МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ, МОЛОДЕЖИ И СПОРТА УКРАИНЫ Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского
Кафедра двигателей и энергоустановок летательных аппаратов
Расчетно-пояснительная записка по дисциплине "Вакуумная техника"
На тему: "Проектирование вакуумной установки для испытаний модуля ФЭП"
Харьков 2004

Объектом проектирования является вакуумная установка для испытания модуля фотоэлектрического преобразователя в условиях вакуума.
В данной курсовой работе разработана схема вакуумной установки, проведен расчет вакуумной системы для испытания модуля фотоэлектрического преобразователя в условиях вакуума. Определены суммарное газонатекание вакуумной камеры, проводимости трубопроводов и распределение давления по длине трубопроводов. Произведен выбор вакуумных насосов из расчета совместимости работы; определяется время неустановившегося режима вакуумной системы. Выполнен чертеж общего вида вакуумной установки.
Спроектировать вакуумную установку для испытания модуля фотоэлектрического преобразователя в условиях вакуума.
Исходные данные:
Объём вакуумной камеры V=117,75∙10-3 м3 (117,75 л).
Предельное давление в вакуумной камере (10-6 торр).
Рабочее давление в вакуумной камере (5∙10-6 торр).
Площадь модуля ФЭП 10-2 м2 (100 см2 ).
Наличие паров масла в камере при испытаниях недопустимо.

СОДЕРЖАНИЕ

ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИЙ, УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ, СИМВОЛОВ, ЕДИНИЦ И ТЕРМИНОВ 4
ВВЕДЕНИЕ 5
ЗАДАНИЕ 6
1 ГЕОМЕТРИЯ ВАКУУМНОЙ УСТАНОВКИ 7
1.1 ВЫБОР СХЕМЫ ВАКУУМНОЙ УСТАНОВКИ 7
1.2 ВЫБОР ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ВАКУУМНОЙ КАМЕРЫ 8
2 ОПРЕДЕЛЕНИЕ СУММАРНОГО ГАЗОНАТЕКАНИЯ 9
3 РАСЧЕТ УСТАНОВИВШЕГОСЯ РЕЖИМА ОТКАЧКИ 11
3.1 ВЫБОР ВАКУУМНЫХ НАСОСОВ 11
3.2 ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСЧЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ПЕРВОГО УЧАСТКА ВАКУУМНОЙ СИСТЕМЫ 12
3.3 ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСЧЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВТОРОГО УЧАСТКА ВАКУУМНОЙ СИСТЕМЫ 17
3.4 ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСЧЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ТРЕТЬЕГО УЧАСТКА ВАКУУМНОЙ СИСТЕМЫ 22
4 РАСЧЕТ ВРЕМЕНИ НЕУСТАНОВИВШЕГОСЯ РЕЖИМА РАБОТЫ ВАКУУМНОЙ УСТАНОВКИ 25
ВЫВОДЫ 26
ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОК 27

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева
Кафедра теплотехники и тепловых двигателей
Курсовой проект по дисциплине "Механика жидкостей и газов"
На тему:" Расчет параметров идеального газового потока в камере ракетного двигателя"
Самара 2012

В курсовой работе выполнены расчёты геометрических параметров камеры ракетного двигателя и параметров идеального газового потока в различных сечениях по длине камеры ракетного двигателя на пяти режимах. Схема камеры представлена в приложении А, результаты вычислений сведены в таблицах в приложении Б, а так же построены графики изменения основных величин (см. приложение В).Вариант №15

СОДЕРЖАНИЕ

1 ДОПУЩЕНИЯ ДЛЯ РАСЧЁТОВ 7
2 РАССЧИТЫВАЕМЫЕ ВАРИАНТЫ ГАЗОВОГО ПОТОКА 7
3 ПОСТРОЕНИЕ ПРОФИЛЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ 7
4 РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА 9
4.1 Расчёт параметров для сечений «0» и «k» 9
4.2 Определение параметров газового потока в сечениях «1»-«а» 11
4.3 Расчёт параметров сечений «2»-«а» со скачками уплотнения 12
5 РАСЧЕТ ИМПУЛЬСОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА, СИЛ И ТЯГИ 14
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 17
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 18
ПРИЛОЖЕНИЕ 19

БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова
Факультет «Авиа- и ракетостроение»
Пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине «Синтез ракетных систем»
СПб, 2011г

Проектирование ракеты-носителя, обладающую минимальной массой и выводящую полезную нагрузку массой 1000 кг на круговую орбиту высотой 200 км. Ракета-носитель стартует с космодрома.

