Проектирование двигательной установки с жидкостным ракетным двигателем

Размещено на http://www.allbest.ru/

Содержание

Введение

1. Обоснование выбора топливной пары

2. Основные физико-химические и теплофизические свойства компонентов топлива ЖРД

3. Пневмогидравлическая схема (ПГС) двигателя

3.1 Выбор схемы

3.2 Обоснование применения бустерных насосных агрегатов

3.3 Описание ПГС и взаимодействие агрегатов при работе ЖРД

4. Выбор давления в камере сгорания

5. Термодинамический расчёт

6. Профилирование КС и сопла

6.1 КС двигателя. Потери в КС

6.2 Профилирование дозвуковой части камеры

6.3 Профилирование сверхзвуковой части камеры

7. Расчет охлаждения двигателя

8. Расчет параметров турбонасосных агрегатов

8.1 Конструкция насосов

8.2 Результаты расчета I ступени насоса горючего

8.3 Результаты расчета II ступени насоса горючего

8.4 Результаты расчета насоса окислителя

8.5 Данные для расчета турбины насоса горючего

8.6 Результаты расчета турбины насоса горючего

8.7 Данные для расчета турбины насоса окислителя

8.8 Результаты расчета турбины насоса окислителя

8.9 Конструкция ТНАГ и ТНАО

9. Расчет схемы двигателя

10. Специальная часть. Особенности автономной отработки электроагрегатов при температуре конструкции 150-360 К

10.1 Требование технического задания на электропневмоклапан

10.2 Описание ЭПК

10.3 Этапы отработки

10.4 Формирование состава автономных испытаний (АДИ) в обеспечении выполнения требований ТЗ

10.5 Техническое задание на разработку установки для испытания агрегатов автоматики при минусовых температурах

10.6 Испытания термокамеры

11. Организационно-экономическая часть

11.1 Определение экономического эффекта от внедрения новой конструкции двигателя

11.2 Оценка технического уровня двигателя

11.3 Внедрение системы общего производительного обслуживания оборудования на предприятии

12. Безопасность и экологичность проекта

12.1 Введение

12.2 Характеристика производственного помещения

12.3 Производственная санитария

12.4 Пожаробезопасность

12.5 Освещение

12.6 Вентиляция

12.7 Контроль шума

12.8 Устойчивость в чрезвычайных ситуациях

12.9 Расчет искусственного освещения

Список литературы

Введение

Звездная даль с глубокой древности притягивала к себе человеческий разум. Мысль о проникновении в космос казалась дерзкой и неосуществимой. Шло время и, наконец, уровень развития техники, науки и технологии позволил совершить первый полёт в космос.

Эра освоения космического пространства начиналась с запуска первого искусственного спутника Земли. Это событие произошло в октябре 1957 г.

В конце XIX-го в. - начале XX в. были заложены основы теории реактивного движения и механики тел переменной массы. В разработке этих вопросов неоценима роль выдающихся русских ученых Н.Е. Жуковского, И.В. Мещерского и др. Их работы стали основой теории движения ракет.

Крупнейшим вкладом в развитие реактивного движения явились работы знаменитого русского ученого К.Э. Циолковского, по праву считающегося основоположником современной ракетно-космической техники. Идеи, высказанные им, были смелы, они на десятилетия опережали развитие науки и технологии. К.Э. Циолковский был первым, кто увидел ракету как средство преодоления “земных окон”. Воплощением его идей в жизнь занимаются крупные НИИ, КБ, заводы, предложенная им схема ракетного двигателя на жидком топливе стала базой для современных разработок. К.Э. Циолковским были предложены кислородно-углеводородные и кислородно-водородные топлива; регенеративное охлаждение камеры сгорания и сопла двигателя компонентами жидкого топлива; керамическая изоляция элементов конструкции; раздельное хранение и насосная подача компонентов топлива в смесительную головку камеры с последующим сжиганием; управление вектором тяги поворотом выходной части сопла и газовыми рулями; многоступенчатая схема космического летательного аппарата. Им была показана первостепенная важность высокой скорости истечения рабочего тела со среза сопла и охарактеризованы способы её получения. За сравнительно небольшой период своего развития ЖРД достигли большого совершенства. Результаты этого не замедлили сказаться на темпах исследования космического пространства. Венцом труда тысяч людей явился запуск в околоземное пространство космического корабля с человеком на борту. Первым космонавтом Земли в 1961 г. стал Юрий Гагарин.

Мировой космонавтикой пройден большой путь космических исследований: от запусков небольших спутников до полетов к другим планетам многотонных научных станций автоматических аппаратов, от одиночных рейсов летчиков- космонавтов до стыковки на орбите нескольких многоместных кораблей, создания долговременных научных станций, экспедиций на Луну.

Принципиально новым в развитии космической техники является создание систем многоразового использования - советской “Энергии” и американской “Спейс Шаттл”.

Важнейшим элементом ракетно-космической системы является двигательная установка (ДУ) с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД).

Для современного состояния и перспектив развития ракетно-космической техники характерны многорежимные, регулируемые в широком диапазоне значений параметров двигательные установки многократного использования.

ДУ с ЖРД может быть различной сложности в зависимости от ее назначения и от того, какие топлива и рабочие тела используются в двигателе.

К ЖРД, используемым на маршевых ДУ многократного включения, предъявляются ряд требований:

1) высокие удельные характеристики ДУ;

2) высокая надежность агрегатов и узлов;

3) экономичность;

4) низкая стоимость изготовления, эксплуатации топлив;

5) простота конструкции и технологии.

С использованием более современных топлив резко возрастает рабочие параметры ДУ. Но, несмотря на сложность протекающих в ЖРД процессов, существует тенденция совершенствования конструкции ДУ и ее элементов за счет применения конструкций узлов и агрегатов. В этой связи можно выделить следующие основные тенденции развития:

1) применение более эффективных топлив, дающих высокий удельный импульс;

2) применение новых конструкций камер сгорания (кольцевых, плоских и др.);

3) использование новых технологических процессов в изготовлении КС;

4) применение новых схем;

5) совершенствование процессов в ЖРД;

6) переход к многоразовым ДУ;

7) создание экономичных ЖРД.

Конечным результатом реализации этих направлений должно явиться значительное снижение стоимости выполнения космических программ и повышение эффективности применения ракетно-космической техники.

В настоящее время проявляется повышенный интерес на всех уровнях управления к проблемам качества продукции, анализа и оценки технического уровня объектов новой техники, конкурентоспособности продукции. Для предприятия является важным управление повышением технического уровня, конкурентоспособности продукции, получением экономического эффекта от внедрения в производство новой конструкции с улучшенными техническими и экономическими показателями, контроль и управление затратами на производство продукции.

Таким образом, ЖРД и по настоящее время остаются основными для маршевых ступеней ракетоносителей.

1. Обоснование выбора топливной пары

В современных ЖРД в качестве источника энергии используется химическая реакция горения жидкого топлива, а в качестве рабочего тела - продукты его сгорания. В значительной степени характеристики ЖРД определяют вид топлива и его свойства. В зависимости от назначения двигателя различными будут требования, предъявляемые к физическим, эксплуатационным и экономическим показателям. Жидкие ракетные топлива (ЖРТ) могут быть разделены на две группы.

