого сильфона.

Первый бак является несущим, второй подвесным. Так как на несущий бак действуют сравнительно малые сжимающие нагрузки, баки выполняются идентичными. Снаружи баки покрыты слоем теплоизоляции. (~20 мм).

Расчетные случаи нагружения:

1) Выведение 1,5*5*9,8*820=6,027*10⁴ Н

2) Стыковка 2*0,83*9,8*22000=35,790*10⁴ Н

7.1 Обечайка.

Выбор конструктивно-силовой схемы обечайки определяется знаком и величиной действующих нагрузок. Если на стенки бака действуют растягивающие усилия, то это предопределяет гладкостенную конструкцию. Для несущих баков при этом выполняется условие.

Расчет ведется по наиболее тяжелым условиям работы конструкции отсека. Давление наддува принимается равным расчетному, а осевая сила – эксплутационной.

- расчетное давление наддува. (f=1.5)

При стыковке на несущий бак действует сила 2*0,83*9,8*22000=3,5790*10⁵ Н

Радиус бака R=0,380 м, следовательно, так как неравенство выполняется.

Расчет обечайки ведется по формуле

Где , , - АМг-6.

. Толщина принимается равной 2 мм.

В местах сварных швов толщина увеличена до 2,5 мм.

7.2 Днище. При выборе параметров днищ баков на ранних этапах разработки конструкции используется, как правило, безмоментная теория.

где , - для верхнего днища , для нижнего днища, - АМг-6.

- для нижнего днища, - для верхнего.

Принимаем толщину днищ 1,5 мм.

В местах сварных швов толщина увеличена до 2 мм.

7.3 Уточнение массы баков.

Масса обечайки и днищ из АМг-6 ~ 20 кг

Масса сильфона и патрубков ~ 10 кг

Масса теплоизоляции ~ 5 кг.

Массу всего бака округляем до 35 кг.

7.4 Определение объема шар баллона наддува и его радиуса.

Где - , , ,

, ,

7.5 Толщина шар баллона, его масса, масса газа.

, где

принимается 3,5 мм.

Масса

Округляется до 10 кг.

Масса газа (азота) в шаре баллоне

Таким образом, масса баков и шара баллона составит ~ 82 кг

8. Расчет несущей фермы электрического буксира.

Расчет на устойчивость проводится для компонента фермы максимальной длины – 740 мм. Расчет ведется в программе Mathcad 2001.

Как видно из расчета, ферма будет обладать большим запасом жесткости.

9. Окончательная массовая сводка и центровка электрического буксира.

9.1 Окончательная массовая сводка электрического буксира.

Название элемента	Масса	Плотность	Размер
Масса ДУ (32 - СПД 290, крепление)	850 кг		Размещение на круговом днище диаметром 3,6 м
Несущая ферма, платформа крепления ДУ	~455 кг	2640 кг/м3
Масса СБ (пленки)	~1100 кг		Площадь ~10368 м² Количество полей СБ - 4 Каждая свернута в виде прямоугольника до размеров 1,75 м х 72 м (21 слой). Затем намотана на контейнер малой фермы в виде рулона. Внутренний диаметр – 0,800 м Внешний диаметр - 1,262 м (При толщине СБ – 0,5 мм )
Масса преобразователей энергии	~1500 кг	750 кг/м3	2 м³. Скомпонованы в виде 8 четырех угольных призм.
Система развертывания СБ. (2 раскладные фермы длиной 72 м, 8 ферм - 36 м)	~1500 кг		Ферма 72м, выдвигается из цилиндрического контейнера диаметром 1,4 м и длиной 3,5 м. Ферма 36м, выдвигается из цилиндрического контейнера диаметром 0,8 м и длиной 1,75 м
Система связи и навигации	~500 кг	750 кг/м3	0,67 м³. Скомпонована в виде цилиндра. r = 0,4 м, l = 1,35 м.
Система ”Курс”			Меня попросили не выкладывать данные в интернет по причине секретности :-)
Пассивный стыковочный узел
Оболочка герметичного отсека, переходной отсек, крепление стыковочного узла.	100 кг
Баки буксира, шар баллон наддува.	~82 кг		См. расчет баков.
Начальная заправка для ориентации (ксенон)	~ 40 кг	3060 кг/м3	0,0131 м³.
Прочие узлы и системы (Охлаждение преобразователей, трубопроводы, кабельная сеть)	~400 кг
Итого	~ 6850 кг

9.2 Окончательная центровка Буксира.

*Координата (мм)*	*Масса (кг)*		*Компонент*
-1925,00	850,00	-1636250,00	Двигатели
-1570,00	455,00	-714350,00	Ферма, крепление ДУ
-925,00	35,00	-32375,00	Бак №1
-925,00	1300,00	-1202500,00	Топливо бака №1
-925,00	1500,00	-1387500,00	Преобразователи
0,00	1100,00	0,00	Пленка
0,00	1500,00	0,00	Фермы
0,00	12,00	0,00	Шар баллон
0,00	400,00	0,00	Прочее
925,00	35,00	32375,00	Бак №2
925,00	1300,00	1202500,00	Топливо бака №2
3375,00	500,00+------------	2092500,00	Связь, навигация, курс
2815,00	100,00	281500,00	Гермоотсек, переходной отсек, крепление узла
4635,00	-------------------	927000,00	Узел
	9407,00	-437100,00

Положение центра масс – 2,32 мм

(Возможна коррекция с помощью регулируемых опор.)