Исходные данные:
Масса полезной нагрузки 1000 кг.
Высота орбиты 200 км., круговая

Решение с помощью прогамы ППП САПР BGTU_RB
Содержание
Введение
1. Техническое задание
2. Исходные данные
2.1. Основные характеристики ракеты
2.2. Критерии качества
2.3. Метод решения задачи оптимального проектирования
3. Выбор и обоснование конструктивно-компоновочной схемы (ККС) ракеты-носителя 4
3.1. Выбор типа двигательных установок
3.2. Выбор количества ступеней
3.3. Выбор схемы соединения ступеней
3.4. Состав и последовательность размещения структурных элементов ракеты-носителя 6
3.5. Состав систем и агрегатов ракеты-носителя
3.5.1. Головной отсек
3.5.2. Система отделения ГО
3.5.3. Приборный отсек
3.5.4. Баки окислителя и горючего
3.5.5. Маршевые ЖРД
3.5.6. Выбор топлива
3.5.7. Соединительный отсек
3.5.8. Межступенный отсек
3.5.9. Хвостовой отсек
3.6. Выбор конструкционных материалов
3.6.1. Требования к материалам
3.6.2. Материалы для головной части
3.6.3. Материалы для приборного и хвостового отсеков
4. Решение задачи оптимального проектирования
4.1. Постановка задачи оптимального проектирования
4.2. Выбор варьируемых параметров
4.3. Метод решения задачи оптимального проектирования
4.4. Описание полученного в результате оптимизации проектного решения
Заключение
Приложение

МГТУ им. Н.Э. Баумана
Кафедра Стартовые и технические ракетные комплексы
Курсовой проект по дисциплине "Строительная механика"
На тему «Расчетно-конструкторское обоснование технических решений для элементов конструкций  и систем наземного оборудования ракетного комплекса РН «Союз-2.1в»
Москва 2011

Для осуществления запуска данной ракеты решено использовать комплексы наземного оборудования для более ранних РН семейства «Союз».
Однако так как конфигурация и габариты РН достаточно отличаются от предшествующих ей, требуется доработка некоторых узлов.
В данной работе проведены следующие расчеты: прочностной расчёт УН с помощью ПК SADAS, расчёт системы обогрева приборного отсека, расчёт системы заправки горючим 1-ой ступени РН.

Содержание
1. Введение.
2. Строительная механика несущей конструкции (стержневого типа). Устройство направляющего.
2.1. Описание конструкции.
2.2. Разработка расчетной модели.
2.3. Расчет напряженно-деформированного
состояния конструкции.
3. Тепломассоперенос в конструкции (системе). Обогрев приборного отсека нагретым воздухом.
3.1. Описание системы термостатирования.
3.2. Расчет изменения температуры воздуха по длине воздуховода.
3.3. Расчет электронагревательной установки.
4. Механика жидкости (газа) в конструкции (системе). Расчет системы заправки горючим РГ-1 (керосин) 1-ой ступени.
4.1. Описание системы заправки.
4.2. Расчет всасывающего трубопровода.
4.3. Расчет напорного трубопровода.
5. Список использованных источников.

Сибирский государственный университет науки и технологий им. М.Ф. Решетнева
Кафедра двигателей летательных аппаратов
Курсовой проект по дисциплине "Конструирование ЖРДУ"
На тему "Расчет газогенератора ЖРД"
Красноярск 2016

В данной курсовой работе представлено проектирование двухкомпонентного однозонного газогенератора. В частности, помимо теоретического обоснования выбора данного типа газогенератора произведены расчеты геометрических размеров его камеры сгорания, смесительной головки, прочностной расчет и расчет охлаждения камеры сгорания газогенератора. Также выполнена графическая часть работы, в которую входит чертеж общего вида газогенератора и деталировка форсунок смесительной головки газогенератора

Необходимый массовый расход продуктов сгорания топлива для привода турбины:
m =322,878 кг/c;
Температура продуктов сгорания топлива на входе в турбину:
T=1020 К;
Давление продуктов сгорания топлива на входе в турбину:
P=23,9∙10^6 Па;
Газовая постоянная продуктов сгорания топлива на входе в турбину:
R=455 Дж/(кг∙К);