1 Топлива длительного хранения (стабильные топлива) - топлива, обладающие стабильностью физико-химических свойств в течение длительного промежутка времени. Эти топлива допускают хранение в баках ракет или других резервуарах при эксплуатационных температурах и давлении без существенных потерь.

2 Топлива недлительного хранения - топлива, требующие заправки в баки непосредственно перед стартом. Это в основном криогенные компоненты.

Если группа топлив по физико-химическим свойствам соответствует назначению ДУ, то дальнейший выбор должен основываться на следующих требованиях:

1 Энергетические требования.

2 Эксплуатационные требования к надежности работы двигателя.

3 Экономические требования.

Энергетические требования

Удельные импульс тяги на расчетном режиме двигателя равен скорости истечения газов, которая приблизительно выражается формулой

(1.1)

где - давление и температура на входе в сужающуюся часть сопла;

- давление на срезе сопла;

- универсальная газовая постоянная;

- молекулярная масса продуктов сгорания;

- показатель адиабаты.

Приращение скорости ступени летательного аппарата (ЛА) при отсутствии гравитации и аэродинамического сопротивления среды выражается формулой Циолковского

(1.2)

где - стартовая масса ЛА;

- конечная масса ЛА;

- эффективная скорость истечения продуктов сгорания (ПС);

- объем и плотность топлива.

Анализ приведенных соотношений позволяет сделать вывод, что наиболее эффективные ракетные топлива должны обладать высокой теплотворной способностью, низкой молярной массой продуктов и высокой плотностью компонентов. Для получения высокотеплотворных топлив в качестве окислителя выгодно использовать фтор (F), кислород (О). В качестве горючих выступают элементы первых трех периодов: в первую очередь водород, углерод и обогащенные водородом соединения углерода и азота. Использование металлов в качестве горючего в РД является перспективным направлением с точки зрения повышения энергетических возможностей топлива, однако сопровождается большими техническими сложностями, значительно сокращая их потенциальные энергетические возможности.

В настоящем дипломе применяется топливо водород + кислород Эта пара уступает топливу водород + фтор но не является токсичной - при сгорании в атмосферу выделяется водяной пар, что не вредит окружающей среде. Удельная тяга ~ на сто единиц выше, чем у топлив длительного хранения. Данная пара наиболее перспективна для двигателей верхних ступеней и разгонных блоков.

Эксплуатационные требования

Данные требования связаны с непосредственной эксплуатацией двигателя в составе ракетоносителя.

1. Высокая скорость распространения пламени;

2. Высокая температура кипения;

3. Термическая стойкость;

4. Малая вязкость и поверхностное натяжение;

5. Малый период задержки воспламенения (желательно самовоспламенения).

6. Хорошая охлаждающая способность;

7. Отсутствие коррозионной активности в отношении конструкционных материалов.

Пара удовлетворяет всем этим требованиям, кроме касающихся температуры кипения, так как оба компонента являются низкокипящими.

Экономические требования

Это, в основном, требования к стоимости получения и хранения топлива. Получение водорода имеет сравнительно высокую стоимость, в сочетании с его низким удельным весом что делает затруднительным его использование на первых ступенях РН. Применение сильно переохлажденного водорода позволяет уменьшить объем баков и сократить потери на испарение. В данном случае, при проектировании ЖРД для верхней ступени, применение пары водород + кислород является обоснованным, так как, во-первых, она имеет высокие энергетические характеристики, во-вторых, удовлетворяет большинству требований, предъявляемых к ДУ, в-третьих, не имеет недостатков, связанных с высокой токсичностью и высокой агрессивностью к конструкционным материалам.

2. Основные физико-химические и теплофизические свойства компонентов топлива ЖРД

Табл. 2.1 Характеристики горючего (жидкий водород )

Параметр	Значение
Химическая формула,
Молекулярный вес,	2,016 у.е.
Плотность,	76,8
Температура плавления,	13,76
Температура кипения,	20,46
Теплота испарения,	452
Вязкость,	0,13
Теплоемкость,	9420
Критическое давление,	1,75
Критическая температура,	35
Критическая плотность,	31,8
Газовая постоянная,	4150
Полное теплосодержание,	918

Жидкий водород практически на 100 % состоит из пароводорода. При нормальных и отрицательных температурах водород мало активен. При нагреве активность возрастает, что связано с выделением атомарного водорода. В этих условиях он энергично реагирует с окислителями. При отрицательных температурах водород адсорбируется на поверхности металлов. Диффузия водорода в металлы увеличивается с возрастанием температуры и давления. Диффузия водорода в металлы ухудшает их твердость, термическую стойкость и электропроводность, магнитные и другие свойства. При растворении водорода в углеродистой стали в ней появляются пузырьки и трещины вследствие водородной газовой коррозии. Она устраняется при легировании стали введением хрома, молибдена, вольфрама, ванадия и других элементов. При использовании жидкого водорода применяют следующие конструкционные материалы. Стали: 12Х18Н10Т, Х14Г14Н3Т и другие. Медные сплавы: Л62, ЛС69-1, БРОФ 10-1. Алюминиевые сплавы: А14Г, АМЦ, АМГ5В, А5-19, АМГ-6. при пайке желательно применять припой ПОС18, ПОС30, ПОС40.

Табл. 2.2 Характеристики окислитель (жидкий кислород О₂)

Параметр	Значение
Химическая формула,
Молекулярный вес,	32 у.е.
Плотность,	1136
Температура плавления,	54,36
Температура кипения,	90,16
Теплота испарения,	213,5
Вязкость,	2,0
Теплоемкость,	1700
Критическое давление,	5,004
Критическая температура,	154,34
Критическая плотность,	429,9
Газовая постоянная,	257,8
Теплопроводность,	0,21

Жидкий кислород - прозрачная, легкоподвижная жидкость голубого цвета. Кислород представляет собой полную диссоциацию молекул на атомы при температуре 5300 К. С водородом при нормальной температуре реагирует очень медленно, а выше реакция протекает со взрывом. Жидкий кислород не токсичен, но при попадании на кожу вызывает обморожение с тяжелыми последствиями.

3. Пневмогидравлическая схема (ПГС) двигателя

3.1 Выбор схемы

У является независимым энергетическим комплексом ЛА, способным обеспечить выполнение летного задания с требуемым качеством независимо от условий окружающей среды. ДУ включает в себя агрегаты двигателя, хранения и подачи топлива, а также агрегаты системы управления, обеспечивающие как процесс функционирования, так и управления параметрами ДУ с целью выполнения летного задания.

Многообразие типов ДУ [1]-[5], отличающихся видом применяемого топлива и способом его подачи, а также условиями эксплуатации в основном определяется многообразием полетных задач и собственных параметров ЛА. Кроме того, каждая полетная задача может иметь различный критерий оптимальности:

- точность вывода ЛА на орбиту;

- минимум времени вывода;

- максимум полезной нагрузки и др.

