Південно-Уральський державний університет
Кафедра «Двигуни літальних апаратів»
Розрахунково-пояснювальна записка до курсового проекту
на тему
«Розрахунок основних проектних параметрів РРД»
Керівник проекту
Сафонов Є. В.
Автор проекту
студент групи АК-591
Богданов В. В.
__ Червня 2007
________________
Нормоконтроль
________________
__ Червня 2007
Проект захищений
__ Червня 2007
з оцінкою ______
_______________
Челябінськ, 2007
Кафедра «Двигуни літальних апаратів»
Розрахунково-пояснювальна записка до курсового проекту
на тему
«Розрахунок основних проектних параметрів РРД»
Керівник проекту
Сафонов Є. В.
Автор проекту
студент групи АК-591
Богданов В. В.
__ Червня 2007
________________
Нормоконтроль
________________
__ Червня 2007
Проект захищений
__ Червня 2007
з оцінкою ______
_______________
Челябінськ, 2007
Анотація
Богданов В. В. - Челябінськ: ЮУрГУ, АК, 2007,
49 с., 10 іл., Додаток 5 л.
Бібліографія літератури 6 найменувань.
У даному курсовому проекті проведено розрахунок параметрів камери згоряння реактивного двигуна тягою 100000 Н на компонентах H 2 + F 2, що працює за закритою схемою газогенерації; визначені основні параметри агрегатів рухової установки: ТНА, газогенератора, баків. Зроблено розрахунок оптимального тиску в газогенераторі за допомогою ЕОМ.
У спеціальній частині проекту проведена конструктивна розробка камери згоряння, компоновочне розрахунок форсуночного головки, розрахунок пристеночной форсунки і двокомпонентної газорідинної форсунки ядра, побудований профіль камери згоряння, побудована залежність параметрів робочого тіла по довжині камери згоряння.
Богданов В. В. - Челябінськ: ЮУрГУ, АК, 2007,
49 с., 10 іл., Додаток 5 л.
Бібліографія літератури 6 найменувань.
У даному курсовому проекті проведено розрахунок параметрів камери згоряння реактивного двигуна тягою 100000 Н на компонентах H 2 + F 2, що працює за закритою схемою газогенерації; визначені основні параметри агрегатів рухової установки: ТНА, газогенератора, баків. Зроблено розрахунок оптимального тиску в газогенераторі за допомогою ЕОМ.
У спеціальній частині проекту проведена конструктивна розробка камери згоряння, компоновочне розрахунок форсуночного головки, розрахунок пристеночной форсунки і двокомпонентної газорідинної форсунки ядра, побудований профіль камери згоряння, побудована залежність параметрів робочого тіла по довжині камери згоряння.
Зміст
Завдання на проектування
Зробити розрахунок рідинного ракетного двигуна з наступними заданими параметрами:
1) Тяга P = 150 кН;
2) Тиск в камері згоряння P к = 15 МПа;
3) Тиск на зрізі сопла P з = 0,06 МПа;
4) Паливні компоненти H 2 + F 2;
5) Час роботи τ = 250 с.
Зробити розрахунок і конструкторську розробку камери згоряння двигуна.
Графічна частина проекту:
Пневмогідравлічні схема ДУ - 1 лист;
Загальний вигляд камери згоряння - 1 лист;
Загальний вигляд головки - 1 лист;
Деталировка - 1 лист;
Зміна параметрів робочого тіла по сопла - 1 плакат.
На деталювання - деталі з загального вигляду форсуночного головки (днища камери, форсунки).
Введення
Рухова установка є основним елементом ракети і зумовлює собою її найважливіші параметри.
Проектування рухової установки (ДУ) - важливий і найбільш трудомісткий етап у створенні ракети. Метою проектування ДУ є отримання при заданих умовах ДУ з найкращими показниками.
Основними показниками ДУ є: питома імпульс, питома тяга, надійність, вартість. Головним з них вважається питомий імпульс ДУ, що показує тягу, створювану одиницею маси витрачається робочого тіла. Отримання високої питомої імпульсу є першорядним завданням при проектуванні ДУ.
Процес проектування ДУ розбивається на проведення серії проектних розрахунків різних підсистем, пов'язаних між собою граничними залежностями. Зміна параметрів будь-якої з них часто тягне за собою зміну параметрів суміжних підсистем і ДК в цілому. Також при проведенні первинних розрахунків не всі необхідні дані можуть бути спочатку відомі. Їх значеннями задаються, виходячи з досвіду проектування аналогічних ДУ, а потім, після їх уточнення, повторюють розрахунки.
Після проведення проектного розрахунку проводиться досвідчена відпрацювання розроблених елементів ДУ, за результатами якої параметри елементів ДУ також можуть бути скоректовані. У результаті, проектування ДУ представляє складний ітераційний процес, що складається з безлічі послідовних наближень.
ДУ, виконані за закритою схемою газогенерації (з допалюванням генераторного газу), характеризується більш тісними взаємозв'язками між елементами агрегатів і систем, що істотно ускладнює процес проектування. Необхідність використання закритої схеми обумовлена прагненням до одержання більш високих характеристик ДУ, в порівнянні з ДУ, виконаних за відкритою схемою газогенерації. Застосування закритої схеми газогенерації дозволяє істотно підвищити тиск в камері згоряння ДУ, збільшити питому імпульс, зменшити габарити і масу ДУ.
В даний час характерною тенденцією є широке використання ЕОМ на всіх стадіях проектування. Використання ЕОМ дозволяє істотно прискорити цей процес, знизити витрати, збільшити кількість опрацьовують варіантів, підвищити точність розрахунків.
У ході виконання цього проекту проводиться розрахунок параметрів рухової установки другого ступеня балістичної ракети наземного базування.
Метою виконання даного проекту є визначення основних параметрів рухової установки другого ступеня балістичної ракети.
У першу чергу розробляється компонувальна схема вироби. Потім розробляється пневмогідравлічні схема вироби. Далі виробляється тепловий розрахунок камери згоряння двигуна, визначаються габарити баків компонентів. На наступних етапах проводяться розрахунки основних параметрів турбонасосного агрегату і газогенератора.
У спеціальній частині проекту проводиться конструктивний розрахунок камери згорання основного блоку ДУ. При цьому проводиться побудова профілю сопла, визначаються параметри робочого тіла по довжині сопла, визначаються типи та розміри форсунок. Далі проводиться розрахунок охолодження камери згоряння, міцнісний розрахунок стінок камери.
1. Характеристика використовуваної паливної пари
У РРД використовується хімічна енергія, носієм якої є паливо. Хімічна енергія вивільняється у вигляді теплоти при протіканні хімічної реакції окислення. Виділяється теплота сприймається продуктами реакцій - робочим тілом.
Паливо ракетного РРД складається з пального та окислювача, запас яких роздільно зберігається на борту ракети.
В якості палива для двигуна вироби використовується паливна пара рідкий водень (H 2ж) + рідкий фтор (F 2ж). Дана паливна пара має дуже високими енергетичними характеристиками.
Обидва компоненти палива є низькокиплячих, внаслідок чого необхідні спеціальні заходи щодо термостатування паливних баків і магістралей. Заправка повинна проводитися безпосередньо перед стартом.
Ця пара не є самовоспламеняющейся. Пальним є рідкий водень. (H 2). Рідкий водень є безбарвною рідиною, нетоксичний, неагресивний. Окислювачем є рідкий фтор (F 2). Рідкий фтор має високу агресивністю і токсичністю. Для зберігання фтору доцільно застосовувати алюміній або леговані сталі.
Основні фізико-хімічні властивості компонентів палива наведено в таблиці 1 за даними [6].
Основні параметри компонентів палива
Таблиця 1
2. Вибір компоновочной схеми двигуна
Основний блок складається з камери згорання, встановленої в хитному підвісі, і турбонасосного агрегату. Хитання камери дозволяє забезпечити управління по тангажу і рискання.
Двигуни з тиском у камері згоряння вище P К> 3 ... 4 МПа вимагають використання турбонасосною подачі компонентів. При високих тисках в камері згоряння витіснювальний схема подачі зажадала б значного потовщення стінок баків, що робило б ракету.
Для досягнення більшої ефективності використання енергії, одержуваної при згорянні палива, доцільно застосувати схему двигуна з допалюванням генераторного газу. Робоче тіло для приводу ТНА утворюється в газогенераторе, працюючому на основних компонентах палива (H 2 + F 2) з повною газифікацією пального. Після здійснення роботи на турбіні відпрацьований газ надходить у камеру згоряння, де збагачується окислювачем і допалюються.
Наддування бака пального здійснюється газом, відбираються після турбіни ТНА. Бак окислювача наддувается інертним газом (гелієм).