Введение
1. Выбор типа газогенератора
2. Расчет основных геометрических размеров газогенератора
3. Компоновочная схема газогенератора
4. Камера сгорания газогенератора
4.1. Расчет охлаждения камеры сгорания
4.2. Прочностной расчет камеры сгорания
5. Смесительная головка газогенератора
5.1. Размещение форсунок на смесительной головке
5.2 Расчет форсунок и смесеобразования
5.2.1.Расчет 2-х компонентной жидкостной струйно-центробежной форсунки
5.2.2 Расчет 2-х компонентной жидкостной струйно-струйной форсунки
Заключение
Список использованной литературы

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М.Ф. Решетнёва
Кафедра двигателей летательных аппаратов
Курсовой проект по дисциплине "Технология производства ракетных двигателей"
На тему: "Проектирование технологического процесса изготовления чувствительного элемента гидравлического расходомера"
Красноярск 2015

Произвен технический анализ конструкции гидравлического расходомера жидкостного ракетного двигателя. Разработан технологический процесс изготовления чувствительного элемента - винтовой гидрометрической турбины расходомера(вертушки). Спроектировано приспособление для статической балансировки.
Графическая часть содержит схему основных этапов технологического процесса изготовления вертушки, чертеж вертушки, чертежи приспособления для статической балансировки.

Преобразователь расхода турбинный - это агрегат, предназначенный для выдачи информации об объёмном расходе измеряемой жидкости. Чувствительным элементом данного агрегата является винтовая гидрометрическая турбинка(вертушка). Турбинные преобразователи расхода могут быть с аксиальной и с тангенциальной турбинкой. У первых лопасти расположены по винтовой линии, а ось совпадает с осью потока. У вторых ось перпендикулярна к направлению потока, а прямые лопасти расположены радиально по отношению к оси. Данный агрегат представляет собой участок трубопровода, т.е. корпус расходомера с помощью разъемного соединения присоединяется с трубопроводами, образуя единую топливную магистраль. Поток попадает из трубопровода в полость расходомера через установленный на входе струевыпрямитель, его функция выровнять поток, тем самым уменьшив погрешности в работе расходомера. Затем поток попадая на лопатки турбины приводит её во вращение, после чего датчик установленный в составе расходомера с помощью индукции преобразуют частоту вращения вертушки преобразователя в электрические импульсы.

Техническое задание на проектирование
Введение
1. Технический анализ конструкции детали
1.1. Общая характеристика
1.2. Описание и работа агрегата
1.3. Назначение агрегата
1.4. Конструкция агрегата
1.5. Характеристики детали и агрегата
1.6. Нагрузки в процессе работы
1.7. Обоснование материала детали
1.8. Технические требования на изготовление вертушки
2. Технологическая часть
2.1. Обоснование выбора станков
2.2. Обоснование выбора СОЖ
2.3. Технологический процесс изготовления вертушки
3. Разработка специального приспособления
3.1. Общие сведения о специальном приспособлении
3.2. Конструкция специального приспособления
3.3. Требования к специальному приспособлению
3.4. Выбор материалов для приспособления
4. Технико-экономический анализ проекта
Заключение
Список используемой литературы

Орбитальный самолет "Буран". Выполнен чертеж модернизации самолета в части изменения профиля и площади крыла самолета, по сравнению с аналогами.

Техническая характеристика
Назначение: - доставка экипажа и грузов на/с МКС
Масса 12000 кг
Размеры:
Длина 9000 мм
Размах крыльев 7000мм
Герметичный объём 16 м
Срок активного существования до 210 дней

МГТУ им. Н. Э. Баумана
Кафедра стартовые комплексы
Курсовой проект по дисциплине наземное оборудование ракетных комплексов
На тему: РКК для РН "Союз-5.1" на космодроме "Плесецк"
Москва 2016

В данной работе рассматривается ракета носитель Союз 5.1, предназначенная для вывода полезной нагрузки на различные виды орбит, а также технологическая схема работ на космодроме.
Графическая часть содержит габаритный чертеж, технологическая схема работ, генеральный план стартового комплекса.