Разработка ПГС ДУ основывается на тщательном анализе прототипов ДУ и оценке возможности внесения в них таких изменений, которые способны улучшить свойства и характеристики вновь разрабатываемых двигателей.

Конструируемый двигатель должен соответствовать следующим требованиям:

- высокий удельный импульс;

- минимальная масса;

- высокая надежность;

- минимальное, но эффективное использование компонентов топлива.

Как видно, двигатель для космических полетов должен соответствовать жестким требованиям по эффективности и предполагает применение перспективных технологий.

Возможны два варианта подачи топлива:

- вытеснительная;

- насосная.

Первая является более простой по конструкции, но жестко ограниченной малым давлением подачи компонентов, а, следовательно, и давлением в камере сгорания (КС) р_К и большим весом топливных баков вследствие недостаточного предела прочности конструкционных материалов.

Насосная система дает возможность получения более высоких давлений при меньшей массе конструкции. Увеличение давления подачи компонентов приводит к росту р_К, что уменьшает габариты КС, и, следовательно, и ее массу.

В свете вышесказанного выбираем насосную систему подачи как более выгодную.

Для выбранного типа схемы двигателя различия в основном связаны с приводом турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Обычно, для этой цели используют продукты неполного сгорания компонентов, полученные в агрегате, называемом газогенератором. Данный метод в сочетании с дожиганием газа после турбины в КС вместе с основными компонентами позволяет создать, высокое давление в КС, и высокую экономичность двигателя.

В нашем случае проектируется двигатель для верхних ступеней РН, то есть рост р_К не будет напрямую оказывать влияние на удельный импульс I_уд, так как отсутствует давление окружающей среды. Поэтому возможно применение безгенераторной схемы, где привод турбин ТНА производится газообразным рабочим телом, полученным газификацией его в рубашке охлаждения КС и сопла. Требуемый импульс тяги можно получить за счет соответствующей степени расширения сопла.

Данный подход исключает такой напряженный агрегат, как газогенератор, а также агрегаты управления процессами в нем, но приводит к некоторому увеличению размеров КС в сравнении с генераторной схемой.

Описанная схема имеет для данного случая больше преимуществ, чем другие, поэтому принята за основу.

В качестве вариантов ТНА для подачи компонентов в КС могут быть:

- ТНА в одном агрегате с насосами на одном валу;

- ТНА, где между насосами окислителя и горючего находится редуктор;

- ТНА, имеющий два вала, каждый из которых приводится отдельной турбиной.

В первом случае рабочие колеса насосов приводятся в движение одной турбиной и вращаются с одним числом оборотов, что при разной плотности компонентов топлива понижает КПД системы подачи.

Во втором случае применение редуктора позволяет несколько улучшить КПД, но он все равно остается ниже, чем в третьем случае, кроме того возникают проблемы смазки, охлаждения и прочности элементов редуктора, работающих с высокими угловыми скоростями.

При приведении насосов раздельными турбинами возможен параллельный и последовательный подвод рабочего тела к ним.

Следует выбрать последовательный подвод как более простой и обеспечивающий лучшую синхронизацию работы двигателя. Для каждого компонента будет применяться отдельный ТНА с приводом турбин газообразным водородом.

3.2 Обоснование применения бустерных насосных агрегатов

Вследствие больших чисел оборотов роторов ТНА больших расходов компонентов топлива появляется опасность возникновения на входе явления кавитации (холодного кипения). Это обстоятельство можно устранить:

1) увеличением давления наддува бака компонента топлива;

2) применение бустерных насосных агрегатов БНА.

Увеличение давления наддува нежелательно, чтобы не увеличивать массу баков, так как ограничены пределы прочности конструкционных материалов, поэтому применение БНА является более целесообразным.

Потребные напоры насосов БНА невелики и возможен привод БНА окислителя (БНАО) путем отбора активной жидкости из магистрали окислителя после насоса. Привод БНА горючего (БНАГ) осуществляется газообразным водородом после турбины ТНАГ.

3.3 Описание ПГС и взаимодействие агрегатов при работе ЖРД

Принципиальная пневмогидравлическая схема (ПГС) представляет собой схематическую взаимосвязь основных агрегатов ДУ.

Она включает следующие основные агрегаты и системы (таблицы 3.1, 3.2):

- камера;

- система зажигания;

- система подачи компонентов топлива;

- система регулирования;

- система управления;

- система наддува бака горючего.

Таблица 3.1 - Состав агрегатов ПГС

Позиционное обозначение	Наименование
АЗ	Агрегат зажигания
ТНАО	Турбонасосный агрегат окислителя
ТНАГ	Турбонасосный агрегат горючего
БТНАГ	Бустерный турбонасосный агрегат горючего
БТНАО	Бустерный турбонасосный агрегат окислителя
БР	Баллон раскрутки турбины БТНАГ на запуске
ДР	Дроссель
РР	Регулятор
ЗП	Запальник
К1	Клапан подачи окислителя в смесительную головку камеры
К2	Клапан слива горючего
К3	Клапан подачи горючего в смесительную головку камеры
К4	Клапан пуска окислителя
К5	Клапан пуска горючего
КО1	Клапан обратный по линии заправки БР
КО2	Клапан обратный по линии раскрутки турбины БТНАГ
РД	Редуктор
КМ	Камера
М1, М2, М3, М4	Приводы РР, ДР, К4, К5
Ф1	Фильтр по линии подачи окислителя на вход в БТНАО
Ф2	Фильтр по линии отвода окислителя после насоса ТНАО на турбину БТНАО
Ф3	Фильтр по линии подачи гелия для заправки БР
Ф4	Фильтр по линии подачи горючего на вход в БТНАГ
ЭК1, ЭК2	Электроклапан подачи окислителя и горючего в запальник ЗП
ЭПК1, ЭПК2, ЭПК3	Электропневмоклапан подачи гелия в уплавляющие полости клапанов К1, К2, К3
ЭПК4	Электропневмоклапан подачи гелия управления
ЭПК5	Электропневмоклапан подачи водорода на наддув бака горючего
ЭПК6	Электропневмоклапан подачи газа из баллона БР на турбину БТНАГ

Таблица 3.2 - Наименование стыков

Наименование	Назначение стыка
О	Подача окислителя на вход в насос БТНАО
Г	Подача горючего на вход в БТНАГ
НБГ	Наддув бака горючего
ГУ	Подача гелия управления
ЗБ	Заправка баллона БР
СО	Слив окислителя при захолаживании двигателя и после его выключения
СГ	Слив горючего при захолаживании двигателя и после его выключения

Камера КС создает тягу двигателя.

Система зажигания включает:

- кислородно-водородный запальник ЗП;

- агрегат зажигания АЗ.

Запальник, предназначен для выработки высокотемпературного газа, который поступает в камеру для поджига компонентов топлива при запуске двигателя.

Система подачи компонентов топлива включает:

- турбонасосный агрегат окислителя ТНАО;

- турбонасосный агрегат горючего ТНАГ;

- бустерный турбонасосный агрегат окислителя БТНАО;

- бустерный турбонасосный агрегат горючего БТНАГ.