3. Розробка пневмогідравлічний схеми двигуна
Конструктивно рухова установка складається з блоку двигуна, баків компонентів, які подають магістралей, елементів управління і автоматики. Руховий длок складається з камери згорання, турбонасосного агрегату і газогенератора.
У конструкції ДУ широко застосовуються елементи піроавтоматікі. Їх основними перевагами є низький час спрацьовування, простота конструкції.
Заправка вироби компонентами палива виробляється на стартовій позиції.
Рухова установка включається по команді після відділення першого ступеня. Управління тягою ДУ в польоті здійснюється бортовою системою керування ракети (БСУ). Регулювання тяги проводиться шляхом зміни витрати компонентів в камеру і газогенератор.
Для зменшення залишків недозабора компонентів палива в баках, у складі ПГС ракети передбачається система одночасного спорожнення баків (пові), що вимірює рівень паливних компонентів в баках і коригувальна співвідношення компонентів у камері згоряння основного блоку.
Для запобігання попаданню в КС компонентів палива, що знаходяться в момент зупинки двигуна за відсічними клапанами, у складі ПГС виробу присутні клапани скидання, через які компоненти скидаються в навколишній простір.
У додатку до пояснювальної записки, в рамках виконання графічної частини проекту, наводиться пневмогідравлічні схема вироби, виконана у відповідності з ГОСТ 2.701-84, ГОСТ 2.704-76, ГОСТ 2.780-96. Позначення елементів, наведені в описі роботи ПГС, відповідають позначенням на схемі.
3.1 Робота ПГС вироби при запуску
Так як рухова установка працює на низькокиплячих компонентах, заправка і захолажіваніе магістралей здійснюється безпосередньо на стартовій позиції.
Заправка паливних баків проводиться у вертикальному положенні через штуцери 15 і 16 при відкритих клапанах 27 і 28. Перед стартом проводиться захолажіваніе основних магістралей газоподібним гелієм. Гелій подається через клапани 33 і 34 і збирається в ресівер через клапани 22 і 25.
За командою на запуск після відділення першого ступеня відкриваються клапани 7 і 8, після чого прориваються мембрани примусового прориву 13 і 14. Компоненти заповнюють магістралі і порожнини насосів. Після спрацьовує пороховий газогенератор 32 і порохові гази розкручують пускову турбіну 6. Відкриваються клапани 23 і 24. Насоси починають подавати компоненти в камеру і основний газогенератор. Пірозажіганіем ініціюється горіння в газогенераторі і камері згоряння. Двигун виходить на режим.
3.2 Робота ПГС вироби в польоті
Тяга двигуна регулюється за допомогою регулятора уявної швидкості, встановленого на лінії пального, що йде в газогенератор. Цей регулятор отримує інформацію про поточну уявної швидкості і порівнює її з програмною. Регулюванням витрати робочого тіла через турбіну, здійснюється управління оборотами ТНА. На лінії витрати окислювача в КС розташований регулятор системи одночасного спорожнювання паливних баків.
Наддування бака пального в польоті здійснюється відбором газу після турбіни і управляється клапаном 26, наддув бака окислювача здійснюється інертним газом (гелієм) і управляється клапаном 29.
3.3 Зупинка рухової установки
За командою на зупинення ДУ припиняється наддування баків, клапан 24 закривається, припиняючи подачу окислювача в ГГ. Горіння в ГГ припиняється, робоче тіло перестає надходити на турбіну, ТНА зупиняється. Закриваються клапани 7 і 8, припиняючи подачу компонентів у насоси, так само закривається клапан 24. Відкриваються піроклапани 17 і 18 і в магістралі за насосами починає надходити гелій, що забезпечує дренаж залишилися компонентів через відкрилися клапани 22 і 25 в навколишній простір.
| Завдання на проектування | 3 |
| Введення | 4 |
| 1. Характеристика використовуваної паливної пари | 6 |
| 2. Вибір компоновочной схеми двигуна | 7 |
| 3. Розробка пневмогідравлічний схеми двигуна | 8 |
| 3.1 Робота ПГС вироби при запуску | 9 |
| 3.2 Робота ПГС вироби в польоті | 9 |
| 3.3 Зупинка рухової установки | 9 |
| 4. Тепловий розрахунок рухової установки | 10 |
| 4.1 Термодинамічний розрахунок КС | 11 |
| 4.2 Газодинамический розрахунок КС | 13 |
| 4.2.1 Газодинамический розрахунок ідеального каналу | 13 |
| 4.2.2 Газодинамический розрахунок реального каналу | 17 |
| 5. Визначення габаритів паливних баків | 20 |
| 6. Визначення основних параметрів і габаритів насосів | 21 |
| 6.1 Визначення параметрів насосів | 21 |
| 6.2 Визначення параметрів турбіни | 23 |
| 7. Побудова профілю камери згоряння | 25 |
| 7.1 Профілювання докритичному частини каналу | 25 |
| 7.2 Профілювання закритичній частини каналу | 27 |
| 8. Визначення параметрів минає газового потоку | 29 |
| 9. Орієнтовний розрахунок змішувальної головки каналу | 34 |
| 10. Розрахунок форсунок змішувальної головки | 37 |
| 10.1 Розрахунок двокомпонентної форсунки | 37 |
| 10.1.1 Розрахунок форсунки окислювача | 37 |
| 10.1.2 Розрахунок форсунки пального | 40 |
| 10.2 Розрахунок форсунки пристінкового шару | 43 |
| 11. Розрахунок охолодження | 46 |
| Висновок | 48 |
| Література | 49 |
Завдання на проектування
Зробити розрахунок рідинного ракетного двигуна з наступними заданими параметрами:
1) Тяга P = 150 кН;
2) Тиск в камері згоряння P к = 15 МПа;
3) Тиск на зрізі сопла P з = 0,06 МПа;
4) Паливні компоненти H 2 + F 2;
5) Час роботи τ = 250 с.
Зробити розрахунок і конструкторську розробку камери згоряння двигуна.
Графічна частина проекту:
Пневмогідравлічні схема ДУ - 1 лист;
Загальний вигляд камери згоряння - 1 лист;
Загальний вигляд головки - 1 лист;
Деталировка - 1 лист;
Зміна параметрів робочого тіла по сопла - 1 плакат.
На деталювання - деталі з загального вигляду форсуночного головки (днища камери, форсунки).
Введення
Рухова установка є основним елементом ракети і зумовлює собою її найважливіші параметри.
Проектування рухової установки (ДУ) - важливий і найбільш трудомісткий етап у створенні ракети. Метою проектування ДУ є отримання при заданих умовах ДУ з найкращими показниками.
Основними показниками ДУ є: питома імпульс, питома тяга, надійність, вартість. Головним з них вважається питомий імпульс ДУ, що показує тягу, створювану одиницею маси витрачається робочого тіла. Отримання високої питомої імпульсу є першорядним завданням при проектуванні ДУ.
Процес проектування ДУ розбивається на проведення серії проектних розрахунків різних підсистем, пов'язаних між собою граничними залежностями. Зміна параметрів будь-якої з них часто тягне за собою зміну параметрів суміжних підсистем і ДК в цілому. Також при проведенні первинних розрахунків не всі необхідні дані можуть бути спочатку відомі. Їх значеннями задаються, виходячи з досвіду проектування аналогічних ДУ, а потім, після їх уточнення, повторюють розрахунки.
Після проведення проектного розрахунку проводиться досвідчена відпрацювання розроблених елементів ДУ, за результатами якої параметри елементів ДУ також можуть бути скоректовані. У результаті, проектування ДУ представляє складний ітераційний процес, що складається з безлічі послідовних наближень.
ДУ, виконані за закритою схемою газогенерації (з допалюванням генераторного газу), характеризується більш тісними взаємозв'язками між елементами агрегатів і систем, що істотно ускладнює процес проектування. Необхідність використання закритої схеми обумовлена прагненням до одержання більш високих характеристик ДУ, в порівнянні з ДУ, виконаних за відкритою схемою газогенерації. Застосування закритої схеми газогенерації дозволяє істотно підвищити тиск в камері згоряння ДУ, збільшити питому імпульс, зменшити габарити і масу ДУ.
В даний час характерною тенденцією є широке використання ЕОМ на всіх стадіях проектування. Використання ЕОМ дозволяє істотно прискорити цей процес, знизити витрати, збільшити кількість опрацьовують варіантів, підвищити точність розрахунків.
У ході виконання цього проекту проводиться розрахунок параметрів рухової установки другого ступеня балістичної ракети наземного базування.
Метою виконання даного проекту є визначення основних параметрів рухової установки другого ступеня балістичної ракети.
У першу чергу розробляється компонувальна схема вироби. Потім розробляється пневмогідравлічні схема вироби. Далі виробляється тепловий розрахунок камери згоряння двигуна, визначаються габарити баків компонентів. На наступних етапах проводяться розрахунки основних параметрів турбонасосного агрегату і газогенератора.
