Расчет двигательной установки с жидкостным ракетным двигателем - Производство и технологии дипломная работа

Главная

Производство и технологии
Расчет двигательной установки с жидкостным ракетным двигателем

Этапы расчета двигательной установки с жидкостным ракетным двигателем. К. Циолковский как основоположник современной ракетно-космической техники, характеристика работ русского ученого. Анализ основных особенностей автономной отработки электроагрегатов.


посмотреть текст работы


скачать работу можно здесь


полная информация о работе


весь список подобных работ


Нужна помощь с учёбой? Наши эксперты готовы помочь!
Нажимая на кнопку, вы соглашаетесь с
политикой обработки персональных данных

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.


Звездная даль с глубокой древности притягивала к себе человеческий разум. Мысль о проникновении в космос казалась дерзкой и неосуществимой. Шло время и, наконец, уровень развития техники, науки и технологии позволил совершить первый полёт в космос.
Эра освоения космического пространства начиналась с запуска первого искусственного спутника Земли. Это событие произошло в октябре 1957 г.
В конце XIX-го в. - начале XX в. были заложены основы теории реактивного движения и механики тел переменной массы. В разработке этих вопросов неоценима роль выдающихся русских ученых Н.Е. Жуковского, И.В. Мещерского и др. Их работы стали основой теории движения ракет.
Крупнейшим вкладом в развитие реактивного движения явились работы знаменитого русского ученого К.Э. Циолковского, по праву считающегося основоположником современной ракетно-космической техники. Идеи, высказанные им, были смелы, они на десятилетия опережали развитие науки и технологии. К.Э. Циолковский был первым, кто увидел ракету как средство преодоления «земных окон». Воплощением его идей в жизнь занимаются крупные НИИ, КБ, заводы, предложенная им схема ракетного двигателя на жидком топливе стала базой для современных разработок. К.Э. Циолковским были предложены кислородно-углеводородные и кислородно-водородные топлива; регенеративное охлаждение камеры сгорания и сопла двигателя компонентами жидкого топлива; керамическая изоляция элементов конструкции; раздельное хранение и насосная подача компонентов топлива в смесительную головку камеры с последующим сжиганием; управление вектором тяги поворотом выходной части сопла и газовыми рулями; многоступенчатая схема космического летательного аппарата. Им была показана первостепенная важность высокой скорости истечения рабочего тела со среза сопла и охарактеризованы способы её получения. За сравнительно небольшой период своего развития ЖРД достигли большого совершенства. Результаты этого не замедлили сказаться на темпах исследования космического пространства. Венцом труда тысяч людей явился запуск в околоземное пространство космического корабля с человеком на борту. Первым космонавтом Земли в 1961 г. стал Юрий Гагарин.
Мировой космонавтикой пройден большой путь космических исследований: от запусков небольших спутников до полетов к другим планетам многотонных научных станций автоматических аппаратов, от одиночных рейсов летчиков- космонавтов до стыковки на орбите нескольких многоместных кораблей, создания долговременных научных станций, экспедиций на Луну.
Принципиально новым в развитии космической техники является создание систем многоразового использования - советской «Энергии» и американской «Спейс Шаттл».
Важнейшим элементом ракетно-космической системы является двигательная установка (ДУ) с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД).
Для современного состояния и перспектив развития ракетно-космической техники характерны многорежимные, регулируемые в широком диапазоне значений параметров двигательные установки многократного использования.
ДУ с ЖРД может быть различной сложности в зависимости от ее назначения и от того, какие топлива и рабочие тела используются в двигателе.
К ЖРД, используемым на маршевых ДУ многократного включения, предъявляются ряд требований:
1) высокие удельные характеристики ДУ;
2) высокая надежность агрегатов и узлов;
4) низкая стоимость изготовления, эксплуатации топлив;
5) простота конструкции и технологии.