Рабочее тело турбин ТНАО, ТНАГ и БТНАГ - водород, подогретый в тракте охлаждения камеры, турбины БТНАО - жидкий кислород, отбираемый на выходе из насоса ТНАО.

Водород после турбины БТНАГ отводится в окружающую среду через сопло СС для создания дополнительной тяги.

Раскрутка ротора БТНАГ на запуске двигателя осуществляется гелием, поступающим из баллона. Понижение давления газа раскрутки до заданного значения обеспечивается редуктором КР.

Система регулирования включает:

- регулятор РР;

- дроссель ДРР.

Регулятор обеспечивает перевод двигателя на заданный режим работы, изменяя расход водорода в линии вокруг турбин ТНАО и ТНАГ по команде системы управления (СУ).

Дроссель по команде СУ регулирует соотношение компонентов топлива в двигателе за счет изменения расхода кислорода, поступающего в камеру, и обеспечивает запуск двигателя. Управление регулятором и дросселем осуществляется электромеханическими приводами М2 и М3 соответственно.

СУ включает:

- два шаровых клапана на входах в двигатель - по линии окислителя К4 и по линии горючего К5. Управление клапанами К4 и К5 осуществляется электромеханическими приводами М1 и М4 соответственно;

- клапан К1 подачи окислителя в смесительную головку камеры и слива окислителя при захолаживании и выключении двигателя;

- клапан К2 слива горючего при захолаживании и выключении двигателя;

- клапан К3 подачи горючего в смесительную головку камеры;

- электроклапаны ЭК1 и ЭК2 подачи в запальник ЗП окислителя и горючего соответственно;

- электропневмоклапаны ЭПК1, ЭПК2, ЭПК3, обеспечивающие подачу гелия в управляющие полости клапанов К1, К2, К3 соответственно, для их срабатывания на открытие (К1, К3) и закрытие (К2);

- электропневмоклапан ЭПК4, обеспечивающий подачу гелия управления автоматикой;

- электропневмоклапан ЭПК5 подачи водорода для системы наддува бака горючего;

- электропневмоклапан ЭПК6 подачи газа из баллона БР на турбину БТНАГ.

Сброс остатков компонентов топлива при останове двигателя осуществляется через клапан К1 в линии слива окислителя СО и нормально открытый клапан К2 в линии слива горючего СГ.

На рисунке 3.1 представлена безгенераторная схема ЖРД с насосной подачей компонентов топлива, двумя ТНА - окислителя (ТНАО) горючего (ТНАГ).

Рисунок 3.1 - ПГС двигателя

Для привода турбин ТНАГ и ТНАО используется водород, который газифицируется в тракте охлаждения камеры двигателя.

Окислитель (кислород) из бака проходит через БНАО и основной ТНАО, после чего распределяется на три части.

Основная часть окислителя подается через дроссель соотношения компонентов ДР и клапан К1 в головку камеры сгорания.

Вторая часть окислителя подается на турбину БНАО и затем возвращается на вход насоса окислителя.

Третья часть подается на запальное устройство (ЗУ) через клапан ЭК1.

Горючее (водород) из бака проходит через насос БНАГ, основной насос THAГ, после чего одна его часть поступает в рубашку охлаждения камеры, другая на наддув бака горючего. После прохождения тракта охлаждения горючее распределяется на три части.

Основная часть горючего поступает на привод турбины ТНАО, после на турбину ТНАГ.

Вторая часть подается на запальное устройство (ЗУ) через клапан ЭК2.

Третья часть поступает на регулятор тяги РР.

После турбины ТНАГ водород разделяется на 2 части, в головку КС и на привод турбины БТНАГ, после нее водород отводится в окружающую среду через сопло СС для создания дополнительной тяги.

Подготовка двигателя к работе начинается с захолаживания агрегатов подачи компонентов топлива открытием клапанов К4 и К5, а также дросселя ДР. Захолаживание двигателя обеспечивается протоком компонентов топлива, которые отводятся через открытые в сторону слива клапаны К1 и К2.

Расход компонентов в процессе захолаживания на начальном этапе определяется предварительным открытием клапанов К4 и К5 и увеличивается при полном их открытии. Клапаны К4 и К5 вначале открываются на угол приблизительно равный 10 , затем - открываются полностью на угол 90 (полное открытие).

Управление клапанами К1, К2, К3 осуществляется при помощи ЭПК1, ЭПК2 ЭПК3, и клапанами пуска К4 и К5 - при помощи электромеханических приводов М1 и М4.

После достижения требуемых температур конструкции агрегатов подачи подается команда на закрытие дросселя ДР и начинается процесс запуска двигателя. Поступление окислителя в ЗУ обеспечивается открытием клапана ЭK1. Поступление горючего к форсункам КС и турбинам обеспечивается открытием клапана К3 с одновременным закрытием клапана К2 сброса горючего в линию СГ. При запуске открывается также клапан ЭК2 для подачи горючего на ЗУ.

Поджиг компонентов топлива в ЗУ при опережающем поступлении окислителя обеспечивается электрическими разрядами на свечах. Напряжение на свечи подается от агрегата зажигания, установленного на двигателе. Выключение запальника производится после выхода двигателя на режим предварительной ступени тяги закрытием клапанов ЭК1 и ЭК2 и снятием напряжения с агрегата зажигания.

Для обеспечения плавного выхода на режим предварительной ступени тяги сопротивление тракта окислителя уменьшается открытием дросселя ДР.

Выход двигателя на основной режим тяги и перевод двигателя на конечную ступень тяги обеспечивается синхронным изменением сопротивления магистрали кислорода и магистрали водорода на привод турбин ТНА с помощью дросселя ДР и регулятора PP.

Поддержание соотношения компонентов топлива на режиме основной ступени тяги и конечной ступени тяги обеспечивается дросселем ДР по командам от системы управления, а уровень режима работы двигателя предварительной настройкой регулятора PP.

Останов двигателя производится путем открытия клапанов К1 и К2 в линии слива компонентов СО и СГ, закрытия клапана К3, закрытия клапанов К4 и К5 подачи компонентов топлива в двигатель.

4. Выбор давления в камере сгорания

Давление в камере сгорания (Р_К) оказывает существенное влияние на параметры двигателя. С ростом давления камере значительно возрастает температура в камере сгорания (Т_К). При Р_а = сonst увеличивается степень расширения в сопле:

(4.1)

и температура на срезе сопла Т_а уменьшается:

(4.2)

Влияние Т_К мало по сравнению с влиянием е. Из этого следует, что с ростом Р_К растет разность (Т_К-Т_а) и, как следствие, растет удельный импульс тяги двигателя:

(4.3)

Таким образом, с ростом давления в камере Р_К возрастает термический КПД двигателя

(4.4)

Давление в камере сгорания также обуславливает геометрию КС и сопла двигателя. Площадь критического сечения при увеличении давления резко уменьшается за счет увеличения комплекса в:

(4.5)

где (4.6)

Также площадь критического сечения резко уменьшается при увеличении давления за счет обратной зависимости от давления в КС:

(4.7)

Соответственно уменьшается и площадь на срезе сопла F_a, несмотря на рост F_a/F_КР:

(4.8)

Откуда (4.9)

Таким образом, увеличение давления в камере сгорания приводит к уменьшению всех размеров сопла и камеры и, следовательно, к уменьшению массы конструкции.

