Главная
База знаний "Allbest"
Астрономия и космонавтика
Разработка жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракетоносителя
Разработка жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракетоносителя
Разработка конкурентоспособного ракетного двигателя, его детальное проектирование. Схема двигателя, система подачи, охлаждения, величина давления в выходном сечении сопла, коэффициент избытка окислителя, допустимый уровень потерь в камере сгорания, сопле.
| Рубрика | Астрономия и космонавтика |
| Вид | дипломная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 18.12.2012 |
| Размер файла | 1,9 M |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
114
Размещено на http://www.allbest.ru/
114
Содержание
- Перечень условных обозначений и сокращений
- Введение
- 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
- 2. Тепловой расчет камеры
- 3. Определение параметров системы подачи
- 3.1 Перепад давления в охлаждающем тракте камеры
- 3.2 Перепад давления на форсунках
- 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
- 3.6 Давление в газогенераторе
- 3.7 Давление в выхлопной системе на выходе из турбины при реактивном выхлопе
- 3.8 Давление на входе в насосы
- 3.9 Выбираем КПД насосов
- 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
- 6.3 Выбор типа форсунок
- 6.4 Выбор схем расположения форсунок на смесительной головке
- 6.5 Массовые расходы компонента
- 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. Функциональное проектирование
- 7.1 Циклограмма запуска - останова двигателя
- 7.2 Компоновочная схема двигателя
- 7.3 Конструкция камеры
- 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 Расчет прочности корпуса
- 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
- 11.2 Расчет на прочность цапфы
- 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. Безопасность жизнедеятельности
- 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
- Заключение
- Список использованных источников
Перечень условных обозначений и сокращений
Обозначения
А - геометрическая характеристика центробежной форсунки;
D, d - диаметр, м;
F - площадь, м2;
Н - шаг между форсунками, м;
- удельный импульс, м/с;
Km, Km° - массовое и массовое стехиометрическое соотношение компонентов топлива;
L, 1 - длина, м;
n - средний показатель изоэнтропы;
Р - тяга, кН;
р - давление, МПа;
Ro - универсальная газовая постоянная, W - скорость рабочего тела, м/с;
z - степень укорочения сопла;
аок - коэффициент избытка окислителя;
в - расходный комплекс, м/с;
е - степень расширения газа в сопле;
л - приведенная скорость;
р - степень расширения газа в турбине;
с - плотность,
ф - время, с.
Сокращения
ГГ - газогенератор;
ДУ - двигательная установка;
ЖРД - жидкостный ракетный двигатель;
ЛА - летательный аппарат;
ОС - окружающая среда;
ПДК - предельно допустимая концентрация;
Индексы
а - выходное сечение сопла;
г - горючее;
кс - камера сгорания;
маг - магистраль;
ок - окислитель;
опт - оптимальный;
п - пустотный;
пр - пристеночный;
р - расчетный;
с - вход в сопло;
т - топливо, турбина;
t - теоретический;
ф - форсунка;
я - ядро;
* - критическое сечение.
Введение
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.
1. Выбор системы подачи, схемы и основных параметров
1.1 Выбор системы подачи и схемы двигателя
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 ф-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 О2ж 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
1.2 Выбор величины давления в камере сгорания и в выходном сечении сопла
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 ра = рн. Поэтому давление в выходном сечении сопла ра должно быть близким к среднетраекторному значению атмосферного давления рн. Так как траектория полета ракеты не задана, то определение этого среднетраекторного давления не представляется возможным.
Для ориентировочных расчетов можно применять следующий уровень давления ра [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:
,
1.3 Выбор коэффициента избытка окислителя для случая применения плёночного охлаждения
С целью снижения расхода компонентов на создание внутреннего охлаждения применяется плёночное охлаждение.
Коэффициент избытка окислителя или непосредственно связанное с ним сообщение компонентов Km 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;
= mн/mк - массовое число ракеты, равное отношению ее начальной и конечной массы.
Согласно [3], максимальная величина Vид соответствует максимуму произведения .
Для первой ступени С определяется выражением:
,
а для верхних ступеней:
,
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 О2ж при МПа и находим .
Выберем пять значений бок я, больших и меньших, чем б'ок я опт:
1) ; 2) ; 3) ; 4) ; 5) .
