Разработка жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракетоносителя. Дипломная (ВКР). Авиация и космонавтика.
⚡ 👉🏻👉🏻👉🏻 ИНФОРМАЦИЯ ДОСТУПНА ЗДЕСЬ ЖМИТЕ 👈🏻👈🏻👈🏻
Вы можете узнать стоимость помощи в написании студенческой работы.
Помощь в написании работы, которую точно примут!
Похожие работы на - Разработка жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракетоносителя
Скачать Скачать документ
Информация о работе Информация о работе
Нужна качественная работа без плагиата?
Не нашел материал для своей работы?
Поможем написать качественную работу Без плагиата!
Перечень условных обозначений и сокращений
1. Выбор системы подачи, схемы и основных параметров
1.1 Выбор системы подачи и схемы двигателя
1.2 Выбор величины давления в камере сгорания и в выходном сечении
сопла
1.3 Выбор коэффициента избытка окислителя для случая применения
плёночного охлаждения
1.4 Выбор и определение коэффициентов, характеризующих совершенство
процессов в камере сгорания и сопле
3. Определение параметров системы подачи
3.1 Перепад давления в охлаждающем тракте камеры
3.3 Перепад давления на регуляторе тяги
3.4 Перепад давления на регуляторе соотношения компонентов
3.5 Гидравлическое сопротивление подводящих магистралей с
сопротивлением согласующих дроссельных шайб и отсеченных клапанов
3.7 Давление в выхлопной системе на выходе из турбины при
реактивном выхлопе
3.10 Подсчитаем давление подачи компонентов
3.11 Давление подачи горючего по линии камеры и газогенератора
23.12 Найдем повышение давления в насосах
3.13 Определение удельных работ насосов окислителя, горючего и
турбины
3.14 Находится относительный расход генераторного газа
3.15 Определяем удельный импульс генераторного газа
3.16 Вычислим значение коэффициента снижения удельного импульса за
счет отбора части топлива для привода насосов
3.17 Определим соотношение компонентов по ДУ (баковое соотношение
компонентов)
4. Профилирование внутреннего контура камеры
4.1 Определение объема камеры сгорания и ее основных геометрических
размеров
4.2 Профилирование контура сверхзвуковой части сопла
5. Определение подогрева рабочего тела в тракте охлаждения камеры.
влияние неадиабатности процесса
5.1 Подогрев рабочего тела в тракте охлаждения
5.2 Влияние неадибатности процесса на
6. Проектирование и расчет смесеобразования ЖРД
6.1 Выбор формы, типа и конструктивной схемы смесительной головки
6.2 Дополнительные устройства, располагаемые на смесительной
головке камеры
6.4 Выбор схем расположения форсунок на смесительной головке
6.6 Расчет двухкомпонентной центробежно-центробежной форсунки
6.6.1 Упрощенный гидравлический расчет наружного контура
двухкомпонентной центробежно-центробежной форсунки
6.6.2 Поверочный расчет двухкомпонентной центробежно-центробежной
форсунки
7.1 Циклограмма запуска - останова двигателя
7.4 Расчёт теплозащиты элементов камеры
7.4.1 Выбор системы теплозащиты элементов камеры и вида охладителя
7.4.2 Подготовка данных для расчёта системы проточного охлаждения
на ЭВМ
7.4.4 Расчет температуры стенки с учетом оребрения
7.4.5 Расчёт входного патрубка и коллектора охладителя
8. Расчет на прочность элементов камеры
8.1 Расчёт прочности смесительной головки
8.1.1 Расчёт на прочность форсуночного блока днищ
8.2.1 Расчет общей прочности камеры
8.2.2 Расчет на прочность сварного шва
8.2.3 Расчет местной прочности камеры
9. Выбор материалов элементов камеры двигателя
10. Последовательность сборки камеры
11. Разработка конструкции узлов качания камеры
11.1 Разработка узлов качания камеры
12. Экономическое обоснование разработки конструкции камеры
рулевого агрегата на основе ЖРД 11Д55
12.1 Оценка стоимости и структуры затрат на разработку двигателя
12.1.1 Оценка затрат на этапе создания ЖРД
12.1.2 Определение структуры затрат на разработку ЖРД
12.2 Определение размера экономии на стадии проектирования
12.2.1 Затраты на проектирование без использования информационных
технологий
12.2.2 Затраты на проектирование с использованием информационных
технологий
12.3 Определение размера экономии на стадии изготовления
12.4 Расчет размера экономии на стадии испытаний
12.5 Определение общего размера экономии от использования
информационных технологий
13.1 Факторы, воздействующие на конструктора при работе за ПЭВМ
13.2 Анализ опасных и вредных факторов, возникающих при работе на
компьютере и мероприятия, обеспечивающие снижение их отрицательного влияния
Перечень
условных обозначений и сокращений
А - геометрическая характеристика центробежной форсунки;
K m , K m ° - массовое и массовое стехиометрическое
соотношение компонентов топлива;
Ro - универсальная газовая постоянная, W - скорость рабочего
тела, м/с;
а ок - коэффициент избытка окислителя;
ε - степень расширения
газа в сопле;
π - степень расширения
газа в турбине;
ЖРД - жидкостный ракетный двигатель;
ПДК - предельно допустимая концентрация;
В настоящее время ведется интенсивное освоение космического
пространства. Это требует разработки новых ракетных двигателей различных типов,
как маршевых, так и вспомогательных, в широком диапазоне тяг.