С другой стороны, рост давления в камере сгорания приводит к необходимости решать задачи прочности, охлаждения, а также увеличения числа ступеней насосов

Для данной схемы ограничению по давлению в КС способствует еще и тот факт, что турбины насосов приводятся в движение за счет расширения одного из компонентов (водорода) вследствие его газификации. Поэтому давление перед турбинами, а значит, и давление в камере сгорания зависит от способности компонента к расширению и от подогрева охладителя в тракте охлаждения камеры сгорания.

В данной схеме выбрано оптимальное давление в КС 80 атм (8 МПа).

5. Термодинамический расчёт

ракетный двигатель топливо охлаждение

Целью расчета являются определение термодинамических параметров продуктов сгорания (ПС) и определение скорости истечения газов в трех сечениях: в КС, в критическом сечении и на срезе сопла.

Преобразование топлива в ПС включает в себя следующие основные процессы: распыление, дробление, испарение, смешение, горение. Особенностью процессов в тепловых двигателях при высоких температурах является значительное усиление термической диссоциации рабочего тела. Время пребывания ПС в таких двигателях очень мало: газообразные ПС в КС находятся тысячные доли, а при течении по соплу - десятитысячные доли секунды. При течении по соплу температура и давление газа уменьшаются [1,7,8].

Исходные данные для проведения термодинамического расчета:

1) Топливо: «кислород-водород» (H₂ + O₂);

2) Давление в КС: р_К = 8 МПа;

3) Давление на срезе сопла: р_а = 0,001 МПа (проектируемый ЖРД предназначен для верхних ступеней РН);

4) Коэффициент избытка окислителя: б = 0,75, k_m = 6,08

Расчет произведен в специализированной программе, предназначенной для проведения термодинамического расчета ЖРД ThermoDynamic Soft (TDSoft) [9]. Результаты расчета: параметры ПС (таблица 5.1) и равновесный состав ПС (таблица 5.2) по трем сечениям.

Таблица 5.1 - Параметры продуктов сгорания

Параметры	КС	Критическое сечение	Срез сопла
р, кПа	8000	4611,9	1,7122
Т, К	3518,2	3324,3	908,5
Кm	6,08
с, кг/м3	3,7234	2,2963	0,00324
µ, кг/моль	13,614	13,762	14,273
R, Дж/кг•К	610,71	604,18	582,52
w, м/с	-	1512,9	4558,8
М	0	0,99992	5,5723
г	-	1,1396	1,1988
в, м/с	-	2302,8	-
Iуд.пуст.теор., м/с	-	2840,4	4704,1
е	1	1,7346	4672,2

В таблице 5.1 использованы следующие обозначения:

р - давление;

Т - температура;

К_m - коэффициент действительного соотношения компонентов;

с - плотность топлива;

µ - средний молекулярный вес;

R - газовая постоянная топлива;

w - скорость потока газа;

М - число Маха;

г - средний показатель изоэнтропы;

в - расходный комплекс;

I_У.П - удельный импульс в пустоте;

I_У.Р - удельный импульс расчетный;

- энтальпия топлива;

е - степень расширения газа в сопле.

Таблица 5.2 - Равновесный состав газовой среды

Обозначение	КС	Критическое сечение	Срез сопла
Н	0,03370	0,02783	-
Н2	0,23944	0,23621	0,23387
ОН	0,04376	0,03380	-
Н2О	0,67563	0,69711	0,76613
О	0,00358	0,00235	-
О2	0,00384	0,00267	-
НО2	0,00004	0,00002	-
Н2О2	0,00001	0,00001	-

6. Профилирование КС и сопла

6.1 КС двигателя. Потери в КС

Наиболее широкое распространение получила КС цилиндрической формы. Она более технологична, а ее головка обычно имеет плоскую форму, что также упрощает технологию изготовления.

Кроме того, одни из основных недостатков цилиндрических камер - большая поверхность охлаждения, увеличивающая теплонапряженность, может в данном случае рассматриваться как достоинство, так как именно в рубашке камеры путем подогрева водорода, являющегося охладителем, мы получаем рабочее тело для турбины ТНА.

Применение шарообразных камер или камер каких-либо других форм является нецелесообразным и менее выгодным главным образом из-за очень сложной технологии их изготовления.

Пользуясь результатами термодинамического расчета, необходимо определить основной размер КС любой формы - площадь критического сечения F_кр, этот параметр является исходной точкой для определения формы и размеров камеры сгорания.

Для определения F_кр необходимо для начала найти ожидаемые значения удельных параметров истечения ПС, и в первую очередь действительный удельный импульс тяги в пустоте I_{уд.дейст.}:

, (6.1)

где I_{уд.пуст.теор} - теоретический удельный импульс тяги, м/с, I_{уд.пуст.теор}=4758,75 м/с;

- коэффициент потерь удельного импульса тяги.

Потери удельного импульса тяги определяются потерями в КС на несовершенство сгорания и смесеобразования _k, потерями в сопле _с, так что:

. (6.2)

На данном этапе проектирования значения отдельных составляющих потерь следует избирать на основании рекомендаций работ [1]-[3].

Несовершенство сгорания _k оценивается величиной коэффициента от 0,96 до 99.

На расчётных режимах потери в сопле _с складываются в основном из потерь на трение _тр (коэффициент, учитывающий потери на трение при течении газового потока вдоль стенки сопла), потерь на непараллельность истечения _х и потерь на тепловое сопротивление _q, так что:

. (6.3)

Обычно для сопел величина _тр лежит в пределах от 0,975 до 0,995.

Коэффициент _х отражает газодинамические потери, связанные с неравномерностью поля скоростей по величине и направлению на срезе сопла, его принимают равным 0,990.

Коэффициент _q учитывает термодинамические потери. К ним относят неполное выведение тепла в сопле за счет некоторой неравномерности и потери за счет теплоотдачи в стенку, его значение лежит в пределах от 0,990 до 0,998.

Найдем суммарные потери :

. (6.4)

Выбранные и вычисленные коэффициенты потерь занесем в таблицу 6.1.

Таблица 6.1 - Коэффициенты потерь в КС и сопле

тр	0,995
х	0,990
q	0,998
с	0,983
k	0,990
У	0,97

Теперь можем найти значение действительного удельного импульса тяги в пустоте с учетом потерь:

с. (6.5)

Массовый расход топлива:

, (6.6)

кг/с.

Расход горючего:

, (6.7)

где

кг/с.

. (6.8)

Расход окислителя:

кг/с.

Теоретическая площадь критического сечения:

, (6.9)

.

Диаметр критического сечения:

, (6.10)

.

Определим геометрическую степень расширения сопла :

. (6.11)

где n - показатель изоэнтропы ().

.

Отсюда площадь выходного сечения сопла:

.