У спеціальній частині проекту проводиться конструктивний розрахунок камери згорання основного блоку ДУ. При цьому проводиться побудова профілю сопла, визначаються параметри робочого тіла по довжині сопла, визначаються типи та розміри форсунок. Далі проводиться розрахунок охолодження камери згоряння, міцнісний розрахунок стінок камери.
1. Характеристика використовуваної паливної пари
У РРД використовується хімічна енергія, носієм якої є паливо. Хімічна енергія вивільняється у вигляді теплоти при протіканні хімічної реакції окислення. Виділяється теплота сприймається продуктами реакцій - робочим тілом.
Паливо ракетного РРД складається з пального та окислювача, запас яких роздільно зберігається на борту ракети.
В якості палива для двигуна вироби використовується паливна пара рідкий водень (H 2ж) + рідкий фтор (F 2ж). Дана паливна пара має дуже високими енергетичними характеристиками.
Обидва компоненти палива є низькокиплячих, внаслідок чого необхідні спеціальні заходи щодо термостатування паливних баків і магістралей. Заправка повинна проводитися безпосередньо перед стартом.
Ця пара не є самовоспламеняющейся. Пальним є рідкий водень. (H 2). Рідкий водень є безбарвною рідиною, нетоксичний, неагресивний. Окислювачем є рідкий фтор (F 2). Рідкий фтор має високу агресивністю і токсичністю. Для зберігання фтору доцільно застосовувати алюміній або леговані сталі.
Основні фізико-хімічні властивості компонентів палива наведено в таблиці 1 за даними [6].
Основні параметри компонентів палива
Таблиця 1
| Компонент | H 2 | F 2 |
| Щільність | 76,8 | 1512,7 |
| Стандартна ентальпія | -4465,3 | -339,58 |
| Температура плавлення | 14,9 | 54,39 |
| Температура кипіння | 21,2 | 85,87 |
Основний блок складається з камери згорання, встановленої в хитному підвісі, і турбонасосного агрегату. Хитання камери дозволяє забезпечити управління по тангажу і рискання.
Двигуни з тиском у камері згоряння вище P К> 3 ... 4 МПа вимагають використання турбонасосною подачі компонентів. При високих тисках в камері згоряння витіснювальний схема подачі зажадала б значного потовщення стінок баків, що робило б ракету.
Для досягнення більшої ефективності використання енергії, одержуваної при згорянні палива, доцільно застосувати схему двигуна з допалюванням генераторного газу. Робоче тіло для приводу ТНА утворюється в газогенераторе, працюючому на основних компонентах палива (H 2 + F 2) з повною газифікацією пального. Після здійснення роботи на турбіні відпрацьований газ надходить у камеру згоряння, де збагачується окислювачем і допалюються.
Наддування бака пального здійснюється газом, відбираються після турбіни ТНА. Бак окислювача наддувается інертним газом (гелієм).
3. Розробка пневмогідравлічний схеми двигуна
Конструктивно рухова установка складається з блоку двигуна, баків компонентів, які подають магістралей, елементів управління і автоматики. Руховий длок складається з камери згорання, турбонасосного агрегату і газогенератора.
У конструкції ДУ широко застосовуються елементи піроавтоматікі. Їх основними перевагами є низький час спрацьовування, простота конструкції.
Заправка вироби компонентами палива виробляється на стартовій позиції.
Рухова установка включається по команді після відділення першого ступеня. Управління тягою ДУ в польоті здійснюється бортовою системою керування ракети (БСУ). Регулювання тяги проводиться шляхом зміни витрати компонентів в камеру і газогенератор.
Для зменшення залишків недозабора компонентів палива в баках, у складі ПГС ракети передбачається система одночасного спорожнення баків (пові), що вимірює рівень паливних компонентів в баках і коригувальна співвідношення компонентів у камері згоряння основного блоку.
Для запобігання попаданню в КС компонентів палива, що знаходяться в момент зупинки двигуна за відсічними клапанами, у складі ПГС виробу присутні клапани скидання, через які компоненти скидаються в навколишній простір.
У додатку до пояснювальної записки, в рамках виконання графічної частини проекту, наводиться пневмогідравлічні схема вироби, виконана у відповідності з ГОСТ 2.701-84, ГОСТ 2.704-76, ГОСТ 2.780-96. Позначення елементів, наведені в описі роботи ПГС, відповідають позначенням на схемі.
3.1 Робота ПГС вироби при запуску
Так як рухова установка працює на низькокиплячих компонентах, заправка і захолажіваніе магістралей здійснюється безпосередньо на стартовій позиції.
Заправка паливних баків проводиться у вертикальному положенні через штуцери 15 і 16 при відкритих клапанах 27 і 28. Перед стартом проводиться захолажіваніе основних магістралей газоподібним гелієм. Гелій подається через клапани 33 і 34 і збирається в ресівер через клапани 22 і 25.
За командою на запуск після відділення першого ступеня відкриваються клапани 7 і 8, після чого прориваються мембрани примусового прориву 13 і 14. Компоненти заповнюють магістралі і порожнини насосів. Після спрацьовує пороховий газогенератор 32 і порохові гази розкручують пускову турбіну 6. Відкриваються клапани 23 і 24. Насоси починають подавати компоненти в камеру і основний газогенератор. Пірозажіганіем ініціюється горіння в газогенераторі і камері згоряння. Двигун виходить на режим.
3.2 Робота ПГС вироби в польоті
Тяга двигуна регулюється за допомогою регулятора уявної швидкості, встановленого на лінії пального, що йде в газогенератор. Цей регулятор отримує інформацію про поточну уявної швидкості і порівнює її з програмною. Регулюванням витрати робочого тіла через турбіну, здійснюється управління оборотами ТНА. На лінії витрати окислювача в КС розташований регулятор системи одночасного спорожнювання паливних баків.
Наддування бака пального в польоті здійснюється відбором газу після турбіни і управляється клапаном 26, наддув бака окислювача здійснюється інертним газом (гелієм) і управляється клапаном 29.
3.3 Зупинка рухової установки
За командою на зупинення ДУ припиняється наддування баків, клапан 24 закривається, припиняючи подачу окислювача в ГГ. Горіння в ГГ припиняється, робоче тіло перестає надходити на турбіну, ТНА зупиняється. Закриваються клапани 7 і 8, припиняючи подачу компонентів у насоси, так само закривається клапан 24. Відкриваються піроклапани 17 і 18 і в магістралі за насосами починає надходити гелій, що забезпечує дренаж залишилися компонентів через відкрилися клапани 22 і 25 в навколишній простір.
4. Тепловий розрахунок рухової установки
Метою проведення теплового розрахунку є визначення основних параметрів робочого тіла в камері згоряння та на зрізі сопла, визначення основних геометричних розмірів двигуна.
Тепловий розрахунок складається з наступних частин - термодинамічного і газодинамічного розрахунків.
Метою проведення термодинамічного розрахунку є визначення термодинамічних параметрів робочого тіла (температури, складу, газової постійної) в заданих перетинах камери згоряння.
Результати термодинамічного розрахунку камери згоряння двигуна необхідні для проведення газодинамічного розрахунку, при якому визначаються основні характеристики рухової установки (питомий імпульс, масова витрата компонентів) і визначають розміри камери згоряння (діаметр критичного перерізу, діаметр зрізу сопла).
В даний час існують таблиці результатів стандартних термодинамічних розрахунків, отриманих для різних варіантів значень коефіцієнта надлишку окислювача, тисків у камері згоряння та на зрізі сопла. Результати термодинамічного розрахунку для заданих тисків і коефіцієнта надлишку окислювача можуть бути отримані за допомогою інтерполяції значень, узятих з таблиці.
Вибір значення коефіцієнта надлишку окислювача α відповідно графіком функції I уд (α) при заданих тисках в камері згоряння P К і на зрізі сопла P С. Критерієм вибору значення α є максимальне значення питомої імпульсу I уд.
При проведенні даного розрахунку вважається, що вибране співвідношення компонентів постійно по перерізу камери згоряння. Однак, для поліпшення умов охолодження камери згоряння, біля стінок створюється пристінковий шар, в якому коефіцієнт надлишку окислювача відрізняється від свого значення в ядрі потоку. За рахунок збільшення вмісту пального в пристеночном шарі температура газової стінки падає, що зменшує конвективний тепловий потік, що передається стінці камери. Продукти згоряння в пристеночном шарі мають інші термодинамічні параметри, ніж в основному потоці. Відповідно, питома імпульс, створюваний продуктами згоряння в пристеночном шарі, буде відрізнятися (в меншу сторону) від питомої імпульсу основного потоку.
