Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ АВТОНОМНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С. П. КОРОЛЁВА»

Институт двигателей и энергетических установок

Кафедра теплотехники и тепловых двигателей

Расчетно-пояснительная записка к курсовой работе:

«РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ИДЕАЛЬНОГО ГАЗОВОГО ПОТОКА В КАМЕРЕ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ»

по дисциплине «Механика жидкостей и газов»

Выполнил: студент группы 2308 Рашитов М.Р.

Принял: Сукчев В.М.

Самара 2017 г.



Реферат

Курсовая работа.

Расчетно-пояснительная записка: 30 страниц, 7 рисунков, 5 таблиц, 3 источника, 3 приложения.

КАМЕРА РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЯ, СВЕРХЗВУКОВОЕ СОПЛО, ГАЗОВЫЙ ПОТОК, ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ, РАСЧЕТНЫЙ РЕЖИМ, НЕРАСЧЕТНЫЙ РЕЖИМ, ПЛОЩАДЬ СЕЧЕНИЯ, РАСХОД, ПРЯМОЙ СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ, ИМПУЛЬС ГАЗОВОГО ПОТОКА, СИЛЫ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ.

В данной курсовой работе выполнены расчеты геометрических параметров камеры ракетного двигателя и параметров идеального газового потока в различных сечениях по длине камеры ракетного двигателя на пяти режимах, схема камеры представлена в приложении, построены графики изменения основных величин.

Газовый поток поступает в камеру ракетного двигателя через сопло с начальным сечением 0, проходит узкое сечение у и покидает камеру через выходное сечение , площади которых равны соответственно , , и . Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно .

Все построения и непосредственные вычисления осуществлялись в программах ADEM 8.1 и Mathcad соответственно.



Содержание

газовый поток двигатель ракетный

Условные обозначения

Введение

Исходные данные, допущения и рассчитываемые варианты газового потока

1. Расчет и построение камеры двигателя

2. Расчет параметров газового потока

2.1 Расчет параметров для сечений «0» и «k»

2.2 Определение параметров газового потока в сечениях «1» - «а»

2.3 Расчет параметров сечений «2» - «а» со скачками уплотнения

3. Расчет импульсов газового потока, сил и тяги

Заключение

Список использованных источников

Приложение А

Приложение Б

Приложение В



Условные обозначения

Исследуемые сечения:

0, 1, k, 2, 3 - в дозвуковой части камеры ракетного двигателя;

у - узкое ( критическое ) сечение камеры ракетного двигателя;

4, 5, а - в сверхзвуковой части камеры ракетного двигателя;

k=1,3 - отношение теплоемкости газа при постоянном давлении кего теплоемкости при постоянном объеме;

R=292 - удельная газовая постоянная;

r-радиус, мм;

S-площадь, мм²;

q-газодинамическая функция расхода или приведенный расход;

л-приведенная скорость;

M-число Маха;

ф-ГДФ температуры;

р-ГДФ давления;

-ГДФ плотности;

- ГДФ расхода;

T* - температура торможения, К;

T- статическая температура, К;

p* - давление торможения, Па;

p- статическое давление, Па;

с* - плотность торможения, кг/м³;

с- статическая плотность, кг/м³;

a_кр- критическая скорость звука, м/с

a- местная скорость звука, м/с;

c- скорость газового потока, м/с;

G- расход газового потока, кг/с;

ѓ - ГДФ импульса;

- давление во внешней среде, Па;

Ф - импульс газового потока, Н;

у_п- коэффициент изменения давления в прямом скачке уплотнения;

у_в.р.- коэффициент изменения давления при внезапном расширении;

у_Т- коэффициент изменения давления при подводе теплоты;

P_0-у- сила воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла, Н;

P_у-a- сила воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла, Н;

P_0-a- сила воздействия газового потока на сопло в целом, Н;

P_внут.- внутренняя составляющая полной тяги, Н;

P_нар.- наружная составляющая полной тяги, Н ;

P- полная тяга двигателя, Н;

Индексы:

КР-критический режим.



Введение

В курсовой работе выполняются расчеты идеального газового потока в камере ракетного двигателя, схема которой представлена на рисунке 1.

