Ракета-носитель сверхлегкого класса с воздушным стартом

1.

Министерство науки и высшего образования Российской Федерации
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
высшего образования
«Московский государственный технический университет
имени Н.Э. Баумана
(национальный исследовательский университет)»
МГТУ им. Н.Э. Баумана
Ракета-носитель сверхлегкого класса
с воздушным стартом
Выполнила:
студентка группы СМ1-81Б
Ноздринова Виктория Сергеевна
Руководитель ВКР:
к.т.н., доцент кафедры
СМ1
Соболев Иван
Анатольевич
Москва, 2022

2.

Актуальность темы
На протяжении нескольких последних десятилетий концепция
воздушного старта для полета на орбиту привлекает внимание, что
приводит в регулярному появлению новых проектов.
Концепция воздушного старта не требует космодрома, а в
условиях применения противоспутникового оружия, позволяет
оперативно восполнить уничтоженную орбитальную группировку
разведывательных спутников и спутников системы предупреждения.

3.

Цель работы
Целью данной работы является проектирование ракеты-носителя сверхлегкого
класса, с возможностью воздушного старта для вывода полезной нагрузки на низкую
опорную орбиту 200 км.
Задачи:
1. Разработать схему выведения полезной нагрузки сверхлегкой ракетой с
возможностью воздушного старта;
2. Провести массовый и объемно-габаритные расчеты;
3. Выбрать конструктивно-компоновочную схему;
4. Провести расчет на устойчивость переходного отсека.

4.

Воздушный старт
Преимущества:
самолет-носитель обеспечивает ненулевые
начальные условия старта ракеты-носителя
по высоте и скорости, значительно снижая
количество топлива, затрачиваемого на
выведение полезной нагрузки
снижение гравитационных потерь
снижение потерь на аэродинамическое
сопротивление
возможность использования
существующей инфраструктуры. Система
воздушного старта может использовать
существующие аэродромы, не нуждаясь в
стартовых сооружениях
возможность старта с нужной широты. если
самолет-носитель имеет значительную
дальность, можно стартовать с меньшей
широты для увеличения грузоподъемности
или сместиться на нужную широту для
создания нужного наклонения орбиты
Начальная масса ракеты, стартующей с
самолета, на 30... 40 % ниже начальной
массы ракеты, стартующей с поверхности
Земли

5.

Реализованные проекты
воздушного старта
Высота сброса: 9-13 км
Скорость сброса: 480-510 м/с
Высота сброса: 13,7 км
Скорость сброса: 220 м/с
Переоборудованный бомбардировщик
B-52 и ракетоплан X-15
РН “Бурлак”, запускаемая с
самолета-разгонщика ТУ-160 СК

6.

Высота сброса: 12 км
Скорость сброса: 580 м/с
Pegasus
Высота сброса: 10,6 км
Скорость сброса: 270 м/с
Launcher One

7.

Авиационно-ракетный космический комплекс “Ишим” для
выведения малогабартиных спутников гражданского назначения
Высота сброса: 15-18 км
Скорость сброса: 620 м/с

8.

Миг-31
Максимальная скорость полета:
на уровне моря: 417 м/с
на высоте 17500 м: 833 м/с
Практический потолок: 20600 м
Максимальная полезная нагрузка: 3000 кг
надежность
тяговооруженность
простота и дешевизна
обслуживания

9.

Габаритные ограничения по
зоне функционирования
створок шасси

10.

Характеристики разрабатываемой ракетыносителя

11.

Моделирование и расчет конструкции
стрингерного отсека
Исходные данные для моделирования стрингерного отсека:
● длина отсека 350 мм
● диаметр отсека 450 мм
сечения стрингера и шпангоута

12.

Расчёт на устойчивость будем вести по наиболее нагруженному состоянию
в полёте.

13.

Результаты расчета:

14.

Итоги работы:
● проведен баллистический анализ;
● выполнен массовый и объемно-габаритный расчеты;
● в конструкторской части данного дипломного проекта была осуществлена
разработка компоновки ракеты-носителя и разработаны чертежи
проектируемой ракеты-носителя с возможностью воздушного старта;
● осуществлен расчет на прочность и устойчивость переходного отсека.

15.

Спасибо за внимание!

16.

17.

Баллистический анализ
Первостепенная задача, которую необходимо решить при баллистическом проектировании
РКН, является определение энергетических затрат, требуемых для осуществления полёта по
заданным орбитам.
Для круговых орбит необходимо
обеспечить совокупность скорости и
высоты в конце активного участка
траектории перед отделением полезной
нагрузки, отвечающей условию

18.

19.

20.

21.

22.

23.

рость старта ракеты
626 м/c
рость в конце работы первой ступени
3614 м/с
рость в конце работы второй ступени
7789 м/с
наклона к местному горизонту в момент разделения
арта ракеты
15
наклона вектора скорости к местному горизонту
ой ступени
48,2
наклона вектора скорости к местному горизонту
ой ступени
0
ота начала старта (сброса)
14 км
ота конца активного участка первой ступени
117,9 км
ота конца активного участка второй ступени
200,7 км

24.

SunCube FemtoSat
FossaSat-1 PocketQube