Метою проведення теплового розрахунку є визначення основних параметрів робочого тіла в камері згоряння та на зрізі сопла, визначення основних геометричних розмірів двигуна.
Тепловий розрахунок складається з наступних частин - термодинамічного і газодинамічного розрахунків.
Метою проведення термодинамічного розрахунку є визначення термодинамічних параметрів робочого тіла (температури, складу, газової постійної) в заданих перетинах камери згоряння.
Результати термодинамічного розрахунку камери згоряння двигуна необхідні для проведення газодинамічного розрахунку, при якому визначаються основні характеристики рухової установки (питомий імпульс, масова витрата компонентів) і визначають розміри камери згоряння (діаметр критичного перерізу, діаметр зрізу сопла).
В даний час існують таблиці результатів стандартних термодинамічних розрахунків, отриманих для різних варіантів значень коефіцієнта надлишку окислювача, тисків у камері згоряння та на зрізі сопла. Результати термодинамічного розрахунку для заданих тисків і коефіцієнта надлишку окислювача можуть бути отримані за допомогою інтерполяції значень, узятих з таблиці.
Вибір значення коефіцієнта надлишку окислювача α відповідно графіком функції I уд (α) при заданих тисках в камері згоряння P К і на зрізі сопла P С. Критерієм вибору значення α є максимальне значення питомої імпульсу I уд.
При проведенні даного розрахунку вважається, що вибране співвідношення компонентів постійно по перерізу камери згоряння. Однак, для поліпшення умов охолодження камери згоряння, біля стінок створюється пристінковий шар, в якому коефіцієнт надлишку окислювача відрізняється від свого значення в ядрі потоку. За рахунок збільшення вмісту пального в пристеночном шарі температура газової стінки падає, що зменшує конвективний тепловий потік, що передається стінці камери. Продукти згоряння в пристеночном шарі мають інші термодинамічні параметри, ніж в основному потоці. Відповідно, питома імпульс, створюваний продуктами згоряння в пристеночном шарі, буде відрізнятися (в меншу сторону) від питомої імпульсу основного потоку.
При проведенні стандартних термодинамічних розрахунків вважається, що вся енергія, що отримується в результаті згоряння палива, переходить у кінетичну енергію частинок стікаючих газів. При цьому не враховується енергія, що витрачається на привід передкамерним турбіни. Однак величини втрат становлять невелику частину від загальної термодинамічної енергії робочого тіла і не можуть бути оцінені до проведення розрахунків параметрів передкамерним турбіни.
За результатами проведення розрахунків передкамерним турбіни, впливу пристінкового шару, параметри рухової установки можуть бути скориговані, що зажадає повторного проведення теплового і всіх наступних розрахунків.
4.1 Термодинамічний розрахунок КС
Термодинамічний розрахунок КС зі схемою з допалюванням проводиться в декілька етапів.
На початку знаходяться параметри в газогенераторе. Горіння в газогенераторі здійснюється з великим надлишком пального, температура не повинна перевищувати 1100 º К. при такій температурі продукти згоряння перебувають у нерівноважному стані, а отже, розрахувати їх параметри за звичайною методикою неможливо. Для відновного газогенератора на фтор і водні в [4] наведено такі експериментальні параметри: α = 0,06, R = 2052, Т = 1051 º К, n = 1,386, С р = 2154 кДж / кг * º К (вибір зроблений для найменшої температури ).
На другому етапі проводиться ряд наближених розрахунків за схемою без допалювання при заданому значенні тиску і знайдених з урахуванням поправки на тиск значеннях ентальпії компонентів. Значення ентальпії знаходяться за формулою:
Повна методика визначення ентальпії викладена в [1].
де
З урахуванням цих поправок ентальпії будуть рівні:
Вибір попереднього значення α виробляється за найбільшим значенням твору (RT) кс. Виберемо α = 0,24
На третьому етапі проводиться серія уточнюючих розрахунків для схеми з допалюванням. Для цього поставимо значеннями:
де
Далі розглядається баланс потужностей насосів і турбіни:
Переймаючись значеннями
Після цього знайдемо
Визначимо нову ентальпію генераторних газів після спрацьовування на турбіні і реальний склад (умовну формулу) пального, що надходить до КС.
Далі проводиться повторний термодинамічний розрахунок параметрів в камері згоряння і знаходиться нове оптимальне значення α кс, після чого воно порівнюється з попереднім. Якщо:
то приймемо нове значення α кс як шукане, у противному випадку уточнюючий розрахунок проводиться заново, з новими параметрами.
Після отримання α кс проводиться розрахунок закінчення по каналу при відомому значенні n і знаходяться параметри на зрізі сопла.
Отримані дані наведені у таблиці 2:
Результати термодинамічного розрахунку
Таблиця 2
Розрахунки проведені в програмі «Термодинаміка».
4.2 Газодинамический розрахунок КС
Метою газодинамічного розрахунку є визначення параметрів минає газового потоку в характерних перетинах КС, питомого імпульсу ДУ основного блоку, геометричних розмірів критичного перерізу і зрізу сопла.
4.2.1 Газодинамический розрахунок ідеального каналу
1) Розрахунок термодинамічних величин в каналі та на його зрізі.
Наїмося газову постійну:
де R 0 = 8314 Дж / моль · кг - універсальна газова постійна;
Визначаємо питомий об'єм:
За результатами програми «Термодинаміка»:
Показник процесу:
2) Розрахунок параметрів критичного перерізу:
Ступінь розширення в критичному перетині каналу:
Визначимо швидкість потоку в критичному перетині каналу:
Питома обсяг продуктів згоряння:
Знаходимо питому площу критичного перерізу:
3) Розрахунок параметрів на зрізі сопла:
Визначаємо ступінь розширення на зрізі каналу:
Швидкість потоку на зрізі каналу,
За результатами програми «Термодинаміка»:
Визначаємо питому площу сопла:
Геометрична ступінь розширення сопла,
4) Розрахунок параметрів двигуна:
Знайдемо питомий імпульс на землі:
Витрата палива:
Визначаємо питомий імпульс у порожнечі:
Знайдемо тягу без неї:
Площа критичного перерізу і зрізу сопла:
Визначимо видатковий комплекс і коефіцієнт тяги:
4.2.2 Газодинамический розрахунок реального каналу
1). Розрахунок коефіцієнтів втрат
Коефіцієнт, що враховує втрати, пов'язані з недогораніем палива: φ к = 0,97.
Коефіцієнт, що враховує втрати на розсіювання потоку: φ α = 0,992 для α з = 10 º - кута напіврозкриті сопла каналу.
Коефіцієнт, що враховує всі інші втрати в закритичній частини каналу: φ w ∞ = 0,98.
Коефіцієнт, що враховує втрати в закритичній частини каналу в порожнечі, φ з ∞:
Коефіцієнт, що враховує втрати в закритичній частини каналу на землі, φ з 0:
де, Δφ с - коефіцієнт, що враховує вплив земного протитиску:
2). Розрахунок реальних параметрів двигуна
Питома імпульс у порожнечі:
Питома імпульс на землі:
Витрата палива:
Витрата пального та окислювача:
Площа критичного перерізу і зрізу каналу:
Діаметр критичного перерізу і зрізу каналу:
Тяга в порожнечі:
Витратні комплекс і коефіцієнт тяги:
За результатами проведення розрахунків передкамерним турбіни, впливу пристінкового шару, параметри рухової установки можуть бути скориговані, що зажадає повторного проведення теплового і всіх наступних розрахунків.
4.1 Термодинамічний розрахунок КС
Термодинамічний розрахунок КС зі схемою з допалюванням проводиться в декілька етапів.
На початку знаходяться параметри в газогенераторе. Горіння в газогенераторі здійснюється з великим надлишком пального, температура не повинна перевищувати 1100 º К. при такій температурі продукти згоряння перебувають у нерівноважному стані, а отже, розрахувати їх параметри за звичайною методикою неможливо. Для відновного газогенератора на фтор і водні в [4] наведено такі експериментальні параметри: α = 0,06, R = 2052, Т = 1051 º К, n = 1,386, С р = 2154 кДж / кг * º К (вибір зроблений для найменшої температури ).
На другому етапі проводиться ряд наближених розрахунків за схемою без допалювання при заданому значенні тиску і знайдених з урахуванням поправки на тиск значеннях ентальпії компонентів. Значення ентальпії знаходяться за формулою:
Повна методика визначення ентальпії викладена в [1].
де
З урахуванням цих поправок ентальпії будуть рівні:
Вибір попереднього значення α виробляється за найбільшим значенням твору (RT) кс. Виберемо α = 0,24
На третьому етапі проводиться серія уточнюючих розрахунків для схеми з допалюванням. Для цього поставимо значеннями:
де
Далі розглядається баланс потужностей насосів і турбіни:
Переймаючись значеннями
Після цього знайдемо
Визначимо нову ентальпію генераторних газів після спрацьовування на турбіні і реальний склад (умовну формулу) пального, що надходить до КС.