С помощью современных космических аппаратов различного
назначения решается комплекс народно-хозяйственных, военных и
научно-технических задач. Дальнейшее эффективное освоение космического
пространства требует разработки более надежных и экономичных РД с параметрами и
характеристиками, позволяющими быть конкурентоспособными на мировом рынке.
Для выполнения основных требований
задания, выбирается соответствующая схема двигателя, система подачи и
охлаждения, величина давления в выходном сечении сопла, значение коэффициента
избытка окислителя, допустимый уровень потерь в камере сгорания, сопле.
Результаты проектных расчетов используются
в качестве исходных данных для детального проектирования двигателя, а также
отдельных его узлов и систем. Детальное проектирование может потребовать
корректировки данных проектного расчета. В этом случае вносятся изменения в
значения параметров, принятых предварительно, и расчет уточняется.
В ЖРД применяются два вида систем подачи
топлива - вытеснительная и насосная. При выполнении расчетов учитываем, что
система подачи выбирается из условий получения минимальной массы двигательной
установки при заданном давлении в камере сгорания.
В учебном пособии [2] приведены области применения насосных и
вытеснительных систем подач в координатах τ-Р. При заданных тяге , времени работы целесообразно использовать насосную
систему подачи.
В источнике [3] для вытеснительной системы приведён
рекомендованный диапазон изменения , оно не должно превышать 2,5…3,0 МПа, а так как давление в камере
сгорания - 7 МПа, то выбираем насосную систему подачи.
ЖРД с насосной системой подачи выполняется
по трем схемам: без дожигания, с дожиганием генераторного газа и с испарением
компонентов в тракте охлаждения камеры.
Для топлива керосин и О 2ж при давлении в камере
сгорания выбираем, согласно рекомендациям учебного пособия [2], схему
двигателя без дожигания генераторного газа типа "жидкость + жидкость"
и восстановительным газогенератором.
Окончательно выбираем двигатель с насосной системой подачи
топлива, без дожигания генераторного газа типа "жидкость + жидкость"
и восстановительным газогенератором.
жидкостный ракетный двигатель сопло
Давление в камере сгорания не выбирается, т.к. оно указано в
задании на проектирование.
Известно, что наибольшую тягу камеры обеспечивает сопло,
работающее на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла равно
атмосферному р а = р н . Поэтому давление в
выходном сечении сопла р а должно быть близким к
среднетраекторному значению атмосферного давления р н . Так
как траектория полета ракеты не задана, то определение этого среднетраекторного
давления не представляется возможным.
Для ориентировочных расчетов можно применять следующий уровень
давления р а [3]:
для двигателя первых ступеней ракет - 40…80 кПа;
для двигателя вторых ступеней ракет - 10…20 кПа ;
для двигателя третьих ступеней ракет и КА - 5…10 кПа .
Проектируемый двигатель предназначен для первой ступени ракеты -
носителя, выбираю .
Степень расширения продуктов сгорания в сопле:
С целью снижения расхода компонентов на создание внутреннего
охлаждения применяется плёночное охлаждение.
Коэффициент избытка окислителя или непосредственно связанное с ним сообщение компонентов K m выбирается таким образом, чтобы
обеспечивалась максимальная эффективность летательного аппарата. Известно, что
она может характеризоваться конечной идеальной скоростью полета, рассчитанной
по уравнению К.Э. Циолковского.
