Министерство образования Российской Федерации
Южно-Уральский Государственный университет
Ю. Ю. Усолкин
Методическое пособие
Миасс
1999
В пособии представлена упрощённая методика проектной оценки параметров ЖРД, позволяющая оперативно и с достаточной степенью достоверности (для начальных этапов проектирования ракеты) определить энергетические и габаритно-массовые характеристики ракетного двигателя на жидком топливе.
Исходные данные, необходимые для проведения расчётов:
Тип топлива.
Габариты (диаметр) ракеты.
Допустимый (ометаемый) диаметр двигателя, размещаемого на ракете:
Dдоп = Dр - 2
- радиальный зазор между корпусом ракеты и двигателем (определяется компоновкой двигателя на ракете, типом органа управления и условиями разделения ступеней).
Тяга двигателя в пустоте (Рп), давление в камере сгорания (рк) и на срезе сопла (ра). Эти данные получают в результате баллистического проектирования ракеты.
Последовательность расчета параметров двигателя приведена на блок-схеме (рис.1).
Комментарии:
Теоретические значения , β,определяются по термодинамическим таблицам [1] при заданных значениях αок и ε=.
Реальные значения удельной тяги двигателя, площадей критического сечения камеры сгорания и выходного сечения сопла определяются по теоретическим значениям с учётом потерь (φк, φс). Указанные значения (п, Fкр, Fа) могут быть получены расчётным путем по зависимостям, приведённым в [2].
При невыполнении условия Da≤ Dа доп задача может быть решена по одному из трёх направлений:
а) диаметр выходного сечения сопла двигателя принимается равным допустимому значению (Da = Dа доп). Далее расчёт проводится по алгоритму (рис.1), при этом входным параметром в термодинамическую таблицу является новое значение fa;
б) увеличивается давление в камере сгорания на величину Δрк и повторяются все процедуры снова;
в) уменьшается значение тяги двигателя на величину ΔРп и повторяются расчёты, начиная с определения .
Здесь следует отметить следующее:
Уменьшение тяги двигателя, т.е. снижение тяговооружённости ступени (отношения тяги двигателя к начальной массе ступени), допустимо в довольно узком диапазоне в силу существенного влияния этого параметра на конечную скорость ракеты (соответственно, на дальность стрельбы или высоту орбиты). Поэтому в случае уменьшения тяги (тяговооружённости) требуется проверка влияния этого решения на выходные характеристики ракеты.
Увеличение давления в камере сгорания имеет ограниченные возможности, поскольку многолетняя практика проектирования жидкостных ракет различными организациями отрасли позволила сформировать оптимальные (рациональные) значения Рк, уход от которых в ту или иную сторону ухудшает баллистические возможности ракеты.
Что касается современных двигателей первых ступеней, то в них в настоящее время реализуются предельно допустимые давления в камере сгорания. Поэтому это направление решения задачи рассматривается более в теоретическом плане, нежели в практическом.
При уменьшении тяги двигателя, обусловленном уменьшением Da (при выполнении условия Da=Dа доп), необходимо проверить изменение конечной скорости ракеты и остановиться на новом значении тяги (при незначительном отклонении от требуемых выходных характеристиках ракеты), либо увеличить расход топлива через двигатель для компенсации уменьшения тяги за счет уменьшения Da.
Примеры расчёта параметров двигателей первой и второй ступеней жидкостной ракеты на топливе АТ-НДМГ диаметром 1700 мм.
Расчёт параметров двигателя первой ступени.
Исходные данные:
Рп = 70000кг ≈ 686700 Н;
рк = 200 кг/см2 ≈ 20000 кН/м2 (указанная размерность применяется
ра = 0,5 кг/см2 ≈ 50 кН/м2 в термодинамических таблицах)
Порядок расчёта следующий.
Определяется степень расширения продуктов сгорания в сопле:
По полученному значению ε из термодинамической таблицы (для рк = = 20000 кН/м2 , коэффициента избытка окислителя αк = 0,85) находят расходный комплекс (β) , удельный импульс в пустоте (в таблице обозначается , в данном пособии – Руд п), геометрическую степень расширения сопла (в таблице обозначается в данном пособии –fa):
β = 1740 м/с,
= руд п= 3301 м/с,
fa = 34,92
Коэффициент потерь тяги:
φ = φк·φе = 0,98·0,96 = 0,9408
Реальное значение удельного импульса тяги:
Руд п = 0,9408·3301 ≈ 3106 м/с
Расход топлива через двигатель:
кг/с
Площадь критического сечения сопла:
м2
Диаметр выходного сечения сопла:
м = 896 мм
Проверка условия вписываемости двигателя в габарит ракеты:
Da доп = Dр – ΔD (здесь принимаем ΔD = 300 мм)
Da доп = 1700 – 300 = 1400 мм
Условия выполняются, т.е. Da < Da доп .
Проводится дальнейший расчёт.
Длина сопла:
lc = 1,3·896 ≈ 1165 мм
Длина (строительная высота) двигателя:
lдв ≈ 2·896 ≈ 1792 мм
Удельный вес двигателя:
γдв = 21,4·10 – 0,193 = 9,426 кг/т тяги
(здесь и далее тяга двигателя принимается в тоннах).
Масса «сухого» двигателя:
кг
Масса заливаемого в полости двигателя топлива:
mзал = 1·70 = 70 кг
Масса двигателя, залитого топливом:
кг
Тяга двигателя на Земле:
Р0 = 686700 – 63,02 ·10 – 2 · 1,013·10 –5 = 622861 ≈ 622860 Н
II. Расчёт параметров двигателя второй ступени.
Исходные данные:
Рп = 40000кг ≈ 392400 Н;
рк = 150 кг/см2 ≈ 15000 кН/м2;
ра = 0,06 кг/см2 ≈ 6 кН/м2
Порядок расчёта.
Степень расширения продуктов сгорания в сопле:
Теоретические значения:
β = 1737 м/с,
= руд п= 3474 м/с,
fa = 143,4
Коэффициент потерь тяги:
φ = φк·φе = 0,99·0,975 = 0,9652
Реальное значение удельного импульса тяги:
Руд п = 0,9652·3474 ≈ 3353 м/с
Расход топлива через двигатель:
кг/с
Площадь критического сечения сопла:
м2
Диаметр выходного сечения сопла:
м
Проверка условия вписываемости двигателя в габарит ракеты:
Da > Da доп .