Определяем расход компонента, используемого для плёночного охлаждения.
Для ориентировочных расчетов могут быть приняты следующие значения относительного расхода на плёночное охлаждение [3]:
для камер с тягой до 300 Кн - ;
для камер с тягой более 300 Кн - .
Выбираю, .
По таблицам справочника [2] для топлива Керосин и О2ж при МПа, , для принятых в п.1.3.2 значений находим плотность топлива и удельный импульс тяги в пустоте .
Для топлива Керосин и О2ж при МПа и , и принятых значений выписываем из справочника [2] необходимые , интерполяционные коэффициенты и .
1) ; м/с; С1 = 2,535; С2 = 0,0537; С3 = 43,69; .
2) ; м/с; С1 = 5,305; С2 = 0,0434; С3 = 49,24; .
3) ; м/с; С1 = 1,775; С2 = 0,0335; С3 = 26,03; .
4) ; м/с; С1=2,955; С2=0,0313; С3= 29,22;
.
5) ; м/с, С1=2,330; С2 =0,0350; С3 =27,82; .
Если значения , и не совпадают, то по данным в таблице значениям , находим методом интерполяции значения по формуле:
, (1)
где - энтальпия топлива,
- коэффициенты экстраполяции из справочника [2].
Энтальпия топлива находится по формуле:
- энтальпия топлива,
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 :
1) ; ;
2) ; ;
3) ; ;
4) ; ;
5) ; .
Рассчитаем среднюю плотность топлива в камере:
.
Для соответствующих получим:
1) ;
2) ;
3) ;
4) ;
5) .
Определим средние теоретические значения удельного импульса тяги камеры в пустоте:
.
Определим значения комплекса :
Построим график зависимости (рисунок 1).
Рисунок 1 - График зависимости
По графику (рисунок 1) находим .
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 энтальпию топлива при :
Определим удельный импульс тяги:
.
Определим среднее теоретическое значение удельного импульса тяги камеры в пустоте.
Из справочника [2] для топлива Керосина и О2Ж 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:
;
.
1.4 Выбор и определение коэффициентов, характеризующих совершенство процессов в камере сгорания и сопле
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 :
, (2)
С помощью таблиц справочника /2/ для топлива Керосина и О2ж определяем "опорные" значения , , а также коэффициенты экстраполяции при МПа, :
; = - 29,01; ; ,
.
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:
Рассчитаем безразмерные радиусы:
Определим потери на рассеяние при различных степенях укорочения сопла:
;
где ;
.
Рассчитаем значения параметров и .
Показатель изоэнтропы n возьмём из справочника [2] для своего для ядра потока: n = 1,123.
;
.
Тогда из уравнения для :
;
Определим потери на трение при различных z:
.
В учебном пособии [3] предлагается .
Выбираем , тогда
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):
1) ;
2) ;
3) ;
4) ;
5) ;
6) .
По графику находим минимальное значение потерь .
Оптимальное значение выбираем при несколько более высоком в области меньших z, что позволяет значительно уменьшить длину сопла:
;
тогда .
Определим значение из зависимости:
; .
Рисунок 2 - График зависимости
2. Тепловой расчет камеры
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:
;
Для ядра потока:
, , , , ;
;
.
Теоретическое значение расходного комплекса в камере сгорания:
;
.
Действительное значение расходного комплекса в камере сгорания:
;
м/с.
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 лк задано в неявном виде. В первом приближении лк = 1,3 берем из [3] для .
Вычисление произведено с помощью оператора "root” математического пакета MathCad.
Получим окончательно =0,127.
Коэффициент восстановления давления торможения:
;
.
Коэффициент снижения удельного импульса из-за неизобаричности камеры сгорания
,
где n = 1,144 - средний показатель изоэнтропы расширения в интервале от pсо до pа для ядра потока, определяется для соответствующей степени расширения е = 2000.
;
МПа.
Тогда:
.
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:
,
где =3773K, =35,74, , ,
.
Действительное значение удельного импульса в пустоте:
.
Из предыдущих расчетов:
; ;
.
Среднее значение скорости в выходном сечении сопла:
Определим газовую постоянную для условий течений в выходном сечении сопла:
,
где R0 - универсальная газовая постоянная,
ма - средняя молекулярная масса для ядра потока, выбирается по справочнику [2] для соответствующего значения е = 2000.