где - среднее значение удельного импульса на
активном участке полета ракеты;
= m н / m к - массовое число ракеты, равное отношению
ее начальной и конечной массы.
Согласно [3], максимальная величина V ид
соответствует максимуму произведения .
Для первой ступени С определяется выражением:
где - масса аппарата, пропорциональная объему
топлива.
Для ориентировочных расчетов можно принять: для первых ступеней . Тогда при заданном
В современных ЖРД, помимо наружного регенеративного охлаждения
камеры, широко применяется внутреннее охлаждение, реализуемое за счет создания
пристеночного слоя с пониженной температурой или организацией пленочных завес.
Выбор для случая применения плёночного охлаждения
Выберем предварительное значение оптимального коэффициента избытка
окислителя в ядре потока по графику , приведенному в справочнике [2].
Для топлива Керосин и О 2ж при МПа и находим .
Выберем пять значений α ок я , больших и меньших, чем α’ ок я опт :
Определяем расход компонента, используемого для плёночного
охлаждения.
Для ориентировочных расчетов могут быть приняты следующие значения
относительного расхода на плёночное охлаждение [3]:
По таблицам справочника [2] для топлива Керосин и О 2ж
при МПа, , для принятых в п.1.3.2 значений находим плотность топлива и удельный импульс тяги в пустоте .
Для топлива Керосин и О 2ж при МПа и , и принятых значений выписываем из справочника [2] необходимые , интерполяционные коэффициенты и .
) ; м/с; С 1 = 2,535; С 2 = 0,0537; С 3
= 43,69; .
) ; м/с; С 1 = 5,305; С 2 = 0,0434; С 3
= 49,24; .
) ; м/с; С 1 = 1,775; С 2 = 0,0335; С 3
= 26,03; .
) ; м/с; С 1 =2,955; С 2 =0,0313; С 3 =
29,22;
) ; м/с, С 1 =2,330; С 2 =0,0350; С 3
=27,82; .
Если значения , и не совпадают, то по данным в таблице значениям , находим методом интерполяции значения по формуле:
- коэффициенты экстраполяции из справочника [2].
Энтальпия топлива находится по формуле:
где - энтальпия горючего и окислителя
соответственно из справочника [2].
Для проектируемого двигателя и совпадают с табличными значениями и , а не совпадает с , то выражение (1) упрощается.
Определим для всех принятых значений :
Рассчитаем среднюю плотность топлива в камере:
Определим средние теоретические значения удельного импульса тяги
камеры в пустоте:
Построим график зависимости (рисунок 1).
Определим значение удельного импульса тяги, по приведенному выше
соотношению. В данном случае не совпадает с табличным значением, поэтому необходимо учесть
изменение энтальпии топлива.
По справочнику [2] при , МПа и .
Определим среднее теоретическое значение удельного импульса тяги
камеры в пустоте.
Из справочника [2] для топлива Керосина и О 2Ж
выписываем значение массового стехиометрического соотношения компонентов при : .
Соотношение компонентов в ядре потока:
Относительный расход окислителя через ядро потока:
Относительный расход горючего через ядерные форсунки:
Относительный расход горючего через камеру сгорания:
Среднее массовое соотношение компонентов по камере сгорания:
Среднее значение коэффициента избытка окислителя:
При работе двигателя (в реальных условиях) имеют место потери
удельного импульса тяги, вследствие несовершенства процесса горения,
неравномерности течения газа, трения и других причин. Существует ряд
коэффициентов, позволяющих учесть степень снижения . Выберем коэффициент , учитывающий потери импульса из-за
несовершенства рабочего процесса непосредственно в камере сгорания. Он зависит,
главным образом, от качества организации процессов смесеобразования в камере.
Для современных камер сгорания величина колеблется в пределах 0,96…0,99.
Для проектируемого двигателя тягой 75 кН выберем =0,99.
Определим теоретическое значение геометрической степени расширения
сопла для ядра потока :
С помощью таблиц справочника /2/ для топлива Керосина и О 2ж
определяем "опорные" значения , , а также коэффициенты экстраполяции при МПа, :
Так как для ядра потока табличные данные по давлению в камере
сгорания и коэффициенту избытка окислителя не совпадают с заданными и , то выражение (2) примет вид:
Определяем значение геометрической степени расширения сопла для
камеры:
Для определения оптимальной степени укорочения сопла
зададимся несколькими её значениями:
Определим потери на рассеяние при различных степенях укорочения
сопла:
Рассчитаем значения параметров и .
