📄Работа №212450
Тема: Носитель для выводы космического перехватчика
Характеристики работы
Тип работы
Дипломные работы, ВКР
Предмет
Автоматика и управление
Объем:
66 листов
Год:
2016
Просмотров:
50
4660
руб.
🛒 Купить работу
Не подходит эта работа?
Закажите новую по вашим требованиям
Узнать цену на написание
Закажите новую по вашим требованиям
Представленный материал является образцом учебного исследования, примером структуры и содержания учебного исследования по заявленной теме. Размещён исключительно в информационных и ознакомительных целях.
Workspay.ru оказывает информационные услуги по сбору, обработке и структурированию материалов в соответствии с требованиями заказчика.
Размещение материала не означает публикацию произведения впервые и не предполагает передачу исключительных авторских прав третьим лицам.
Материал не предназначен для дословной сдачи в образовательные организации и требует самостоятельной переработки с соблюдением законодательства Российской Федерации об авторском праве и принципов академической добросовестности.
Авторские права на исходные материалы принадлежат их законным правообладателям. В случае возникновения вопросов, связанных с размещённым материалом, просим направить обращение через форму обратной связи.
Настоящий учебно-методический информационный материал размещён в ознакомительных и исследовательских целях и представляет собой пример учебного исследования. Не является готовым научным трудом и требует самостоятельной переработки.
📋 Содержание
Аннотация 2
ВВЕДЕНИЕ 4
I. ОБЩИЕ ДАННЫЕ 6
2. УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ 2-ОЙ СТУПЕНИ .. 15
3. УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ 3-ЕЙ СТУПЕНИ ... 21
4. ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ SM-3 24
5. СОСТАВ КОМПЛЕКСА ПРО 25
6. ВАРИАНТЫ МОДЕРНИЗАЦИЙ SM-3 27
7. РАСЧЕТ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ С РДТТ 31
7.1 Исходные данные 31
7.2 Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты 31
7.3 Характеристики топлива и материалов 32
7.4 Выбор проектных параметров и программы движения ракеты 33
7.5 Расчет удельных импульсов двигателей 33
7.6 Определение относительных масс топлива 34
7.7 Баллистический расчет 41
7.8 Массовые характеристики ракеты 42
7.9 Геометрические характеристики ракеты 42
7.10 Тяговые характеристики ракеты 47
8.ОБЩИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ 1-ЕЙ СТУПЕНИ 48
9. ТРАЕКТОРИЯ ПОЛЕТА НОСИТЕЛЯ 49
10. РЕЗУЛЬТАТ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТЫ . 56
II. ЗАКЛЮЧЕНИЕ 61
12. БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 62
Приложение А 63
Приложение Б 63
Приложение В 64
ВВЕДЕНИЕ 4
I. ОБЩИЕ ДАННЫЕ 6
2. УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ 2-ОЙ СТУПЕНИ .. 15
3. УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ 3-ЕЙ СТУПЕНИ ... 21
4. ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ SM-3 24
5. СОСТАВ КОМПЛЕКСА ПРО 25
6. ВАРИАНТЫ МОДЕРНИЗАЦИЙ SM-3 27
7. РАСЧЕТ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ С РДТТ 31
7.1 Исходные данные 31
7.2 Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты 31
7.3 Характеристики топлива и материалов 32
7.4 Выбор проектных параметров и программы движения ракеты 33
7.5 Расчет удельных импульсов двигателей 33
7.6 Определение относительных масс топлива 34
7.7 Баллистический расчет 41
7.8 Массовые характеристики ракеты 42
7.9 Геометрические характеристики ракеты 42
7.10 Тяговые характеристики ракеты 47
8.ОБЩИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ 1-ЕЙ СТУПЕНИ 48
9. ТРАЕКТОРИЯ ПОЛЕТА НОСИТЕЛЯ 49
10. РЕЗУЛЬТАТ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТЫ . 56
II. ЗАКЛЮЧЕНИЕ 61
12. БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 62
Приложение А 63
Приложение Б 63
Приложение В 64
📖 Аннотация
В данной работе выполнен комплексный анализ и баллистическое проектирование перспективного носителя для вывода космического перехватчика на базе изучения современных систем противоракетной обороны, в частности американской ракеты SM-3. Актуальность исследования обусловлена качественным развитием средств ПРО, их интеграцией в многонациональные архитектуры и трансформацией в потенциальные противоспутниковые системы, что требует глубокого понимания конструктивных и баллистических основ подобных ракетных комплексов. Основным результатом является разработанный проект трехступенчатой ракеты-носителя с последовательным соединением ступеней моноблочной конструкции и ракетными двигателями на твердом топливе, для которой проведен полный балстический расчет, определены массо-геометрические и тяговые характеристики, а также обоснован выбор конструкционных материалов и смесевого топлива на основе перхлората аммония. Научная значимость работы заключается в систематизации подходов к проектированию высокоскоростных баллистических ракет, а практическая – в возможности использования полученных результатов для оценки потенциала и направлений модернизации аналогичных систем. Теоретической основой исследования послужили труды отечественных специалистов в области баллистического проектирования и конструирования ракет, таких как Ю.С. Павлюк, В.И. Варфоломеев, а также Н.И. Паничкин и И.П. Пенцак, чьи работы заложили фундамент для проведенных инженерных расчетов.