Содержание
СПИСОК ПРИНЯТЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ ...........................................................4
ВВЕДЕНИЕ.............................................................................................................5
1. СЕМЕЙСТВО РАКЕТ «Союз-5» .....................................................................6
1.1. Тактико-технические характеристики РН «Союз-5.1» ...............................8
2.ТЕХНИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС .........................................................................9
2.1 Технология подготовки ракеты на ТК ...........................................................9
3. СТАРОВЫИ КОМПЛЕКС...............................................................................13
3.1 Структура сооружений и специального технического оборудования ......13
3.2 Технологии подготовки ракеты на СК..........................................................15
3.2.1 Транспортировка ракеты на стартовый комплекс и установка в стартовое устройство............................................................................................15
3.2.2 Подвод агрегатов обслуживания и пристыковка коммуникаций............15
3.2.3 Заправка компонентами топлива и сжатыми газами................................15
3.2.4 Термостатирование ракеты и головного блока.........................................17
3.2.5 Газоотводящие устройства..........................................................................18
3.2.6 Отвод коммуникация от стартующей ракеты............................................18
3.2.7 Работы по снятию ракеты со стартового устройства в случае несостоявшегося пуска.........................................................................................19
4. РАСЧЕТНАЯ ЧАСТЬ........................................................................................20
4.1 Расчёт центров тяжести собранной ракеты и её частей..............................20
4.2 Расчёт моментов инерции собранной ракеты и её частей...........................22
4.3 Расчёт объёмов баков-хранилища КТ для заправки РН..............................23
4.4 Расчёт для определения безопасных расстояний до зон размещения оборудования при аварийных ситуациях...........................................................26
5.ВЫВОДЫ............................................................................................................27
6.Литература..........................................................................................................28

Балтийский государственный технический университет им. Д.Ф. Устинова
Кафедра Авиа- и ракетостроения
Графическая работа по дисциплине "Синтез ракетного облика"
На тему: "Проектирование баллистической ракеты"
Санкт-Петербург, 2014

Исходные данные:
Максимальная дальность стрельбы - 5000 км
Количество ступеней - 2
Максимальная забрасываемая масса - 2230 кг
Максимальный диаметр - 1,65 м
Тип головной части - моноблочная, ядерная
Топливо - твёрдое

Графическая работа содержит принципиальную конструктивно-компоновочную схему баллистической ракеты.
Работа выполнена путем поиска ракет с аналогичными ТТХ и соответствующим заимствованием их конструктивно-компоновочных схем.

Балтийский государственный технический университет "Военмех" им. Д.Ф. Устинова
Кафедра двигатели летательных аппаратов
Расчетно-графическая работа по дисциплине "Основы современных технологий"
На тему: "Расчет корпуса ракетного двигателя твердого топлива"
Санкт-Петербург 2017

Исходные данные:
длина цилиндрической части оболочки равна 0,8 м
внутренний радиус цилиндрической части оболочки равен 0,2 м
радиус полюсного отверстия в днище равен 0,05 м
Ракетный двигатель твердого топлива используется для работы 1 и 2 ступеней баллистических ракет.

Удмуртский государственный университет
курсовой проект по дисциплине: «Проектирование ЛА»
Тема: «Проектирование БР с РДТТ для доставки полезной нагрузки 650 кг на дальность 7500 км, с подробной разработкой узла отсечки тяги ДУ 1»

Проектирование БР с РДТТ для доставки полезной нагрузки 650 кг на дальность 7500 км, с подробной разработкой узла отсечки тяги ДУ 1. (топливо: нитроцеллюлоза+нитроглицерин+добавки). Целью курсового проекта является определение параметров ракеты при заданных дальности и массе полезного груза (прямая задача баллистического проектирования).
В качестве ракеты-аналога была выбрана «Р-39» (3М65, РСМ-52), которая имеет наиболее похожие дальность и массу полезного груза (дальность аналога примерно на 700 км больше).
 

