Разработка перспективной модели ракеты для достижения максимальной высоты

DEVELOPMENT OF AN ADVANCED ROCKET MODEL TO REACH MAXIMUM ALTITUDE

Maxim Arevkov

Assistant, Amur State University, Russia, Blagoveshchensk

Ruslan Buzikov

Student, Amur State University, Russia, Blagoveshchensk

Alexander Voronkov

Student, Amur State University, Russia, Blagoveshchensk

Aleksey Zhitenev

Leading specialist, Amur State University, Russia, Blagoveshchensk

Alexander Anoikin

Student, Amur State University, Russia, Blagoveshchensk

Nikita Bandov

Student, Amur State University, Russia, Blagoveshchensk

Valeriya Berezovskaya

Student, Amur State University, Russia, Blagoveshchensk

Diana Dubra

Student, Amur State University, Russia, Blagoveshchensk

Аннотация. Одной из востребованных задач, решаемых при конструировании модели ракеты, является достижение максимальной высоты полета.

Abstract. One of the most popular tasks to be solved when designing a model rocket is achieving a maximum flight altitude.

Ключевые слова: модель ракеты; устойчивость; твердотопливный ракетный двигатель; центр тяжести; центр давления.

Keywords: model rockets; stability; solid rocket motors; centre of gravity; centre of pressure.

В данной работе была разработана ракета, целью которой является выведение полезной нагрузки (50х50х100мм) массой 200 граммов на максимальную высоту. Ракета была оборудована электронной бортовой системой для отделения полезной нагрузки и спасения модели ракеты. Главной особенностью этого изделия является отсутствие «вышибного» заряда в твердотопливном двигателе модели ракеты. Полет модели ракеты должен быть прямолинейным, устойчивым и без вращений.

Что бы уместить полезную нагрузку, при этом не увеличив массу модели ракеты, было предложено следующее конструктивное решение: создание модели ракеты переменного диаметра с последующим соединением муфтой.

Рисунок 1. Модель ракеты

Ракета была построена в программном обеспечении «OpenRocket».

В таблице 1 представлены основные геометрические характеристики проектируемой ракеты.

Таблица 1.

Геометрические и физические параметры модели ракеты

При горении двигателя запас устойчивости ракеты увеличивается, что является показателем хорошей аэродинамической устойчивости модели ракеты.

Рисунок 2. Членение ракеты

Ракета – носитель состоит из следующих элементов:

1. Головной обтекатель;
2. Отсек для полезной нагрузки;
3. Поршень;
4. Муфта;
5. Электронная система разделения;
6. Стопорное кольцо двигателя;
7. Труба для двигателя;
8. Двух направляющих;
9. Корпусная труба;
10. Оперение.

Необходимое требование к производству корпуса модели ракеты – это надежность и малый удельный вес. В связи с этим было решено производить корпусную трубу, трубку отсека двигателя и корпус для полезной нагрузки из композитного материала, состоящего из стекловолокна и смолы, методом накатки. Компоненты модели ракеты из композитных материалов получились легкие и прочные.

Рисунок 3. Ракета

Головной обтекатель, поршень, муфта, корпус электронного разделения, стопорное кольцо двигателя, направляющие были напечатаны на 3D принтере PLA – пластиком. Оперение ракеты-носителя было изготовлено из ПВХ пластика.

Электронная система разделения была сделана с использованием Arduino.

В данной модели ракеты используется пассивная система спасения, которая работает следующим образом. После достижения апогея срабатывает система разделения модели ракеты, благодаря которой поршень выталкивает полезную нагрузку через обтекатель модели ракеты. Полезная нагрузка лежит на собственном парашюте, а парашют модели ракеты находится на полезной нагрузке. Поэтому при срабатывании системы разделения оба парашюта под действием силы тяжести раскрываются и выполняют свою спасательную миссию.

Рисунок 4. Система разделения

С помощью спроектированной модели ракеты в программе «OpenRocket» была получена теоретическая высота полета модели ракеты – 423 метра. Для расчёта парашюта, предназначенного для спасения ракеты необходимо знать следующие величины:

1) Плотность воздуха на высоте 423 метра p=1.17 кг/м³;

2) Массу ракеты без спутника 1000 грамм;

3) Желаемая скорость спуска, 5 м/с;

4) Коэффициент сопротивления Сx=0.8;

Подставив значение в формулу , получаем, что площадь парашюта составляет 0.84 м². Далее необходимо найти значения радиуса из формулы площади S=pi*R², которое составило 0.7 м. Получив значение радиус можно найти длину строп по формуле l=2.4r, найденное значение составляет 1.7 м.

Работа механизма выведения спутника на высоте.

При достижении апогея ракетой, срабатывает электронная система разделения. Ниже описан ее принцип работы.

На сервопривод подается сигнал, и он поворачивается на 90 градусов. Кольцо, через которое протянута резинка, сходит с лопасти сервопривода и толкает поршень, который выталкивает полезную нагрузку с парашютами через головной обтекатель модели ракеты.

Рисунок 6. Система разделения

Рассмотрим пуска ракеты-носителя:

1. Старт – фаза взлета;
2. Активный участок полета – полет с работающим двигателем (за счет реактивной тяги);
3. Пассивный участок полета – полет ракеты-носителя за счет ускорения приобретенного при сгорании твердого топлива;
4. Выведение полезной нагрузки – при помощи устройства «Рогатка» полезная нагрузка выталкивается с корпуса вместе с парашютами (в апогее);
5. Спасение ракеты-носителя и полезной нагрузки при помощи пассивной системы спасения.

Рисунок 7. Циклограмма пуска

Была разработана модель ракеты с активной системой разделения для полетов с твердотопливным двигателем без «вышибного» заряда.