С использованием более современных топлив резко возрастает рабочие параметры ДУ. Но, несмотря на сложность протекающих в ЖРД процессов, существует тенденция совершенствования конструкции ДУ и ее элементов за счет применения конструкций узлов и агрегатов. В этой связи можно выделить следующие основные тенденции развития:
1) применение более эффективных топлив, дающих высокий удельный импульс;
2) применение новых конструкций камер сгорания (кольцевых, плоских и др.);
3) использование новых технологических процессов в изготовлении КС;
5) совершенствование процессов в ЖРД;
Конечным результатом реализации этих направлений должно явиться значительное снижение стоимости выполнения космических программ и повышение эффективности применения ракетно-космической техники.
В настоящее время проявляется повышенный интерес на всех уровнях управления к проблемам качества продукции, анализа и оценки технического уровня объектов новой техники, конкурентоспособности продукции. Для предприятия является важным управление повышением технического уровня, конкурентоспособности продукции, получением экономического эффекта от внедрения в производство новой конструкции с улучшенными техническими и экономическими показателями, контроль и управление затратами на производство продукции.
Таким образом, ЖРД и по настоящее время остаются основными для маршевых ступеней ракетоносителей.
Обоснование выбора топливной пары
В современных ЖРД в качестве источника энергии используется химическая реакция горения жидкого топлива, а в качестве рабочего тела - продукты его сгорания. В значительной степени характеристики ЖРД определяют вид топлива и его свойства. В зависимости от назначения двигателя различными будут требования, предъявляемые к физическим, эксплуатационным и экономическим показателям. Жидкие ракетные топлива (ЖРТ) могут быть разделены на две группы.
1 Топлива длительного хранения (стабильные топлива) - топлива, обладающие стабильностью физико-химических свойств в течение длительного промежутка времени. Эти топлива допускают хранение в баках ракет или других резервуарах при эксплуатационных температурах и давлении без существенных потерь.
2 Топлива недлительного хранения - топлива, требующие заправки в баки непосредственно перед стартом. Это в основном криогенные компоненты.
Если группа топлив по физико-химическим свойствам соответствует назначению ДУ, то дальнейший выбор должен основываться на следующих требованиях:
2 Эксплуатационные требования к надежности работы двигателя.
Удельные импульс тяги на расчетном режиме двигателя равен скорости истечения газов, которая приблизительно выражается формулой
где - давление и температура на входе в сужающуюся часть сопла;
- универсальная газовая постоянная;
- молекулярная масса продуктов сгорания;
Приращение скорости ступени летательного аппарата (ЛА) при отсутствии гравитации и аэродинамического сопротивления среды выражается формулой Циолковского
- эффективная скорость истечения продуктов сгорания (ПС);
Анализ приведенных соотношений позволяет сделать вывод, что наиболее эффективные ракетные топлива должны обладать высокой теплотворной способностью, низкой молярной массой продуктов и высокой плотностью компонентов. Для получения высокотеплотворных топлив в качестве окислителя выгодно использовать фтор (F), кислород (О). В качестве горючих выступают элементы первых трех периодов: в первую очередь водород, углерод и обогащенные водородом соединения углерода и азота. Использование металлов в качестве горючего в РД является перспективным направлением с точки зрения повышения энергетических возможностей топлива, однако сопровождается большими техническими сложностями, значительно сокращая их потенциальные энергетические возможности.
В настоящем дипломе применяется топливо водород + кислород Эта пара уступает топливу водород + фтор но не является токсичной - при сгорании в атмосферу выделяется водяной пар, что не вредит окружающей среде. Удельная тяга ~ на сто единиц выше, чем у топлив длительного хранения. Данная пара наиболее перспективна для двигателей верхних ступеней и разгонных блоков.
Данные требования связаны с непосредственной эксплуатацией двигателя в составе ракетоносителя.
1. Высокая скорость распространения пламени;
4. Малая вязкость и поверхностное натяжение;
5. Малый период задержки воспламенения (желательно самовоспламенения).
6. Хорошая охлаждающая способность;
7. Отсутствие коррозионной активности в отношении конструкционных материалов.
