Расчет параметров камеры сгорания реактивного двигателя тягой 100000 Н на компонентах H2 F2, работающего по закрытой схеме газогенерации; параметры агрегатов двигательной установки: ТНА, газогенератора, баков. Оптимальное давление в газогенераторе.
Аннотация к работе
Главным из них считается удельный импульс ДУ, показывающий тягу, создаваемую единицей массы расходуемого рабочего тела. Процесс проектирования ДУ разбивается на проведение серии проектных расчетов различных подсистем, связанных между собой граничными зависимостями. В результате, проектирование ДУ представляет сложный итерационный процесс, состоящий из множества последовательных приближений. Применение закрытой схемы газогенерации позволяет существенно повысить давление в камере сгорания ДУ, увеличить удельный импульс, уменьшить габариты и массу ДУ. В ходе выполнения данного проекта производится расчет параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты наземного базирования.Основной блок состоит из камеры сгорания, установленной в качающемся подвесе, и турбонасосного агрегата. Двигатели с давлением в камере сгорания выше РК > 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.Конструктивно двигательная установка состоит из блока двигателя, баков компонентов, подающих магистралей, элементов управления и автоматики. Двигательный длок состоит из камеры сгорания, турбонасосного агрегата и газогенератора. Для уменьшения остатков недозабора компонентов топлива в баках, в составе ПГС ракеты предусматривается система одновременного опорожнения баков (СООБ), измеряющая уровень топливных компонентов в баках и корректирующая соотношение компонентов в камере сгорания основного блока. Для предотвращения попадания в КС компонентов топлива, находящихся в момент остановки двигателя за отсечными клапанами, в составе ПГС изделия присутствуют клапаны сброса, через которые компоненты сбрасываются в окружающее пространство.Так как двигательная установка работает на низкокипящих компонентах, заправка и захолаживание магистралей осуществляется непосредственно на стартовой позиции. Заправка топливных баков производится в вертикальном положении через штуцеры 15 и 16 при открытых клапанах 27 и 28. Гелий подается через клапаны 33 и 34 и собирается в ресивер через клапаны 22 и 25.Тяга двигателя регулируется при помощи регулятора кажущейся скорости, установленного на линии горючего, идущего в газогенератор.По команде на останов ДУ прекращается наддув баков, клапан 24 закрывается, прекращая подачу окислителя в ГГ.Тепловой расчет состоит из следующих частей - термодинамического и газодинамического расчетов. Результаты термодинамического расчета камеры сгорания двигателя необходимы для проведения газодинамического расчета, при котором определяются основные характеристики двигательной установки (удельный импульс, массовый расход компонентов) и определяющие размеры камеры сгорания (диаметр критического сечения, диаметр среза сопла). В настоящее время существуют таблицы результатов стандартных термодинамических расчетов, полученных для различных вариантов значений коэффициента избытка окислителя, давлений в камере сгорания и на срезе сопла. Результаты термодинамического расчета для заданных давлений и коэффициента избытка окислителя могут быть получены при помощи интерполяции значений, взятых из таблицы. Однако, для улучшения условий охлаждения камеры сгорания, возле стенок создается пристеночный слой, в котором коэффициент избытка окислителя отличается от своего значения в ядре потока.Термодинамический расчет КС со схемой с дожиганием производится в несколько этапов. В начале находятся параметры в газогенераторе. Горение в газогенераторе осуществляется с большим избытком горючего, температура не должна превышать 1100? К. при такой температуре продукты сгорания находятся в неравновесном состоянии, а следовательно, рассчитать их параметры по обычной методике невозможно. На втором этапе проводится ряд приближенных расчетов по схеме без дожигания при заданном значении давления и найденных с учетом поправки на давление значениях энтальпии компонентов. Значения энтальпии находятся по формуле: Полная методика определения энтальпии изложена в [1]. где - энтальпия компонента при заданной температуре, - давление в камере сгорания.Целью газодинамического расчета является определение параметров истекающего газового потока в характерных сечениях КС, удельного импульса ДУ основного блока, геометрических размеров критического сечения и среза сопла.
План
Содержание
Задание на проектирование
Введение
1. Характеристика используемой топливной пары
2. Выбор компоновочной схемы двигателя
3. Разработка пневмогидравлической схемы двигателя
3.1 Работа ПГС изделия при запуске
3.2 Работа ПГС изделия в полете
3.3 Останов двигательной установки
4. Тепловой расчет двигательной установки
4.1 Термодинамический расчет КС
4.2 Газодинамический расчет КС
4.2.1 Газодинамический расчет идеального канала
4.2.2 Газодинамический расчет реального канала
5. Определение габаритов топливных баков
6. Определение основных параметров и габаритов насосов
6.1 Определение параметров насосов
6.2 Определение параметров турбины
7. Построение профиля камеры сгорания
7.1 Профилирование докритической части канала
7.2 Профилирование закритической части канала
8. Определение параметров истекающего газового потока
9. Ориентировочный расчет смесительной головки канала
10. Расчет форсунок смесительной головки
10.1 Расчет двухкомпонентной форсунки
10.1.1 Расчет форсунки окислителя
10.1.2 Расчет форсунки горючего
10.2 Расчет форсунки пристеночного слоя
11. Расчет охлаждения
Заключение
Литература
Задание на проектирование
Произвести расчет жидкостного ракетного двигателя со следующими заданными параметрами: 1) Тяга P = 150 КН;
2) Давление в камере сгорания Рк = 15 МПА;
3) Давление на срезе сопла Рс = 0,06 МПА;
4) Топливные компоненты H2 F2;
5) Время работы ? = 250 с.
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.
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 (H2ж) 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. (H2). 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].