Определим среднюю температуру газа в выходном сечении сопла:
;.
Определим массовый расход топлива через камеру сгорания:
.
Для схемы с дожиганием генераторного газа = 0, значит:
кг/с.
Определим расход окислителя через камеру сгорания:
;
кг/с.
Определим расход горючего через камеру сгорания:
;
кг/с.
Определим расход топлива через форсунки:
;
кг/c.
Определим расход окислителя через форсунки:
;
кг/с.
Определим расход горючего через форсунки:
; кг/c.
Определим площадь критического сечения камеры сгорания:
;
=34,81.
Определим площадь выходного сечения сопла:
;
=5362.
Определим площадь цилиндрической части камеры сгорания:
;
=179,1.
Определим диаметр критического сечения камеры сгорания:
;
м =66,58мм.
Определим диаметр выходного сечения сопла:
; м =826,3 мм.
Определим диаметр цилиндрической части:
;м=151мм.
3. Определение параметров системы подачи
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.
3.1 Перепад давления в охлаждающем тракте камеры
.
.
3.2 Перепад давления на форсунках
.
Принимаем
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
.
3.6 Давление в газогенераторе
.
3.7 Давление в выхлопной системе на выходе из турбины при реактивном выхлопе
Выбираем
3.8 Давление на входе в насосы
3.9 Выбираем КПД насосов
КПД насоса окислителя [2]
Принимаем
КПД насоса горючего [2]
Принимаем
КПД насоса турбины [2]
Принимаем
3.10 Подсчитаем давление подачи компонентов
Для этого по структурной схеме (рис.4) вычисляется сумма гидравлических сопротивлений. Давление подачи окислителя по линии камеры и газогенератора :
Выбираем большее
3.11 Давление подачи горючего по линии камеры и газогенератора
Выбираем большее
3.12 Найдем повышение давления в насосах
;
.
3.13 Определение удельных работ насосов окислителя, горючего и турбины
; ; ,
где - давление на входе в сопловой аппарат турбины,
, - соответствующие плотности окислителя и горючего,
- массовое соотношение компонентов,
- газовая постоянная,
- показатель изоэнтропы расширения продуктов сгорания.
По справочнику [1] для топлива аэрозин 50 и АТ
Давление на входе в сопловой аппарат турбины принимается
.
Значения Rгг, Tгг, 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:
Определяем удельные работы
3.14 Находится относительный расход генераторного газа
,
3.15 Определяем удельный импульс генераторного газа
Эффективность утилизационного сопла количественно оценивается по величине удельного импульса тяги, развиваемого выхлопным соплом, с помощью соотношения
,
где Кр. гг - коэффициент тяги.
Генераторный газ, проходя через турбину, часть своей энергии "срабатывает" и расходный комплекс генераторного газа уменьшается в соответствии с коэффициентом полезного действия турбины:
,
где
, - 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 Кр. гг определяются с помощью выражений:
,
,
где ра. т - давление на выходе из реактивного сопла.
Рассчитаем все значения для определения удельного импульса 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
Ввиду сложности рабочего процесса, происходящего в КС, еще не создано последовательного теоретического метода расчета потребного объема Vк 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 фп, обеспечивающее высокую полноту сгорания, зависит от системы смесеобразования, природы топлива и параметров рабочего процесса в камере, ее размеров. Определяется экспериментально и находиться в пределах фп = 0,0015.0,005 с (большим соответствуют меньшие фп) [1]. Для данного топлива возьмём фп = 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 Fк и Dк=Dгол, могут корректироваться в незначительных пределах при проектировании смесеобразования). При известной величине Fк - длина цилиндрической части Lц определяется по ее объему
Vц: ,
где Vсж - объем сужающейся дозвуковой части сопла.
Значение Vсж подсчитывается, исходя из геометрических соотношений по выбранному профилю сужающейся части сопла Лаваля:
,
где - угол раствора.
Примем .
м3;
м3.
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:
;
м=66,58мм.
Входной канал сопла целесообразно очерчивать плавно сопряженными кривыми с радиусом на входе . Из условий сопряжения выбираем:
=;
=1,00,07550 = 0,07550 м=75,5мм.
4.2 Профилирование контура сверхзвуковой части сопла
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:
;
где
Тогда:
.