Идеальный газовый поток поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь живого сечения . После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью . На участке от сечения 1 до конечного сечения камеры сгорания K газовый поток получает внешнюю теплоту, эквивалентную теплоте сгорания поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением k, узким сечением y, выходным сечением a, площади которых равны , , . Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно p_H.



Исходные данные, допущения и рассчитываемые варианты газового потока

Исходные данные для расчета приведены в таблице 1.

Таблица 1

Исходные данные

Параметры	Значения
Показатель адиабаты	k=1,278
Удельная газовая постоянная	R=290,7
Давление в газовом потоке в сечении 0 камеры ракетного двигателя
Температура торможения газового потока при втекании в камеру ракетного двигателя
Температура торможения газового потока перед соплом
Радиус узкого сечения сопла
Отношение площади сечения 0 к площади сечения kкамеры сгорания,
Отношение радиуса сечения k камеры сгорания к радиусу узкого сечения сопла,
Отношение радиуса выходного сечения к радиусу узкого сечения сопла,
Отношение длины сверхзвуковой части сопла к радиусу узкого сечения сопла,
Полуугол раскрытия сверхзвуковой части сопла в узком сечении
Полуугол раскрытия сверхзвуковой части сопла в выходном сечении

Газ идеальный, невязкий. Течение газа в камере сплошное, одномерное, стационарное. Газовой поток между сечениями 0 и 1 энергоизолизорованный, между сечениями 1 и kcполучением внешней теплоты, течение газа по соплу энергоизолированное. Давление газа на внутреннем торце камеры сгорания в сечении 0 равно давлению в струе газа . Скачок уплотнения в газовом потоке прямой и энергоизолированный. В живых сечениях газового потока расход газа одинаковый. Живые сечения считать плоскими сечениями, нормальными оси потока (оси камеры).

В курсовой работе рассчитываются следующие варианты идеального газового потока в камере ракетного двигателя:

1. Газовой поток при сверхзвуковом расчетном истечении газа из сопла ( при ).

2. Газовой поток со скачком уплотнения в выходном сечении камеры (сопла).

3. Газовой поток со скачком уплотнения в сечении 5.

4. Газовой поток со скачком уплотнения в сечении 4.

5. Газовой поток с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующем дозвуковом течении газа по соплу.

Каждому варианту газового потока соответствуют значения , определяемые по результатам расчетов.



1. Расчет и построение камеры двигателя

Геометрические параметры камеры ракетного двигателя найдем по следующим зависимостям:

Расчет значения длины камеры сгорания

;

Расчет длины дозвуковой части сопла

;

Расчет длины сверхзвуковой части сопла

;

Расчет радиуса камеры сгорания

,

Расчет радиуса газового потока при входе в камеру ракетного двигателя

;

Расчет радиуса выходного сечения сопла

;

По найденным размерам строится профиль камеры ракетного двигателя (приложение А).

Профиль дозвуковой части сопла образуется сопряженными дугами двух окружностей с радиусами и . Профиль сверхзвуковой части сопла построен как квадратичная парабола, которая является внутренней огибающей линией для прямых отрезков, соединяющих соответствующие точки сечения отрезков y-y и a-a на 8 равных частей каждый. Отрезки проведены из сечений a и y под углами соответственно .

По профилю камеры геометрически определяются радиусы промежуточных расчётных сечений 1, 2, 3, 4 и 5 в мм.

Определение радиуса расчетного сечения 2

,

Определение радиуса расчетного сечения 3

,

Определение радиуса расчетного сечения 4

,

Определение радиуса расчетного сечения 5

.

Далее определяем площади сечений:



2. Расчет параметров газового потока

2.1 Расчет параметров для сечений «0» и «k»

Вычислим значение газодинамической функции q для сечения «k»:

С использованием математического пакета MathCAD определяем величину _k из решения нелинейного уравнения, учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, т. е. :

получаем;

Определяем значения остальных газодинамических функций:

где - газодинамические функции температуры, давления и плотности соответственно.

