Масовий розрахунок дорозгінного ступеня

💸 Как сделать бизнес проще, а карман толще?

Тот, кто работает в сфере услуг, знает — без ведения записи клиентов никуда. Мало того, что нужно видеть свое раписание, но и напоминать клиентам о визитах тоже. Проблема в том, что средняя цена по рынку за такой сервис — 800 руб/мес или почти 15 000 руб за год. И это минимальный функционал. Нашли самый бюджетный и оптимальный вариант: сервис VisitTime.
⚡️ Для новых пользователей первый месяц бесплатно. А далее 290 руб/мес, это в 3 раза дешевле аналогов. За эту цену доступен весь функционал: напоминание о визитах, чаевые, предоплаты, общение с клиентами, переносы записей и так далее.
✅ Уйма гибких настроек, которые помогут вам зарабатывать больше и забыть про чувство «что-то мне нужно было сделать».
Сомневаетесь? нажмите на текст, запустите чат-бота и убедитесь во всем сами!

3. Визначення коефіцієнта відносного запасу палива на маршових ступенях

Вибір конструктивно-компонувальної схеми

В роботі було спроектовано ракету – носій з паливом кисень + гас для виведення космічного апарату масою 11000 кг на колову орбіту висотою 2000км. Об’єктом дослідження була розробка оптимальної конструкції ракети – носія.

Ракета - трьохступенева, дві перші ступені виводять третю (дорозгонну) ступень з КА на опорну колову орбіту висотою 200 км. Третя ступень надає необхідний імпульс для переходу з опорної на необхідну.

Подача пального відбувається по магістралі що розташована у середені бака пального. Забір компонента відбувається в найнижчій точці циліндричного баку.

Ракета керується по тангажу і рисканню на першій ступені качаням камер двигуна, на другій ступені вприску за критичну частину.

На першій ступені стінку баків зроблено вафельною, а на другій з огляду на менші навантаження використано гладку оболонку.

Наддув баків відбувається за газобалонною системою, при якій робоче тіло наддуву розташовано в балонах високого тиску і через понижуючий редуктор постачається в паливні баки. Робочим тілом є гелій.

Система управління – автономна інерційна, що розташована на дорозгонній ступені ракети-носія.

Обираємо опорну колову орбіту Н₀=200 км. Відповідні радіуси орбіт знайдемо за формулою:

Імпульс швидкості ∆ V₁перехід з проміжної колової орбіти на еліптичну орбіту, що торкається у апогеї заданої колової орбіти) та ∆ V₂ (перехід з еліптичної орбіти на задану колову) розраховують за такими формулами:

Рисунок 2.Схема переходу між коловими компланарними орбітами

Визначення швидкостей дозволяє розрахувати відносну масу палива маршових ступенів µ_n₁та µ_n₂ і до розгінного ступеня µ_n та µ_n_.Значення µ_n та µ_n розраховують за такими формулами.

Масове рівняння дорозгінного ступеня враховує двоімпульсний режим роботи двигуна та зменшення маси ступеня на момент другого вмикання двигуна на величину маси палива, витраченого на створення першого імпульсу:

Маса конструкції системи орієнтації та стабілізації

Таблиця 1- Масове зведення до розгінного ступеня