Баллистическая ракета РД-583 (РН Зенит-3)
Характеристика прототипа летательного аппарата: компоненты топлива, тяга двигателя и давление в камере сгорания. Краткие теоретические сведения о ракете Р-5, проведение термодинамического расчета двигателя. Профилирование камеры сгорания и сопла.
Рубрика | Производство и технологии |
Вид | курсовая работа |
Язык | русский |
Дата добавления | 06.10.2010 |
Размер файла | 2,2 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.
5
Государственное Образовательное Учреждение
Высшего Профессионального Образования
Ижевский Государственный Технический Университет
Кафедра «Тепловые двигатели и установки»
Отчет по домашнему заданию
курса «Устройство и проектирование ЛА»
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА С ЖРД,
АНАЛОГ РАКЕТЫ Р-5
Проверил
Ст. преподаватель Лошкарев А.Н.
Выполнил
Студент гр.5-57-2 Буторин А.В
2009
Содержание
Введение
1. Краткие теоретические сведения о Р-5
2. Термодинамический расчет
3. Профилирование камеры сгорания и сопла
4. Определение полиномов {RaTa}, {Wa} и {na} от б
Заключение
Литература
Введение
Домашнее задание по курсу «Устройство и проектирование ЛА» является следующим этапом в конструировании летательного аппарата, начатом в курсовом проекте по дисциплине «Механика полета» в 4 семестре. Все расчеты в домашнем задании ведутся для жидкостного двигателя.
Исходными данными для домашнего задания являются характеристики прототипа летательного аппарата: компоненты топлива, тяга двигателя и давление в камере сгорания.
По доступной литературе и в соответствии с результатами, полученными на предыдущем этапе конструирования разрабатывается общий вид летательного аппарата
1) Провести термодинамический расчет.
2) Профилирование камеры сгорания и сопла.
3) Построить график изменения газодинамических характеристик потока: скорости W, давления p и температуры T по длине сопла.
1.Краткие теоретические сведения о Р-5
В конструкции ракеты Р-5 впервые оба топливных бака были сделаны несущими. Опыт эксплуатации ракет Р-1 и Р-2, а также расчеты и эксперименты показали, что испарения жидкого кислорода во время нахождения ракеты на стартовом устройстве и на участке выведения не столь значительны, как представлялось ранее, и что при соответствующей подпитке кислородного бака на старте можно обойтись без теплоизоляции. В дальнейшем такой подход стал обычным для всех конструкций ракет, использующих жидкий кислород в качестве одного из компонентов топлива.
На ракете Р-5 установили специальный насадок на сопло двигателя, что позволило увеличить дальность полета до 1200 км, а также исключили герметичный приборный отсек. Все приборы системы управления, за исключением чувствительных элементов (гироприборов и интеграторов), располагались в отсеке, который был прямым продолжением хвостового отсека, а чувствительные элементы размещались, во избежание влияния вибраций, подальше от двигателя, в межбаковом пространстве на специальных кронштейнах. Впервые, наряду с автономной системой управления, стали использовать системы радиоуправления дальностью, боковой радиокоррекции и аварийного выключения двигателя. В конструкции баков были предусмотрены специальные воронкогасители, уменьшающие остатки незабора компонентов топлива.
2.Термодинамический расчет
Термодинамический расчет рекомендуется проводить по справочнику «Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания ». Топливная пара керосин - кислород рассматривается во 2 томе указанного справочника. Для дальнейших расчетов определяю давление в камере сгорания- зная камерное давление двигателя прототипа, в Р-5 оно равно рк= 25 атм ,нужно принять ближайшее ему давление, имеющееся в справочнике, ему соответствует величина 5000 кПа = 50атм. Это давление и будет расчетным, т.е рк = 5000 кПа. Далее строим зависимости произведения газовой постоянной и температуры на срезе сопла RaTa, скорости продуктов сгорания на срезе сопла Wa и коэффициента изэнтропы на срезе сопла na от коэффициента избытка окислителя бок, имея в виду, что газовая постоянная на срезе сопла равна отношению универсальной газовой постоянной к молекулярному весу продуктов сгорания на срезе сопла. За срез сопла следует принять столбец таблицы, давление в котором равно 50 кПа, или 0.5 атм.