Найдём величину числа Маха:

Определение температуры газового потока:

Определение критической скорости звука для сечений «к-а»:

Определение скорости газового потока:

Определение местной скорости звука:

Определение скорости газового потока:

Рассчитаем сечение «0». Запишем преобразованное уравнение количества движения для газа, находящегося в камере сгорания между сечениями «0» и «k». С помощью математического пакета MathCADопределяем величину , учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, то есть

,

получаем

Далее находим значение всех газодинамических функций:

Определение числа Маха:

Определение критической скорости звука:

Определение температуры газового потока:

Определение значения давления в газовом потоке:

Определение плотности торможения газового потока:

Определение плотности газового потока:

Определение скорости газового потока:

или

Определение скорости звука:

Определение расхода газа в потоке используя ГДФ:

Определение расхода газа в потоке по параметрам потока:

Вычислим оставшиеся параметры газового потока для сечения «k». Для этого запишем преобразованное уравнение неразрывности для сечения «0» и «k»:

Остальные параметры определим следующим образом:

Определение расхода газа в потоке используя ГДФ:

Определение расхода газа в потоке по параметрам потока:

.



2.2 Определение параметров газового потока в сечениях «1» - «а»

Параметры сечения «1» определим аналогично параметрам сечения «k».

Для сечения «2» определяем величину из решения уравнения количества движения для газа, учитывая, что в этом сечении поток дозвуковой (т.е.).

Получим: .

Остальные параметры рассчитываются по аналогии с предыдущими сечениями.

Параметры потока в сечениях «3», «у», «4», «5», «а» определяются аналогично, но с учетом того, что в сечении «3» поток дозвуковой (т.е.), в сечении «у» - звуковой (т.е.), в сечениях «4», «5», «а» - сверхзвуковой (т.е.).

Полученные значения сведены в таблицу Б.1 (Приложение Б).

2.3 Расчет параметров сечений «2» - «а» со скачками уплотнения

Рассчитаем параметры потока со скачком уплотнения в выходном сечении сопла.

Сначала вычислим значение :

По найденной величине определим :

Расчет остальных параметров проведем по аналогии с сечением «а». Необходимо иметь в виду, что в прямом скачке уплотнения не изменяется, скачкообразно падают.

.

Результаты вычислений сведем в таблицу Б.1.

Случаи, когда скачок уплотнения наблюдается в сечениях «4» и «5», рассчитаем аналогично и сведем в таблицу Б.2.

Выпишем из таблицы Б.1 в таблицу Б.2 значения всех параметров для сечений «у», «4» (вариант 1-4), «5» (вариант 1-3) (см. Приложение Б).

Также определим и рассчитаем значения всех величин и параметров для оставшихся значений таблицы Б.2.

Сечение «а» (вариант 3) - скачок уплотнения в сечении «а».

Получаем:

Рассчитаем значения газодинамических функций и параметров по аналогии с расчетами для сечения «1».

Аналогично посчитаем сечения «а», «5» (вариант 4).

Сечение «а» (вариант 5).

Получаем:

Рассчитаем значения газодинамических функций и параметров по аналогии с расчетами для сечения «1».

Аналогично просчитаем сечения «4» и «5» (вариант 5).



3. Расчет импульсов газового потока, сил и тяги

Перепишем из таблиц Б.2, Б.3 значения , , S.

Рассчитаем газодинамическую функцию для таблицы Б.3 (Приложение Б):

,

,

,

,

,

,

,

.

Рассчитаем импульс газового потока:

,

,

,

,

,

,

.

Рассчитаем коэффициент давления торможения при внезапном расширении газового потока:

.

Рассчитаем коэффициент давления торможения при передаче потоку внешней теплоты:

.

Рассчитаем коэффициент давления торможения в прямом скачке уплотнения;

Рассчитаем давление во внешней среде из условия, что в любом дозвуковом потоке при истечении во внешнюю среду давление равно :

Определение силы воздействия газового потока на камеру сгорания:

.

Определение силы воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла:

.

Рассчитаем силу воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла:

Рассчитаем силу воздействия газового потока на камеру в целом:

Рассчитаем внутреннюю тягу камеры по формуле:

Рассчитаем наружную тягу камеры по формуле:

Рассчитаем тягу камеры по формуле:



Заключение

В данной работе был произведен расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя.