Диаметр выходного сечения сопла равен:

, (6.12)

.

Площадь цилиндрической части камеры:

, (6.13)

.

, (6.14)

.

Объем цилиндрической части камеры:

. (6.15)

где берем равной (из конструкторских соображений для водородной камеры);

возьмем из термодинамического расчета.

.

Длина цилиндрической части камеры:

, (6.16)

.

6.2 Профилирование дозвуковой части камеры

Дозвуковая часть сопла должна обеспечивать безотрывное течение с равномерным по сечению и известным полем скоростей. Дозвуковая часть сопла состоит из трёх основных элементов:

а) область выхода в дозвуковую часть с радиусом ;

б) конический участок с углом ;

в) область критического сечения с радиусом .

Радиус перехода от цилиндрической части к соплу равен диаметру камеры:

.

Радиус перехода к критическому сечению сопла равен 1,5 радиуса критического сечения:

.

Угол конусности сужающейся части сопла равен (по 25⁰ на каждую сторону);

Длина входной части сопла:

, (6.17)

Где .

.

.

Для выравнивания газового потока в критическом сечении длина цилиндрической части примерно равна 2 мм.

Профиль дозвуковой части камеры представлен на рисунке 6.1.

Рисунок 6.1 - Газодинамический профиль дозвуковой части камеры

6.3 Профилирование сверхзвуковой части камеры

В связи с особенностью сверхзвукового течения, к контуру сверхзвуковой части сопла предъявляются значительно более строгие требования, чем к дозвуковой. Контур необходимо выбрать так, чтобы все струи имели возможность непрерывно изменять своё сечение так, чтобы происходило непрерывное увеличение скорости истечения. При профилировании сверхзвуковой части сопла необходимо определить такой контур, который удовлетворял бы следующим требованиям:

- сопло должно иметь минимальные потери тяги;

- поверхность стенок при заданных F_а и F_кр должны быть минимальными;

- конструкция и технология изготовления стенок сопла должны быть возможно более простыми.

Для реальной оценки действительного импульса сопла необходимо определить идеальный импульс сопла и коэффициент потерь в сопле.

В общем случае записывается как суммарный коэффициент потерь импульса от всех факторов, учитывающих отличие реального течения от течения в идеальном сопле с идеальным процессом расширения.

= _f + _тр+_вх+_fп+_усл+_кор (6.18)

где: _f - коэффициент потерь импульса от рассеяния, связанный с непараллельностью вектора скорости и оси в выходном сечении сопла;

_тр - коэффициент потерь на трение, связанных с течением вязкого газа в реальном сопле;

_вх - коэффициент входных потерь, вследствие наличия неравномерности скорости течения в критическом сечении, которая в свою очередь трансформируется по сверхзвуковой части и в выходном сечении появляется дополнительная неравномерность потока, что и приводит к потере импульса;

_fп - коэффициент потерь за счёт отклонения профиля из-за технологических и других соображений;

_усл - коэффициент потерь связанных с течением в районе критики вязкого реального газа;

_кор - коэффициент, связанный с конечными скоростями установления физико- химического равновесия в потоке газа.

Потери на рассеивание могут быть сведены к минимуму, если применять профилированное сопло.

Идеальное сопло - сопло с изоэнтропическим расширением, с однородным потоком газа на срезе сопла, параллельным его оси.

Для идеального сопла потери на рассеивание равны нулю. Но такое сопло не является оптимальным, так как концевой участок дает малый прирост удельного импульса. Укоротив сопло, сопло, можно получить выигрыш в габаритах и весе сопла. Для получения укороченного сопла исходное должно быть рассчитано на большее число Маха, чем полученное из термодинамического расчета. Эта прибавка составит до .

Найдем примерную координату крайней точки:

. (6.18)

Из таблиц работы [3] выбираем столбец со второй линией тока. Определяем основные значения (x, y) для найденной координаты выбранного сопла

Так как основная часть потерь из сопла приходится на _f и _тр, то определим их для заданного сопла по формулам:

- потери на рассеивание

. (6.19)

. (6.20)

- потери на трение

, (6.21)

где - величина потери удельного импульса, отнесенная радиусу.

Выбираем фактор теплообмена:

. (6.22)

Находим

. (6.23)

Меньшее соответствует выбранному соплу, так как оно обеспечивает меньшие потери.

Для построения выбранного сопла производят перерасчет основных параметров (,) в значения L и D. Значения и представлены в таблице 6.2.

Для нахождения длины сопловой части диаметра воспользуемся формулами:

. (6.24)

. (6.25)

Значения этих параметров занесены в таблицу 6.2.

Таким образом, полная длина сверхзвуковой части сопла равна , а диаметр - равен , число Маха . Потери сопла: _f = 0,46, _тр = 0,34, _вх = 0,135, _с = 0,98. Выходной угол сопла в = 10⁰56'.

Таблица 6.2 - Значения и

Lс	Dс
0	97,6
15,11	107,26
25,72	121,84
54,84	164,03
142,62	288,18
251,82	423,14
363,95	543,2
526,83	694,01
642,27	788,99
948,71	1005,17
1378,47	1247,81
1649,23	1375,84
1936,25	1493

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рисунок 6.3 - Камера сгорания: 1 - головка смесительная; 2 - камера сгорания; 3 - сопло верхнее; 4 - сопло нижнее

На рисунке 6.2 (приложение Б) представлена камера двигателя. На рисунке 6.3 показан профиль сверхзвуковой части сопла.

7. Расчет охлаждения двигателя

Особенности охлаждения камеры сгорания ЖРД. Защита стенок камеры ЖРД от опасного перегрева - одна из самых важных и сложных проблем ракетной техники. Организация надежной защиты стенок современных высоконапряженных камер сгорания при небольших потерях удельного импульса - одна из трудных задач, возникающих при создании новых конструкций. Сложность проблемы защиты стенок современных камер ЖРД связана с тем, что продукты сгорания имеют высокие температуры (3500-4500 К), высокое давление и скорость движения (). Разность температур между поверхностями стенки, несмотря на её толщину, может достигать огромных величин. Между газом и стенкой возникает интенсивный теплообмен, способный при недостаточной защите быстро нагреть стенку КС до температуры, близкой к температуре газов. Если учесть, что большинство материалов стенки допускают весьма умеренные нагревы (1300-1500К), то сложность проблемы становится очевидной.

В соответствии с основными понятиями теории теплообмена тепловой поток , передаваемый от газа в стенку, в общем случае складывается из конвективного и лучистого тепловых потоков:

. (7.1)

Максимум теплового потока главным образом из-за влияния конвективной части достигается в дозвуковой части сопла, вблизи критического сечения. Характер распределения и величина суммарного теплового потока в основном определяются конвективной составляющей. Наиболее напряженным местом является входная часть сопла и особенно критическое сечение, которое имеет максимальный тепловой поток и поэтому нуждается в наибольшей защите. Максимальная численная величина теплового потока в критическом сечении в основном определяется конвективной составляющей.

Наименее напряженный участок - конец сопла. Здесь тепловые потоки могут составлять не более 10 % от потоков в критическом сечении. Поэтому теплозащита конца сопла может быть облегчённой.

