На бирже курсовых и дипломных проектов можно найти образцы готовых работ или получить помощь в написании уникальных курсовых работ, дипломов, лабораторных работ, контрольных работ, диссертаций, рефератов. Так же вы мажете самостоятельно повысить уникальность своей работы для прохождения проверки на плагиат всего за несколько минут.

ЛИЧНЫЙ КАБИНЕТ 

 

Здравствуйте гость!

 

Логин:

Пароль:

 

Запомнить

 

 

Забыли пароль? Регистрация

Повышение уникальности

Предлагаем нашим посетителям воспользоваться бесплатным программным обеспечением «StudentHelp», которое позволит вам всего за несколько минут, выполнить повышение уникальности любого файла в формате MS Word. После такого повышения уникальности, ваша работа легко пройдете проверку в системах антиплагиат вуз, antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru. Программа «StudentHelp» работает по уникальной технологии и при повышении уникальности не вставляет в текст скрытых символов, и даже если препод скопирует текст в блокнот – не увидит ни каких отличий от текста в Word файле.

Работа № 91694


Наименование:


Курсовик Комплексный анализ миссии запуска наноспутника с РН «Протон-М». ВЫБОР НОМИНАЛЬНЫХ ЗАКОНОВ УПРАВЛЕНИЯ И РАСЧЕТ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ПРИ ВЫВЕДЕНИИ НА ОПОРНУЮ ОРБИТУ

Информация:

Тип работы: Курсовик. Добавлен: 24.10.2015. Сдан: 2013. Страниц: 62. Уникальность по antiplagiat.ru: < 30%

Описание (план):



СОДЕРЖАНИЕ
ПРиНЯТЫЕ Сокрашения 5
ВВЕДЕНИЕ 6
1 ВЫБОР НОМИНАЛЬНЫХ ЗАКОНОВ УПРАВЛЕНИЯ И РАСЧЕТ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ПРИ ВЫВЕДЕНИИ НА ОПОРНУЮ ОРБИТУ 7
1.1 Подготовка исходных данных к расчету траектории 7
1.2 Расчет проектных параметров РН 9
1.3 Расчет потребной конечной скорости РН 12
1.4 Оценка энергетических возможностей РН и выбор схемы выведения 13
1.5 Выбор номинальных законов управления и расчет траектории движения РН 16
1.5.1 Определение оптимального конечного угла наклона траектории первой (атмосферной) ступени носителя из условия достижения максимальной конечной орбитальной скорости 16
1.5.2 Расчет оптимальной траектории полета первой ступени 18
1.5.3 Построение программы полета первой ступени 18
1.6 Выбор оптимальных программ управления внеатмосферными ступенями 21
1.6.1 Определение параметров оптимальной программы угла тангажа второй ступени трехступенчатого носителя КЛА 22
1.6.2 Определение параметров расчетной орбиты выведения 23
1.7 Переход от относительного движения к абсолютному 23
1.7.1 Определение элементов орбиты запущенного КА 25
1.8 Расчет энергетически оптимального маневра перевода КА на целевую орбиту 26
2 Обеспечение устойчивости РН на участке выведения 28
2.1 Построение математической модели автоматической системы 28
2.2 Определение математической модели АС в виде передаточных функций 32
2.3 Построение частотных характеристик АС 36
2.3.1 Определение корней характеристического уравнения разомкнутой системы 36
2.4 Исследование устойчивости АС 39
2.4.1 Анализ устойчивости с помощью критерия Гурвица 39
2.4.2 Определение критического коэффициента усиления разомкнутой системы по критерию Гурвица 39
2.4.3 Анализ устойчивости с помощью критерия Михайлова 40
2.4.4 Определение критического коэффициента усиления разомкнутой системы по критерию Михайлова 41
2.4.5 Анализ устойчивости по критерию Найквиста 42
2.4.6 Определение запасов устойчивости 43
2.5 Качество процесса управления 43
2.5.1 Анализ качества процесса управления 43
2.6 Аналитический расчёт переходной функции 44
2.7 Выбор параметров регулятора из условия обеспечения требуемого качества процесса управления 45
3 ОЦЕНКА ЗАТРАТ РАБОЧЕГО ТЕЛА НА ОБЕСПЕЧЕНИЕ 48
ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ 48
3.1 Постановка задачи 48
3.2 Моделирование предельного цикла в режиме поддержания Заданной ориентации по крену 52
3.2.1 Исходные данные 52
3.2.2 Порядок выполнения работы 53
3.2.3 Анализ полученных результатов и построение графиков зависимостей 54
3.3 Приминение полученных результатов для расчета наноспутника формата CubeSat (3U) 56
Заключение 58
Список литературы 59
ПРИЛОЖЕНИЕ А 59
ПРИЛОЖЕНИЕ Б 60
ПРиЛОЖЕНИЕ В 62

ПРиНЯТЫЕ Сокрашения
РН - ракета носитель;
КА - космический аппарат;
ЛА - летательный аппарат;
ЭВМ - электронно-вычислительная машина;
ИСЗ - искусственный спутник Земли;
ЖРД - жидкостный ракетный двигатель;
АС - автоматическая система;
ОУ - объект управления;
УУ - устройство управления;
САУ - система автоматического управления;
ЛАЧХ - логарифмическая амплитудная частотная характеристика;
ЛАФХ - логарифмическая фазовая частотная характеристика;
АФЧХ - амплитудно-фазовая частотная характеристика;
ЛЧХ - логарифмическая частотная характеристика;
РТ - рабочее тело;