Далі проводиться повторний термодинамічний розрахунок параметрів в камері згоряння і знаходиться нове оптимальне значення α кс, після чого воно порівнюється з попереднім. Якщо:
то приймемо нове значення α кс як шукане, у противному випадку уточнюючий розрахунок проводиться заново, з новими параметрами.
Після отримання α кс проводиться розрахунок закінчення по каналу при відомому значенні n і знаходяться параметри на зрізі сопла.
Отримані дані наведені у таблиці 2:
Результати термодинамічного розрахунку
Таблиця 2
| Перетин камери | Горіння в камері | Зріз сопла |
| Тиск в перетині P, МПа | 15 | 0,06 |
| Температура Т, 0 К | 3322,97 | 885,583 |
| Молярна маса Мг, кг / кмоль | 9,90011 | 10,0173 |
| Коефіцієнт надлишку окислювача α | 0,24 | 0,24 |
| Показник ізоентропи розширення n | - | 1,315 |
4.2 Газодинамический розрахунок КС
Метою газодинамічного розрахунку є визначення параметрів минає газового потоку в характерних перетинах КС, питомого імпульсу ДУ основного блоку, геометричних розмірів критичного перерізу і зрізу сопла.
4.2.1 Газодинамический розрахунок ідеального каналу
1) Розрахунок термодинамічних величин в каналі та на його зрізі.
Наїмося газову постійну:
де R 0 = 8314 Дж / моль · кг - універсальна газова постійна;
Визначаємо питомий об'єм:
За результатами програми «Термодинаміка»:
Показник процесу:
2) Розрахунок параметрів критичного перерізу:
Ступінь розширення в критичному перетині каналу:
Визначимо швидкість потоку в критичному перетині каналу:
Питома обсяг продуктів згоряння:
Знаходимо питому площу критичного перерізу:
3) Розрахунок параметрів на зрізі сопла:
Визначаємо ступінь розширення на зрізі каналу:
Швидкість потоку на зрізі каналу,
За результатами програми «Термодинаміка»:
Визначаємо питому площу сопла:
Геометрична ступінь розширення сопла,
4) Розрахунок параметрів двигуна:
Знайдемо питомий імпульс на землі:
Витрата палива:
Визначаємо питомий імпульс у порожнечі:
Знайдемо тягу без неї:
Площа критичного перерізу і зрізу сопла:
Визначимо видатковий комплекс і коефіцієнт тяги:
4.2.2 Газодинамический розрахунок реального каналу
1). Розрахунок коефіцієнтів втрат
Коефіцієнт, що враховує втрати, пов'язані з недогораніем палива: φ к = 0,97.
Коефіцієнт, що враховує втрати на розсіювання потоку: φ α = 0,992 для α з = 10 º - кута напіврозкриті сопла каналу.
Коефіцієнт, що враховує всі інші втрати в закритичній частини каналу: φ w ∞ = 0,98.
Коефіцієнт, що враховує втрати в закритичній частини каналу в порожнечі, φ з ∞:
Коефіцієнт, що враховує втрати в закритичній частини каналу на землі, φ з 0:
де, Δφ с - коефіцієнт, що враховує вплив земного протитиску:
2). Розрахунок реальних параметрів двигуна
Питома імпульс у порожнечі:
Питома імпульс на землі:
Витрата палива:
Витрата пального та окислювача:
Площа критичного перерізу і зрізу каналу:
Діаметр критичного перерізу і зрізу каналу:
Тяга в порожнечі:
Витратні комплекс і коефіцієнт тяги:
5. Визначення габаритів паливних баків
Маса палива, необхідного для забезпечення роботи рухової установки протягом часу польоту визначається як:
де
Додатковий запас палива в баках, врахований коефіцієнтом
Маса палива, необхідна для забезпечення роботи ДУ дорівнює:
Маса пального:
Маса окислювача:
Обсяг бака пального:
Обсяг бака окислювача:
Коефіцієнт обсягу бака
Для визначення осьових габаритів баків ракети в першому наближенні, форма баків приймається циліндричної.
де d - діаметр ступеня ракети, рівний 1,5 м.
У дійсності, форма баків відрізняється від циліндричної. Це пов'язано з кривизною днищ. Проте облік впливів цих факторів утруднений до проведення оцінки габаритів всіх елементів рухової установки. Дані про осьових габаритах баків ракети визначають висоту стовпа рідкого компонента, необхідну в подальшому для визначення максимально допустимого числа обертів ТНА з розрахунку насоса окислювача на кавітацію.
6. Визначення основних параметрів і габаритів насосів
6.1 Визначення параметрів насосів
Окислювачем в руховій установці є рідкий фтор. Для цього компонента доцільно використовувати радіальний шнеко-відцентровий насос. Пальним є водень, для якого доцільно використовувати багатоступінчастий відцентровий насос.
Масові витрати окислювача і пального рівні:
З рівняння балансу потужностей відомо:
Звідси знайдемо реальні потужності насосів:
Потрібних потужності насосів можна визначити за формулами:
де
де
Визначимо ці тиску за наступними формулами:
Значення
За [6] для
Для
Виберемо
Визначимо напори насосів:
Знаючи напори насосів, можна визначити потрібні потужності:
Визначимо максимальну кутову швидкість для насосів з кавітаційного коефіцієнта швидкохідності:
де
Виходячи з конструктивних міркувань, приймемо
Визначимо коефіцієнт швидкохідності насоса окислювача:
Цей насос є відцентровим.
Приймемо кількість ступенів насоса пального рівним 4. Сходи розташуємо послідовно. Тоді напір, створюваний одним щаблем, буде дорівнює:
Коефіцієнт швидкохідності одному щаблі буде дорівнює:
Всі ступені будуть відцентровими.
Визначимо крутні моменти насосів окислювача і пального:
Прийнявши
З конструктивних міркувань приймемо
6.2 Визначення параметрів турбіни
Після визначення параметрів насосів: потрібної потужності і кутової швидкості обертання стає можливим визначення параметрів передкамерним турбіни.
Потужність
Потужність, що знімається з турбіни, дорівнює потужності споживаної насосами:
Потужність
де
Питома адіабатно робота газу в турбіні визначається як:
де
Параметри робочого тіла турбіни
З урахуванням вибраних величин, питома адіабатно робота газу в турбіні дорівнює:
Об'ємна витрата газу на вході в колесо турбіни дорівнює:
Коефіцієнт швидкохідності турбіни дорівнює:
Ступінь парциальности передкамерним турбіни дорівнює:
Ступінь реактивності турбіни задається з інтервалу:
Адіабатно швидкість дорівнює:
Співвідношення окружної та адіабатно швидкостей вибирається з умови забезпечення найбільшого окружного ККД турбіни по графічної залежності:
При цьому окружний ККД дорівнює:
Окружна швидкість турбіни дорівнює:
Середній діаметр турбіни дорівнює:
7. Побудова профілю камери згоряння
7.1 Профілювання докритичному частини каналу
Розрахунок докритичному частині каналу, і побудова профілю здійснюється на основі емпіричних залежностей.
1) Визначення наведеної та умовної довжини каналу:
де критичний діаметр підставляється в міліметрах.
2) Відносна площа каналу:
3) Розрахунок розмірів камери:
- Об'єм камери:
- Площа поперечного перерізу каналу:
- Радіус циліндричної частини каналу:
- Довжина конфузор:
де ρ = 0,25 * 106 * р к = 3,75.
- Розміри конфузор:
- Обсяг конфузор:
- Довжина циліндричної частини:
- Радіуси сполучення:
7.2 Профілювання закритичній частини каналу
Розрахунок і побудова закритичній частини каналу виробляється за методом дотичних (параболи). Ця методика викладена в [5].
Визначимо відношення площ:
Для n = 1,32 знаходимо два найближчих до
Проінтерполіруем значення:
Знайдемо довжину закритичній частині каналу,
Малюнок 1 - Профілювання каналу методом параболи.
8. Визначення параметрів минає газового потоку
Розрахунок параметрів по довжині каналу виробляється при деяких середніх значеннях обсягу та показника політропи процесу.
Середня газова стала процесу:
Підставивши значення отримаємо:
Середні питомі обсяги в каналі
Середній показник процесу
Значення відносного поточного розширення знаходяться за формулою:
де
P i - тиск у i-тому перетині каналу.