Тепловые потоки в КС могут составлять 30 % - 50 % и более от потоков в критическом сечении, поэтому цилиндрическая часть по теплозащите близка к критическому сечению.

Разрушение стенки камеры и сопла обычно происходит в виде размягчения материала или его оплавления, окисления материала или его выгорания, эрозии, размывания потоком.

Для предупреждения опасного перегрева огневой оболочки камеры и защиты её от разрушения в современных ЖРД применяют теплозащиту: наружное проточное, внутреннее, транспирационное (испарительное) охлаждение стенок, а также наружное радиационное охлаждение стенки, теплозащитные термостойкие покрытия, теплозащитные аблирующие покрытия, емкостное охлаждение.

Все перечисленные методы защиты применяются в практике, причем в большинстве случаев комплексно, совместно дополняя друг друга.

Несмотря на большое разнообразие схем защиты стенки КС в ЖРД, наиболее распространенным является проточное наружное охлаждение совместно с внутренним.

Для охлаждения необходимо применять один из компонентов, так как наличие на борту ЛА специального охладителя нерационально. На организацию охлаждения влияет также род топлива, тип и назначение двигателя.

При работе ЖРД на низкокипящих компонентах организация наружного охлаждения стенок камеры усложняется. Охладитель, поступая в охлаждающий тракт, быстро превращается в пар, и дальнейшее охлаждение происходит уже холодным паром. Задача надежного охлаждения стенок камеры двигателя при этом усложняется по следующим причинам:

1) при переходе охладителя из жидкого состояния в газообразное коэффициенты теплоотдачи от стенок к газу меньше, чем от стенки к жидкости;

2) удельный объём газообразного охладителя значительно больше, чем жидкого, и сильно увеличивается с ростом температуры (в 2-3 раза), поэтому площадь сечения охлаждающего тракта должна быть переменной по длине для того, чтобы в каждом сечении тракта скорость охлаждающей жидкости была такой, чтобы обеспечивать требуемое значение ;

3) решение задачи усложняется еще и тем, что при условиях, имеющих место в ЖРД, охлаждение стенок камеры низкокипящими компонентами происходит в околокритической и сверхкритической области.

При этом в околокритической области происходит резкое изменение физических свойств охладителя, что оказывает сильное влияние на теплообмен. Так, например, теплопроводность водорода в околокритической области увеличивается в 5-10 раз.

В проектируемом двигателе в качестве охладителя используется водород, который обладает хорошими охлаждающими свойствами, имеет высокие значения теплоёмкости (примерно в 3 раза больше, чем у воды, в 4 раза больше, чем у кислорода).

Применение кислорода как охладителя представляется затруднительным. Это обусловлено повышенной активностью кислорода по отношению к металлам.

Наиболее теплонапряженные участки изготавливают из бронзы БРХ08, имеющей высокий коэффициент теплопроводности ( Вт/мК).

Далее использованы обозначения:

- температура в камере,

- температура стенки со стороны горячих газов,

- температура стенки со стороны жидкости (охладителя),

- температура охладителя.

Тепло путём конвективного и лучистого теплообмена передается от горячих продуктов сгорания к стенке камеры. Таким образом, суммарный тепловой поток от горячих газов к стенке камеры двигателя складывается из двух тепловых потоков:

. (7.2)

Благодаря теплопроводности стенки тепло передается через стенку камеры:

, (7.3)

где - теплопроводность стенки:

- толщина стенки.

Путем конвекции тепло передается от стенки к охладителю:

, (7.4)

где коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости.

Внутреннее охлаждение

Чтобы обеспечить приемлемую температуру стенки необходимо, помимо наружного охлаждения, применить и внутренние. В этом случае температура стенки снижается либо благодаря защите её жидкой плёнкой, либо газовым слоем с пониженной по сравнению с ядром потока температурой. Такой слой называется пристеночным. Температура этого слоя снижается за счет обогащения его одним из компонентов, как правило, горючим. Избыток горючего подаётся либо через периферийный ряд форсунок, либо через пояса завесы, которые располагаются в различных местах камеры сгорания. В данном случае целесообразно применение периферийных форсунок.

Недостатком является резкое ухудшение их эффективности при увеличении длины камеры сгорания, что происходит в основном из-за отрыва пристеночного слоя. Для защиты камер возможно использование термостойких покрытий в сочетании с наружным охлаждением. Это позволяет увеличить допустимую температуру стенки.

Покрытие должно удовлетворять следующим требованиям:

- высокая температура плавления,

- стойкость к тепловым ударам,

- низкая теплопроводность,

- коэффициент линейного расширения, близкий по значению коэффициенту линейного расширения основного материала,

- хорошая адгезия к основному материалу и хорошие антикоррозионные свойства.

Расчёт наружного охлаждения

Для расчета наружного охлаждения необходимо знать:

- схему охлаждения,

- геометрию охлаждающего тракта,

- расход охладителя,

- конструкционные материалы.

Камера и сопло разбивается на некоторое количество участков, в пределах которых параметры считаются постоянными. Расчет охлаждения производится методом последовательных приближений и ведётся в следующем порядке.

1 Определяются осредненные значения диаметра и относительного диаметра на каждом участке, а также длина участка. Определяются все параметры, которые характеризуют теплонапряженность оболочки камеры сгорания в центре каждого участка.

2 Рассчитывается геометрия охлаждающего тракта.

Средний диаметр участка

, (7.7)

где - средний диаметр для каждого участка,

- внутренний диаметр оболочки сопла,

- толщина внутренней оболочки,

- высота охлаждающего тракта.

Шаг ребер

, (7.8)

где - число ребер;

- угол закрутки.

Средний гидравлический диаметр

, (7.9)

где - толщина ребра.

3 Определяется температура водорода на входе в охлаждающий тракт с учетом подогрева его в насосе.

4 По температуре охладителя и геометрии при заданном расходе охладителя задаемся в первом приближении температурой стенки со стороны охладителя и определяем коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости по формуле

, (7.10)

где - комплекс, характеризующий теплофизические свойства охладителя и его давление. Значение определяется из справочного материала;

F- проходная площадь тракта.

5 Коэффициент эффективности оребрения охлаждающего тракта рассчитывается по формуле

, (7.11)

, (7.12)

где - теплопроводность материала оребренной стенки.

6 Определяются удельные конвективные тепловые потоки на каждом участке методом пересчета с эталонного двигателя по формуле:

. (7.13)

где , - удельные тепловые конвективные тепловые потоки в сходственных сечениях рассчитываемой и эталонной камеры (- средний безразмерный диаметр участка);

и - комплексы, характеризующие энергетические и теплофизические свойства топлива в зависимости от соотношения компонентов и .

Тогда уравнение для конвективного потока можно переписать:

. (7.14)

С другой стороны, конвективный поток определяется по следующей формуле:

. (7.15)

Разделив обе части уравнения на , получим

. (7.16)

Чтобы определить действительные конвективные удельные тепловые потоки, систему уравнений решают графически.