ВВЕДЕНИЕ
РН «Протон-М» предназначен для доставки полезной нагрузки на орбиту Земли. В данной работе необходимо оценить энергетические возможности носителя, произвести расчет траектории атмосферных и верхних ступеней, выбрать схему выведения, рассчитать конечные параметры активного участка, рассчитать максимальную полезную нагрузку. Величина аэродинамического сопротивления ЛА, а также несущие свойства ракеты, влияющие на устойчивость ее движения, определяются формой ракеты, ее скоростью и взаимной ориентацией продольной оси ЛА и вектора скорости движения ее центра масс. Все аэродинамические параметры берутся из курсовой работы «Расчет аэродинамических характеристик РН «Протон-М», необходимая часть которой прилагается к заданию.


1 ВЫБОР НОМИНАЛЬНЫХ ЗАКОНОВ УПРАВЛЕНИЯ И РАСЧЕТ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ПРИ ВЫВЕДЕНИИ НА ОПОРНУЮ ОРБИТУ
1.1 Подготовка исходных данных к расчету траектории
На рис. 1.1 приведён схематический чертёж РН «Протон-М».

Рисунок 1.1 - Схематический чертёж РН «Протон-М»
РН «Протон-М» имеет схему соединения «Пакет», в таблице 1.1 приведены производные коэффициентов аэродинамических сил.
Таблица 1 - Производные коэффициентов аэродинамической нормальной ЛА

Рисунок 1.2 - Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Маха
В таблице 1.2 приведены проектные характеристики РН «Протон-М».


Таблица 1.2 - Проектные характеристики РН «Протон-М»
Стартовая масса m, т 699,3
Схема включения ускорителей 1-й и 2-й ступеней (функциональная) Тандем
Число ступеней (ускорителей) N 3
Характеристика Обозначение Размерность Ускорители
1 ступ. 2 ступ. 3 ступ.
Масса ускорителя mу i т 520,37 124,83 34,1
Масса топлива mт i т 483,8 114,43 30,69
Тип двигателя - - 6ЖРД 4ЖРД 1ЖРД
Тяга двигателей на уровне моря Po i, i=1,m кН 8844 - -
Тяга двигателей в вакууме Pп i, i=1,n кН 9808 2400 600
Удельная тяга на уровне моря Pудоi, i=1,m м/с 2795 - -
Удельная тяга в вакууме Pудпi, i=1,m м/с 3100 3100 3100
Коэффициент высотности сопла l - 1,109 - -
Диаметр ускорителя di м 7,4 4,1 4,1

1.2 Расчет проектных параметров РН
Определим секундный расход топлива и время работы 1-й ступени:
Определим секундный расход топлива и время работы 2-й ступени:

Определим секундный расход топлива и время работы 3-й ступени:

Массы ступеней:

Нагрузка на мидель:
Начальная тяговооруженность:

Число Циолковского:
Коэффициент заполнения топливом:

Располагаемые скорости:

Располагаемая характеристическая скорость носителя:



Таблица 1.3 - Расчетные параметры РН по ступеням
Расчетные параметры Обозначения формулы Разм. 1 2 3
Масса ступени т. 699,3 179,3 54,47
Масса топлива т. 483,8 114,43 30,69
Число Циолковского - 3,245 2,763 2,291
Коэффициент наполнения топливом - 0,691 0,638 0,563
Характерная площадь миделя м2 43,008 13,2 13,2
Нагрузка на мидель т/м2 16,25 13,58 4,12
Тяга двигателя на уровне моря кН 8844 - -
Тяга в вакууме кН 9808 2400 600
Эффективная удельная тяга на уровне моря м/с 2795 - -
Эффективная удельная тяга в вакууме м/с 3100 3100 3100
Эффективный коэффициент высотности сопла - 1,109 - -
Начальная тяговооруженность т с 1,289 1,367 1,13
Секундный расход т/с 3,163 0,774 0,193
Время работы с. 152,2 147,84 158,6
Располагаемая хар-ка скорости ступени м/с 3649 3151 2569
Располагаемая хар-ка скорости носителя м/с 9369


1.3 Расчет потребной конечной скорости РН
Начальная орбитальная скорость V0 при запуске в перигее на круговую орбиту рассчитывается по формуле:

где гравитационный параметр Земли;
- средний радиус Земли;
Н0 - заданная высота круговой орбиты или её перигея;
r........


Список литературы
1. В. М. Белоконов, В. А. Вьюжанин, Расчет летных характеристик летательных аппаратов с применением ЭВМ, учебное пособие, СГАУ, Самара, 1993;
2. И. В. Белоконов, Расчет баллистических характеристик движения космических аппаратов, СГАУ, Самара, 1994;
3. Белаконов В.М. Основы теории полета космических аппаратов. - Самара: СГАУ, 2006
4. Альбом основных характеристик зарубежных ракет-носителей и баллистических ракет. Составитель Белаконов В.М. - Куйбышев, каф. ДП, 1979.
5. Теория движения и динамика полета - Самара 2005 г.





Перейти к полному тексту работы


Скачать работу с онлайн повышением уникальности до 90% по antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru


Смотреть похожие работы

* Примечание. Уникальность работы указана на дату публикации, текущее значение может отличаться от указанного.