Двигатель не вписывается.
Принимаем Da = Da доп = 1,4 м = 1400 мм.
Тогда площадь выходного сечения сопла:
м2
Геометрическая степень расширения сопла:
По полученному значению faпо термодинамической таблице (той же) находим:
м/с
Реальное значение удельного импульса тяги:
Руд п = 0,9652·3457 ≈ 3337 м/с
Тяга двигателя в пустоте:
Рп = 3337·117,03 = 390529 Н
Длина сопла:
lc = 1,3·1400 = 1820 мм
Длина (строительная высота) двигателя:
lдв = 2·1400 = 2800 мм
Удельный вес двигателя:
γдв = 21,4·39,05 – 0,193 = 10,55 кг/т тяги
Масса «сухого» двигателя:
кг
Масса заливаемого в полости двигателя топлива:
mзал = 1,2·39,05 = 46,9 кг
Масса двигателя, залитого топливом:
кг
Расчёт параметров двигателя при изменении тяги или давления в камере сгорания проводится по вышеприведённому алгоритму.
ЛИТЕРАТУРА
Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф. и др. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник. АН СССР, Москва, 1973г.
Павлюк Ю.С. Баллистическое проектирование ракет. Учебное пособие для вузов. Изд. ЧГТУ, Челябинск, 1996г.
studfiles.net
Вопрос аэродинамической устойчивости, если не первый, то точно второй вопрос, который требует решения в процессе проектирования и ракетных моделей. Ракета должна быть устойчивой в полете, иначе она будет опасна для окружающих. В конце-концов ответ кроется в относительном положении центра тяжести и центра давления. Оказывается с центром давления не все однозначно, об этом можно почитать в статье «Устойчивость ракеты». Рассчитать положение центра давления простой ракеты помогает данная программа. Просто введите геометрические размеры ракеты и сразу же увидите положения центров давления для малых и больших углов атаки. Для больших углов применил собственный метод расчета «Метод Аэродинамической Проекции», который заметно точнее известного «метода площадей».
СКАЧАТЬ бесплатно программу SimpleRocketCP
Ракета без системы спасения — это не ракета. В лучшем случае это шутиха, в худшем опасная болванка, летящая со скоростью до 300 км/ч. Так что спасение ракеты это тоже один из основных вопросов проектирования. Ракета собрана, двигатель подготовлен, даже сделаны основные узлы механики системы спасения. То есть известна масса ракеты и, ориентировочно, скорость, на которой сработает выброс парашюта, мы также выбрали скорость спуска ракеты. Осталось подобрать форму и размер самого парашюта под эти характеристики, и амортизатора для смягчения рывка при раскрытии парашюта. Для этого и создана программа amo-1.Можно использовать программу и как простой калькулятор скорости снижения с парашютом, хотя это и не основное её назначение.
СКАЧАТЬ бесплатно программу amo-1
Узнать в программе Rocki-design прямых предков SimpleRocketCP и EmpiricRocket непросто, однако, это так. Именно опыт эксплуатации SimpleRocketCP и EmpiricRocket, а также отзывы пользователей показали, что для ракетчика важнее не столько определить центр давления (ЦД) и устойчивость уже собранной ракеты, сколько подобрать положение ЦД в процессе проектирования и создания ракеты.
Программа Rocki-design создана для предварительного проектирования внешней формы ракетных корпусов. Внешний вид разрабатываемого аппарата выводится на экране либо в виде рисунка, либо в виде чертежа. Изменение любого размера, любого параметра тут же отражается на изображении. И тут же показывается расположение центра давления, центра тяжести и определяется устойчивость. В результате уже в процессе проектирования можно легко выбрать необходимое сочетание внешней формы и параметров стабилизации ракеты. При этом сам процесс занимает считанные минуты и превращается в легкое и приятное занятие.
Программа Rocki-design позволяет сделать чертеж ракеты, подобрать основную цветовую гамму, быстро пересчитать размеры по коэффициенту, сохранить данные и изображение проекта, вывести их на печать. Облегчается процесс документирования проектов и публикации на сайте.
Программа выполнена в среде VB-6 в двуязычном варианте (русский/english).
СКАЧАТЬ бесплатно программу Rocki-design
Программа расчета характеристик твердотопливных ракетных моторов Rocki-motor по большому счету очередной ремейк известной программы SRM канадца Ричарда Накки. Кроме простых зарядов с круглым центральным каналом, программа позволяет рассчитывать характеристики моторов со скрепленным зарядом, имеющим фигурный канал. Можно просчитать заряды со звездообразным каналом, щелевым каналом и, так называемом, «moonburner», или «луна». Таким образом значительно расширяются возможности проектирования РДТТ.
Основной плюс, пожалуй, появившаяся возможность расчета мотора на любом топливе с известными характеристиками.
Проверка данных программы Rocki-design по расчету некоторых хорошо изученных автором ракетных моторов показала неплохое совпадение с экспериментальными данными.
СКАЧАТЬ бесплатно программу Rocki-motors
Программа ALTIMMEX, несмотря на простоту на данный момент является одной из самых востребованных из всех ракетных программ. В связи с этим работа над ней ведется постоянно.
ALTIMMEX-SP, стала значительно удобнее и проще в использовании.
Расчет мотора и полета разделены. Кому надо посчитать только результаты прожига, может сделать это не задумываясь над компоновкой ракеты. В то же время при расчете полета теперь можно учесть и проанализировать работу парашюта.
При необходимости можно прервать расчет ракетных траектории задав время задержки без парашюта. С учетом того, что появилась возможность задать в начальных условиях взлета высоту и скорость, это позволяет использовать программу для расчета ступеней многоступенчатой ракеты.
Проведена проверка диапазона достоверности результатов — программа дает хорошую точность до высоты 5 км. Это относится и к предыдущим версиям./29.12.2011/
Данные по мотору можно вводить и в килограммах, и в ньютонах.