Показатель изоэнтропы n возьмём
из справочника [2] для своего для ядра потока: n = 1,123.
Определим потери на трение при различных z :
В учебном пособии [3] предлагается .
Определим потери из-за химической неравновесности:
Диаметр критического сечения в первом приближении найдём по
опорным данным для ядра потока:
По графикам из справочника [2] найдём:
Определяем значение оптимальной степени укорочения сопла z .
Для этого находим и строим график зависимости (рисунок 2):
По графику находим минимальное значение потерь .
Оптимальное значение выбираем при несколько более высоком в области меньших z, что позволяет значительно уменьшить длину сопла:
Определим значение из зависимости:
Изобразим расчетную схему камеры. Укажем основные сечения
(рисунок 3).
Рисунок 3 - Расчетная схема камеры ракетного двигателя
С учетом принятых значений коэффициентов избытка окислителя в ядре
потока, при известном , определим значение расходного комплекса.
Для этого используем данные из [2], а для их уточнения интерполяционное
соотношение:
Теоретическое значение расходного комплекса в камере сгорания:
Действительное значение расходного комплекса в камере сгорания:
Относительная площадь камеры сгорания:
Определим коэффициент скорости на входе в сопло.
В первом приближении берём из учебного пособия [3], определяем предварительное
значение и уточняем его по следующей формуле:
Здесь - средний показатель изоэнтропы расширения
в интервале от до , для условий течения в ядре потока. Определим его по справочнику
[2] для критического сечения.
В этом выражении λ к задано в неявном виде. В первом приближении λ к = 1,3 берем из [3] для .
Вычисление произведено с помощью оператора "root” математического пакета MathCad.
Коэффициент восстановления давления торможения:
Коэффициент снижения удельного импульса из-за неизобаричности
камеры сгорания
где n = 1,144 - средний показатель изоэнтропы
расширения в интервале от p со до p а
для ядра потока, определяется для соответствующей степени расширения ε = 2000.
Действительная геометрическая степень расширения сопла:
Удельная площадь критического сечения:
Удельная площадь выходного сечения:
Определим температуру на входе в сопло при известном . По справочнику [2] находим ближайшие
теоретические значения расходного комплекса для ядра потока, а также коэффициенты экстраполяции при МПа, . Используя последнее находим для камеры двигателя с помощью
соотношения:
Действительное значение удельного импульса в пустоте:
Среднее значение скорости в выходном сечении сопла:
Определим газовую постоянную для условий течений в выходном
сечении сопла:
где R 0 - универсальная газовая постоянная,
Определим среднюю температуру газа в выходном сечении сопла:
Определим массовый расход топлива через камеру сгорания:
Для схемы с дожиганием генераторного газа = 0, значит:
Определим расход окислителя через камеру сгорания:
Определим расход горючего через камеру сгорания:
Определим расход топлива через форсунки:
Определим расход окислителя через форсунки:
Определим расход горючего через форсунки:
Определим площадь критического сечения камеры сгорания:
Определим площадь выходного сечения сопла:
Определим площадь цилиндрической части камеры сгорания:
Определим диаметр критического сечения камеры сгорания:
Определим диаметр выходного сечения сопла:
Определим диаметр цилиндрической части:
Окончательно выбираем схему ЖРД с насосной системой подачи
топлива, без дожигания генераторного газа, приведенного на рис.4, с двухкомпонентн-м
газогенератором, работающим на компонентах топлива основного топлива.
Охладителем является горючее, т. к оно имеет меньшую коррозионную активность,
зазор охлаждающего тракта получается меньшим и, следовательно, более
технологичным. Кроме того, оно обеспечивает существенно большую надежность
двигателя.
Рисунок 4 - Структурная схема проектируемого двигателя.
Регулятор соотношения компонентов для камеры сгорания
(регулируемый дроссель) поставим на линию горючего, т. к расход на ней меньшей
габариты и регулятора получаются более приемлемыми, а достижение заданного
перепада давления на регуляторе сопровождается меньшей потерей мощности насоса.
Кроме того, горючее обычно менее агрессивно.