7 Определяется температура стенки камеры сгорания со стороны охладителя

. (7.17)

8 Эту температуру сравниваем с той. которой задавались ранее. Если разница между ними составляет больше 5 % то расчет необходимо повторить со второго пункта.

Определяем подогрев охладителя на участке

, (7.18)

где - поверхность нагрева i-го участка камеры;

- расход охладителя;

- средняя теплоёмкость охладителя, взятая при температуре:

. (7.19)

9 Температура охладителя на следующем участке:

. (7.20)

10 Гидравлические потери на каждом участке охлаждающего тракта:

. (7.21)

где - коэффициент потерь,

- длина участка по образующей,

- плотность охладителя,

W - скорость охладителя.

Результаты расчётов в этом разделе представлены в виде графиков и сведены в таблицы.

Результаты расчёта охлаждения камеры

Таблица 7.1 Результаты расчета геометрии КС

№	ds	dk	xs	xk	dx	dl	sb	Nr	cos	fl	dst	dp	dr	hr	dg	шst	шr	шrub	Max	dpodl	dtzp	Mat
1	196,1	196,1	12,5	25	25	25	0,0154	152	1	0,001987	0,8	3,27	0,9	4	3,6	12,8	12,8	12,8	0,148	0	0	7
2	196,1	196,1	37,5	50	25	25	0,0154	306	1	0,001436	0,8	1,18	0,9	4	1,82	12,8	12,8	12,8	0,148	0	0	7
3	196,1	196,1	62,5	75	25	25	0,0154	306	1	0,001436	0,8	1,18	0,9	4	1,82	12,8	12,8	12,8	0,148	0	0	7
4	196,1	196,1	87,5	100	25	25	0,0154	306	1	0,001436	0,8	1,18	0,9	4	1,82	12,8	12,8	12,8	0,148	0	0	7
5	196,1	196,1	112,5	125	25	25	0,0154	306	1	0,001436	0,8	1,18	0,9	4	1,82	12,8	12,8	12,8	0,148	0	0	7
6	196,1	196,1	147,5	170	45	45	0,0277	306	1	0,001436	0,8	1,18	0,9	4	1,82	12,8	12,8	12,8	0,148	0	0	7
7	196,1	196,1	200	230	60	60	0,0370	306	1	0,001436	0,8	1,18	0,9	4	1,82	12,8	12,8	12,8	0,148	0	0	7
8	196,1	196,1	260	290	60	60	0,0370	306	1	0,001436	0,8	1,18	0,9	4	1,82	12,8	12,8	12,8	0,148	0	0	7
9	196,1	196,1	320	350	60	60	0,0370	306	1	0,001436	0,8	1,18	0,9	4	1,82	12,8	12,8	12,8	0,148	0	0	7
Цилиндр
10	195,4	193,4	363,3	377,2	27,2	27,3	0,0168	306	1	0,001428	0,8	1,17	0,9	4	1,81	12,8	12,8	12,8	0,15	0	0	7
11	190,7	187,2	388,1	399,0	21,8	22,1	0,0132	306	1	0,001369	0,8	1,12	0,9	4	1,75	12,8	12,8	12,8	0,157	0	0	7
12	182,7	177,4	409,9	420,8	21,8	22,4	0,0129	306

Подобные документы

• Расчет камеры жидкостного ракетного двигателя

  Исходные данные для расчета жидкостного ракетного двигателя. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла, жидкостного ракетного топлива (ЖРТ). Определение параметров ЖРТ и его продуктов сгорания. Конструктивная схема, система запуска двигателя.
  
  курсовая работа [2,7 M], добавлен 07.09.2015
  

• Расчет двигательной установки с жидкостным ракетным двигателем

  Этапы расчета двигательной установки с жидкостным ракетным двигателем. К. Циолковский как основоположник современной ракетно-космической техники, характеристика работ русского ученого. Анализ основных особенностей автономной отработки электроагрегатов.
  
  дипломная работа [2,0 M], добавлен 15.03.2013
  

• Проектирование ракетного двигателя на твердом топливе

  Выбор твердого ракетного топлива и формы заряда ракетного двигателя, расчет их основных характеристик. Определение параметров воспламенителя и соплового блока. Вычисление изменения газового потока по длине сопла. Расчет элементов конструкции двигателя.
  
  курсовая работа [329,8 K], добавлен 24.03.2013
  

• Расчет параметров идеального газового потока в камере ракетного двигателя

  Расчеты геометрических параметров камеры ракетного двигателя и параметров идеального газового потока в различных сечениях по длине камеры ракетного двигателя на пяти режимах. Построение камеры двигателя. Расчет импульсов газового потока, сил и тяги.
  
  курсовая работа [802,8 K], добавлен 24.09.2019
  

• Технологический процесс сборки рубашки сопла жидкостного ракетного двигателя

  Комплексный анализ и конструктивно-технологическая характеристика отдельно взятого узла (рубашки сопла) из общей сборки жидкостного ракетного двигателя 5Д12. Технические требования на сборку, наименование и последовательность операций, оборудование.
  
  курсовая работа [254,3 K], добавлен 09.07.2012
  

• Тепловой расчет автомобильного двигателя

  Техническая характеристика двигателя. Тепловой расчет рабочего цикла двигателя. Определение внешней скоростной характеристики двигателя. Динамический расчет кривошипно-шатунного механизма и системы жидкостного охлаждения. Расчет деталей на прочность.
  
  курсовая работа [365,6 K], добавлен 12.10.2011
  

• Баллистическая ракета РД-583 (РН Зенит-3)

  Характеристика прототипа летательного аппарата: компоненты топлива, тяга двигателя и давление в камере сгорания. Краткие теоретические сведения о ракете Р-5, проведение термодинамического расчета двигателя. Профилирование камеры сгорания и сопла.
  
  курсовая работа [2,2 M], добавлен 06.10.2010
  

• Ракетный двигатель РД-583 (РН Зенит-3)

  Основные характеристики ракетного двигателя и целесообразные области их применения. Описание двигателя РД-583, определение влияния соотношения компонентов на его энергетические характеристики. Анализ процессов в рабочем теле энергетической установки.
  
  курсовая работа [345,3 K], добавлен 06.10.2010
  

• Расчет магистрали трубопровода жидкостного ракетного двигателя

  Изучение методики проектирования и расчета параметров магистралей горючего и окислителя с помощь программы "Динамика КС". Исследование процессов моделирования запуска двигателя для ракеты Р5. Структурная схема гидравлического тракта от насоса до КС.
  
  курсовая работа [321,3 K], добавлен 06.10.2010
  

• Расчет двигателя внутреннего сгорания

  Описание прототипа двигателя ЯМЗ-236. Блок цилиндров, кривошипно-шатунный механизм, газораспределение. Исходные данные для теплового расчета. Параметры цилиндра и двигателя. Построение и скругление индикаторной диаграммы. Тепловой баланс двигателя.
  
  курсовая работа [1,5 M], добавлен 25.05.2013
  

• главная
• рубрики
• по алфавиту
• вернуться в начало страницы
• вернуться к началу текста
• вернуться к подобным работам