Задаємося значеннями π i в інтервалі від 1 до 0, що відповідає зміні тиску від P до до P c і побудуємо допоміжний графік
Малюнок 2 - Допоміжний графік
Розрахунки параметрів виробляємо за такими виразами:
- Площа i-го перерізу:
- Температура:
- Питомий об'єм:
- Щільність:
- Швидкість:
Отримані дані зводимо в таблицю.
Параметри газового потоку в каналі
Таблиця 3
Маса палива, необхідного для забезпечення роботи рухової установки протягом часу польоту визначається як:
де
Додатковий запас палива в баках, врахований коефіцієнтом
Маса палива, необхідна для забезпечення роботи ДУ дорівнює:
Маса пального:
Маса окислювача:
Обсяг бака пального:
Обсяг бака окислювача:
Коефіцієнт обсягу бака
Для визначення осьових габаритів баків ракети в першому наближенні, форма баків приймається циліндричної.
де d - діаметр ступеня ракети, рівний 1,5 м.
У дійсності, форма баків відрізняється від циліндричної. Це пов'язано з кривизною днищ. Проте облік впливів цих факторів утруднений до проведення оцінки габаритів всіх елементів рухової установки. Дані про осьових габаритах баків ракети визначають висоту стовпа рідкого компонента, необхідну в подальшому для визначення максимально допустимого числа обертів ТНА з розрахунку насоса окислювача на кавітацію.
6. Визначення основних параметрів і габаритів насосів
6.1 Визначення параметрів насосів
Окислювачем в руховій установці є рідкий фтор. Для цього компонента доцільно використовувати радіальний шнеко-відцентровий насос. Пальним є водень, для якого доцільно використовувати багатоступінчастий відцентровий насос.
Масові витрати окислювача і пального рівні:
З рівняння балансу потужностей відомо:
Звідси знайдемо реальні потужності насосів:
Потрібних потужності насосів можна визначити за формулами:
де
де
Визначимо ці тиску за наступними формулами:
Значення
За [6] для
Для
Виберемо
Визначимо напори насосів:
Знаючи напори насосів, можна визначити потрібні потужності:
Визначимо максимальну кутову швидкість для насосів з кавітаційного коефіцієнта швидкохідності:
де
Виходячи з конструктивних міркувань, приймемо
Визначимо коефіцієнт швидкохідності насоса окислювача:
Цей насос є відцентровим.
Приймемо кількість ступенів насоса пального рівним 4. Сходи розташуємо послідовно. Тоді напір, створюваний одним щаблем, буде дорівнює:
Коефіцієнт швидкохідності одному щаблі буде дорівнює:
Всі ступені будуть відцентровими.
Визначимо крутні моменти насосів окислювача і пального:
Прийнявши
З конструктивних міркувань приймемо
6.2 Визначення параметрів турбіни
Після визначення параметрів насосів: потрібної потужності і кутової швидкості обертання стає можливим визначення параметрів передкамерним турбіни.
Потужність
Потужність, що знімається з турбіни, дорівнює потужності споживаної насосами:
Потужність
де
Питома адіабатно робота газу в турбіні визначається як:
де
Параметри робочого тіла турбіни
З урахуванням вибраних величин, питома адіабатно робота газу в турбіні дорівнює:
Об'ємна витрата газу на вході в колесо турбіни дорівнює:
Коефіцієнт швидкохідності турбіни дорівнює:
Ступінь парциальности передкамерним турбіни дорівнює:
Ступінь реактивності турбіни задається з інтервалу:
Адіабатно швидкість дорівнює:
Співвідношення окружної та адіабатно швидкостей вибирається з умови забезпечення найбільшого окружного ККД турбіни по графічної залежності:
При цьому окружний ККД дорівнює:
Окружна швидкість турбіни дорівнює:
Середній діаметр турбіни дорівнює:
7. Побудова профілю камери згоряння
7.1 Профілювання докритичному частини каналу
Розрахунок докритичному частині каналу, і побудова профілю здійснюється на основі емпіричних залежностей.
1) Визначення наведеної та умовної довжини каналу:
де критичний діаметр підставляється в міліметрах.
2) Відносна площа каналу:
3) Розрахунок розмірів камери:
- Об'єм камери:
- Площа поперечного перерізу каналу:
- Радіус циліндричної частини каналу:
- Довжина конфузор:
де ρ = 0,25 * 106 * р к = 3,75.
- Розміри конфузор:
- Обсяг конфузор:
- Довжина циліндричної частини:
- Радіуси сполучення:
7.2 Профілювання закритичній частини каналу
Розрахунок і побудова закритичній частини каналу виробляється за методом дотичних (параболи). Ця методика викладена в [5].
Визначимо відношення площ:
Для n = 1,32 знаходимо два найближчих до
Проінтерполіруем значення:
Знайдемо довжину закритичній частині каналу,
Малюнок 1 - Профілювання каналу методом параболи.
8. Визначення параметрів минає газового потоку
Розрахунок параметрів по довжині каналу виробляється при деяких середніх значеннях обсягу та показника політропи процесу.
Середня газова стала процесу:
Підставивши значення отримаємо:
Середні питомі обсяги в каналі
Середній показник процесу
Значення відносного поточного розширення знаходяться за формулою:
де
P i - тиск у i-тому перетині каналу.
Задаємося значеннями π i в інтервалі від 1 до 0, що відповідає зміні тиску від P до до P c і побудуємо допоміжний графік
Малюнок 2 - Допоміжний графік
Розрахунки параметрів виробляємо за такими виразами:
- Тиск у даному перерізі:
- Площа i-го перерізу:
- Температура:
- Питомий об'єм:
- Щільність:
- Швидкість:
Отримані дані зводимо в таблицю.
Параметри газового потоку в каналі
Таблиця 3
| Xi | Ri | Fi | ~ Fi | πi | Pi | Ti | vi | wi |
| 0 | 0,08 | 0,020106 | 4,698806 | 0,98952 | 14842800 | 3314,596 | 0,186439 | 242,3332 |
| 0,03612 | 0,07784 | 0,019035 | 4,448495 | 0,9877 | 14815500 | 3313,135 | 0,1867 | 262,6252 |
| 0,06655 | 0,0726 | 0,016559 | 3,869731 | 0,9835 | 14752500 | 3309,755 | 0,187306 | 304,4225 |
| 0,08466 | 0,06793 | 0,014497 | 3,387901 | 0,9799877 | 14699816 | 3306,921 | 0,187817 | 335,4884 |
| 0,09516 | 0,06467 | 0,013139 | 3,070529 | 0,97475 | 14621250 | 3302,679 | 0,188584 | 377,2247 |
| 0,10349 | 0,06178 | 0,011991 | 2,802227 | 0,97032 | 14554800 | 3299,078 | 0,189238 | 409,3316 |
| 0,1127 | 0,05827 | 0,010667 | 2,492858 | 0,96191 | 14428650 | 3292,207 | 0,190495 | 464,4752 |
| 0,12215 | 0,05429 | 0,00926 | 2,16395 | 0,94901 | 14235150 | 3281,579 | 0,192461 | 538,7706 |
| 0,14073 | 0,04534 | 0,006458 | 1,509282 | 0,88682 | 13302300 | 3228,741 | 0,202642 | 812,9109 |
| 0,14758 | 0,04218 | 0,005589 | 1,306233 | 0,83911 | 12586650 | 3186,261 | 0,211346 | 979,1505 |
| 0,15306 | 0,04024 | 0,005087 | 1,18884 | 0,79246 | 11886900 | 3142,91 | 0,220742 | 1123,725 |
| 0,159 | 0,03865 | 0,004693 | 1,096747 | 0,73306 | 10995900 | 3084,806 | 0,234217 | 1292,376 |
| 0,16377 | 0,03776 | 0,004479 | 1,046819 | 0,68037 | 10205550 | 3030,188 | 0,247888 | 1432,924 |
| 0,16894 | 0,03715 | 0,004336 | 1,01327 | 0,61818 | 9272700 | 2961,415 | 0,266634 | 1592,348 |
| 0,175 | 0,0369 | 0,004278 | 0,999678 | 0,54 | 8100000 | 2867,053 | 0,295511 | 1788,107 |
| 0,1796 | 0,03755 | 0,00443 | 1,035207 | 0,42019 | 6302850 | 2699,872 | 0,357625 | 2090,399 |
| 0,18318 | 0,03905 | 0,004791 | 1,119566 | 0,32686 | 4902900 | 2542,248 | 0,4329 | 2339,909 |
| 0,18973 | 0,04294 | 0,005793 | 1,353729 | 0,21213 | 3181950 | 2292,188 | 0,601422 | 2688,65 |
| 0,20305 | 0,0503 | 0,007949 | 1,857563 | 0,11843 | 1776450 | 1993,536 | 0,9369 | 3053,404 |
| 0,22117 | 0,05956 | 0,011144 | 2,604455 | 0,068 | 1020000 | 1745,488 | 1,428693 | 3326,083 |
| 0,23689 | 0,06698 | 0,014094 | 3,293804 | 0,04733 | 709950 | 1600,394 | 1,882007 | 3475,683 |
| 0,26296 | 0,07879 | 0,019503 | 4,557742 | 0,02906 | 435900 | 1423,94 | 2,727264 | 3649,361 |
| 0,29537 | 0,09175 | 0,026446 | 6,180444 | 0,01901 | 285150 | 1286,321 | 3,766156 | 3779,279 |
| 0,34795 | 0,1107 | 0,038499 | 8,997104 | 0,01116 | 167400 | 1132,269 | 5,646983 | 3919,606 |
| 0,4048 | 0,12846 | 0,051842 | 12,11556 | 0,0069898 | 104847 | 1012,242 | 8,060287 | 4025,551 |
| 0,46593 | 0,14505 | 0,066098 | 15,44696 | 0,0049716 | 74574 | 932,9242 | 10,44434 | 4094,058 |
| 0,53133 | 0,16046 | 0,080888 | 18,90345 | 0,0037896 | 56844 | 874,1966 | 12,83946 | 4144,052 |
| 0,5875 | 0,17211 | 0,09306 | 21,74802 | 0,003103 | 46545 | 833,332 | 14,94746 | 4178,487 |
| 0,638 | 0,1812 | 0,103149 | 24,10593 | 0,002744 | 41160 | 809,1509 | 16,41256 | 4198,73 |
Параметр Δx i визначаємо графічно через R i.