Теперь можно нажатием кнопки сохранить данные по мотору или ракете в файл и, при необходимости моментально извлечь из файла. Это не только значительно упрощает и ускоряет работу с программой, но и позволяет «примерять» разные моторы на ракету и наоборот./18.10.2012/
СКАЧАТЬ бесплатно программу ALTIMMEX-SP
Программа ALTIMMEX-SP2 имеет такой же функционал, как и предшественница ALTIMMEX-SP. Я не буду повторяться, все это можно посмотреть в разделе об ALTIMMEX-SP. Но поскольку возможности программы принципиально расширены, я остановлюсь именно на них.
Прежде всего расчет высоты полета теперь не ограничен высотой 5 км. Можно считать до высоты 120 км в условиях вертикального полета. При расчете учитываются практически все факторы, влияющие на полет ракеты, кроме движения слоев атмосферы. Этого вполне достаточно, чтобы оценить возможности любой любительской ракеты.
Второе важное отличие заключается в возможности расчета ракеты с двумя парашютами, выбрасываемыми в разное время, т.е. с двухстадийной системой спасения. Это нововведение позволяет просчитать практически любую любительскую компоновку.
Проверить достоверность результатов расчета на больших высотах по понятным причинам пока не представилось возможным. Однако для малых высот точность расчета проверена практикой и вполне достаточна для любительских целей.
Для тех, кто освоил предыдущую версию, работа с программой не представится трудной. Конечно, количество параметров по естественным причинам заметно больше. Однако возможность сохранять данные моторов и компоновок, комбинировать их в разных сочетаниях значительно упрощает работу с программой. /28.12.2015/
СКАЧАТЬ бесплатно программу ALTIMMEX-SP2
Иногда бывает необходимо подкрутить ракету в полете относительно оси. Для этого стабилизаторы устанавливают под некоторым небольшим углом к осевой линии. Возникает вопрос, под каким углом установить плоскости стабилизатора, чтобы получить нужную частоту вращения? Задача, в общем-то, геометрическая, но требует и некоторого представления о работе крыла. У кого с этим проблема, может прикинуть зависимость частоты вращения от установочного угла по очень простой программке R-rotor. Надо, конечно, понимать, что она не дает динамики вращения ракеты в течение полета, а дает только частоту установившегося вращения при определенной скорости. Однако для оценки этого обычно бывает достаточно. Рассчитывается также величина сдвига передней кромки от осевого направления для получения необходимого угла при установке стабилизаторов. /23.08.2012/
СКАЧАТЬ бесплатно программу R-rotor
Оптимизация формы профилированного сверхзвукового сопла делается, в-основном, по соотношению давлений в камере сгорания и внешней среды. На ракетах и то и другое редко бывают постоянными, поэтому расчет сопла — штука неблагодарная. И все же брать конфигурацию «с потолка» тоже неправильно. Можно выбрать или усредненные или наиболее характерные параметры и воспользоваться данной простой программой. Вы получите внешнее представление о форме, габаритах, сможете сделать чертеж сопла и даже распечатать трафарет для изготовления. /19.01.2013/
СКАЧАТЬ бесплатно программу Rocki-nozzle
ognennoetv.ru
Вариант 35
Выполнил:
студент: Носов Д.В.
группа: 2АДУ-4ДБ-129
Преподаватель: Ярославцев Н.Л.
Отметка о выполнении (защиты) работы:
Дата:
Москва 2011
Оглавление
Введение ………………………………………………………………………………………………...3
1. Исходные данные расчёта ЖРД……………………………………………………………………..4
1.1. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла ЖРД……………………………………4
1.2. Выбор жидкостного ракетного топлива………………………………………………………….5
2. Анализ пневмогидравлической схемы ДУ………………………………………………………….8
2.1. Схема ЖРД и принцип работы……………………………………………………………………8
2.2. Системы газогенерации…………………………………………………………………………...10
2.3. Конструктивная схема ТНА………………………………………………………………………10
2.4. Система запуска двигателя………………………………………………………………………..11
2.5. Управление двигателем……………………………………………………………………………11
2.6. Выключение двигателя……………………………………………………………………………11
3. Определение основных параметров ЖРТ и его продуктов сгорания…………………………….13
3.1. Определение основных параметров жидкого ракетного топлива……………………………...13
3.2. Определение основных параметров продуктов сгорания ЖРТ…………………………….…..13
4. Расчет параметров камеры двигателя с учетом энергетических потерь………………………….15
4.1.Определение коэффициентов потерь……………………………………………………………...15
4.2. Расчет действительных значений параметров камеры двигателя…………………………...….15
4.3. Расчёт площади и диаметра смесительной головки камеры…………………………………....16
4.4 Определение объёма камеры сгорания двигателя………………………………………………..17
5. Профилирование сопла……………………………………………………………………………..18
5.1. Профилирование сужающейся части сопла……………………………………………………..18
5.2. Протяженность цилиндрической части камеры сгорания……………………………………...19
5.3 Профилирование расширяющейся части сопла………………………………………………….20
5.4. Построение газодинамического профиля камеры ЖРД………………………………………...21
6. Расчёт значений массовых секундных расходов компонентов по участкам магистралей горючего, окислителя и генераторного газа……………………………………………………………22
6.1. Вычисление массовых секундных расходов горючего и окислителя…………………..………..22
6.2. Определение массового расхода топлива в пристеночном слое ………………………….22
6.3. Определение коэффициента соотношения компонентов топлива в газогенераторе К1,ГГ……23
6.4. Определение величины массового секундного расхода компонентов через ГГ, ………..23
6.5. Массовые секундные расходы горючего и окислителя через головку камеры………………....24
6.6. Определение расходов компонентов топлива через форсунку горючего и окислителя , за исключением периферийных пристеночных……………………………………………….24
7. Расчёт основных параметров ТНА и ГГ………………………………………………………......25
7.1. Расчёт потребных значений давлений компонентов на входе и выходе из насосов и турбины………………………………………………………………………………………………....25
7.2. Уравнение баланса мощностей ТНА……………………………………………………………..27
7.3. Расчёт параметров насосов……………………………………………………………………..…28
7.4. Расчёт параметров турбины…………………………………………………………………….…29
8. Проектирование смесительной головки…………………………………………………………...30
8.1. Расчёт двухкомпонентной газожидкостной форсунки с внутренним смешением….………...30
9. Проектировочный расчет системы охлаждения камеры сгорания……………………………….33
9.1. Определение распределения плотности теплового потока и подогревов охладителя по длине камеры ЖРД…………………………………………………………………………………………….33
9.2 Определение параметров оребрения в критическом сечении сопла……………………………36
9.3 Определение температуры огневой стенки со стороны охладителя…………………………….37
10. Проектировочный прочностной расчет узлов камеры……………………………………….….39
10.1 Определение толщины наружной оболочки цилиндрической части камеры…………………39 10.2 Расчёт наружного сферического днища…………………………………………………………40
10.3 Расчёт среднего и внутреннего днищ…………………………………………………………...40
Список используемой литературы…………………………………………………………………….42
Введение
Камера двигателя является основным агрегатом жидкостного ракетного двигателя в значительной мере определяющим такие показатели двигателя, как удельный импульс тяги, удельную массу, габаритные размеры, надежность и т. д.