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).
5. Определение подогрева рабочего тела в тракте охлаждения камеры. влияние неадиабатности процесса
5.1 Подогрев рабочего тела в тракте охлаждения
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 .
Тогда:
.
Количество тепла, отводимого от 1 кг продуктов сгорания на участке сопла:
Жидкий водород - криогенное горючее, поступающее в тракт охлаждения при Ткип = 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,
;
- теплота парообразования,
- температура кипения компонента,
- изобарная теплоемкость компонента,
- количество компонента в тракте охлаждения на 1 кг продуктов сгорания.
Выпишем из [4] необходимые параметры жидкого водорода:
Тогда:
К.
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:
Тогда:
;
.
6. Проектирование и расчет смесеобразования ЖРД
6.1 Выбор формы, типа и конструктивной схемы смесительной головки
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 О2ж 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.
6.2 Дополнительные устройства, располагаемые на смесительной головке камеры
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.
6.3 Выбор типа форсунок
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.
6.4 Выбор схем расположения форсунок на смесительной головке
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, .
Тогда шаг между осями форсунок:
,
Внешний диаметр форсунки определяется следующим выражением.
,
.
Окончательно принимаем ,.
На рисунке 7 изобразим схему расположения форсунок с полученными размерами.
Рисунок 7 - Схема расположения форсунок
По этому рисунку определяем число двухкомпонентных форсунок: .
6.5 Массовые расходы компонента
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.
.
6.6 Расчет двухкомпонентной центробежно-центробежной форсунки
6.6.1 Упрощенный гидравлический расчет наружного контура двухкомпонентной центробежно-центробежной 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:
.
Площадь сопла форсунки:
.
Перепад давления на форсунке:
.
Полученный перепад давления на форсунке соответствует выбранному ранее перепаду давления =1 МПа.
6.6.2 Поверочный расчет двухкомпонентной центробежно-центробежной форсунки
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:
, где ,
.
По графику определим поправочный коэффициент .
Влияние относительной длины входных отверстий на коэффициент расхода форсунки и угол распыла:
.
По графику определим поправочный коэффициент .
Погрешность расходного комплекса:
;
.
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
Оценим проведенные расчеты:
;
;
Видно, что полученная погрешность Д = 0% < 3%, т.е. расчеты можно считать хорошими.
7. Функциональное проектирование
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.
|
№ |
Наименование |
Кол-во |
Тип |
|
|
1 |
Теплообменник |
1 |
||
|
2 |
Обратный клапан |
2 |
||
|
3 |
Регулятор расхода |
1 |
||
|
4 |
Главный клапан горючего |
1 |
пироклапан |
|
|
5 |
Клапан окислителя |
1 |
пироклапан |
|
|
6 |
Регулятор системы СОБ |
1 |
||
|
7 |
Насос окислителя |
1 |
||
|
8 |
Насос горючего |
1 |
||
|
9 |
Турбина ТНА |
1 |
||
|
10 |
Главный клапан окислителя ЖГГ |
1 |
||
|
11 |
Пирозапал ЖГГ |
1 |
||
|
12 |
ЖГГ |
1 |
восстановительный |
|
|
13 |
Пороховой стартер турбины ТНА |
1 |
||
|
14 |
Стабилизатор соотношения компонентов |
1 |
||
|
15 |
Клапан горючего ГГ |
1 |
||
|
16 |
Блок продувки |
1 |
||
|
17 |
Камера |
4 |
||
|
18 |
Отсечной клапан окислителя |
4 |
||
|
19 |
Обратный клапан продувки |
8 |
||
|
20 |
Датчик давления |
4 |
||
|
21 |
Пневмореле |
4 |
||
|
22 |
Пирозапал камеры |
8 |
||
|
23 |
Датчики уровня СОБ |
1 |
||
|
24 |
Бак горючего |
1 |
||
|
25 |
Бак окислителя |
1 |
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 О2 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, турбину, головку камеры. Часть выбрасывается через камеру в окружающее пространство, захолаживая агрегаты двигателя, а другая идёт на наддув бака горючего.
В ГГ происходит воспламенение компонентов и турбина переходит на питание генераторным газом, а обратные клапаны закрываются. При этом генераторный газ из-за турбины 9 выбрасывается в окружающее пространство с помощью верьерных сопел.
