Был произведен расчет модели масс. На начальном этапе принято равное распределение скоростей по ступеням, благодаря чему через формулу Циолковского получены: массовая доля топлива, массовая доля сухих отсеков, массовая доля полезной нагрузки. Масса полезной нагрузки 3 ступени была принята 10кг (5кг - полезная нагрузка + 5кг - головной обтекатель и приборный отсек). Исходя из произведенных расчетов, были получены массы ступеней, представленные в таблице.

Задача, связанная с разработкой твердого топлива, является одной из важнейших в проектировании нашей сверхлегкой твердотопливной ракеты. Мы используем состав, состоящий из окислителя, горючего, связующего и стабилизирующей добавки, что обеспечивает необходимую эффективность и стабильность горения.

Состав твердого топлива включает:
- Окислитель: перхлорат аммония
- Горючее: каучук
- Связующее: эпоксид
- Стабилизирующая добавка: алюминий

Для расчета характеристик горения мы применили коэффициенты, которые являются критически важными для понимания процессов, происходящих в камере сгорания. Адиабатический коэффициент n равен 1,12, что позволяет учитывать изменение температуры и давления в процессе горения.

Закон горения в нашем топливе можно описать с использованием следующих параметров:
- Коэффициент b - скорость горения при атмосферном давлении - равен 5,45

Температура горения достигает 3000°C, что обеспечивает высокую энергию и эффективность вывода на орбиту малых космических аппаратов.

Коэффициент b был получен в результате эксперимента, проведенного на территории Сириуса, и отражает скорость горения при атмосферном давлении. Остальные коэффициенты были взяты из статьи, посвященной схожему твердому топливу, что обеспечивает консистентность и надежность наших расчетов.

Эти данные подчеркивают высокую технологичность нашего твердого топлива и его готовность к использованию в ракетной технике.

При выборе материалов для корпуса нашей сверхлегкой ракеты абсолютным приоритетом была минимальная масса. Мы детально сравнивали ключевые варианты:

• Алюминиевые сплавы:

Хотя технологичны и надежны, их удельная прочность и жесткость недостаточны для нашей сверхлегкой конструкции. Они просто утяжелят ракету сверх допустимого.

• Высокопрочные стали:

Исключены сразу из-за катастрофически высокой плотности, неприемлемой для минимизации массы.

• Титановые сплавы:

Лучше алюминия по удельной прочности, но значительно дороже и все еще тяжелее, чем современные композиты. Формование сложно.
 Поэтому выбор упал на углепластик (CFRP), так как:

• Хорошее соотношение прочности/жесткости к весу. Это позволяет создать на 30-50% более легкий корпус, чем из алюминия, при той же прочности. Этот выигрыш в массе критичен для достижения 120 км с 10 кг нагрузки.
• Низкая плотность (~1.55 г/см³) напрямую решает ключевую задачу минимизации веса конструкции.
• Возможность точно "настроить" расположение волокон под основные нагрузки (осевые, давление), оптимизируя конструкцию и экономя вес.
• Методы намотки или вакуумной инфузии позволяют создавать легкие, тонкостенные, бесшовные оболочки сложной формы (корпус, обтекатель).

Конечно, есть и минусы, как хрупкость, но для нашей одноразовой суборбитальной ракеты с коротким полетом эти риски управляемы (защита, покрытия, контроль качества).

Для грамотного моделирования конструкции и определения толщины стенок и теплозащитной поверхности мы провели прочностной расчёт топливного бака РДДТ, представленный на фотографии

Задача "Компоновка" является одним из ключевых этапов в разработке нашего. На этом этапе мы сосредоточились на создании конструкции и модели ракеты, что позволило нам визуализировать и оптимизировать ее геометрию.

В результате работы была разработана 3D модель ракеты с использованием программы Компас 3D, что обеспечило высокую точность и детализацию. Размеры получившейся ракеты составляют 6 метров в длину и 0,6 метра в диаметре.

Кроме того, мы подготовили чертежи, которые иллюстрируют основные элементы конструкции и их взаимное расположение. Эти чертежи помогают понять, как различные компоненты ракеты взаимодействуют друг с другом и обеспечивают ее функциональность.

Представленные 3D модель и чертежи позволят вам глубже ознакомиться с нашей разработкой и оценить инженерные решения, примененные в процессе компоновки ракеты.

Траектория движения ракеты была посчитана с помощью решения СДУ методом Адамса в среде Mathcad. Также для регулирования угла наклона ракеты был написан закон управления.

В результате работы 1 и 2 ступеней 3я ступень выводится на высоту в 120км, после чего вблизи апогея включается 3я ступень и вытягивает орбиту до круговой.

В итоге полезная нагрузка выходит на нижнюю околоземную орбиту высотой 110...130км, на которой совершает 8 витков за 12.5ч

Управление полетом первой ступени осуществляется с помощью аэродинамических рулей. Оперение второй ступени принято неподвижным и установлено только для стабилизации полета в атмосфере. Управление третьей ступенью осуществляется с помощью пневматической системы, размещенной в приборном отсеке, поскольку третья ступень движется в очень разряженной среде.

Оценка себестоимости сверхлегкой твердотопливной ракеты для вывода на орбиту малых космических аппаратов является ключевым этапом в процессе проектирования и производства. Мы провели тщательный анализ стоимости материалов и изготовления при налаженном цикле производства.

В нашей ракете предусмотрены три ступени, каждая из которых была детализирована для точного расчета себестоимости. Мы определили долю каждого из четырех компонентов топлива от основной массы топлива и умножили полученную массу отдельных компонентов на цену за килограмм каждого вещества.

Кроме того, мы оценили стоимость сухих отсеков, которые изготовлены из углепластика, известного своей прочностью и легкостью.

В результате всех расчетов общая стоимость сверхлегкой твердотопливной ракеты составила 12,92 миллиона рублей.
Стоимость вывода на орбиту одного килограмма: 2,59 миллиона рублей, что является конкурентоспособным предложением на рынке космических запусков.

Для более детального понимания всех затрат, мы подготовили таблицу с разбивкой цен на основные компоненты и материалы, что поможет вам оценить экономическую эффективность нашего проекта.