б ок |
na |
Ta |
Wa |
м a |
Ra,Ra=R/м a |
RT |
|
0,4 |
1,231 |
962,2 |
2498 |
17,84 |
466,031 |
448412 |
|
0,5 |
1,229 |
1326 |
2625 |
19,11 |
435,06 |
500931 |
|
0,6 |
1,208 |
1548 |
2929 |
21,52 |
386,338 |
598052 |
|
0,7 |
1,165 |
1964 |
3009 |
23,92 |
347,575 |
682638 |
|
0,8 |
1,129 |
2362 |
3020 |
26,18 |
317,57 |
750100 |
|
0,9 |
1,115 |
2537 |
2983 |
27,73 |
299,819 |
760640 |
|
1 |
1,112 |
2555 |
2933 |
28,71 |
289,585 |
739890 |
|
1,1 |
1,112 |
2528 |
2883 |
29,44 |
282,404 |
713921 |
|
1,2 |
1,114 |
2481 |
2834 |
30,01 |
277,04 |
687341 |
|
1,5 |
1,124 |
2267 |
2701 |
31,04 |
267,847 |
607212 |
|
2 |
1,157 |
1818 |
2502 |
31,50 |
263,936 |
479836 |
Построив указанную зависимость, можно определить расчетное значение рабочего коэффициента избытка окислителя бр.
Максимумы функций RaTa = f(бок) и Wa= f(бок), как правило, не совпадают, поэтому теоретический рабочий коэффициент избытка окислителя определяется, как средний между максимумами указанных функций.
В зависимостях, построенных в данной работе, бр = 0,8. Таким образом, однозначно определим все прочие газодинамические характеристики продуктов сгорания в камере и по соплу (соответствующую страницу из справочника «Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания»
3.Профилирование камеры сгорания и сопла
Исходные данные:
Тяга ракетного двигателя P=440 кН
Давление на срезе сопла pa=50кПа
Давление за срезом сопла ph=100кПа
Газовая постоянная на срезе сопла Ra=317
Температура на срезе сопла Ta=2362 К
Скорость продуктов сгорания на срезе сопла Wa=3020 м/с
Газовая постоянная в критическом сечении сопла Rkp= 343.837
Температура в критическом сечении сопла Tkp=3463 К
Скорость продуктов сгорания в критическом сечении сопла Wkp=1159м/с
Давление в критическом сечении сопла pkp=2894 кПа
- определяется расход топлива через камеру сгорания
Определение площадь критического сечения:
Определение радиуса критического сечения:
Определение объем камеры сгорания исходя из приведенной длины камеры сгорания:
Определение площади поперечного сечения камеры сгорания:
Определение длины цилиндрической части камеры сгорания:
Определение радиуса поперечного сечения камеры сгорания rк
Определение профиля входной части сопла
Определение диаметра среза сопла Da
Определение угла на выходе из сопла ва
ва=11о=0,192rad
Определение угла на входе в сопло вm и длины сопла Lc с использованием монограмм:
Определение зависимости Ts, Ws, ps по длине сопла(Ls):
Ts |
Ws |
ps |
Ls |
|
3463 |
1159 |
2362 |
0 |
|
2974 |
2267 |
2558 |
0.207 |
|
2558 |
2834 |
2974 |
0.379 |
|
2362 |
3020 |
3463 |
1.014 |
4. Определение полиномов {RaTa}, {Wa} и {na} от б
Для аппроксимации графиков R·T=RT(), W=W(), n=n() полиномом второй степени нужно решить следующую систему уравнений:
где правая часть - искомый полином, а левая - значение функции, которую аппроксимирует данный полином. Требуется найти коэффициенты полиномов.
Запишем систему уравнений в матричном виде
Тут матрицы-столбцы a, b и c - неизвестные коэффициенты полинома, а квадратная матрица - матрица, содержащая значения расчётного коэффициента избытка окислителя и двух соседних, которые есть в таблицах справочника [1].