Рисунок 3 - Розподіл тиску по довжині каналу.
Рисунок 4 - Розподіл температури по довжині каналу.
Рисунок 5 - Розподіл швидкості потоку по довжині каналу.
Малюнок 6 - Розподіл питомого об'єму по довжині каналу.
Рисунок 3 - Розподіл тиску по довжині каналу.
Рисунок 4 - Розподіл температури по довжині каналу.
Рисунок 5 - Розподіл швидкості потоку по довжині каналу.
Малюнок 6 - Розподіл питомого об'єму по довжині каналу.
9. Орієнтовний розрахунок змішувальної головки каналу
У даному розрахунку маємо двокомпонентні відцентрові форсунки по концентричних колах, а для створення пристінкового шару використовуємо однокомпонентні відцентрові форсунки пального.
Малюнок 7 - Розташування форсунок.
Виберемо діаметри форсунок ядра і пристінкового шару:
Визначимо крок між форсунками Н:
де Δ 1 - крок між форсунками ядра Δ 1 = 1 .. 5 мм.
Товщина пристінкового шару головки l пр:
де: Δ 2 - відстань між форсункою пристінкового шару і стінкою каналу
Δ 2 = 1 .. 4 мм.
Знайдемо радіус ядра головки R я:
Розрахуємо кількість концентричних кіл n:
Визначимо число форсунок ядра
Вибираємо число форсунок пристінкового шару, візьмемо число форсунок яка дорівнює кількості форсунок в крайньому ряду ядра змішувальної головки:
Визначаємо витрата через форсунку ядра:
Підставивши значення отримаємо:
У результаті отримаємо:
Визначаємо витрата через форсунку пристінкового шару:
Отримаємо:
Рисунок 8 - Схема розташування форсунок на змішувальної голівці каналу
10. Розрахунок форсунок змішувальної головки
10.1 Розрахунок двокомпонентної форсунки
10.1.1 Розрахунок форсунки окислювача
Задаємо кут розпилу 2α = 90 0, за графіком визначаємо:
А = 1,8; μ = 0,34; φ = 0,55.
Визначаємо площу перерізу сопла форсунки:
де ρ 0 - щільність фтору, ρ 0 = 1 513 кг / м 3,
Підставивши дані отримаємо:
Визначимо d c:
Діаметр закрутки:
Діаметр вхідного отвору в форсунку:
де i - число вхідних отворів, i = 4.
Визначимо швидкість компонента на вході у форсунку:
Визначимо число Рейнольдса на вході:
де,
Розрахуємо:
підставивши дані отримаємо:
Висловимо λ, отримаємо:
Визначимо А екв:
Визначимо розбіжність коефіцієнтів А і А екв:
Отримане розбіжність менше 3%. Дану форсунку можна вважати ідеальною відцентрової форсункою.
Визначимо діаметр камери закрутки:
Приймемо
Визначимо діаметр вихору:
10.1.2 Розрахунок форсунки пального
Скористаємося рівнянням витрати:
де:
Знайдемо
Закінчення газів - докритичному. Знайдемо швидкість витікання за формулою:
З рівняння витрати через струменевий форсунку знайдемо потрібну площу закінчення:
Витратне отвір - кільце з внутрішнім діаметром рівним зовнішньому діаметру форсунки окислювача
Знайдемо мінімальний зовнішній діаметр двокомпонентної форсунки ядра:
Візьмемо
Поздовжні розміри форсунки вибираються конструктивно, у відповідності з розмірами форсунки окислювача.
Рисунок 9 - Двокомпонентна форсунка ядра голівки.
10.2 Розрахунок форсунки пристінкового шару
Скористаємося рівнянням витрати:
де:
Знайдемо
Закінчення газів - докритичному. Знайдемо швидкість витікання за формулою:
З рівняння витрати через струменевий форсунку знайдемо потрібну площу закінчення:
Знайдемо діаметр отвору
Знайдемо зовнішній діаметр двокомпонентної форсунки пристінкового шару:
Поздовжні розміри форсунки вибираються відповідно до розмірів форсунок ядра.
Рисунок 10 - Однокомпонентна форсунка пристінкового шару.
11. Розрахунок охолодження
При проектуванні системи охолодження РРД спочатку визначають конструкцію охолоджуючого тракту, спосіб охолодження та основні розміри охолоджуючого тракту, а потім розрахунковим шляхом перевіряють, чи забезпечується при цьому охолодження стінок двигуна. Перевірочний розрахунок охолодження двигуна розбитий на кілька етапів.
На першому етапі камера згорання і сопло за довжиною розбивається на декілька ділянок і для кожної ділянки визначаються його геометричні форми.
Далі орієнтовно задаються значення газової стінки по довжині каналу і визначаються значення конвективної складової за формулами (формули наведені для циліндричної нешвидкісного камери):
де:
На другому етапі визначаються променисті теплові потоки. Так як продуктами згоряння є тільки двухатомарние гази, то частка променистих потоків буде не велика.
Після цього можна визначити сумарний тепловий потік до стінки каналу:
На наступному етапі перевіряється достатність витрати охолоджувача для зняття надходить до стінок тепла. Для цього використовується рівняння теплового балансу:
де:
Звідси можна знайти температуру рідини на виході з тракту. Так само, за допомогою рівняння теплового балансу знаходяться температури охолоджувача на кожній дільниці.
На четвертому етапі знаходяться коефіцієнти тепловіддачі від стінки до рідини на кожній ділянці з урахуванням форми і типу охолоджуючого тракту, за методикою, викладеною в [3].
Далі визначається температура «рідинної» стінки і «газової» стінки за формулами:
Після цього отримані значення «газової» стінки порівнюються з попередньо заданими на першому етапі. Якщо розбіжність становить більше 5%, то розрахунок проводять наново, прийнявши попередні значення «газової» стінки рівними проміжним значенням, більш наближеним до значень, отриманим на четвертому етапі попереднього розрахунку.
У даній роботі розрахунок був проведений з використанням програмного пакета MathCad. За результатами розрахунку температура охолоджувача на виході склала 153,7 º К, що свідчить про те, що застосовувати обрану схему охолодження не можна. Для двигунів, охолоджуваних за допомогою рідкого водню в [3] рекомендується використовувати схему з подкіпаніем компонента в охолодному тракті, але необхідно так само провести дослідження ефективності інших методів теплозахисту (створення рідинної плівки).
Висновок
У даному проекті були зроблені конструкторські розрахунки рухової установки на кріогенних компонентах H 2 + F 2. У результаті була спроектована рухова установка з наступними параметрами:
У проекті було вироблено профілювання канали камери згоряння і отримані наступні геометричні характеристики:
Профілювання докритичному частини каналу проводилося за методом двох дуг, закритичній - за методом параболи.
У даному курсовому проекті був зроблений орієнтовний розрахунок головки камери, в результаті якого була розроблена схема розташування форсунок і спроектовані самі форсунки ядра і пристінкового шару.
У проекті було вироблено первинне конструювання стінок камери і тракту охолодження.
Надалі, при проведенні розрахунків у рамках дипломного проекту передбачається більш детальне опрацювання конструкції, більш повне вивчення проблеми охолодження і методів її вирішення, проведення уточнюючих розрахунків, розробка систем автоматичного регулювання.