Конструктивные схемы выполненных камер разнообразны. В современных ЖРД преимущественное применение получили цилиндрические камеры сгорания, которые в сочетании с плоской смесительной головкой позволяют осуществить процесс создания тяги при высокой расходонапряжённости с одновременной организацией надежной системы тепловой защиты и обеспечением требуемых термопрочностных характеристик. Указанная конструкция камер достаточно технологична в изготовлении.
В данной работе приводится упрощенная методика газодинамического расчета камеры ЖРД, применимая для двигателей с дожиганием генераторного газа. Газодинамический расчет включает в себя три этапа: определение геометрических размеров камеры сгорания, профилирование сверхзвукового сопла, проектирование смесительной головки, определение основных параметров газа в расчетных сечениях камеры ЖРД.
Также определяются параметры проточного и завесного охлаждений в критическом сечении сопла, оценивается распределение плотности теплового потока по длине камеры.
После оценки гидравлических потерь в топливных магистралях, определяются потребные напоры насосов. Далее, из уравнения энергетического баланса находятся массовый секундный расход или давление генераторного газа.
Данные расчеты камеры позволяют оценить толщины днищ смесительной головки и наружной стенки камеры сгорания ЖРД.
Исходные данные расчета ЖРД
Тип ДУ: КЛА
Тяга: P =1,5*106 Н
Давление в камере ЖРД: pk=25∙106 Па
Давление на срезе сопла: pа=0,01∙106 Па
Коэффициент избытка окислителя: αок=0,6
Тип ЖРТ: О2,ж+ Н2,ж
1.1. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла ЖРД
Выбор указанных параметров при проектировании ЖРД назначают в основном из условия реализации оптимального (возможно большего) удельного импульса двигателя Jy, что соответствует высоким значениям давления в камере - рк и степени расширения сопла по давлению -
1.1.1. Выбор значения давления в камере ЖРД
Предельный уровень давления в камере ЖРД с дожиганием определяется из условия равенства потребной мощности насосов и располагаемой при этом мощности турбины ТНА. Рабочее давление в камере рк назначается ниже его предельно возможного значения с целью снижения тепловых потоков к внутренней стенке камеры со стороны продуктов сгорания топлива, а также для обеспечения возможности регулирования тяги в процессе работы двигателя.
Рабочее давление в камере назначается в интервале . Двигатели с дожиганием применяются при тяге , т.к. при меньших тягах ухудшаются условия охлаждения камер и практически отсутствует выигрыш в удельном импульсе, по сравнению с ДУ, работающими по схеме без дожигания.
1.1.2. Выбор значения давления на срезе сопла
При выборе значения давления рабочего тела на срезе сопла paучитывается влияние тяги и массы сопла двигателя на конечную скорость ракеты.
Оптимальное значение давления на срезе сопла pa определяется конкретным соотношением между создаваемой соплом тягой и его длиной (массой), при которых конечная скорость ракеты максимальна. Для нераздвижных сопл ЖРД космических аппаратов .
1.2. Выбор жидкостного ракетного топлива
Тип жидкого ракетного топлива определяется в основном назначением и условиями эксплуатации жидкостной ракетной системы. В настоящее время существуют тенденции широкого использования для космических аппаратов ЖРТ с низкокипящими и криогенными компонентами .
В данном случае используется топливо кислород (О2,ж) + водород (Н2,ж). Оно обеспечивает наиболее значительный удельный импульс тяги. При проектировании ТНА, работающих на указанных компонентах топлива, необходимо предусмотреть последовательно расположенные насосы по водороду, т.к. резкое увеличение давления в насосах может вызвать разрушение магистралей.
Рис.1 Схема двигательной установки
1. Бак окислителя
2. Бак горючего
3. Турбина
4. Насос окислителя
5. Насосы горючего
6. Форсунки
7. Головка камеры ЖРД
8. Камера сгорания
9. Сопло
10. Главный топливный клапан окислителя
11. Главный топливный клапан горючего
12. Пусковой клапан окислителя
13. Пусковой клапан горючего
14. Мембрана свободного прорыва
15. Мембрана свободного прорыва
16. Предохранительный клапан окислителя
17. Предохранительный клапан горючего
18. Зарубашечное пространство
stydopedia.ru
Изложены вопросы теории ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) Рассмотрены особенности рабочих процессов и расчета РДТТ. Приведены методы выбора топлива и формы зарядов с учетом обеспечения требуемых характеристик и методика газодинамического расчета РДТТ. Большое внимание уделенэ вопросам горения металлосодержащих топлив, неустойчивости горения, течению двухфазных потоков в соплах, особенностям процессов в газогенераторах на твердом топливе.
Для специалистов в области аэрокосмической техники.