Регулятор тяги ставиться на линии питания газогенератора. При
восстановительном газогенераторе регулятор устанавливают на линии окислителя,
так как расход окислителя меньше и размеры регулятора будут меньше. Для
стабилизации соотношения компонентов газогенератора ставят корректор на линии горючего.
Для этого по структурной схеме (рис.4) вычисляется сумма
гидравлических сопротивлений. Давление подачи окислителя по линии камеры и газогенератора :
3.11
Давление подачи горючего по линии камеры и газогенератора
где - давление на входе в сопловой аппарат
турбины,
, - соответствующие плотности окислителя и
горючего,
- массовое соотношение компонентов,
- показатель изоэнтропы расширения продуктов сгорания.
По справочнику [1] для топлива аэрозин 50 и АТ
Давление на входе в сопловой аппарат турбины принимается
Значения R гг , T гг , n определяются
по приложению 1 методических указаний [2].
Температура газа на входе в турбину ТНА двигателей без дожигания
генераторного газа обычно лежит в пределах , то с целью ее получения в топливе, подаваемом в газогенератор,
создают существенный избыток горючего или окислителя.
Выберем температуру генераторного газа на номинальном режиме . Определим:
Эффективность утилизационного сопла количественно оценивается
по величине удельного импульса тяги, развиваемого выхлопным соплом, с помощью
соотношения
Генераторный газ, проходя через турбину, часть своей энергии
"срабатывает" и расходный комплекс генераторного газа уменьшается в
соответствии с коэффициентом полезного действия турбины:
, - значения расходного комплекса
генераторного газа перед турбиной и в реактивном сопле соответственно; - эффективный КПД турбины,
где - КПД турбины, включающий лопаточный и
механический КПД.
Значения и К р. гг определяются с
помощью выражений:
где р а. т - давление на выходе из реактивного
сопла.
Рассчитаем все значения для определения удельного импульса
генераторного газа
Ввиду сложности рабочего процесса, происходящего в КС, еще не
создано последовательного теоретического метода расчета потребного объема V к обеспечивающего полное
сгорание топлива, поэтому для его определения воспользуемся эмпирической
зависимостью.
где - характерное время пребывания продуктов
сгорания в камере;
- плотность продуктов сгорания (по ядру потока).
Значение τ п , обеспечивающее высокую полноту сгорания,
зависит от системы смесеобразования, природы топлива и параметров рабочего процесса
в камере, ее размеров. Определяется экспериментально и находиться в пределах τ п = 0,0015.0,005 с (большим соответствуют меньшие τ п ) [1]. Для данного топлива возьмём τ п = 0,0013 с.
Определим плотность продуктов сгорания на входе в сопло:
кг/кмоль - берется из справочника [1]. Получаем:
Для камер сгорания цилиндрической формы относительная площадь , в зависимости от относительной расходонапряженности и расходного комплекса , определяется при проведении термогазодинамических расчетов
(значения F к и D к = D гол ,
могут корректироваться в незначительных пределах при проектировании
смесеобразования). При известной величине F к - длина
цилиндрической части L ц определяется по ее объему
где V сж - объем сужающейся дозвуковой части сопла.
Значение V сж подсчитывается, исходя из геометрических
соотношений по выбранному профилю сужающейся части сопла Лаваля:
Определим длину цилиндрической части камеры сгорания по объему и
площади сечения:
Отношение длины цилиндрической части к её диаметру:
Радиус скругления профиля критической области сопла:
Исходя из условий сопряжения для придания соплу плавных очертаний
выбираем:
Входной канал сопла целесообразно очерчивать плавно сопряженными
кривыми с радиусом на входе . Из условий сопряжения выбираем:
Для построения контура расширяющейся сверхзвуковой части
сопла используем приближенный метод, основанный на результатах решения
вариационной задачи о нахождении оптимального контура сопла [2]. Безразмерную
длину сверхзвуковой части сопла определим с помощью выражения:
Длину сверхзвуковой части сопла определим с помощью выражения:
По зависимости из методических указаний [3], для рассчитанных и определим углы наклона контура на входе в закритическую часть
сопла и на срезе сопла
По полученным геометрическим характеристикам, используя
указания [3], построим профиль камеры двигателя (рисунок 6).
В качестве охладителя будем использовать горючее - жидкий
водород. Это обусловлено высокой газовой постоянной данного компонента.