📖 Введение
В последние годы в развитии средств ПРО наметились значительные качественные изменения: выросли характеристики их информационно - разведывательных элементов, обеспечивающих распознавание сложных баллистических целей на фоне используемых средств противодействия, повысились боевые возможности средств поражения, которые начинают приобретать способность выполнять функции ударных противоспутниковых систем, усиливается оперативная совместимость систем ПРО различных государств и прочее.
В этих условиях ожидание радикальных шагов по сокращению планов развертывания в Европе американских средств ПРО, слухи о которых циркулировали после прихода к власти в США нового президента, не оправдалось. Вот уже минуло полгода с того момента, как Барак Обама одобрил рекомендации министра обороны и объединенного комитета начальников штабов о поэтапном подходе к созданию архитектуры европейской ПРО путем совершенствования потенциала США и стран НАТО, ее оптимизации с упором на развитие проверенных, экономически эффективных технологий, способных адаптироваться к различным изменениям ситуации.
Действительно, предлагавшийся ранее вариант европейской ПРО с противоракетами GBI (декларировавшейся целью которого была защита от атак баллистических ракет, запускаемых с территории Ирана), базировался на технологиях, которым еще предстоит длительный цикл отработки, выполнения технических усовершенствований и чрезвычайно дорогостоящих испытаний. Это лишний раз подчеркнула неудача испытаний, состоявшихся в январе 2010 г. и обошедшихся в $200 млн.
Принятыми в сентябре 2009 г. решениями основная ставка делается на мобильную систему ПРО, разворачиваемую в Средиземном, Балтийском и Черном морях и на территории ряда европейских государств. Ее основу составят корабельная система Aegis, противоракеты Standard Missile-3 (SM- 3), а также ряд других систем и элементов, например, РЛС AN/ТPY-2, используемая в составе системы THAAD.
Выполнение первого этапа развертывания этой системы намечено на 2011 г. Следующие три этапа, которые предполагается завершить к 2020 г., будут включать в себя последовательное развертывание модернизированных вариантов противоракет, средств боевого управления, радиолокационных и других средств обнаружения. С этой целью в 2010 г. на работы по совершенствованию системы ПРО на базе Aegis выделено $1,86 млрд. Планами на 2011 г. предусматривается выделение на эти цели еще $2,2 млрд.
Aegis, развертывание и совершенствование которой продолжается уже более трех десятилетий, представляет собой сложную интеллектуальную многфункциональную боевую систему. Она включает в себя РЛС с 9-сантиметровой длиной волны (S-диапазон) SPY-1, с дальностью действия 650 км, систему управления огнем, индикаторы сообщений об окружающей обстановке, цифровые линии связи для координации работы бортовых устройств, элементы искусственного интеллекта, а также противоракеты SM- 3, находящиеся в установках вертикального пуска МК 41.
Следует признать, что уже в течение ряда лет ракета SM-3 обладает статусом одной из наиболее успешных разработок, имеющихся в арсенале Агентства по ПРО США (MDA). И тому есть несколько причин. В их числе сами разработчики называют то, что в основу создания SM-3 был положен принцип test a little, learn a lot, что по-русски можно перефразировать как «семь раз отмерь, один отрежь».
В этих условиях ожидание радикальных шагов по сокращению планов развертывания в Европе американских средств ПРО, слухи о которых циркулировали после прихода к власти в США нового президента, не оправдалось. Вот уже минуло полгода с того момента, как Барак Обама одобрил рекомендации министра обороны и объединенного комитета начальников штабов о поэтапном подходе к созданию архитектуры европейской ПРО путем совершенствования потенциала США и стран НАТО, ее оптимизации с упором на развитие проверенных, экономически эффективных технологий, способных адаптироваться к различным изменениям ситуации.
Действительно, предлагавшийся ранее вариант европейской ПРО с противоракетами GBI (декларировавшейся целью которого была защита от атак баллистических ракет, запускаемых с территории Ирана), базировался на технологиях, которым еще предстоит длительный цикл отработки, выполнения технических усовершенствований и чрезвычайно дорогостоящих испытаний. Это лишний раз подчеркнула неудача испытаний, состоявшихся в январе 2010 г. и обошедшихся в $200 млн.
Принятыми в сентябре 2009 г. решениями основная ставка делается на мобильную систему ПРО, разворачиваемую в Средиземном, Балтийском и Черном морях и на территории ряда европейских государств. Ее основу составят корабельная система Aegis, противоракеты Standard Missile-3 (SM- 3), а также ряд других систем и элементов, например, РЛС AN/ТPY-2, используемая в составе системы THAAD.
Выполнение первого этапа развертывания этой системы намечено на 2011 г. Следующие три этапа, которые предполагается завершить к 2020 г., будут включать в себя последовательное развертывание модернизированных вариантов противоракет, средств боевого управления, радиолокационных и других средств обнаружения. С этой целью в 2010 г. на работы по совершенствованию системы ПРО на базе Aegis выделено $1,86 млрд. Планами на 2011 г. предусматривается выделение на эти цели еще $2,2 млрд.