Содержание
Введение 5
Перечень сокращений, условных обозначений, единиц и терминов 7
1 Патентно-информационное исследование 8
1.1 Описание объекта исследования 8
1.2 История разработки и эксплуатации объекта исследования 10
1.3 Примененные компоненты топлива и конструкционные материалы 14
2 Исследование влияния проектных параметров на дальность полета ракеты 17
2.1 Оценка баллистических характеристик прототипа 17
2.2 Идентификация проектных параметров баллистической ракеты 17
2.3 Вывод по результатам исследования 21
3 Баллистический расчет ракеты 22
3.1 Назначение и область применения рассчитываемого объекта 22
3.2 Цели и задачи расчета 22
3.3 Описание и обоснование выбранной методики расчета, используемого программного обеспечения .22
3.4 Расчетная схема рассчитываемого объекта 23
3.5 Условия расчета и принятые допущения 23
3.6 Исходные данные для расчета 24
3.7 Результаты расчета объекта 24
3.7.1 Выбор проектных параметров и программы движения ракеты 24
3.7.2 Расчет удельных импульсов двигателей 25
3.7.3 Определение относительных масс топлива 26
3.7.4 Массовые характеристики ракеты 26
3.7.5 Геометрические характеристики ракеты 28
3.7.6 Тяговые характеристики ракеты 29
3.7.7 Подтверждение возможности стрельбы на максимальную дальность 31
3.7.7.1 Определение траекторных параметров АУТ 31
3.7.7.2 Определение траекторных параметров ПУТ 34
4 Разработка технического предложения баллистической ракеты 35
4.1 Назначение и область применения проектируемого изделия 35
4.2 Техническая характеристика 36
4.3 Описание и обоснование выбранной конструкции 36
4.4 Описание организации работ с применением разрабатываемого изделия 37
5 Разработка конструкции УОТ 37
5.1 Описание разрабатываемой конструкции 37
5.2 Обоснование принятого конструктивного решения 38
5.3 Определение геометрических параметров 39
5.4 Сравнительная оценка с аналогами 40
Заключение 41
Использованная литература 42

Южно Уральский государственный Университет
Кафедра ракетостроение
Курсовая работа по дисциплине "Основы устройства ракет"
На тему: "Проектирование хвостового отсека р11фм"
Челябинск 2015

Курсовая работа включает в себя формулировку основных конструктивных и эксплуатационных требований и рассчитываются допустимые напряжения.

Оглавление
История проекта 6
Виды хвостовых отсеков 8
Производство и сборка узла 11
Общие характеристики ракеты 13
Проектировочный расчет напряжений 14
Вывод ..16
Бибилиографический список 17

Южно Уральский государственный Университет
Кафедра ракетостроение
Курсовая работа по дисциплине "Технология производства ракетт"
На тему: "Технология изготовления РДТТ малой тяги из композиционного материала"
Челябинск 2017

В работе спроектирована технология изготовления корпуса РДТТ мало тяги из композитных материалов. Проведена оценка технологичности изготовления, рассчитана себестоимость изготовления единицы, произведен подбор оборудования, инструмента, материала, изготовлена маршрутная карта и сборочные чертежи

Оглавление
Постановка задачи 3
Введение 4
1 Анализ методов изготовления корпусов РДТТ из композитных материалов. Выбор принципиальной технологической схемы изготовления. 5
1.1. Технологические способы намотки 5
1.2 Расчет толщины стенок топливного отсека РДТТ 13
1.3 Разработка трехмерной модели изделия 15
2 Разработка технологии намотки 17
3 Разработка оснастки 22
4 Выбор материалов корпуса, оборудования, инструмента 25
5 Стоимостной анализ конструкции 26
Заключение 28
Библиографический список 29

МГТУ им. Н.Э. Баумана
Кафедра Стартовые и технические ракетные комплексы
Курсовой проект по дисциплине "Строительная механика"
На тему «Расчетно-конструкторское обоснование технических решений для элементов конструкций  и систем наземного оборудования ракетного комплекса РН «Союз-2.1в»
Москва 2011

Для осуществления запуска данной ракеты решено использовать комплексы наземного оборудования для более ранних РН семейства «Союз».
Однако так как конфигурация и габариты РН достаточно отличаются от предшествующих ей, требуется доработка некоторых узлов.
В данной работе проведены следующие расчеты: прочностной расчёт УН с помощью ПК SADAS, расчёт системы обогрева приборного отсека, расчёт системы заправки горючим 1-ой ступени РН.

Содержание
1. Введение.
2. Строительная механика несущей конструкции (стержневого типа). Устройство направляющего.
2.1. Описание конструкции.
2.2. Разработка расчетной модели.
2.3. Расчет напряженно-деформированного
состояния конструкции.
3. Тепломассоперенос в конструкции (системе). Обогрев приборного отсека нагретым воздухом.
3.1. Описание системы термостатирования.
3.2. Расчет изменения температуры воздуха по длине воздуховода.
3.3. Расчет электронагревательной установки.
4. Механика жидкости (газа) в конструкции (системе). Расчет системы заправки горючим РГ-1 (керосин) 1-ой ступени.
4.1. Описание системы заправки.
4.2. Расчет всасывающего трубопровода.
4.3. Расчет напорного трубопровода.
5. Список использованных источников.