Задачу решаем с использованием MathCad
Результатом работы которой станут матрицы-столбцы искомых коэффициентов:
Получаем систему аппроксимирующих полиномов для заданных функций
-3271800•+6649880?б+2006060=RT
Заключение
В результате выполнения домашнего задания был произведен термодинамический расчет, в результате которого определили расчетные значения давления в камере сгорания и коэффициенты избытка окислителя , было провидено профилирование камеры сгорания, определили полиномы аппроксимацией графиков зависимостей произведения газовой постоянной и температуры на срезе сопла RaTa, скорости продуктов сгорания на срезе сопла Wa и коэффициента изэнтропы на срезе сопла na от коэффициента избытка окислителя Ьок, построение теоретического профиля камеры сгорания, чертеж конструктивно-компоновочной схемы ракеты.
Список используемых источников
1 Газодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания /под ред. В.П. Глушко. - М.: изд-во Академии Наук СССР.
2 Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1968.- 396 с.
3 Новиков В.Н. и др. Основы устройства и конструирования летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1991. - 368 с.
Подобные документы
Исходные данные для расчета жидкостного ракетного двигателя. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла, жидкостного ракетного топлива (ЖРТ). Определение параметров ЖРТ и его продуктов сгорания. Конструктивная схема, система запуска двигателя.
курсовая работа [2,7 M], добавлен 07.09.2015Профилирование лопатки первой ступени компрессора высокого давления. Компьютерный расчет лопатки турбины. Проектирование камеры сгорания. Газодинамический расчет сопла. Формирование исходных данных. Компьютерное профилирование эжекторного сопла.
курсовая работа [1,8 M], добавлен 22.02.2012Общие сведения о двигателе внутреннего сгорания, его устройство и особенности работы, преимущества и недостатки. Рабочий процесс двигателя, способы воспламенения топлива. Поиск направлений совершенствования конструкции двигателя внутреннего сгорания.
реферат [2,8 M], добавлен 21.06.2012Расчет параметров потока и построение решеток профилей ступени компрессора и турбины. Профилирование камеры сгорания, реактивного сопла проектируемого двигателя и решеток профилей рабочего колеса турбины высокого давления. Построение профилей лопаток.
курсовая работа [1,8 M], добавлен 27.02.2012Описание прототипа двигателя ЯМЗ-236. Блок цилиндров, кривошипно-шатунный механизм, газораспределение. Исходные данные для теплового расчета. Параметры цилиндра и двигателя. Построение и скругление индикаторной диаграммы. Тепловой баланс двигателя.
курсовая работа [1,5 M], добавлен 25.05.2013Общие сведения об устройстве двигателя внутреннего сгорания, понятие обратных термодинамических циклов. Рабочие процессы в поршневых и комбинированных двигателях. Параметры, характеризующие поршневые и дизельные двигатели. Состав и расчет горения топлива.
курсовая работа [4,2 M], добавлен 22.12.2010Расчет и профилирование элементов конструкции двигателя: рабочей лопатки первой ступени осевого компрессора, турбины. Методика расчета треугольников скоростей. Порядок определения параметров камеры сгорания, геометрических параметров проточной части.
курсовая работа [675,3 K], добавлен 22.02.2012Расчет основных параметров двигателя ЗИЛ-130. Детали, механизмы, модели основных систем двигателя. Количество воздуха, участвующего в сгорании 1 кг топлива. Расчет параметров процесса впуска, процесса сгорания. Внутренняя энергия продуктов сгорания.
контрольная работа [163,7 K], добавлен 10.03.2013Общая характеристика судового дизельного двигателя внутреннего сгорания. Выбор главных двигателей и их основных параметров в зависимости от типа и водоизмещения судна. Алгоритм теплового и динамического расчета ДВС. Расчет прочности деталей двигателя.
курсовая работа [1,5 M], добавлен 10.06.2014Характеристика дизельного топлива двигателей внутреннего сгорания. Расчет стехиометрического количества воздуха на 1 кг топлива, объемных долей продуктов сгорания и параметров газообмена. Построение индикаторной диаграммы, политропы сжатия и расширения.
курсовая работа [281,7 K], добавлен 15.04.2011