Из предисловия: Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) находят широкое применение в современной ракетной технике благодаря своим эксплуатационным преимуществам, простоте конструкции, высокой надежности и относительно малой стоимости. Ведутся работы по созданию РДТТ с улучшенными энергетическими и массовыми характеристиками, разработке систем управления тягой двигателя, улучшению характеристик твердых ракетных топлив.Основы теории и расчета РДТТ рассмотрены в книгах Я. М. Шапиро, Р. Е. Сорокина, Б. В. Орлова, Г. Ю. Мазинга, Б. А. Райзберга, В. Е. Алемасова, А. А. Шишкова, М. Ф. Дюнзе, А. М. Виницкого и др. Многие сведения о рабочих процессах в РДТТ содержатся в периодической литературе.В настоящее время назрела необходимость создания учебника, охватывающего основные вопросы теории и расчета рабочих процессов в РДТТ и его подсистемах. Данная книга является попыткой написания такого учебника.Структура книги и ее содержание определены ее назначением. Последовательно и по возможности кратко рассмотрены рабочие процессы в РДТТ. Достаточное место в книге отведено процессам горения, определяющим внутрикамерные параметры РДТТ, течению двухфазных потоков в соплах, программированию и регулированию тяги, неустойчивости рабочего процесса и нестационарным режимам запуска и отсечки тяги РДТТ; освещены вопросы тепловой защиты, рабочие процессы в газогенераторах на твердом топливе и в двигателях на комбинированных топливах, а также выбор проектных параметров и автоматизация проектирования РДТТ.При написании книги использованы материалы из отечественной и зарубежной литературы.
airspot.ru
| Автор(ы): | Васильев А. П. 06.10.2007 |
| Год изд.: | 1983 |
| Издание: | 3 |
| Описание: | В учебнике даны общие сведения о ракетных двигателях, основы термогазово-динамических процессов в камере ЖРД; изложена теория тяги и характеристики меры и двигателя; представлен расчет процессов сгорания топлива и истечения продуктов сгорания, систем охлаждения и защиты стенок камеры ЖРД, вытекательной и насосной системы подачи топлива, расчет и выбор оптимальных параметров ЖРД. Третье издание переработано и дополнено новыми сведениями о достижениях в области ракетной техники и освоения космического пространства. Для студентов авиационных вузов, может быть полезен для инженеров и специалистов, работающих в области ракетной техники. |
| Оглавление: | Предисловие [3]Глава 1. Общие сведения о ракетных двигателях [5] § 1.1. Терминология и специфические особенности ракетных двигателей [5] § 1.2. Классификация и основы устройства химических ракетных двигателей [7] § 1.3. Основные параметры, характеризующие жидкостные ракетные двигатели [13] § 1.4. Классификация и области применения жидкостных ракетных двигателей [17] § 1.5. Краткий обзор развития ракетных двигателей [23]Глава 2. Термодинамические и газодинамические основы рабочего процесса в камере жидкостных ракетных двигателей [32] § 2.1. Общие сведения о рабочих телах жидкостных ракетных двигателей как о термодинамической системе [32] § 2.2. Определение свойств реагирующих продуктов сгорания [36] § 2.3. Уравнения состояния рабочих тел [41] § 2.4. Явления переноса и диссипации энергии в условиях жидкостных ракетных двигателей [42] § 2.5. Общая форма уравнения сохранения энергии [43] § 2.6. Механическая форма уравнения сохранения энергии [45] § 2.7. Уравнения термодинамического процесса [46] § 2.8. Уравнение неразрывности потока продуктов сгорания [47] § 2.9. Уравнение изменения количества движения [48] § 2.10. Уравнения параметров торможения [49] § 2.11. Ускорение продуктов сгорания и трансформация энергии [51] § 2.12. О форме сверхзвукового сопла [56]Глава 3. Тяга жидкостных ракетных двигателей [59] § 3.1. Общие сведения [59] § 3.2. Определение тяги как равнодействующей сил давления [60] § 3.3. Анализ формулы тяги [63] § 3.4. Удельный импульс [68] § 3.5. Основные составляющие тяги камеры и место их приложения [70] § 3.6. Тяга и удельный импульс жидкостного ракетного двигателя без дожигания продуктов газогенерации турбины [74] § 3.7. Расчет тяги и удельного импульса камеры жидкостных ракетных двигателей с использованием газодинамических функций [78] § 3.8. Расчет тяги и удельного импульса при наличии скачка уплотнения в сопле камеры [81]Глава 4. Характеристики жидкостных ракетных двигателей [89] § 4.1. Общие сведения [89] § 4.2. Дроссельная характеристика [91] § 4.3. Высотная характеристика [99] § 4.4. Управление вектором тяги [104]Глава 5. Топлива жидкостных ракетных двигателей [112] § 5.1. Основные сведения о топливах и их физико-химических характеристиках [112] § 5.2. Энергетические характеристики топлив [115]Глава 6. Основы расчетов термохимических свойств топлив [118] § 6.1. Расчеты по составу компонентов топлива [118] § 6.2. Стехиометрическое соотношение между компонентами топлива [120] § 6.3. Коэффициент избытка окислителя [121] § 6.4. Энтальпия топлива [122] § 6.5. Системы отсчета полных энтальпий [124] § 6.6. Вычисление полной энтальпии по теплотам реакций [125]Глава 7. Расчет сгорания и истечения газов [126] § 7.1. Понятие о равновесном составе газов [126] § 7.2. Уравнения химического равновесия [130] § 7.3. Константы химического равновесия газов [131] § 7.4. Понятие о равновесном составе гетерогенной смеси [132] § 7.5. Константы химического равновесия гетерогенных реакций [133] § 7.6. Вычисления по константам равновесия [135] § 7.7. Уравнения сохранения вещества при химических реакциях [136] § 7.8. Система уравнений для расчета равновесного состава продуктов сгорания при заданных температуре и давлении [138] § 7.9. Линеаризация уравнений для расчета равновесного состава продуктов сгорания при заданных температуре и давлении [142] § 7.10. Составление линеаризованной системы уравнений для определения равновесного состава продуктов сгорания при заданных температуре и давлении [147] § 7.11. Общин метод решения системы уравнений для расчета состава продуктов сгорания [150] § 7.12. Расчет теоретической температуры и равновесного состава продуктов сгорания при заданном постоянном давлении в камере сгорания [155] § 7.13. Расчет теоретической температуры и равновесного состава продуктов сгорания в сопле камеры