Определим по чертежу (рисунок 6) эффективные углы наклона
дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла и :
Количество тепла, отводимого от 1 кг продуктов сгорания на
цилиндрическом участке камеры:
где - относительная длина камеры сгорания;
- плотность теплового потока в области критического сечения.
Для данного топлива, используя приложение 2 из [3], определим .
Количество тепла, отводимого от 1 кг продуктов сгорания на участке
сопла:
Жидкий водород - криогенное горючее, поступающее в тракт
охлаждения при Т кип = 20 К. В тракте охлаждения все тепло идет на
фазовый переход жидкого водорода в газообразный водород и нагрев части
водорода. Поэтому температура компонента на выходе из тракта охлаждения при
наличии фазового перехода:
где - подогрев компонента при фазовом переходе,
- изобарная теплоемкость компонента,
- количество компонента в тракте охлаждения на 1 кг продуктов
сгорания.
Выпишем из [4] необходимые параметры жидкого водорода:
5.2
Влияние неадибатности процесса на
Теплоотвод на участке сопла (обусловленный охлаждением) приводит к
потерям . Коэффициент потерь может быть определен
по зависимости:
где изменение энтальпии на выходе из сопла, обусловленное отводом
тепла, определяется по выражению:
В начале дипломного проекта была окончательно выбрана схема
ЖРД с насосной системой подачи топлива, без дожигания генераторного газа и c восстановительным
газогенератором. Поэтому выбираем плоскую смесительную головку с двойным дном,
так как в нашем случае двигатель без дожигания генераторного газа. Окислитель О 2ж
поступает в камеру в жидком газообразном виде, а горючее Керосин в
газообразном.
Такая головка имеет простую конструкцию и позволяет
достаточно хорошо обеспечить однородность поля скоростей и концентраций топлива
по поперечному сечению камеры сгорания.
Поскольку компоненты топлива Керосин и несамовоспламеняющиеся, то на
смесительной головке камеры необходимо установить воспламенительное устройство,
обеспечивающее воспламенение топливной смеси в камере в момент запуска
двигателя.
Установим два воспламенительных устройства на смесительной головке
камеры сгорания.
Так же будет установлен отсечной клапан окислителя.
Другие устройства на смесительной головке располагать не
предусматривается.
Двухкомпонентная форсунка является элементарным смесителем и
обеспечивает смешение компонентов в требуемом соотношении.
Выбираем для ядра потока двухкомпонентную центробежно-центробежную
форсунку с тангенциальным способом получения закрутки потока компонента, с
внутренним смешением, так как компоненты топлива Керосин и - несамовоспламеняющиеся.
Выбираем схему расположения двухкомпонентных форсунок по
концентрическим окружностям, так как она является наиболее простой и
технологичной. Шаг между ядерными двухкомпонентными центробежно-центробежными
форсунками Н связан с диаметром плоской головки камеры сгорания соотношением:
Для цилиндрической камеры сгорания равен диаметру камеры сгорания , который был определен ранее, .
Внешний диаметр форсунки определяется следующим выражением.
На рисунке 7 изобразим схему расположения форсунок с полученными
размерами.
Рисунок 7 - Схема расположения форсунок
По этому рисунку определяем число двухкомпонентных форсунок: .
Зная число форсунок в ядре головки , а также массовые расходы компонентов, можно определить расходы
этих компонентов через одну форсунку: массовый расход через одну
двухкомпонентную форсунку генераторного газа:
где - массовый расход генераторного газа
через форсунки.
массовый расход окислителя через одну двухкомпонентную форсунку:
где - массовый расход окислителя через
форсунки.
Наружный контур двухкомпонентной струйно-центробежной форсунки
представляет собой центробежную жидкостную форсунку. Определим диаметр камеры
закручивания , приняв толщину стенки форсунки :
Зададим число входных отверстий и их диаметр .
По рисунку 8 из учебного пособия [3] определим длину входного
отверстия .
Отношение находится в пределах, рекомендованных в
[3].
Радиус, на котором расположена ось входного отверстия:
В целях упрощения конструкции выберем форсунку открытого типа. Для
такой форсунки диаметр сопла .
Oпределим геометрическую характеристику форсунки;
По полученному коэффициенту А, используя график из учебного пособия [3], определим
значения коэффициента расхода форсунки и угла распыла жидкости .