Сибирский государственный университет науки и технологий им. М.Ф. Решетнева
Кафедра двигателей летательных аппаратов
Курсовой проект по дисциплине "Конструирование ЖРДУ"
На тему "Расчет газогенератора ЖРД"
Красноярск 2016

В данной курсовой работе представлено проектирование двухкомпонентного однозонного газогенератора. В частности, помимо теоретического обоснования выбора данного типа газогенератора произведены расчеты геометрических размеров его камеры сгорания, смесительной головки, прочностной расчет и расчет охлаждения камеры сгорания газогенератора. Также выполнена графическая часть работы, в которую входит чертеж общего вида газогенератора и деталировка форсунок смесительной головки газогенератора

Необходимый массовый расход продуктов сгорания топлива для привода турбины:
m =322,878 кг/c;
Температура продуктов сгорания топлива на входе в турбину:
T=1020 К;
Давление продуктов сгорания топлива на входе в турбину:
P=23,9∙10^6 Па;
Газовая постоянная продуктов сгорания топлива на входе в турбину:
R=455 Дж/(кг∙К);

Введение
1. Выбор типа газогенератора
2. Расчет основных геометрических размеров газогенератора
3. Компоновочная схема газогенератора
4. Камера сгорания газогенератора
4.1. Расчет охлаждения камеры сгорания
4.2. Прочностной расчет камеры сгорания
5. Смесительная головка газогенератора
5.1. Размещение форсунок на смесительной головке
5.2 Расчет форсунок и смесеобразования
5.2.1.Расчет 2-х компонентной жидкостной струйно-центробежной форсунки
5.2.2 Расчет 2-х компонентной жидкостной струйно-струйной форсунки
Заключение
Список использованной литературы

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М.Ф. Решетнёва
Кафедра двигателей летательных аппаратов
Курсовой проект по дисциплине "Технология производства ракетных двигателей"
На тему: "Проектирование технологического процесса изготовления чувствительного элемента гидравлического расходомера"
Красноярск 2015

Произвен технический анализ конструкции гидравлического расходомера жидкостного ракетного двигателя. Разработан технологический процесс изготовления чувствительного элемента - винтовой гидрометрической турбины расходомера(вертушки). Спроектировано приспособление для статической балансировки.
Графическая часть содержит схему основных этапов технологического процесса изготовления вертушки, чертеж вертушки, чертежи приспособления для статической балансировки.

Преобразователь расхода турбинный - это агрегат, предназначенный для выдачи информации об объёмном расходе измеряемой жидкости. Чувствительным элементом данного агрегата является винтовая гидрометрическая турбинка(вертушка). Турбинные преобразователи расхода могут быть с аксиальной и с тангенциальной турбинкой. У первых лопасти расположены по винтовой линии, а ось совпадает с осью потока. У вторых ось перпендикулярна к направлению потока, а прямые лопасти расположены радиально по отношению к оси. Данный агрегат представляет собой участок трубопровода, т.е. корпус расходомера с помощью разъемного соединения присоединяется с трубопроводами, образуя единую топливную магистраль. Поток попадает из трубопровода в полость расходомера через установленный на входе струевыпрямитель, его функция выровнять поток, тем самым уменьшив погрешности в работе расходомера. Затем поток попадая на лопатки турбины приводит её во вращение, после чего датчик установленный в составе расходомера с помощью индукции преобразуют частоту вращения вертушки преобразователя в электрические импульсы.

Техническое задание на проектирование
Введение
1. Технический анализ конструкции детали
1.1. Общая характеристика
1.2. Описание и работа агрегата
1.3. Назначение агрегата
1.4. Конструкция агрегата
1.5. Характеристики детали и агрегата
1.6. Нагрузки в процессе работы
1.7. Обоснование материала детали
1.8. Технические требования на изготовление вертушки
2. Технологическая часть
2.1. Обоснование выбора станков
2.2. Обоснование выбора СОЖ
2.3. Технологический процесс изготовления вертушки
3. Разработка специального приспособления
3.1. Общие сведения о специальном приспособлении
3.2. Конструкция специального приспособления
3.3. Требования к специальному приспособлению
3.4. Выбор материалов для приспособления
4. Технико-экономический анализ проекта
Заключение
Список используемой литературы

Орбитальный самолет "Буран". Выполнен чертеж модернизации самолета в части изменения профиля и площади крыла самолета, по сравнению с аналогами.

