Расчет основных проектных параметров ЖРД (стр. 1 из 8)
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 H2+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 | 3 |
| Введение | 4 |
| 1. Характеристика используемой топливной пары | 6 |
| 2. Выбор компоновочной схемы двигателя | 7 |
| 3. Разработка пневмогидравлической схемы двигателя | 8 |
| 3.1 Работа ПГС изделия при запуске | 9 |
| 3.2 Работа ПГС изделия в полете | 9 |
| 3.3 Останов двигательной установки | 9 |
| 4. Тепловой расчет двигательной установки | 10 |
| 4.1 Термодинамический расчет КС | 11 |
| 4.2 Газодинамический расчет КС | 13 |
| 4.2.1 Газодинамический расчет идеального канала | 13 |
| 4.2.2 Газодинамический расчет реального канала | 17 |
| 5. Определение габаритов топливных баков | 20 |
| 6. Определение основных параметров и габаритов насосов | 21 |
| 6.1 Определение параметров насосов | 21 |
| 6.2 Определение параметров турбины | 23 |
| 7. Построение профиля камеры сгорания | 25 |
| 7.1 Профилирование докритической части канала | 25 |
| 7.2 Профилирование закритической части канала | 27 |
| 8. Определение параметров истекающего газового потока | 29 |
| 9. Ориентировочный расчет смесительной головки канала | 34 |
| 10. Расчет форсунок смесительной головки | 37 |
| 10.1 Расчет двухкомпонентной форсунки | 37 |
| 10.1.1 Расчет форсунки окислителя | 37 |
| 10.1.2 Расчет форсунки горючего | 40 |
| 10.2 Расчет форсунки пристеночного слоя | 43 |
| 11. Расчёт охлаждения | 46 |
| Заключение | 48 |
| Литература | 49 |
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 H2+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 (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].
Основные параметры компонентов топлива
Таблица 1
| Компонент | H2 | F2 |
Плотность  ,кг/м3 | 76,8 | 1512,7 |
Стандартная энтальпия  , кДж/кг | -4465,3 | -339,58 |
Температура плавления  , °К | 14,9 | 54,39 |
Температура кипения  , °К | 21,2 | 85,87 |
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 PК > 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 (H2+F2) с полной газификацией горючего. После совершения работы на турбине отработанный газ поступает в камеру сгорания, где обогащается окислителем и дожигается.