Теми рефератів
> Реферати > Курсові роботи > Звіти з практики > Курсові проекти > Питання та відповіді > Ессе > Доклади > Учбові матеріали > Контрольні роботи > Методички > Лекції > Твори > Підручники > Статті Контакти
Реферати, твори, дипломи, практика » Курсовые проекты » Проектування літальних апаратів з рідинним реактивним двигуном і твердопаливним реактивним двигуном на максимальну дальність

Реферат Проектування літальних апаратів з рідинним реактивним двигуном і твердопаливним реактивним двигуном на максимальну дальність





Анотація


Приходько А.Є. Проектування літальних апаратів з рідинним реактивним двигуном і твердопаливним реактивним двигуном на максимальну дальність: Курсовий проект з дисципліни «Основи проектування літальних апаратів» - Челябінськ: ЮУрГУ, 2014р.- 51с., 7 іл., 5 таб., Бібліографія літератури - 2 найменування.

У даному курсовому проекті вирішуються зворотна задача балістичного проектування двоступеневої ракети з ЖРД і триступеневої ракети з РДТП. Розрахунок ведеться на максимальну дальність при заданих стартовій масі і масі корисного навантаження. Після цих розрахунків проведений аналіз графічних залежностей дальності від тисків у камері згоряння і на зрізі сопла.



Зміст


Введення

. Розрахунок балістичної ракети з ЖРД

. 1 Вихідні дані

. 2 Вибір конструктивно-компоновочной схеми ракети

. 3 Визначення характеристик палива

. 4 Вибір проектних параметрів і програми руху ракети

. 5 Розрахунок питомих імпульсів двигунів

. 6 Визначення відносних мас палива

. 7 Баллистический розрахунок

. 8 Масові характеристики ракети

. 9 Геометричні характеристики ракети

. 10 Тягові характеристики ракети

. 11 Дослідження впливу тиску в камері згоряння першого ступеня на максимальну дальність

. Розрахунок балістичної ракети з РДТП

. 1 Вихідні дані

. 2 Вибір конструктивно-компоновочной схеми ракети

. 3 Характеристики палива і матеріалів

. 4 Вибір проектних параметрів і програми руху ракети

. 5 Розрахунок питомих імпульсів двигунів

. 6 Визначення відносних мас палива

. 7 Баллистический розрахунок

. 8 Масові характеристики ракети

. 9 Геометричні характеристики ракети

. 10 Тягові характеристики ракети

. 11 Дослідження впливу тиску в камері згоряння першого ступеня на максимальну дальність

Висновок

Список використаної літератури



Введення


Метою виконання курсової роботи з проектування балістичних ракет є освоєння основ процесу створення ракетних систем, отримання знань, умінь і навичок практичного вирішення завдань балістичного проектування на ранніх стадіях розробки ракет і ракетних комплексів.

У роботі використовується наближений метод рішення, заснований на емпіричних залежностях і коефіцієнтах, отриманих на основі статистичної обробки дослідних даних ракетобудування, а також виявлення основних факторів, що впливають на ті чи інші характеристики проектованої ракети.

У результаті виконання завдання балістичного проектування вибираються конструктивно-компонувальна схема ракети, проектні параметри, визначаються основні характеристики палива, питомі імпульси ступенів, розраховуються масові характеристики ракети, вибирається програма виведення.

Методика, викладена в [1] може використовуватися на стадії технічних пропозицій (передескізних проектування). Достоїнствами цієї методики в порівнянні з точною, є мала трудомісткість і наочність.


1. Розрахунок балістичної ракети з ЖРД


. 1 Вихідні дані


Спроектувати двоступеневу ракету c ЖРД на максимальну дальність з наступними вихідними даними:

- маса корисного навантаження=1800 кг,

стартова маса ракети=40000 кг,

компоненти палива: азотний тетраоксид (N2O4) і аерозін - 50.


. 2 Вибір конструктивно-компоновочной схеми ракети


Доцільно вибрати ракету з несучими баками. Баки мають спільне днище. Паливні відсіки виконані з алюмінієво-магнієвого сплаву АМг - 6 і мають вафельну конструкцію. Бойова частина керована. Будемо вважати, що кожна ступінь ракети забезпечена руховими установками замкнутої схеми, перший ступінь - чотирьохкамерна, другий ступінь - однокамерна. Камери згоряння закріплені в карданових підвісах і можуть відхилятися на невеликий кут від осі ракети. Це забезпечує управління польотом першого ступеня по тангажу, нишпоренню і крену. Для управління по крену другого ступеня використовуються додаткові газові сопла.

Кожна камера згоряння має власні турбонасосний агрегат (ТНА) і рідинний газогенератор (ЖГГ), що працюють...


сторінка 1 з 7 | Наступна сторінка





Схожі реферати:

  • Реферат на тему: Проектування ракетного двигуна першого ступеня двоступеневої балістичної ра ...
  • Реферат на тему: Проектування пневмогідросістеми першого ступеня балістичної ракети
  • Реферат на тему: Проектування твердопаливного ракетного двигуна третього ступеня триступенев ...
  • Реферат на тему: Розрахунок параметрів двоступеневої міжконтинентальної балістичної ракети Р ...
  • Реферат на тему: Розрахунок траєкторії польоту двоступеневої балістичної ракети