Пара удовлетворяет всем этим требованиям, кроме касающихся температуры кипения, так как оба компонента являются низкокипящими.
Это, в основном, требования к стоимости получения и хранения топлива. Получение водорода имеет сравнительно высокую стоимость, в сочетании с его низким удельным весом что делает затруднительным его использование на первых ступенях РН. Применение сильно переохлажденного водорода позволяет уменьшить объем баков и сократить потери на испарение. В данном случае, при проектировании ЖРД для верхней ступени, применение пары водород + кислород является обоснованным, так как, во-первых, она имеет высокие энергетические характеристики, во-вторых, удовлетворяет большинству требований, предъявляемых к ДУ, в-третьих, не имеет недостатков, связанных с высокой токсичностью и высокой агрессивностью к конструкционным материалам.
Основные физико-химические и теплофизические свойства компонентов топлива ЖРД
Табл. 2.1 Характеристики горючего (жидкий водород )
Жидкий водород практически на 100 % состоит из пароводорода. При нормальных и отрицательных температурах водород мало активен. При нагреве активность возрастает, что связано с выделением атомарного водорода. В этих условиях он энергично реагирует с окислителями. При отрицательных температурах водород адсорбируется на поверхности металлов. Диффузия водорода в металлы увеличивается с возрастанием температуры и давления. Диффузия водорода в металлы ухудшает их твердость, термическую стойкость и электропроводность, магнитные и другие свойства. При растворении водорода в углеродистой стали в ней появляются пузырьки и трещины вследствие водородной газовой коррозии. Она устраняется при легировании стали введением хрома, молибдена, вольфрама, ванадия и других элементов. При использовании жидкого водорода применяют следующие конструкционные материалы. Стали: 12Х18Н10Т, Х14Г14Н3Т и другие. Медные сплавы: Л62, ЛС69-1, БРОФ 10-1. Алюминиевые сплавы: А14Г, АМЦ, АМГ5В, А5-19, АМГ-6. при пайке желательно применять припой ПОС18, ПОС30, ПОС40.
Табл. 2.2 Характеристики окислитель (жидкий кислород О 2 )
Жидкий кислород - прозрачная, легкоподвижная жидкость голубого цвета. Кислород представляет собой полную диссоциацию молекул на атомы при температуре 5300 К. С водородом при нормальной температуре реагирует очень медленно, а выше реакция протекает со взрывом. Жидкий кислород не токсичен, но при попадании на кожу вызывает обморожение с тяжелыми последствиями.
Пневмогидравлическая схема (ПГС) двигателя . Выбор схемы
ДУ является независимым энергетическим комплексом ЛА, способным обеспечить выполнение летного задания с требуемым качеством независимо от условий окружающей среды. ДУ включает в себя агрегаты двигателя, хранения и подачи топлива, а также агрегаты системы управления, обеспечивающие как процесс функционирования, так и управления параметрами ДУ с целью выполнения летного задания.
Многообразие типов ДУ [1]-[5], отличающихся видом применяемого топлива и способом его подачи, а также условиями эксплуатации в основном определяется многообразием полетных задач и собственных параметров ЛА. Кроме того, каждая полетная задача может иметь различный критерий оптимальности:
Разработка ПГС ДУ основывается на тщательном анализе прототипов ДУ и оценке возможности внесения в них таких изменений, которые способны улучшить свойства и характеристики вновь разрабатываемых двигателей.
Конструируемый двигатель должен соответствовать следующим требованиям:
- минимальное, но эффективное использование компонентов топлива.
Как видно, двигатель для космических полетов должен соответствовать жестким требованиям по эффективности и предполагает применение перспективных технологий.
Возможны два варианта подачи топлива:
Первая является более простой по конструкции, но жестко ограниченной малым давлением подачи компонентов, а, следовательно, и давлением в камере сгорания (КС) р К и большим весом топливных баков вследствие недостаточного предела прочности конструкционных материалов.
Насосная система дает возможность получения более высоких давлений при меньшей массе конструкции. Увеличение давления подачи компонентов приводит к росту р К , что уменьшает габариты КС, и, следовательно, и ее массу.
