Расчет параметров идеального газового потока в камере ракетного двигателя - Курсовая работа

Камера ракетного двигателя состоит из камеры сгорания и выходного устройства. Главным элементом выходного устройства является сопло, которое служит для расширения газа в целях увеличения кинетической энергии газовой струи. На границе этих двух участков находится минимальное проходное сечение сопла, которое называется критическим. При течении газа в пределах дозвукового участка происходит ускорение газового потока до скорости звука, при этом объем газа увеличивается медленнее, чем скорость. При течении газа в пределах сверхзвукового участка газовый поток приобретает сверхзвуковую скорость, при этом сверхзвуковому потоку свойственно более резкое увеличение объема, чем скорости.Течение газа в камере сплошное, одномерное, стационарное. Газовой поток между сечениями 0 и 1 энергоизолизорованный, между сечениями 1 и k c получением внешней теплоты, течение газа по соплу энергоизолированное.В курсовой работе рассчитываются следующие варианты идеального газового потока в камере ракетного двигателя: 1. Газовой поток при сверхзвуковом расчетном истечении газа из сопла (при );Профиль дозвуковой части сопла образуется сопряженными дугами двух окружностей с радиусами и . Профиль сверхзвуковой части сопла построен как квадратичная парабола, которая является внутренней огибающей линией для прямых отрезков, соединяющих соответствующие точки сечения отрезков y-y и a-a на 8 равных частей каждый. Отрезки проведены из сечений a и y под углами соответственно (см. приложение А). В результате расчетов получены значения основных параметров газового потока, значения скоростей газового потока, величины расхода по сечениям камеры, значения сил взаимодействия потока со стенками камеры и тяга двигателя.Как и в случае расчета прямой задачи проводим численный эксперимент, изучая течение газового потока в камере ракетного двигателя. Давление в газовом потоке на выходе из камеры принимаем стандартному атмосферному давлению, т.е. В данной задаче производится расчет p, p*, ?, ?*, а также расхода газа в потоке, полных импульсов, сил газового потока и тяги в камере ракетного двигателя при заданном давлении газового потока на выходе из камеры. Вариант 2 (скачок уплотнения в сечении а): где берется из табл. Вариант 3 (скачок уплотнения в сечении 5): где берется из табл.Вариант 1:

Вариант 2:

Вариант 3:

Вариант 4:

Вариант 5:Вариант 1В результате расчетов получили значения основных параметров газового потока, значения скоростей газового потока, величину расхода по сечениям камеры, значения сил взаимодействия потока со стенками камеры и тягу двигателя. Статическая температура: в 1 варианте уменьшается плавно и достигает минимального значения (Та = 2118,207К); во 2, 3 и 4 вариантах температура скачкообразно возрастает изза наличия прямого скачка уплотнения (ПСУ) и приближается к температуре торможения (T = 3395 К); в 5 варианте температура падает, затем в сечении y начинает расти, приближаясь к температуре торможения; Во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно падает изза ПСУ, минимальное значение достигается во втором варианте (p* = 6,859197 МПА). Статическое давление: в 1 варианте уменьшается плавно и достигает минимума (p = 0,87216 МПА); во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно возрастает и стремится к давлению торможения; в 5 варианте давление падает, затем в сечении y начинает расти, приближаясь к давлению торможения; 4) скорость потока в 1 варианте плавно увеличивается и достигает максимального значения (c = 2097,12 м/с); во 2, 3 и 4 вариантах скорость убывает скачкообразно изза наличия ПСУ; в 5 варианте скорость растет до сечения y, а затем убывает.