При повышении давления в камере срабатывает пневмореле 21, по команде системы управления производится перестройка регулятора расхода 3 и двигатель с промежуточной ступени тяги плавно выходит на главную.
Для обеспечения обратной связи между камерой и регулятором 3 служит датчик давления 20.
Наддув баков при работе на режиме главной ступени осуществляется подачей генераторного газа в бак горючего и подачей окислителя, газифицируемого в испарители 1, в бак окислителя.
Регулирование одновременного опорожнения баков осуществляется с помощью дроссельного регулируемого устройства 6. Выключение двигателя производится в следующем порядке:
по команде "выключение" закрываются клапаны 10 и 15 и горение в ЖГГ прекращается.
через 0,3 с закрываются клапаны 4, 5, 21 и после испарения остатков окислителя в полости головки горение в камере также прекращается.
7.1 Циклограмма запуска - останова двигателя
На ПГС состояние агрегатов изображают в момент времени, предшествующий предпусковой подготовке. Включение агрегатов и характер их срабатывания указаны на циклограмме. Она представляет собой график, по оси абсцисс которого откладываются интервалы времени с начала запуска или останова до момента срабатывания того или иного агрегата автоматики, а по оси ординат изменение давления газа в камере. Циклограмма работы ДУ изображена на рисунке 10. Знак " + ” включение агрегата в работу, " - ” выключение. Под осью абсцисс проставлены номера позиций агрегатов, указанные на ПГС.
Рисунок 10 - Циклограмма работы ДУ
7.2 Компоновочная схема двигателя
Компоновочная схема двигателя показывает взаиморасположение агрегатов двигательной установки и камеры друг относительно друга.
На рисунке 11 представлены камеры в сборе с турбонасосным агрегатом, трубопроводами подачи топлива и элементы крепления камер.
Рисунок 11 - Компоновочная схема двигателя
7.3 Конструкция камеры
Паяно-сварная камера двигателя изготовлена из стали Х18Н9Т и бронзы БрХ08. Она состоит из смесительной головки и корпуса. Смесительная головка служит для приготовления топливной смеси, а корпус образует газовый тракт камеры.
Смесительная головка состоит из корпуса, трех днищ и двухкомпонентных струйно-центробежных форсунок. Внутреннее и среднее днища соединены вместе форсунками горючего пайкой для обеспечения герметичности полостей. Блок днища состоит из корпуса, в котором просверлены отверстия под струйно-центробежные форсунки. Внутреннее днище сварено встык со стенкой корпуса камеры, а корпус головки через соединительное кольцо с рубашкой корпуса камеры. На корпусе камеры расположены два коллектора. Один служит для отвода охладителя (горючего) из рубашки охлаждения, другой - для его подвода, и находиться около среза сопла. Также существует третий коллектор для подвода окислителя. Он расположен на головке камеры. Наружное днище тороидальной формы и служит для подвода горючего. Выбрано днище именно тороидальной формы, исходя из компоновки двигателя. В центре наружного днища установлен искровой воспламенитель для воспламенения основной смеси.
Корпус камеры состоит из двух оболочек: внутренней (стенки) и наружной (рубашки). Оболочки соединены между собой рёбрами с помощью пайки. В конце расширяющейся части сопла установлен коллектор - кольцевой трубопровод для ввода охладителя (горючего) в тракт охлаждения. Коллектор состоит из распределительного кольца и обечайки. В кольце имеются отверстия, через которые охладитель поступает в каналы между рёбер.
7.4 Расчёт теплозащиты элементов камеры
7.4.1 Выбор системы теплозащиты элементов камеры и вида охладителя
Выбор охладителя. В качестве охладителя обычно используется тот компонент, который обладает слабым коррозионным воздействием на конструкционные материалы, большей теплопроводностью, лучшей охлаждающей способностью. В данном случае этим компонентом является керосин.
Был проведён расчёт проточного охлаждения. Охладитель, протекая по тракту охлаждения, образованному стенкой, рубашкой корпуса, внутренним и средним днищами головки камеры, поглощает всё тепло, передаваемое стенке и днищу.
Проточное охлаждение может быть регенеративным и автономным. Выбираем регенеративное охлаждение. При таком охлаждении тепло от газа передаётся компоненту топлива и вновь возвращается в камеру. При регенеративном охлаждении потери удельного импульса камеры практически отсутствуют.