Література
1. Термодинамічні і теплофізичні властивості продуктів згорання. Довідник / За ред. В. П. Глушко. - М.: ВІНІТІ АН СРСР, 1971-1973. - 513 с.
2. Основи теорії і розрахунку рідинних ракетних двигунів: Підручник / За ред. В. М. Кудрявцева. - М.: Вищ. школа, 1983. - 703 с.
3. Добровольський М.В. Рідинні ракетні двигуни. - М.: Машинобудування, 1975. - 396 с.
4. Березанська Є.А. та ін Газогенератори РРД. - М.: МАІ, 1982. - 48 с.
5. Куліков В. Н. Накозін В. М. Методичні вказівки по профілізації сопла методом параболи. - Челябінськ: ЮУрГУ, 1981. - 42с.
6. Зріле Н. В., Серьогін Є. П. Рідкі ракетні палива. - М.: «Хімія», 1975. - 320с.
У даному розрахунку маємо двокомпонентні відцентрові форсунки по концентричних колах, а для створення пристінкового шару використовуємо однокомпонентні відцентрові форсунки пального.
Малюнок 7 - Розташування форсунок.
Виберемо діаметри форсунок ядра і пристінкового шару:
Визначимо крок між форсунками Н:
де Δ 1 - крок між форсунками ядра Δ 1 = 1 .. 5 мм.
Товщина пристінкового шару головки l пр:
де: Δ 2 - відстань між форсункою пристінкового шару і стінкою каналу
Δ 2 = 1 .. 4 мм.
Знайдемо радіус ядра головки R я:
Розрахуємо кількість концентричних кіл n:
Визначимо число форсунок ядра
Вибираємо число форсунок пристінкового шару, візьмемо число форсунок яка дорівнює кількості форсунок в крайньому ряду ядра змішувальної головки:
Визначаємо витрата через форсунку ядра:
Підставивши значення отримаємо:
У результаті отримаємо:
Визначаємо витрата через форсунку пристінкового шару:
Отримаємо:
Рисунок 8 - Схема розташування форсунок на змішувальної голівці каналу
10. Розрахунок форсунок змішувальної головки
10.1 Розрахунок двокомпонентної форсунки
10.1.1 Розрахунок форсунки окислювача
Задаємо кут розпилу 2α = 90 0, за графіком визначаємо:
А = 1,8; μ = 0,34; φ = 0,55.
Визначаємо площу перерізу сопла форсунки:
де ρ 0 - щільність фтору, ρ 0 = 1 513 кг / м 3,
Підставивши дані отримаємо:
Визначимо d c:
Діаметр закрутки:
Діаметр вхідного отвору в форсунку:
де i - число вхідних отворів, i = 4.
Визначимо швидкість компонента на вході у форсунку:
Визначимо число Рейнольдса на вході:
де,
Розрахуємо:
підставивши дані отримаємо:
Висловимо λ, отримаємо:
Визначимо А екв:
Визначимо розбіжність коефіцієнтів А і А екв:
Отримане розбіжність менше 3%. Дану форсунку можна вважати ідеальною відцентрової форсункою.
Визначимо діаметр камери закрутки:
Приймемо
Визначимо діаметр вихору:
10.1.2 Розрахунок форсунки пального
Скористаємося рівнянням витрати:
де:
Знайдемо
Закінчення газів - докритичному. Знайдемо швидкість витікання за формулою:
З рівняння витрати через струменевий форсунку знайдемо потрібну площу закінчення:
Витратне отвір - кільце з внутрішнім діаметром рівним зовнішньому діаметру форсунки окислювача
Знайдемо мінімальний зовнішній діаметр двокомпонентної форсунки ядра:
Візьмемо
Поздовжні розміри форсунки вибираються конструктивно, у відповідності з розмірами форсунки окислювача.
Рисунок 9 - Двокомпонентна форсунка ядра голівки.
10.2 Розрахунок форсунки пристінкового шару
Скористаємося рівнянням витрати:
де:
Знайдемо
Закінчення газів - докритичному. Знайдемо швидкість витікання за формулою:
З рівняння витрати через струменевий форсунку знайдемо потрібну площу закінчення:
Знайдемо діаметр отвору
Знайдемо зовнішній діаметр двокомпонентної форсунки пристінкового шару:
Поздовжні розміри форсунки вибираються відповідно до розмірів форсунок ядра.
Рисунок 10 - Однокомпонентна форсунка пристінкового шару.
11. Розрахунок охолодження
При проектуванні системи охолодження РРД спочатку визначають конструкцію охолоджуючого тракту, спосіб охолодження та основні розміри охолоджуючого тракту, а потім розрахунковим шляхом перевіряють, чи забезпечується при цьому охолодження стінок двигуна. Перевірочний розрахунок охолодження двигуна розбитий на кілька етапів.
На першому етапі камера згорання і сопло за довжиною розбивається на декілька ділянок і для кожної ділянки визначаються його геометричні форми.
Далі орієнтовно задаються значення газової стінки по довжині каналу і визначаються значення конвективної складової за формулами (формули наведені для циліндричної нешвидкісного камери):
де:
На другому етапі визначаються променисті теплові потоки. Так як продуктами згоряння є тільки двухатомарние гази, то частка променистих потоків буде не велика.
Після цього можна визначити сумарний тепловий потік до стінки каналу:
На наступному етапі перевіряється достатність витрати охолоджувача для зняття надходить до стінок тепла. Для цього використовується рівняння теплового балансу:
де:
Звідси можна знайти температуру рідини на виході з тракту. Так само, за допомогою рівняння теплового балансу знаходяться температури охолоджувача на кожній дільниці.
На четвертому етапі знаходяться коефіцієнти тепловіддачі від стінки до рідини на кожній ділянці з урахуванням форми і типу охолоджуючого тракту, за методикою, викладеною в [3].
Далі визначається температура «рідинної» стінки і «газової» стінки за формулами:
Після цього отримані значення «газової» стінки порівнюються з попередньо заданими на першому етапі. Якщо розбіжність становить більше 5%, то розрахунок проводять наново, прийнявши попередні значення «газової» стінки рівними проміжним значенням, більш наближеним до значень, отриманим на четвертому етапі попереднього розрахунку.
У даній роботі розрахунок був проведений з використанням програмного пакета MathCad. За результатами розрахунку температура охолоджувача на виході склала 153,7 º К, що свідчить про те, що застосовувати обрану схему охолодження не можна. Для двигунів, охолоджуваних за допомогою рідкого водню в [3] рекомендується використовувати схему з подкіпаніем компонента в охолодному тракті, але необхідно так само провести дослідження ефективності інших методів теплозахисту (створення рідинної плівки).
Висновок
У даному проекті були зроблені конструкторські розрахунки рухової установки на кріогенних компонентах H 2 + F 2. У результаті була спроектована рухова установка з наступними параметрами:
| Тяга на землі, кН | 100 |
| Тяга в порожнечі, кН | 104 |
| Коефіцієнт надлишку окислювача | 0,24 |
| Питома імпульс на Землі, м / с | 3950,56 |
| Питома імпульс у порожнечі, м / с | 4135,2 |
| Маса палива, кг | 25,313 |
| Діаметр критичного перерізу, мм | 73,8 |
| Діаметр сопла, мм | 362,4 |
| Довжина сопловой частини, мм | 463 |
| Діаметр циліндричної частини камери, мм | 160 |
У даному курсовому проекті був зроблений орієнтовний розрахунок головки камери, в результаті якого була розроблена схема розташування форсунок і спроектовані самі форсунки ядра і пристінкового шару.
У проекті було вироблено первинне конструювання стінок камери і тракту охолодження.
Надалі, при проведенні розрахунків у рамках дипломного проекту передбачається більш детальне опрацювання конструкції, більш повне вивчення проблеми охолодження і методів її вирішення, проведення уточнюючих розрахунків, розробка систем автоматичного регулювання.
Література
1. Термодинамічні і теплофізичні властивості продуктів згорання. Довідник / За ред. В. П. Глушко. - М.: ВІНІТІ АН СРСР, 1971-1973. - 513 с.
2. Основи теорії і розрахунку рідинних ракетних двигунів: Підручник / За ред. В. М. Кудрявцева. - М.: Вищ. школа, 1983. - 703 с.
3. Добровольський М.В. Рідинні ракетні двигуни. - М.: Машинобудування, 1975. - 396 с.
4. Березанська Є.А. та ін Газогенератори РРД. - М.: МАІ, 1982. - 48 с.
5. Куліков В. Н. Накозін В. М. Методичні вказівки по профілізації сопла методом параболи. - Челябінськ: ЮУрГУ, 1981. - 42с.
6. Зріле Н. В., Серьогін Є. П. Рідкі ракетні палива. - М.: «Хімія», 1975. - 320с.