В свете вышесказанного выбираем насосную систему подачи как более выгодную.
Для выбранного типа схемы двигателя различия в основном связаны с приводом турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Обычно, для этой цели используют продукты неполного сгорания компонентов, полученные в агрегате, называемом газогенератором. Данный метод в сочетании с дожиганием газа после турбины в КС вместе с основными компонентами позволяет создать, высокое давление в КС, и высокую экономичность двигателя.
В нашем случае проектируется двигатель для верхних ступеней РН, то есть рост р К не будет напрямую оказывать влияние на удельный импульс I уд , так как отсутствует давление окружающей среды. Поэтому возможно применение безгенераторной схемы, где привод турбин ТНА производится газообразным рабочим телом, полученным газификацией его в рубашке охлаждения КС и сопла. Требуемый импульс тяги можно получить за счет соответствующей степени расширения сопла.
Данный подход исключает такой напряженный агрегат, как газогенератор, а также агрегаты управления процессами в нем, но приводит к некоторому увеличению размеров КС в сравнении с генераторной схемой.
Описанная схема имеет для данного случая больше преимуществ, чем другие, поэтому принята за основу.
В качестве вариантов ТНА для подачи компонентов в КС могут быть:
- ТНА в одном агрегате с насосами на одном валу;
- ТНА, где между насосами окислителя и горючего находится редуктор;
- ТНА, имеющий два вала, каждый из которых приводится отдельной турбиной.
В первом случае рабочие колеса насосов приводятся в движение одной турбиной и вращаются с одним числом оборотов, что при разной плотности компонентов топлива понижает КПД системы подачи.
Во втором случае применение редуктора позволяет несколько улучшить КПД, но он все равно остается ниже, чем в третьем случае, кроме того возникают проблемы смазки, охлаждения и прочности элементов редуктора, работающих с высокими угловыми скоростями.
При приведении насосов раздельными турбинами возможен параллельный и последовательный подвод рабочего тела к ним.
Следует выбрать последовательный подвод как более простой и обеспечивающий лучшую синхронизацию работы двигателя. Для каждого компонента будет применяться отдельный ТНА с приводом турбин газообразным водородом.
Обоснование применения бустерных насосных агрегатов
Вследствие больших чисел оборотов роторов ТНА больших расходов компонентов топлива появляется опасность возникновения на входе явления кавитации (холодного кипения). Это обстоятельство можно устранить:
1) увеличением давления наддува бака компонента топлива;
2) применение бустерных насосных агрегатов БНА.
Увеличение давления наддува нежелательно, чтобы не увеличивать массу баков, так как ограничены пределы прочности конструкционных материалов, поэтому применение БНА является более целесообразным.
Потребные напоры насосов БНА невелики и возможен привод БНА окислителя (БНАО) путем отбора активной жидкости из магистрали окислителя после насоса. Привод БНА горючего (БНАГ) осуществляется газообразным водородом после турбины ТНАГ.
Описание ПГС и взаимодействие агрегатов при работе ЖРД
Принципиальная пневмогидравлическая схема (ПГС) представляет собой схематическую взаимосвязь основных агрегатов ДУ.
Она включает следующие основные агрегаты и системы (таблицы 3.1, 3.2):
- система подачи компонентов топлива;
Бустерный турбонасосный агрегат горючего
Бустерный турбонасосный агрегат окислителя
Баллон раскрутки турбины БТНАГ на запуске
Клапан подачи окислителя в смесительную головку камеры
Клапан подачи горючего в смесительную головку камеры
Клапан обратный по линии заправки БР
Клапан обратный по линии раскрутки турбины БТНАГ
Фильтр по линии подачи окислителя на вход в БТНАО
Фильтр по линии отвода окислителя после насоса ТНАО на турбину БТНАО
Фильтр по линии подачи гелия для заправки БР
Фильтр по линии подачи горючего на вход в БТНАГ
Электроклапан подачи окислителя и горючего в запальник ЗП
Электропневмоклапан подачи гелия в уплавляющие полости клап. К1, К2, К3
Электропневмоклапан подачи гелия управления
Электропневмоклапан подачи водорода на наддув бака горючего
Электропневмоклапан подачи газа из баллона БР на турбину БТНАГ
Подача окислителя на вход в насос БТНАО
Слив окислителя при захолаживании двигателя и после его выключения
Слив горючего при захолаживании двигателя и после его выключения
- кислородно-водородный запальник ЗП;
Запальник, предназначен для выработки высокотемпературного газа, который поступает в камеру для поджига компонентов топлива при запуске двигателя.