Схема течения охладителя противоточная, то есть охладитель сначала подаётся во входной коллектор на срезе сопла, а затем течёт по тракту охлаждения и выходит из него через выходной коллектор горючего. При этом охладитель равномерно распределяется по проточным сечениям.
Проточное охлаждение обеспечивает надёжную теплозащиту элементов камеры.
Расчётный режим - основной режим работы двигателя. Тепловой поток от газа в стенку и площадь охлаждаемой поверхности по длине сопла являются переменными величинами, поэтому расчёт охлаждения можно производить только по участкам камеры.
7.4.2 Подготовка данных для расчёта системы проточного охлаждения на ЭВМ
Выбираем материал стенки камеры - БрХ08.
Исходные данные включают в себя геометрические размеры газового тракта камеры, параметры газа на входе в сопло, параметры и теплофизические свойства охладителей, свойства материала стенки, её толщину и допустимые температуры системы регенеративного охлаждения. Геометрические размеры сняты с контура камеры.
Продольные размеры ,,,,, отсчитываются по оси сопла от его среза. Поперечные размеры ,,, отсчитывают по оси сопла. Также выписываем радиусы скругления профиля сопла ,, и углы и . Затем выбираем число участков N, на которое следует разбить контур сопла поперечными сечениями.
Для расчёта плотности конвективного теплового потока необходимы следующие данные:
n = k - показатель изоэнтропы расширения газа в сопле
- температура горячей поверхности стенки, К
- температура газа в пристеночном слое, К
- равновесная массовая теплоёмкость газа в пристеночном слое при постоянном давлении,
динамическая вязкость газа, .
Расчёт плотности лучистого теплового потока ведут с использованием следующих данных:
- температура газа в ядре потока, К,
степень черноты стенки
- давление газа в камере сгорания, МПа.
Для определения теплофизических свойств охладителя необходимо указать вид охладителя и его параметры:
- температура охладителя на входе в тракт охлаждения, К
- допустимая температура жидкости на выходе из тракта
охлаждения, К.
Расчёт зазора в кольцевом тракте охлаждения:
- толщина стенки, м
- коэффициент теплопроводности материала стенки при средней
температуре,
- максимальная скорость течения охладителя в тракте, м/с
- предельная температура холодной поверхности стенки, К
- предельная температура горячей поверхности стенки, К.
Все приведённые выше данные загружаются в компьютер, который выдаёт расчёт. Во всех сечениях температура горячей стенки не выходит за рамки допустимой, поэтому дополнительных мероприятий для обеспечения надежности теплозащиты проводить не требуется.
7.4.3 Проектирование оребрения стенки камеры и определение коэффициента эффективности оребрения
Оребрение выполняет следующие функции:
обеспечивает прочность стенки, нагруженной перепадом давления , и нагретой до высокой температуры;
улучшает теплоотвод от стенки в охладитель.
Необходимо выбрать параметры оребрения так, чтобы обеспечить прочность стенки, и минимальные потери давления охладителя в тракте. Расчёт ведётся для ряда сечений и полученные размеры каналов согласуют между участками стенки.
Толщину рёбер и их высоту по длине тракта охлаждения оставляют постоянными, а ширина канала b будет изменяться при изменении радиусов поперечного сечения камеры.
При выборе числа рёбер i необходимо учитывать условие:
,
где - максимальная ширина канала
,
где уТ - предел текучести материала,
=1,5 - коэффициент запаса по текучести,
- перепад давления на стенке.
Оребрение в критическом сечении:
Рисунок 12 - Схема оребрения
;
;
.
Определяем шаг рёбер и ориентировочное число рёбер в критическом сечении:
;
Принимаем .
Теперь уточним Sp и bкр:
;
.
Найдем зазор между стенками (высоту ребра):
Оребрение в расширяющейся части сопла:
;
;
Находим приблизительный радиус сечения №1:
м.
Найдем радиус сечения №2:
Найдем радиус сечения №3:
i4 = 696;
Рассмотрим сечение на срезе сопла:
iа = i4 = 696;
Оребрение на цилиндрическом участке корпуса:
,
где , ;
iс =iкр.
Рассчитываем коэффициент эффективности в критическом сечении:
. Принимаем , .