жидкостных ракетных двигателей при изоэнтропическом течении [156] § 7.14. Расчет теоретических параметров истечения [158] § 7.15. Особенности истечения продуктов сгорания с конденсированной фазой [161]Глава 8. Процессы в камере жидкостных ракетных двигателей [166] § 8.1. Общие сведения [166] § 8.2. Теория и расчет однокомпонентных центробежных форсунок без учета вязкости компонентов топлива [167] § 8.3. Теория и расчет однокомпонентных центробежных форсунок с учетом вязкости компонентов топлива [177] § 8.4. Расчет двухкомпонентных центробежных форсунок с внешним и внутренним смешением компонентов топлива [183] § 8.5. Гидравлики Центробежной форсунки при подаче перегретого компонента топлива [186] § 8.6. Влияние конструктивных факторов на гидравлику центробежных форсунок [188] § 8.7. Влияние точности изготовления форсунок на расход компонентов топлива [190] § 8.8. Распыливание топлива [192] § 8.9. Смешение компонентов топлива [203] § 8.10. Испарение топлива [219] § 8.11. Воспламенение топлива [222] § 8.12. Расчет и выбор объема камеры сгорания [225] § 8.13. Расчет и выбор безразмерной площади камеры сгорания [227]Глава 9. Неустойчивость рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей [231] § 9.1. Общие сведения о неустойчивости рабочего режима жидкостных ракетных двигателей. Классификация неустойчивых режимов [231] § 9.2. Качественный механизм возбуждения колебаний давления в камере сгорания [233] § 9.3. Процесс выгорания топлива в камере сгорания и его характеристики. тп—время преобразования [237] § 9.4. Физическая картина возбуждения низкочастотных колебаний [243] § 9.5. Основы теории низкочастотных колебаний [246] § 9.6. Особенности высокочастотных колебаний и акустика камеры сгорания [264] § 9.7. Физическая картина возбуждения высокочастотных колебаний [270] § 9.8. Основа теории высокочастотных продольных колебаний [274] § 9.9. Неустойчивость, вызываемая совместными колебаниями ракеты и двигателя [293]Глава 10. Сопла жидкостных ракетных двигателей [296] § 10.1. Общие сведения об оценке совершенства, потерях и схемах сопл [296] § 10.2. Анализ и оценка потерь в соплах [301] § 10.3. Основы профилирования сопл Лаваля [317] § 10.4. Основы построения коротких профилированных сопл [322] § 10.5. Расчет сопл на основе свободно расширяющегося течения [333] § 10.6. Построение газодинамического профиля камеры жидкостных ракетных Двигателей [348] § 10.7. Кольцевые сопла или сопла с центральным телом [351]Глава 11. Основы теории теплообмена в камере жидкостных ракетных двигателей [360] § 11.1. Особенности конвективного теплообмена в условиях камеры жидкостных ракетных двигателей [360] § 11.2. Уравнения пограничного слоя [367] § 11.3. Метод решения интегральных соотношений пограничного слоя [371] § 11.4. Расчетные соотношения для конвективного теплового потока и трения в камере жидкостных ракетных Двигателей [378] § 11.5. Методы расчета конвективного теплообмена на основе теории подобия [390] § 11.6. Лучистый теплообмен в камере жидкостных ракетных двигателей [396]Глава 12. Теплозащита стенок камеры жидкостных ракетных двигателей и расчет охлаждения [407] § 12.1. Особенности и схемы теплозащиты стенок Камеры жидкостных ракетных двигателей [407] § 12.2. Физические основы различных схем теплозащиты [409] § 12.3. Основные особенности и требования, предъявляемые к наружному охлаждению [419] § 12.4. Теплоотдача оребренной поверхности стенки в охлаждающую жидкость [429] § 12.5. Интенсификация наружного проточного охлаждения [433] § 12.6. Особенности расчета тепловых потоков в стенку при завесном охлаждении [437] § 12.7. Примерный порядок расчета охлаждения [441]Глава 13. Пневмогидравлические системы жидкостных ракетных двигателей [452] § 13.1. Системы подачи топлива [452] § 13.2. Системы наддува [468] § 13.3. Бустерные насосы [471] § 13.4. Запуск жидкостных ракетных двигателей [472] § 13.5. Останов жидкостных ракетных двигателей [477] § 13.6. Регулирование жидкостных ракетных двигателей [480] § 13.7. Системы космических жидкостных ракетных двигателей [482]Глава 14. Насосная подача топлива [489] § 14.1. Общая теория лопаточных машин [489] § 14.2. Насосы ТНА [503] § 14.3. Насосы автономных агрегатов [548] § 14.4. Турбины [551] § 14.5. Совместная работа насосов с турбинами [587]Глава 15. Расчет элементов жидкостных ракетных двигательных установок [592] § 15.1. Топливные баки [592] § 15.2. Расчет систем вытеснения (наддува) [598] § 15.3. Влияние теплообмена на работу системы подачи топлива [602] § 15.4. Расчет газогенераторов [605] § 15.5. Особенности расчета систем подачи космических жидкостных ракетных двигателей [620] § 15.6. Пневмогидравлический расчет жидкостных ракетных двигателей [629]Глава. 16. Особенности расчета жидкостных ракетных двигателей с дожиганием продуктов газогенерации [652] § 16.1. Расчетные схемы [655] § 16.2. Вывод уравнений, определяющих распределение расхода топлива в газогенераторы и камеру сгорания [658] § 16.3. Определение потребного давления на выходе из насосов [660] § 16.4. Располагаемая мощность [663] § 16.5. Потребляемая мощность [663] § 16.6. Уравнение энергетического баланса и совмещенная характеристика системы [667] § 16.7. Регулирование тяги в жидкостных ракетных двигателях с дожиганием [670]Глава 17. Расчет и выбор оптимальных параметров жидкостных ракетных двигателей [674] § 17.1. Общие сведения [674] § 17.2. Расчет и выбор оптимального давления в камере сгорания для вытеснительной системны подачи топлива [678] § 17.3. Расчет оптимального давления в камере сгорания при насосной системе подачи топлива [680] § 17.4. Выбор типа системы подачи топлива [682] § 17.5. Расчет и выбор оптимального давления на срезе сопла [683] § 17.6. Оценка эффективности топлива [687]Глава 18. Основные тенденции в развитии современных жидкостных ракетных двигателей [689]Литература [698] |
| Формат: | djvu |
| Размер: | 7458264 байт |
| Язык: | РУС |
| Рейтинг: | 23 |
| Ссылка 1: | открыть |
www.nehudlit.ru
Южно-Уральский Государственный Университет
Кафедра «Двигатели летательных аппаратов»
Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту
на тему
«расчет основных проектных параметров ЖРД»
Руководитель проекта
Сафонов Е. В.