Система подачи компонентов топлива включает:
- турбонасосный агрегат окислителя ТНАО;
- турбонасосный агрегат горючего ТНАГ;
- бустерный турбонасосный агрегат окислителя БТНАО;
- бустерный турбонасосный агрегат горючего БТНАГ.
Рабочее тело турбин ТНАО, ТНАГ и БТНАГ - водород, подогретый в тракте охлаждения камеры, турбины БТНАО - жидкий кислород, отбираемый на выходе из насоса ТНАО.
Водород после турбины БТНАГ отводится в окружающую среду через сопло СС для создания дополнительной тяги.
Раскрутка ротора БТНАГ на запуске двигателя осуществляется гелием, поступающим из баллона. Понижение давления газа раскрутки до заданного значения обеспечивается редуктором КР.
Регулятор обеспечивает перевод двигателя на заданный режим работы, изменяя расход водорода в линии вокруг турбин ТНАО и ТНАГ по команде системы управления (СУ).
Дроссель по команде СУ регулирует соотношение компонентов топлива в двигателе за счет изменения расхода кислорода, поступающего в камеру, и обеспечивает запуск двигателя. Управление регулятором и дросселем осуществляется электромеханическими приводами М2 и М3 соответственно.
- два шаровых клапана на входах в двигатель - по линии окислителя К4 и по линии горючего К5. Управление клапанами К4 и К5 осуществляется электромеханическими приводами М1 и М4 соответственно;
- клапан К1 подачи окислителя в смесительную головку камеры и слива окислителя при захолаживании и выключении двигателя;
- клапан К2 слива горючего при захолаживании и выключении двигателя;
- клапан К3 подачи горючего в смесительную головку камеры;
- электроклапаны ЭК1 и ЭК2 подачи в запальник ЗП окислителя и горючего соответственно;
- электропневмоклапаны ЭПК1, ЭПК2, ЭПК3, обеспечивающие подачу гелия в управляющие полости клапанов К1, К2, К3 соответственно, для их срабатывания на открытие (К1, К3) и закрытие (К2);
- электропневмоклапан ЭПК4, обеспечивающий подачу гелия управления автоматикой;
- электропневмоклапан ЭПК5 подачи водорода для системы наддува бака горючего;
- электропневмоклапан ЭПК6 подачи газа из баллона БР на турбину БТНАГ.
Сброс остатков компонентов топлива при останове двигателя осуществляется через клапан К1 в линии слива окислителя СО и нормально открытый клапан К2 в линии слива горючего СГ.
На рисунке 3.1 представлена безгенераторная схема ЖРД с насосной подачей компонентов топлива, двумя ТНА - окислителя (ТНАО) горючего (ТНАГ).
Для привода турбин ТНАГ и ТНАО используется водород, который газифицируется в тракте охлаждения камеры двигателя.
Окислитель (кислород) из бака проходит через БНАО и основной ТНАО, после чего распределяется на три части.
Основная часть окислителя подается через дроссель соотношения компонентов ДР и клапан К1 в головку камеры сгорания.
Вторая часть окислителя подается на турбину БНАО и затем возвращается на вход насоса окислителя.
Третья часть подается на запальное устройство (ЗУ) через клапан ЭК1.
Горючее (водород) из бака проходит через насос БНАГ, основной насос THAГ, после чего одна его часть поступает в рубашку охлаждения камеры, другая на наддув бака горючего. После прохождения тракта охлаждения горючее распределяется на три части.