Техническая характеристика
Назначение: - доставка экипажа и грузов на/с МКС
Масса 12000 кг
Размеры:
Длина 9000 мм
Размах крыльев 7000мм
Герметичный объём 16 м
Срок активного существования до 210 дней

МГТУ им. Н. Э. Баумана
Кафедра стартовые комплексы
Курсовой проект по дисциплине наземное оборудование ракетных комплексов
На тему: РКК для РН "Союз-5.1" на космодроме "Плесецк"
Москва 2016

В данной работе рассматривается ракета носитель Союз 5.1, предназначенная для вывода полезной нагрузки на различные виды орбит, а также технологическая схема работ на космодроме.
Графическая часть содержит габаритный чертеж, технологическая схема работ, генеральный план стартового комплекса.

Содержание
СПИСОК ПРИНЯТЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ ...........................................................4
ВВЕДЕНИЕ.............................................................................................................5
1. СЕМЕЙСТВО РАКЕТ «Союз-5» .....................................................................6
1.1. Тактико-технические характеристики РН «Союз-5.1» ...............................8
2.ТЕХНИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС .........................................................................9
2.1 Технология подготовки ракеты на ТК ...........................................................9
3. СТАРОВЫИ КОМПЛЕКС...............................................................................13
3.1 Структура сооружений и специального технического оборудования ......13
3.2 Технологии подготовки ракеты на СК..........................................................15
3.2.1 Транспортировка ракеты на стартовый комплекс и установка в стартовое устройство............................................................................................15
3.2.2 Подвод агрегатов обслуживания и пристыковка коммуникаций............15
3.2.3 Заправка компонентами топлива и сжатыми газами................................15
3.2.4 Термостатирование ракеты и головного блока.........................................17
3.2.5 Газоотводящие устройства..........................................................................18
3.2.6 Отвод коммуникация от стартующей ракеты............................................18
3.2.7 Работы по снятию ракеты со стартового устройства в случае несостоявшегося пуска.........................................................................................19
4. РАСЧЕТНАЯ ЧАСТЬ........................................................................................20
4.1 Расчёт центров тяжести собранной ракеты и её частей..............................20
4.2 Расчёт моментов инерции собранной ракеты и её частей...........................22
4.3 Расчёт объёмов баков-хранилища КТ для заправки РН..............................23
4.4 Расчёт для определения безопасных расстояний до зон размещения оборудования при аварийных ситуациях...........................................................26
5.ВЫВОДЫ............................................................................................................27
6.Литература..........................................................................................................28

Балтийский государственный технический университет им. Д.Ф. Устинова
Кафедра Авиа- и ракетостроения
Графическая работа по дисциплине "Синтез ракетного облика"
На тему: "Проектирование баллистической ракеты"
Санкт-Петербург, 2014

Исходные данные:
Максимальная дальность стрельбы - 5000 км
Количество ступеней - 2
Максимальная забрасываемая масса - 2230 кг
Максимальный диаметр - 1,65 м
Тип головной части - моноблочная, ядерная
Топливо - твёрдое

Графическая работа содержит принципиальную конструктивно-компоновочную схему баллистической ракеты.
Работа выполнена путем поиска ракет с аналогичными ТТХ и соответствующим заимствованием их конструктивно-компоновочных схем.

Балтийский государственный технический университет "Военмех" им. Д.Ф. Устинова
Кафедра двигатели летательных аппаратов
Расчетно-графическая работа по дисциплине "Основы современных технологий"
На тему: "Расчет корпуса ракетного двигателя твердого топлива"
Санкт-Петербург 2017

Исходные данные:
длина цилиндрической части оболочки равна 0,8 м
внутренний радиус цилиндрической части оболочки равен 0,2 м
радиус полюсного отверстия в днище равен 0,05 м
Ракетный двигатель твердого топлива используется для работы 1 и 2 ступеней баллистических ракет.