Тогда,,
,
Результаты расчета приведены в таблице 2.
Таблица 2 - Результаты расчёта оребрения стенки
|
Сечения |
Дp, МПа |
TS, K |
ут, МПа |
bрmax, мм |
iсл |
bр, мм |
др, мм |
Kэф |
|
|
С |
1,726 |
531,8 |
200 |
13 |
112 |
4,8 |
1,7 |
1,39 |
|
|
К |
12,715 |
866,55 |
120 |
3,55 |
100 |
1,8 |
- |
- |
|
|
А |
27,462 |
83,05 |
220 |
3,3 |
239 |
2,9 |
- |
- |
|
|
1-2 |
- |
- |
- |
- |
90/180 |
4/1,5 |
- |
- |
|
|
2-а |
- |
- |
- |
- |
180/239 |
3/1,7 |
- |
- |
7.4.4 Расчет температуры стенки с учетом оребрения
Определяем температуру холодной стороны стенки с оребрением:
где TL - температура охладителя в данном сечении;
- температура газа в пристеночном слое;
- плотность лучистого теплового потока;
ALG - коэффициент конвективной теплоотдачи от газа в стенку.
Величина
где - коэффициент эффективности оребрения.
Величина
где HS - толщина стенки;
U - коэффициент теплоотдачи;
Отношение эквивалентных диаметров
- эквивалентный диаметр щелевого охлаждающего тракта, м;
,
где t - высота щелевого тракта;
- эквивалентный диаметр оребренного охлаждающего тракта.
,
где - расстояние между ребрами;
- высота оребренного тракта.
Находим плотность теплового потока при оребренном тракте:
Находим температуру горячей стороны стенки с оребрением:
Проверяем выполнение условий при Кэ=1,5>1;
TCP=552,78К < TC=716,7К;
qp=103463 кВт/м2 > qs1=89920,3 кВт/м2;
ТHP=898 К < tН=1016,4 К.
Использование теплоизоляционного покрытия не требуется.
7.4.5 Расчёт входного патрубка и коллектора охладителя
Определяем диаметр входного патрубка охладителя:
где - секундный расход охладителя через камеру сгорания;
Vтр - скорость движения охладителя по тракту;
плотность охладителя;
n - количество патрубков.
Определяем радиус коллектора охладителя:
Исходные данные для расчета:
, . Принимаем Vтр=40м/с.
Отсюда получаем:
.
8. Расчет на прочность элементов камеры
Для определения конструкционной прочности проводятся расчёты элементов конструкции, которые включают в себя определение их статической и динамической прочности, жёсткости, а также устойчивости формы.
Проведём прочностной расчёт по следующей схеме:
· Анализ условий работы элементов конструкции и выбор расчётного режима, то есть такого, при котором данный элемент будет наиболее нагружен.
· Анализ конструкции элемента, определение вида его нагружения и выбор расчётной схемы.
· Определение характера изменения нагрузок по длине элемента и выбор расчётного сечения.
· Выбор исходных данных для расчёта (геометрических размеров, материала для изготовления элемента и температуры, при которой он работает).
· Определение величины нагрузки, напряжения или деформации в расчётном сечении.
· Определение предельных значений этих величин для данного материала при соответствующей температуре.
· Определение коэффициентов запаса прочности или устойчивости формы элемента.
· Сравнение полученных коэффициентов запаса с нормативными и формулировка заключения по расчёту.
8.1 Расчёт прочности смесительной головки
8.1.1 Расчёт на прочность форсуночного блока днищ
1. Расчётные режимы:
а) режим запуска в момент воспламенения топлива в КС
б) основной режим работы двигателя
2. Вид нагружения - изгиб.
3. Расчётная схема - тонкая круглая пластина, защемлённая со скольжением по контуру, находящаяся под действием перепада давления .
Рисунок 13 - Расчётная схема при определении прочности блока днищ
4. Математическая модель.
При составлении математической модели расчёта блока днищ приняты допущения:
снижение изгибной жёсткости днищ из-за наличия в них отверстий под форсунки компенсируется соединением днищ форсунками
температура внутреннего и среднего днищ по их радиусу к толщине постоянна и равна их средней температуре
температурные напряжения в днищах не учитываются
из-за большого числа силовых форсунок в блоке эквивалентная пластина является однородной в радиальном и окружном направлении.