Основная часть горючего поступает на привод турбины ТНАО, после на турбину ТНАГ.
Вторая часть подается на запальное устройство (ЗУ) через клапан ЭК2.
Третья часть поступает на регулятор тяги РР.
После турбины ТНАГ водород разделяется на 2 части, в головку КС и на привод турбины БТНАГ, после нее водород отводится в окружающую среду через сопло СС для создания дополнительной тяги.
Подготовка двигателя к работе начинается с захолаживания агрегатов подачи компонентов топлива открытием клапанов К4 и К5, а также дросселя ДР. Захолаживание двигателя обеспечивается протоком компонентов топлива, которые отводятся через открытые в сторону слива клапаны К1 и К2.
Расход компонентов в процессе захолаживания на начальном этапе определяется предварительным открытием клапанов К4 и К5 и увеличивается при полном их открытии. Клапаны К4 и К5 вначале открываются на угол приблизительно равный 10 , затем - открываются полностью на угол 90 (полное открытие).
Управление клапанами К1, К2, К3 осуществляется при помощи ЭПК1, ЭПК2 ЭПК3, и клапанами пуска К4 и К5 - при помощи электромеханических приводов М1 и М4.
После достижения требуемых температур конструкции агрегатов подачи подается команда на закрытие дросселя ДР и начинается процесс запуска двигателя. Поступление окислителя в ЗУ обеспечивается открытием клапана ЭK1. Поступление горючего к форсункам КС и турбинам обеспечивается открытием клапана К3 с одновременным закрытием клапана К2 сброса горючего в линию СГ. При запуске открывается также клапан ЭК2 для подачи горючего на ЗУ.
Поджиг компонентов топлива в ЗУ при опережающем поступлении окислителя обеспечивается электрическими разрядами на свечах. Напряжение на свечи подается от агрегата зажигания, установленного на двигателе. Выключение запальника производится после выхода двигателя на режим предварительной ступени тяги закрытием клапанов ЭК1 и ЭК2 и снятием напряжения с агрегата зажигания.
Для обеспечения плавного выхода на режим предварительной ступени тяги сопротивление тракта окислителя уменьшается открытием дросселя ДР.
Выход двигателя на основной режим тяги и перевод двигателя на конечную ступень тяги обеспечивается синхронным изменением сопротивления магистрали кислорода и магистрали водорода на привод турбин ТНА с помощью дросселя ДР и регулятора PP. Поддержание соотношения компонентов топлива на режиме основной ступени тяги и конечной ступени тяги обеспечивается дросселем ДР по командам от системы управления, а уровень режима работы двигателя предварительной настройкой регулятора PP. Останов двигателя производится путем открытия клапанов К1 и К2 в линии слива компонентов СО и СГ, закрытия клапана К3, закрытия клапанов К4 и К5 подачи компонентов топлива в двигатель.
Давление в камере сгорания (Р К ) оказывает существенное влияние на параметры двигателя. С ростом давления камере значительно возрастает температура в камере сгорания (Т К ). При Р а = сonst увеличивается степень расширения в сопле:
и температура на срезе сопла Т а уменьшается:
Влияние Т К мало по сравнению с влиянием е. Из этого следует, что с ростом Р К растет разность (Т К -Т а ) и, как следствие, растет удельный импульс тяги двигателя:
Таким образом, с ростом давления в камере Р К возрастает термический КПД двигателя
Давление в камере сгорания также обуславливает геометрию КС и сопла двигателя. Площадь критического сечения при увеличении давления резко уменьшается за счет увеличения комплекса в:
Также площадь критического сечения резко уменьшается при увеличении давления за счет обратной зависимости от давления в КС:
Соответственно уменьшается и площадь на срезе сопла F a , несмотря на рост F a /F КР :
Таким образом, увеличение давления в камере сгорания приводит к уменьшению всех размеров сопла и камеры и, следовательно, к уменьшению массы конструкции.