Автор проекта
студент группы АК-591
Богданов В. В.
__ июня 2007 г.
________________
Нормоконтроль
________________
__ июня 2007 г.
Проект защищен
__ июня 2007 г.
с оценкой ______
_______________
Челябинск, 2007
Аннотация
Богданов В. В.– Челябинск: ЮУрГУ, АК, 2007,49 с.,10 ил., приложение 5 л.Библиография литературы 6 наименований.
В данном курсовом проекте проведен расчет параметров камеры сгорания реактивного двигателя тягой 100000 Н на компонентах h3 +F2 , работающего по закрытой схеме газогенерации; определены основные параметры агрегатов двигательной установки: ТНА, газогенератора, баков. Произведен расчет оптимального давления в газогенераторе с помощью ЭВМ.
В специальной части проекта произведена конструктивная разработка камеры сгорания, компоновочный расчет форсуночной головки, расчет пристеночной форсунки и двухкомпонентной газожидкостной форсунки ядра, построен профиль камеры сгорания, построена зависимость параметров рабочего тела по длине камеры сгорания.
Содержание
Задание на проектирование
Произвести расчет жидкостного ракетного двигателя со следующими заданными параметрами:
1) Тяга P = 150 кН;
2) Давление в камере сгорания Pк = 15 МПа;
3) Давление на срезе сопла Pс = 0,06 МПа;
4) Топливные компоненты h3 +F2 ;
5) Время работы τ = 250 с.
Произвести расчет и конструкторскую разработку камеры сгорания двигателя.
Графическая часть проекта:
Пневмогидравлическая схема ДУ – 1 лист;
Общий вид камеры сгорания – 1 лист;
Общий вид головки – 1 лист;
Деталировка – 1 лист;
Изменение параметров рабочего тела по соплу – 1 плакат.
На деталировке – детали с общего вида форсуночной головки (днища камеры, форсунки).
Введение
Двигательная установка является основным элементом ракеты и обуславливает собой ее важнейшие параметры.
Проектирование двигательной установки (ДУ) – важный и наиболее трудоемкий этап в создании ракеты. Целью проектирования ДУ является получение при заданных условиях ДУ с наилучшими показателями.
Основными показателями ДУ являются: удельный импульс, удельная тяга, надежность, стоимость. Главным из них считается удельный импульс ДУ, показывающий тягу, создаваемую единицей массы расходуемого рабочего тела. Получение высокого удельного импульса является первостепенной задачей при проектировании ДУ.
Процесс проектирования ДУ разбивается на проведение серии проектных расчетов различных подсистем, связанных между собой граничными зависимостями. Изменение параметров какой-либо из них зачастую влечет за собой изменение параметров смежных подсистем и ДУ в целом. Также при проведении первоначальных расчетов не все необходимые данные могут быть изначально известны. Их значениями задаются, исходя из опыта проектирования аналогичных ДУ, а затем, после их уточнения, повторяют расчеты.
После проведения проектного расчета производится опытная отработка разработанных элементов ДУ, по результатам которой параметры элементов ДУ также могут быть скорректированы. В результате, проектирование ДУ представляет сложный итерационный процесс, состоящий из множества последовательных приближений.
ДУ, выполненные по закрытой схеме газогенерации (с дожиганием генераторного газа), характеризуется более тесными взаимосвязями между элементами агрегатов и систем, что существенно усложняет процесс проектирования. Необходимость использования закрытой схемы обусловлена стремлением к получению более высоких характеристик ДУ, по сравнению с ДУ, выполненных по открытой схеме газогенерации. Применение закрытой схемы газогенерации позволяет существенно повысить давление в камере сгорания ДУ, увеличить удельный импульс, уменьшить габариты и массу ДУ.
В настоящее время характерной тенденцией является широкое использование ЭВМ на всех стадиях проектирования. Использование ЭВМ позволяет существенно ускорить этот процесс, снизить затраты, увеличить количество прорабатываемых вариантов, повысить точность расчетов.
В ходе выполнения данного проекта производится расчет параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты наземного базирования.
Целью выполнения данного проекта является определение основных параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты.
В первую очередь разрабатывается компоновочная схема изделия. Затем разрабатывается пневмогидравлическая схема изделия. Далее производится тепловой расчет камеры сгорания двигателя, определяются габариты баков компонентов. На последующих этапах производятся расчеты основных параметров турбонасосного агрегата и газогенератора.
В специальной части проекта производится конструктивный расчет камеры сгорания основного блока ДУ. При этом производится построение профиля сопла, определяются параметры рабочего тела по длине сопла, определяются типы и размеры форсунок. Далее производится расчет охлаждения камеры сгорания, прочностной расчет стенок камеры.
1. Характеристика используемой топливной пары
В ЖРД используется химическая энергия, носителем которой является топливо. Химическая энергия высвобождается в виде теплоты при протекании химической реакции окисления. Выделяющаяся теплота воспринимается продуктами реакций – рабочим телом.
Топливо ракетного ЖРД состоит из горючего и окислителя, запас которых раздельно хранится на борту ракеты.
В качестве топлива для двигателя изделия используется топливная пара жидкий водород (h3ж ) + жидкий фтор (F2ж ). Данная топливная пара обладает очень высокими энергетическими характеристиками.
Оба компонента топлива являются низкокипящими, вследствие чего необходимы специальные мероприятия по термостатированию топливных баков и магистралей. Заправка должна производиться непосредственно перед стартом.
Данная пара не является самовоспламеняющейся. Горючим является жидкий водород. (h3 ). Жидкий водород является бесцветной жидкостью, нетоксичен, неагрессивен. Окислителем является жидкий фтор (F2 ). Жидкий фтор обладает высокой агрессивностью и токсичностью. Для хранения фтора целесообразно применять алюминий или легированные стали.