Aegis, развертывание и совершенствование которой продолжается уже более трех десятилетий, представляет собой сложную интеллектуальную многфункциональную боевую систему. Она включает в себя РЛС с 9-сантиметровой длиной волны (S-диапазон) SPY-1, с дальностью действия 650 км, систему управления огнем, индикаторы сообщений об окружающей обстановке, цифровые линии связи для координации работы бортовых устройств, элементы искусственного интеллекта, а также противоракеты SM- 3, находящиеся в установках вертикального пуска МК 41.
Следует признать, что уже в течение ряда лет ракета SM-3 обладает статусом одной из наиболее успешных разработок, имеющихся в арсенале Агентства по ПРО США (MDA). И тому есть несколько причин. В их числе сами разработчики называют то, что в основу создания SM-3 был положен принцип test a little, learn a lot, что по-русски можно перефразировать как «семь раз отмерь, один отрежь».
✅ Заключение
В данной работе изучаются конструкторские решения по ракете США SM-3. Рассматриваются общие данные по ракете, устройство и принцип работы двигателей каждой ступени. Изучены варианты модернизации ракеты.
Выполнен баллистический расчет ракеты с РДТТ. Выбираем трехступенчатую ракету с последовательным соединением ступеней. Первая, вторая и третья ступени выполнены в одном калибре и имеют моноблочную конструкцию. В передней части ракеты располагаются боевая часть и система наведения. Ступени соединены цилиндрическими переходниками.
Двигатели второй и третьей ступеней имеют одно центральное частично утопленное поворотное сопло. C помощью аэродинамических рулей обеспечивается управление ракетой по тангажу, рысканью и крену. Двигатели всех ступеней работают до полного выгорания топлива. Точность стрельбы при этом обеспечивается текущей корректировкой траектории при помощи бортового вычислительного комплекса, прогнозирующего точность попадания.
Для изготовления зарядов используется смесевое топливо, состоящее из 68% перхлората аммония, 17% полиуретана и 15% алюминия. В качестве материалов для изготовления двигателей выбираем: конструкционный стеклопластик для корпуса с пределом прочности ав = 1100 МПа и плотностью рм = 2050 кг/м3; титановый сплав для сопла плотностью рс = 4700 кг/м3; для защиты от тепловых воздействий ТЗП на основе совмещенного связующего с ртзп = 1600 кг/м3; для бронировки заряда - покрытие на основе фенолоформальдегидной смолы высокой плотности рбр = 1300 кг/м3.
В результате расчетов получены и сведены в таблицу следующие данные полета ракеты:
Параметры траектории Значение
Максимальная дальность полета ракеты 9853,24 км
Скорость в конце активного участка траектории 6,89 км/с
Длина активного участка траектории 79,76 км
Высота активного участка траектории 40,0 км
Угол тангажа в конце активного участка траектории 25,27 град
Максимальная высота полета 1290,23 км
Время полета 28,29 мин
Выполнен баллистический расчет ракеты с РДТТ. Выбираем трехступенчатую ракету с последовательным соединением ступеней. Первая, вторая и третья ступени выполнены в одном калибре и имеют моноблочную конструкцию. В передней части ракеты располагаются боевая часть и система наведения. Ступени соединены цилиндрическими переходниками.
Двигатели второй и третьей ступеней имеют одно центральное частично утопленное поворотное сопло. C помощью аэродинамических рулей обеспечивается управление ракетой по тангажу, рысканью и крену. Двигатели всех ступеней работают до полного выгорания топлива. Точность стрельбы при этом обеспечивается текущей корректировкой траектории при помощи бортового вычислительного комплекса, прогнозирующего точность попадания.
Для изготовления зарядов используется смесевое топливо, состоящее из 68% перхлората аммония, 17% полиуретана и 15% алюминия. В качестве материалов для изготовления двигателей выбираем: конструкционный стеклопластик для корпуса с пределом прочности ав = 1100 МПа и плотностью рм = 2050 кг/м3; титановый сплав для сопла плотностью рс = 4700 кг/м3; для защиты от тепловых воздействий ТЗП на основе совмещенного связующего с ртзп = 1600 кг/м3; для бронировки заряда - покрытие на основе фенолоформальдегидной смолы высокой плотности рбр = 1300 кг/м3.
В результате расчетов получены и сведены в таблицу следующие данные полета ракеты:
Параметры траектории Значение
Максимальная дальность полета ракеты 9853,24 км
Скорость в конце активного участка траектории 6,89 км/с
Длина активного участка траектории 79,76 км
Высота активного участка траектории 40,0 км
Угол тангажа в конце активного участка траектории 25,27 град
Максимальная высота полета 1290,23 км
Время полета 28,29 мин
ИЛИ
Поиск аналога
📕 Список литературы
🖼 Скриншоты
🛒 Оформить заказ
⚡ Работу высылаем в течении 5 минут после оплаты.