С другой стороны, рост давления в камере сгорания приводит к необходимости решать задачи прочности, охлаждения, а также увеличения числа ступеней насосов
Для данной схемы ограничению по давлению в КС способствует еще и тот факт, что турбины насосов приводятся в движение за счет расширения одного из компонентов (водорода) вследствие его газификации. Поэтому давление перед турбинами, а значит, и давление в камере сгорания зависит от способности компонента к расширению и от подогрева охладителя в тракте охлаждения камеры сгорания.
В данной схеме выбрано оптимальное давление в КС 80 атм (8 МПа).
Целью расчета являются определение термодинамических параметров продуктов сгорания (ПС) и определение скорости истечения газов в трех сечениях: в КС, в критическом сечении и на срезе сопла.
Преобразование топлива в ПС включает в себя следующие основные процессы: распыление, дробление, испарение, смешение, горение. Особенностью процессов в тепловых двигателях при высоких температурах является значительное усиление термической диссоциации рабочего тела. Время пребывания ПС в таких двигателях очень мало: газообразные ПС в КС находятся тысячные доли, а при течении по соплу - десятитысячные доли секунды. При течении по соплу температура и давление газа уменьшаются [1,7,8].
Исходные данные для проведения термодинамического расчета:
1) Топливо: «кислород-водород» (H 2 + O 2 );
3) Давление на срезе сопла: р а = 0,001 МПа (проектируемый ЖРД предназначен для верхних ступеней РН);
4) Коэффициент избытка окислителя: б = 0,75, k m = 6,08
Расчет произведен в специализированной программе, предназначенной для проведения термодинамического расчета ЖРД ThermoDynamic Soft (TDSoft) [9]. Результаты расчета: параметры ПС (таблица 5.1) и равновесный состав ПС (таблица 5.2) по трем сечениям.
Таблица 5.1 - Параметры продуктов сгорания
Профилирование КС и сопла . КС двигателя. Потери в КС
Наиболее широкое распространение получила КС цилиндрической формы. Она более технологична, а ее головка обычно имеет плоскую форму, что также упрощает технологию изготовления.
Кроме того, одни из основных недостатков цилиндрических камер - большая поверхность охлаждения, увеличивающая теплонапряженность, может в данном случае рассматриваться как достоинство, так как именно в рубашке камеры путем подогрева водорода, являющегося охладителем, мы получаем рабочее тело для турбины ТНА.
Применение шарообразных камер или камер каких-либо других форм является нецелесообразным и менее выгодным главным образом из-за очень сложной технологии их изготовления.
Пользуясь результатами термодинамического расчета, необходимо определить основной размер КС любой формы - площадь критического сечения F кр , этот параметр является исходной точкой для определения формы и размеров камеры сгорания.
Для определения F кр необходимо для начала найти ожидаемые значения удельных параметров истечения ПС, и в первую очередь действительный удельный импульс тяги в пустоте I уд.дейст. :
где I уд.пуст.теор - теоретический удельный импульс тяги, м/с, I уд.пуст.теор =4758,75 м/с;
- коэффициент потерь удельного импульса тяги.
Потери удельного импульса тяги определяются потерями в КС на несовершенство сгорания и смесеобразования k , потерями в сопле с , так что:
На данном этапе проектирования значения отдельных составляющих потерь следует избирать на основании рекомендаций работ [1]-[3].
Несовершенство сгорания k оценивается величиной коэффициента от 0,96 до 99.
На расчётных режимах потери в сопле с складываются в основном из потерь на трение тр (коэффициент, учитывающий потери на трение при течении газового потока вдоль стенки сопла), потерь на непараллельность истечения х и потерь на тепловое сопротивление q , так что:
Обычно для сопел величина тр лежит в пределах от 0,975 до 0,995.
Коэффициент х отражает газодинамические потери, связанные с неравномерностью поля скоростей по величине и направлению на срезе сопла, его принимают равным 0,990.
Коэффициент q учитывает термодинамические потери. К ним относят неполное выведение тепла в сопле за счет некоторой неравномерности и потери за счет теплоотдачи в стенку, его значение лежит в пределах от 0,990 до 0,998.