Основные физико-химические свойства компонентов топлива приведены в таблице 1 по данным [6].
Основные параметры компонентов топлива
Таблица 1
2. Выбор компоновочной схемы двигателя
Основной блок состоит из камеры сгорания, установленной в качающемся подвесе, и турбонасосного агрегата. Качание камеры позволяет обеспечить управление по тангажу и рысканию.
Двигатели с давлением в камере сгорания выше P К > 3…4 МПа требуют использования турбонасосной подачи компонентов. При высоких давлениях в камере сгорания вытеснительная схема подачи потребовала бы значительного утолщения стенок баков, что утяжелило бы ракету.
Для достижения большей эффективности использования энергии, получаемой при сгорании топлива, целесообразно применить схему двигателя с дожиганием генераторного газа. Рабочее тело для привода ТНА образуется в газогенераторе, работающем на основных компонентах топлива (h3 +F2 ) с полной газификацией горючего. После совершения работы на турбине отработанный газ поступает в камеру сгорания, где обогащается окислителем и дожигается.
mirznanii.com
АвторА.А. ДорофеевГод2014Тип изданияУчебникТираж1500Объем576 стр. / 36 п.л.Формат60x90/16ISBN978-5-7038-3746-7
Купить электронную версию издания можно на портале Ebooks и с помощью приложения Books.BaumanPress для мобильных платформ Apple iOS и Google AndroidСодержание учебника, состоящего из трех частей, соответствует курсу лекций, которые автор читает в МГТУ им. Н.Э. Баумана. В ч. I представлены общие основы и понятийный аппарат теории идеальных тепловых ракетных двигателей, а также их классификация.
В ч. II изложены физико-химические механизмы реальных рабочих процессов, протекающих в тепловых ракетных двигателях, и методики количественной оценки их влияния на выходные параметры двигателя при отличии этих процессов от идеальных. Приведены методики решения задач термодинамического расчета состава продуктов сгорания и изменения их параметров при движении по соплу как химически активного потока. В ч. III представлены методические указания и полный комплект контрольно-измерительных материалов по блочно-модульным образовательным технологиям.
Для студентов технических вузов авиационного и ракетного профилей в качестве пропедевтического курса программ подготовки дипломированных инженеров, магистров и бакалавров, также может представлять интерес для инженерно-технических работников в области проектирования и эксплуатации ракетной техники.Часть I. Теория идеального теплового ракетного двигателяГлава 1. Введение в дисциплину. Терминология. Виды ракетных двигателейГлава 2. Тяга ракетного двигателяГлава 3. Основы теории сверхзвукового соплаГлава 4. Режимы работы сверхзвукового сопла. Дроссельные (расходные) характеристики идеального ракетного двигателяГлава 5. Высотная характеристика ракетного двигателяГлава 6. Усилия, действующие на проточную часть ракетного двигателяГлава 7. Составляющие тяги. Место приложения тяги ракетного двигателяГлава 8. Дроссельные характеристики двигательной установки, состоящей из нескольких идентичных автономных ЖРД, при синхронном и последовательном дросселировании камерГлава 9. Элементы внутренней баллистики РДТТ и твердотопливных газогенераторов. Совместная работа камеры сгорания и соплаГлава 10. Идеальный ядерный ракетный двигательГлава 11. Ракетный двигатель со скоростной камерой сгорания. Полутепловое соплоГлава 12. Камера сгорания ракетного двигателя с распределенным подводом рабочего тела. Полурасходное соплоГлава 13. Классификация ракетных двигателей. Из истории ракетных двигателей
Часть II. Теория неидеального теплового ракетного двигателяГлава 14. Основные различия между реальными рабочими процессами и их идеальным представлением в теории ракетного двигателяГлава 15. Система коэффициентов учета потерь в ракетном двигателе. Удельный импульс камеры ракетного двигателя и двигательной установкиГлава 16. Химические реакции и понятие о равновесном составе гетерогенной смеси. Основы термодинамического расчетаГлава 17. Термодинамический расчет. Запись закона сохранения массы вещества через элементный состав топлива и парциальные давления компонентов продуктов сгоранияГлава 18. Закон сохранения энергии в системе уравнений термодинамического расчетаГлава 19. Система уравнений термодинамического расчета с использованием констант равновесияГлава 20. Принцип максимума энтропии и его использование при термодинамическом расчетеГлава 21. Модели течения в соплах. Термодинамический расчет состава продуктов сгорания в произвольном сечении соплаГлава 22. Влияние давления в камере сгорания и степени расширения рабочего тела в сопле на термодинамические характеристики продуктов сгорания типовых ракетных топливГлава 23. Термодинамический расчет термокаталитического разложения гидразина и водных растворов пероксида водородаГлава 24. Особенности и результаты термодинамического расчета при большом различии между соотношением компонентов и их стехиометрическим соотношением. Задача балластировкиГлава 25. Камеры сгорания, их параметры и оценка совершенства рабочих процессовГлава 26. Сопла ракетных двигателей. Понятия, термины и определения. Потери в соплахГлава 27. Расчет потерь в соплах ракетных двигателейГлава 28. Профилирование сопл. Задачи выбора профиля соплаГлава 29. Работа сопл на режимах перерасширения при больших степенях нерасчетности. Дроссельные (расходные) и высотные характеристики ракетных двигателейГлава 30. Штыревое сопло: основы профилирования и особенности работы при переменном давлении окружающей средыГлава 31. Тарельчатое сопло: основы профилирования и особенности работы при переменном давлении окружающей средыГлава 32. Состояние и перспективы развития теории ракетных двигателей
Часть III. Методические указания и контрольно-измерительные материалы1. Методические указания2. Контрольно-измерительные материалы к части I3. Контрольно-измерительные материалы к части II4. Примерное содержание курсового домашнего задания5. Примерное содержание курсового проекта6. Вопросы экзаменационных билетов7. Примеры к разделу «Термодинамические расчеты»8. Контрольные вопросы к защите лабораторных работ по курсу «Общая теория ракетных двигателей»9. Типовые вопросы к защите курсового проекта
baumanpress.ru