10. Разгонный блок с ЖРД.

Расчет в программе hom.exe для h₁=200 км, h₂=400 км дает следующий результат:

ΔV₁= 58,2 м/c; ΔV₂= 57,7 м/c; ΔV_Σ ≈116 м/c; С запасом ΔV_Σ ≈125 м/c;

Импульс для затопления РБ (h₁=400 км, h₂=80 км) ΔV₂= 93,4 м/c

Расчет в программе kla.exe дает:

М_Г = 74,1788 кг ≈ 74 кг; М_О = 216,5279 кг ≈ 220 кг

Топливо для затопления РБ - М_ГЗ = 1,4994 кг ≈ 1,5 кг; М_ОЗ = 4,3767 кг ≈ 4,5 кг

Суммарные массы М_ГΣ ≈ 75,5 кг; М_ОΣ ≈ 224,5 кг. М_ТΣ ≈ 300 кг.

Объемы: V_Г= 0,0956 м3 ≈ 0,096 м3; V_О= 0,1556 м3 ≈0,156 м3

Четыре сферических бака горючего r_Г ≈0,18 м - , четыре окислителя - r_О ≈0,21 м

Давление наддува примем равным

10.1 Определение толщин баков РБ с ЖРД.

Так как массы топлива сравнительно малы, для расчета используется формула:

где , ,, - АМг-6.

;

Принимаются толщины 1,6 мм и 2 мм соответственно.

Массы баков

. Принимается 2 кг.

Масса всех четырех баков ~ 8 кг

. Принимается 3 кг.

Масса всех четырех баков ~ 12 кг

10.2 Определение объема шар баллона РБ с ЖРД наддува и его радиуса.

. Где - , ,

, из-за особенностей компоновки РБ используются четыре баллона (каждый ).

10.3 Толщина шар баллона РБ с ЖРД, его масса, масса газа.

, где

принимается 4 мм.

Масса

Округляется до 3,5 кг.

Масса всех четырех – 14 кг. Принимается 15 кг.

Масса газа (азота) в шарах баллонах

. Масса баков и шара баллона наддува - М_Б≈ 35 кг

10. 4 Двигательная установка РБ с ЖРД.

Масса ДУ – М_ДУ≈ 50 кг (один маршевый двигатель и восемь двигателей ориентации)

Расчет маршевого двигателя в программе GRD_M.EXE позволяет получить его приблизительные размеры:

Топливо: Азотный тетроксид + Диметилгидразин

Beta= 174.8 cек. L_x=1.300 м. I_ud= 337.0 cек.

Масса топлива: 200.0 кг.

Время работы: 100.0 сек.

Давление в камере сгорания ЖРД: 30.000000 атм.

Давление на срезе сопла ЖРД: 0.075000 атм.

ЖРД имеет тягу 6.6 kH.

Площадь критическ.

F_kr = 0.00125

Диаметр критическ.

D_kr = 0.040

Площадь камеры

F_k = 0.01364

Диаметр камеры

D_k = 0.132

Площадь

среза сопла

F_a = 0.04144

Диаметр

среза сопла

D_a = 0.230

Угол конической части

КС =60 град.

Длина конич. части

L_kk = 0.080

Угол полураствора

сопла =15.0 град.

Длина сопла

L_c = 0.354

Длина цилин. части L_k = 0.165

Конструкция и остальные системы ≈ 165 кг.

Итого: 550 кг.

Разгонный блок с ЖРД в системе автоматизированного проектирования

SolidWorks 2001 Plus.

11. Список используемой литературы.

1) Грабин Б.В. ,Давыдов О.И. и др.; под ред. В. П. Мишина.

Основы конструирования ракет – носителей космических аппаратов. М. Машиностроение, 1991.

2) Гребеников Е.А, Демин В.Г. Межпланетные полеты.

М. Издательство «Наука», 1965.

3) Гэтланд К. Космическая техника. Иллюстрированная энциклопедия.

М.: Издательство «Мир», 1986.

4) Интернет – форумы сайтов http://www.novosti-kosmonavtiki.ru, http://airbase.ru/ и др.

5) Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В.П. Глушко; Редколлегия:

В.П. Бармин, К.Д. Бушуев, В.С. Верещетин и др. –

М.: Сов. Энциклопедия, 1985.

6) Новости Космонавтики. Журнал.

7) Салмин В.В. Оптимизация космических перелетов с малой тягой.

М. Машиностроение, 1987.

8) Чекалин С.В. Космос: завтрашние заботы.

– М. Издательство «Знание», 1982.