Выбранные и вычисленные коэффициенты потерь занесем в таблицу 6.1.
Таблица 6.1 - Коэффициенты потерь в КС и сопле
Теперь можем найти значение действительного удельного импульса тяги в пустоте с учетом потерь:
Теоретическая площадь критического сечения:
Определим геометрическую степень расширения сопла :
Отсюда площадь выходного сечения сопла:
Диаметр выходного сечения сопла равен:
Площадь цилиндрической части камеры:
где берем равной (из конструкторских соображений для водородной камеры);
возьмем из термодинамического расчета.
Профилирование дозвуковой части камеры
Дозвуковая часть сопла должна обеспечивать безотрывное течение с равномерным по сечению и известным полем скоростей. Дозвуковая часть сопла состоит из трёх основных элементов:
а) область выхода в дозвуковую часть с радиусом ;
в) область критического сечения с радиусом .
Радиус перехода от цилиндрической части к соплу равен диаметру камеры:
Радиус перехода к критическому сечению сопла равен 1,5 радиуса критического сечения:
Угол конусности сужающейся части сопла равен (по 25 0 на каждую сторону);
Для выравнивания газового потока в критическом сечении длина цилиндрической части примерно равна 2 мм.
Профиль дозвуковой части камеры представлен на рисунке 6.1.
Рисунок 6.1 - Газодинамический профиль дозвуковой части камеры
Профилирование сверхзвуковой части камеры
В связи с особенностью сверхзвукового течения, к контуру сверхзвуковой части сопла предъявляются значительно более строгие требования, чем к дозвуковой. Контур необходимо выбрать так, чтобы все струи имели возможность непрерывно изменять своё сечение так, чтобы происходило непрерывное увеличение скорости истечения. При профилировании сверхзвуковой части сопла необходимо определить такой контур, который удовлетворял бы следующим требованиям:
- сопло должно иметь минимальные потери тяги;
- поверхность стенок при заданных F а и F кр должны быть минимальными;
- конструкция и технология изготовления стенок сопла должны быть возможно более простыми.
Для реальной оценки действительного импульса сопла необходимо определить идеальный импульс сопла и коэффициент потерь в соп
Расчет двигательной установки с жидкостным ракетным двигателем дипломная работа. Производство и технологии.
Эссе На Тему Средний Класс В России
Привод Подвесного Конвейера Курсовая Работа
Реферат: Завершение политического объединения русских земель во второй половине XV в. – первой трети XVI века и создание единого государства
Реферат На Тему Русская Экономическая Мысль
Реферат: Інтернаціоналізація господарських відносин і продуктивнихсил
Реферат: Дистанционное обучение: идеи, технологии, проблемы и перспективы. Скачать бесплатно и без регистрации
Маша Написала Сочинение
Курсовая работа по теме Анализ финансового состояния ОАО 'Северсталь'
Контрольная Работа Гражданин И Государство 9
Отчет по практике по теме Использование информационных технологий и систем в образовательном учреждении на примере парка вычислительной техники Колледжа 'Угреша'
Конспект Диссертации
Мотивационное Эссе Для Поступления В Магистратуру
Острый И Хронический Пиелонефрит Реферат
Лабораторная работа: Нормы русского правописания
Реферат по теме Эффективность психотерапии: парадокс эквивалентности и его возможные трактовки
Курсовая работа: Заработная плата и эффективность её использования
Реферат: Сердечно-сосудистая недостаточность
Реферат: Учение Гегеля о бытии. Скачать бесплатно и без регистрации
Музыка Революции В Поэме Блока Двенадцать Сочинение
Реферат: Черчиль. Фултон. Скачать бесплатно и без регистрации
Стратегия позиционирования: создание барьеров - Маркетинг, реклама и торговля презентация
Формирование имиджа предприятия - Маркетинг, реклама и торговля дипломная работа
Постать Августина Волошина в політичному і соціокультурному просторі Закарпаття - История и исторические личности реферат