По исходным данным для живых сечений газового потока «0», «1», «k», «2», «3», «у», «4», «5» и «а» были рассчитаны газодинамические функции, параметры торможения, а также рассчитаны варианты идеального газового потока со скачком уплотнения в «5», «4», выходном сечениях и с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующим дозвуковым течением газа по соплу. По расчетам были построены графики изменения параметров газового потока по длине камеры ракетного двигателя.

В конце работы были определены силы воздействия потока на камеру и тяга камеры при различных вариантах газового потока.

Список использованных источников

1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика, 5-е издание. Часть I. М.: Наука, 1991. 597 с. 4-е издание. М.: Наука, 1976. 888 с.

2. В.А. Курочкин, А.С. Наталевич, А.М. Цыганов, А.А. Диденко «Расчёт идеального газового потока в камере ракетного двигателя». Метод.указания/Самара: СГАУ, 2003 г.

3. Лекции по механике жидкостей и газов.



Приложение А

Камера ракетного двигателя

Рисунок А.1 профиль сопла ракетного двигателя

Приложение Б

Таблица Б.1

Результаты расчёта параметров газового потока (варианты 1,2)

Варианты	1 - 5	1 - 4	1 - 3	1 - 2	2
Сечения	0	1	k	2	3	У	4	5	а	аза
r, мм	39.11	71.4	71.4	54.5	46	42	52	68.3	74.34	74.34
S, мм2	4804.714	16015.714	16015.714	9331.316	6647.610	5541.769	8494.867	14655.184	17361.809	17361.809
q(л)	0.437	0.134	0.346	0.594	0.834	1	0.652	0.378	0.319	0.725
л	0.284	0.084	0.221	0.399	0.621	1	1.613	1.897	1.963	0.5095
ф(л)	0.990	0.999	0.994	0.981	0.953	0.878	0.683	0.561	0.53	0.968
р(л)	0.956	0.996	0.973	0.914	0.801	0.550	0.173	0.070	0.054	0.862
е(л)	0.965	0.997	0.979	0.932	0.841	0.626	0.253	0.125	0.102	0.891
М	0.267	0.079	0.208	0.378	0.596	1	1.829	2.374	2.526	0.485
Т*, К	293	293	1866	1866	1866	1866	1866	1866	1866	1866
Т, К	290.125	292.746	1854.839	1829.735	1778.259	1638.279	1273.889	1046.304	988.785	1806.885
р*, МПа	5.232	5.116	5.004	5.004	5.004	5.004	5.004	5.004	5.004	2.204
р, МПа	5	5.096	4.867	4.572	4.01	2.751	0.865	0.350	0.270	1.901
с*, кг/м3	61.425	60.069	9.224	9.224	9.224	9.224	9.224	9.224	9.224	4.062
с, кг/м3	59.284	59.883	9.027	8.595	7.757	5.776	2.337	1.151	0.939	3.618
акр, м/с	309.143	309.143	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157
л?акр, м/с	87.663	26.036	172.716	311.333	484.263	780.157	1258.004	1480.154	1531.205	397.494
а, м/с	328.307	329.787	830.120	824.484	812.803	780.157	687.945	623.472	606.093	819.319
M•a, м/с	87.663	26.036	172.716	311.333	484.263	780.157	1258.004	1480.154	1531.205	397.494
G, кг/с	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704
с?с•S, кг/с	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704

Таблица Б.2

Результаты расчета параметров газового потока (варианты 3, 4, 5)