СОДЕРЖАНИЕ

Условные обозначения и индексы

Введение

1. Допущения для расчетов

2. Рассчитываемые варианты газового потока

3. Построение профиля камеры сгорания

4. Расчет параметров газового потока. Обратная задача

5. Определение значений полных импульсов для вариантов 1-5 в сечениях 0, k, y, a 6. Расчет значений сил и тяги для вариантов 1-5 в сечениях 0, k, y, a Заключение

Список использованных источников

Приложение А Приложение Б

Приложение В

Условные обозначения и индексы

0, 1, к, 2, 3, у, 4, 5, а - живые сечения камеры ракетного двигателя r - радиус сечения, мм

S - площадь живых сечений, мм2 ?, q, ?, ?, ?, f - газодинамические функции p* - давление торможения газового потока, Па p - давление газового потока, Па

PH - давление окружающей среды, Па ?* - плотность торможения газового потока, кг/м3 ? - плотность газового потока, кг/м3

T* - температура торможения газового потока, К

T - температура газового потока, К

М - число Маха a - скорость звука, м/с

В данной работе проведены расчеты газового потока в камере ракетного двигателя на сверхзвуковых и дозвуковых режимах, со скачками уплотнения и без скачков уплотнения.

В результате расчетов получили значения основных параметров газового потока, значения скоростей газового потока, величину расхода по сечениям камеры, значения сил взаимодействия потока со стенками камеры и тягу двигателя.

Проанализируем полученные данные (прямая задача): 1) температура торможения по длине сопла остается постоянной для всех вариантов расчета.

Статическая температура: в 1 варианте уменьшается плавно и достигает минимального значения (Та = 2118,207К); во 2, 3 и 4 вариантах температура скачкообразно возрастает изза наличия прямого скачка уплотнения (ПСУ) и приближается к температуре торможения (T* = 3395 К); в 5 варианте температура падает, затем в сечении y начинает расти, приближаясь к температуре торможения;

2) давление торможения по длине сопла остается постоянным для 1 и 5 вариантов расчета. Во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно падает изза ПСУ, минимальное значение достигается во втором варианте (p* = 6,859197 МПА).

Статическое давление: в 1 варианте уменьшается плавно и достигает минимума (p = 0,87216 МПА); во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно возрастает и стремится к давлению торможения; в 5 варианте давление падает, затем в сечении y начинает расти, приближаясь к давлению торможения;

3) плотность торможения по длине сопла остается постоянной для 1 и 5 вариантов расчета. Во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно падает изза ПСУ; минимальное значение достигается во 2 варианте (? = 1,524418 кг/м3).

Плотность: во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно возрастает изза ПСУ и приближается к плотности заторможенного потока; в 5 варианте плотность падает до сечения y, а затем плавно возрастает и приближается к давлению заторможенного потока;

4) скорость потока в 1 варианте плавно увеличивается и достигает максимального значения (c = 2097,12 м/с); во 2, 3 и 4 вариантах скорость убывает скачкообразно изза наличия ПСУ; в 5 варианте скорость растет до сечения y, а затем убывает.

Скорость истечения газа из выходного сечения в 1, 2 вариантах остается постоянной, а в 3, 4, 5 вариантах убывает;

5) силы, действующие в канале, остаются постоянными в 1 и 2 вариантах, затем в 3, 4 и 5 вариантах возрастают. Тяга двигателя в 1, 2 вариантах резко убывает, в вариантах 3, 4, 5 убывает плавно.

На основании полученных результатов были построены графические зависимости основных параметров газового потока по длине камеры, изменение скорости газового потока по длине камеры и в выходном сечении, сил взаимодействия и тяги двигателя.

Из полученных графиков видно резкое изменение параметров газового потока на нерасчетных режимах при наличии скачков уплотнения. Нерасчетные режимы являются нежелательными для сверхзвукового сопла.

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

2. Сергель О.С. Прикладная гидрогазодинамика. -М.: Машиностроение, 1981. -374с.

3. Болгарский А.В. Расчет процессов в камере сгорания и сопле ЖРД. -М.: Высш. школа.

4. Болгарский А.В., Мухачев Г.А., Щукин В.Е. Термодинамика и теплопередача. -М.: Высш. шк., 1991. -400с.

5. Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя /В.А. Курочкин, А.С. Наталевич, А.М. Цыганов, А.А. Диденко// Методические указания: -Самара: СГАУ, 2003. -20с.