Основной режим
а) Определяется предельный продольный погонный изгибающий момент
,
где и - пределы текучести материала внутреннего и среднего днищ при рабочих температурах;
и - толщины внутреннего и среднего днищ
- величина смещения нейтральной линии сечения от внутренней поверхности среднего днища
- расстояние между средним и внутреннем днищами.
б) Определяется предельный перепад давления на форсуночном днище:
- радиус блока днищ.
в) Определяется перепад давления на форсуночном блоке днищ:
г) Определяется запас прочности:
при 700К (БрХ08) - внутреннее днище
при 495К (ст.12Х18Н9Т) - среднее днище
Режим запуска:
,
Прочность форсуночного блока днищ обеспечена на основном режиме и при запуске, . Полученные запасы прочности превышают максимально допустимые запасы прочности, но, исходя из условий пайки, уменьшать толщину днищ нецелесообразно.
8.2 Расчет прочности корпуса
8.2.1 Расчет общей прочности камеры
1. Расчётный режим - основной режим работы двигателя.
2. Вид нагружения - растяжение.
Расчётная схема - цилиндрическая оболочка, нагруженная внутренним и внешним усилием (рисунок 14).
Подобные документы
Основные параметры двигательной установки. Давление в камере сгорания и на срезе сопла. Расчет оптимального давления в камере сгорания. Расчет характеристик прогрессивности щелевого заряда. Теплозащитное покрытие твердотопливного ракетного двигателя.
курсовая работа [575,9 K], добавлен 20.11.2009Выбор основных параметров ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ). Расчет теплозащитного покрытия двигателя. Выбор давления в камере сгорания и на срезе сопла. Расчет характеристик прогрессивности щелевого заряда и звездчатого заряда РДТТ.
курсовая работа [549,5 K], добавлен 30.11.2009Возникновение силы тяги в ракетном двигателе. Устройство, принцип действия, сфера использования, преимущества и недостатки жидкостного ракетного двигателя. История создания твердотопливного ракетного двигателя. Особенности ядерных ракетных двигателей.
презентация [6,6 M], добавлен 16.08.2011Анализ схемных решений и выбор базового варианта подачи компонентов топлива. Оценочный расчёт проектных параметров жидкостного ракетного двигателя. Расчёт топливного отсека. Описание схемы пневмогидросистемы и её работа на всех этапах функционирования.
курсовая работа [7,0 M], добавлен 06.12.2009Разработка конструкции двигателей летательных аппаратов. Выбор оптимальных материалов корпуса и соплового блока на примере тормозного ракетного твердотопливного двигателя трехблочной системы посадки космического летательного аппарата "Восход" на Землю.
курсовая работа [1,9 M], добавлен 07.03.2013К. Циолковский как родоначальник ракетостроения. Принцип работы ракетного двигателя. Выведение первого спутника на орбиту Земли и полет человека в космос. Цели создания проекта "Союз"-"Аполлон". Первые шаги человека на Луне и рекорды космонавтики.
презентация [428,9 K], добавлен 28.01.2014Преодоление земного притяжения. Истечение газов из сопла реактивного двигателя. Использование космической ракеты. Труды Константина Эдуардовича Циолковского по аэродинамике и воздухоплаванию. Использование крылатых ракет в России и других странах.
презентация [3,5 M], добавлен 06.03.2011Проектирование систем десантирования и дрейфа для изучения планет Солнечной системы с помощью автоматических космических аппаратов. Формирование возможных вариантов морфологических матриц данных систем. Конструкция пульсирующего детонационного двигателя.
реферат [22,2 K], добавлен 22.10.2015История развития ракетного дела. Применение реактивной тяги для пилотируемого полета. Ракетостроение после Второй мировой войны. "Космическая гонка" или "Битва за космос". Разработки русских ученых по трофейным документациям. Полет человека в космос.
реферат [31,2 K], добавлен 16.12.2013Принципиальная схема и параметры аэродинамической трубы: воздухоподогреватель, аэродинамические сопла, рабочая камера. Описание экспериментального стенда Т-131Б. Виды эксперимента, поддерживающие устройства. Стендовый диффузор и система эксгаустирования.
отчет по практике [337,6 K], добавлен 20.11.2009