Зная расход окислителя, определим потребный перепад давления на
форсунке:
где - плотность окислителя перед форсункой, - площадь сопла форсунки.
Плотность окислителя перед форсункой:
Полученный перепад давления на форсунке соответствует выбранному
ранее перепаду давления =1 МПа.
Для более точного определения коэффициента расхода форсунки
необходимо учесть некоторые дополнительные параметры ее конструкции. Для учета
влияния параметра , определим по графику из [3], коэффициент . С помощью этого коэффициента сделаем
поправку геометрической характеристики А :
По графику, представленному на рисунке 6.13 [3], в зависимости от
значений , уточняем соответствующее значение
коэффициента расхода :
Влияние степени раскрытия форсунки на коэффициент расхода форсунки
и угол распыла:
По графику определим поправочный коэффициент .
Влияние относительной длины сопла на коэффициент расхода форсунки
и угол распыла:
По графику определим поправочный коэффициент .
Влияние относительной длины входных отверстий на коэффициент
расхода форсунки и угол распыла:
По графику определим поправочный коэффициент .
Уточнение не требуется, так как погрешность составляет допустимые
3%. Начертим продольное и поперечное сечения форсунки в масштабе 10: 1 (рисунок
8).
Рисунок 8 - Схема двухкомпонентной центробежно-центробежной
форсунки
Видно, что полученная погрешность Δ = 0% < 3%, т.е. расчеты можно считать
хорошими.
На рисунке 9 изображена пневмогидравлическая схема ДУ ЖРД 1-й
ступени, работающего на керосине и кислороде. На схеме линиями изображены
трубопроводы, двойными линиями - механические связи. К схеме прилагается
перечень агрегатов (таблица 1).
Рисунок 9 - Пневмогидралическая схема ДУ
Таблица 1 - Перечень агрегатов к схеме ПГС ДУ.
Стабилизатор
соотношения компонентов
По команде "запуск" и срабатывании пневмореле 21,
контролирующих давление в баках:
подаётся команда на включение продувки полостей камер 17 и ГГ
12 гелием, поступающим из ГАД через обратные клапаны. Магистраль керосина продувается
для вытеснения воздуха. Полости О 2 камеры и ГГ продувается в связи с
тем, что окислитель является запаздывающим компонентом.
компоненты заливают насосы 7 и 8 до клапанов 5, 4 и
начинается захолаживание насоса, при котором пары компонентов вытесняются в
баки.
Через 0,3 с после команды "запуск" при повышении
давления вследствии продувки и срабатывании пневмореле подаётся команда
"зажигание" и электрический ток поджигает пирозапалы 11 и 22. Через
0,3 с после команды "зажигание" подаётся команда на открытие клапанов
4 и 5, компоненты поступают в камеры, где и начинается горение, клапан блока
продувки 16 закрывается.
Керосин под давлением наддува последовательно проходит через
охлаждающие тракты камеры и ЖГГ, головку ЖГГ, ту
Дипломная (ВКР). Авиация и космонавтика.
Контрольная Работа По Технологии 1 Вариант
Контрольная работа по теме Расчет деревянных конструкций
Реферат: работа по теме Развитие малого бизнеса в общественном питании на примере муниципального образования
Моя Любимая Сказка Теремок Сочинение
Реферат по теме Место и роль иностранных вложений в России
Курсовая работа по теме Русско-японская война в фотографиях журнала 'Collier's'
Петерсон 6 Кл Контрольные Работы
Материал Реферата
Первый Компьютер Реферат
Реферат по теме Оборотные средства
Дневник По Производственной Практике Механики
Реферат: Контроль и ревизия 4
Курсовая Работа На Тему Разработка Базы Данных И Клиентского Приложения
Добро В Моей Жизни Сочинение 5 Класс
Курсовая Работа Тгп Правонарушения
Дипломная работа по теме Анализ и оценка системы стратегического управления в ООО 'Хоум Кредит'
Реферат: Средние века 2
Память О Репрессированных Эссе
Анализ Оборотного Капитала Курсовая
3 История Возникновения Подвижных Игр Реферат
Похожие работы на - Разрабoтка рекoмендаций пo усoвершенствoванию управления персoналoм для развития деятельнoсти дошкольного образовательного учреждения
Контрольная работа: Внутренние стандарты аудиторских фирм
Статья: Антибольшевистское правительство