Варианты	1 - 3	3	1 - 4	4	1 - 5	5
Сечения	5	5за	а	4	4за	5	а	У	4	5	а
r, мм	68.3	68.3	74.34	52	52	68.3	74.34	42	52	68.3	74.34
S, мм2	14655.184	14655.184	17361.809	8494.867	8494.867	14655.184	17361.809	5541.769	8494.867	14655.184	17361.809
q(л)	0.378	0.744	0.628	0.652	0.833	0.483	0.408	1	0.652	0.378	0.319
л	1.897	0.527	0.426	1.613	0.620	0.316	0.263	1	0.446	0.243	0.204
ф(л)	0.561	0.966	0.978	0.683	0.953	0.988	0.992	0.878	0.976	0.993	0.995
р(л)	0.070	0.853	0.902	0.173	0.802	0.945	0.962	0.550	0.893	0.967	0.977
е(л)	0.125	0.883	0.923	0.253	0.841	0.957	0.970	0.626	0.915	0.974	0.982
М	2.374	0.502	0.404	1.829	0.595	0.298	0.248	1	0.423	0.229	0.191
Т*, К	1866	1866	1866	1866	1866	1866	1866	1866	1866	1866	1866
Т, К	1046.304	1802.737	1824.682	1273.889	1778.421	1843.257	1850.229	1638.279	1820.645	1852.552	1856.566
р*, МПа	5.004	2.545	2.545	5.004	3.918	3.918	3.918	5.004	5.004	5.004	5.004
р, МПа	0.350	2.171	2.296	0.865	3.141	3.703	3.768	2.751	4.468	4.840	4.888
с*, кг/м3	9.224	4.691	4.691	9.224	7.222	7.222	7.222	9.224	9.224	9.224	9.224
с, кг/м3	1.151	4.144	4.328	2.337	6.076	6.911	7.005	5.776	8.443	8.987	9.057
акр, м/с	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157	780.157
л?акр, м/с	1480.154	411.204	332.316	1258.004	483.818	246.551	205.307	780.157	348.169	189.590	158.793
а, м/с	623.472	818.378	823.344	687.945	812.840	827.525	829.088	780.157	822.433	829.608	830.507
M•a, м/с	1480.154	411.204	332.316	1258.004	483.818	246.551	205.307	780.157	348.169	189.590	158.793
G, кг/с	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704
с?с•S, кг/с	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704	24.9704

Таблица Б.3

Результаты расчета импульсов газового потока

Варианты	1 - 5	1 - 5	1 - 5	1	2	3	4	5
Сечения	0	k	y	a	a	а	a	a
л	0.284	0.221	1	1.963	0.5095	0.426	0.263	0.204
р*, МПа	5.232	5.004	5.004	5.004	2.204	2.545	3.918	5.004
S, мм^2	4804.71	16015.71	5541.77	17361.8	17361.8	17361.8	17361.8	17361.8
f	1.043	1.027	1.252	0.494	1.122	1.090	1.037	1.023
Ф, кН	26.213	82.268	34.724	42.922	42.922	48.155	70.544	88.834

Таблица Б.4

Результаты расчета сил и тяги

Варианты	1	2	3	4	5
ув.р.	0.978	0.978	0.978	0.978	0.978
ут	0.978	0.978	0.978	0.978	0.978
уп	-	0.440	0.509	0.783	1
pн, МПа	0.270	1.901	2.296	3.768	4.888
P0-k, кН	56.055	56.055	56.055	56.055	56.055
Pk-y, кН	-47.544	-47.544	-47.544	-47.544	-47.544
Py-a, кН	8.198	8.198	13.431	35.820	54.110
P0-a, кН	16.710	16.710	21.943	44.331	62.622
Pвнутр, кН	42.922	42.922	48.155	70.544	88.834
Pнар, кН	-4.687	-32.997	-39.857	-65.417	-84.869
P, кН	38.235	9.926	8.298	5.127	3.965



Приложение В

Изменение параметров от длины камеры ракетного двигателя

Рисунок В.1 Изменение температуры по длине камеры ЖРД (1 - температура торможения Т*; 2 - температура для варианта 1; 3 - для варианта 2; 4 - для варианта 3; 5 - для варианта 4; 6 - для варианта 5)



Рисунок В.2 Изменение давления газа по длине камеры ЖРД ( - - - - статическое давление, - давление торможения; 1 - 1-5 вариант; 2,6 - вариант 2; 3,7 - вариант 3; 4,8 - вариант 4; 9 - вариант 5)

Рисунок В.3 Изменение плотности газа по длине камеры ЖРД (- - - - статическая плотность, - плотность торможения; 1 - 1-5 вариант; 2,6 - вариант 2; 3,7 - вариант 3; 4,8 - вариант 4; 9 - вариант 5)



Рисунок В.4 Изменение скорости газового потока по длине камеры ЖРД (Номера позиций - варианты)

Рисунок В.5 Изменение скорости газового потока в выходном сечении камеры ЖРД



Рисунок В.6 Силы и тяга ЖРД

Размещено на Allbest.ru