Методика расчёта РДТТ. Усолкин. Методическое пособие. Миасс 2001 г
 Скачать 272 Kb.
|
|
Министерство образования Российской Федерации Южно – Уральский Государственный Университет {Ю.Ю. Усолкин} Расчет энергомассовых и габаритных характеристик РДТТ. Методическое пособие. Миасс 2001 г. В пособии представлена упрощенная методика проектной оценки параметров РДТТ, позволяющая оперативно и с достаточной степенью достоверности (для начальных этапов проектирования ракеты) определить энергетические и габаритные – массовые характеристики ракетного двигателя на твердом топливе. Пособие составлено на базе методических положений, изложенных в [1], [2], и предназначено для выполнения практических работ по определению характеристик РДТТ и курсового проекта по проектированию летательного аппарата на твердом топливе. Исходные данные:
 –удельный импульс тяги [м/с]; – плотность [кг/м3]; – температура горения [0К]; –газовая постоянная [Дж/кг∙град]; –показатель процесса (адиабаты); –закон горения [мм/с].2. Требуемые энергетические характеристики двигателя (получены по результатам баллистического проектирования ракеты): РП – тяга двигателя в пустоте [кН];  – давление в камере сгорания [МПа]; – давление на срезе сопла [МПа].3. Диаметр двигателя [м]. 4. Рассматривается схема типового РДТТ (представлена на рис. 1).  Последовательность расчетов.
  здесь: а – процент содержания Al в топливе;
 .
 здесь: dв – диаметр внутреннего канала, принимается dв  0,2Dр
здесь, к – коэффициент, учитывающий неиспользуемый запас топлива, зависит от формы заряда, схемы двигателя, формы канала (к=1,01÷1,05)
 здесь: χ–коэффициент теплопотерь, μ–коэффициент расхода
 здесь: βс – угол полураствора конического сопла (для конических сопел обычно βс=12÷200)
 здесь: ф – учитывает степень утопленности (обычно ф=0÷0,3)
 ,здесь 
 ,здесь: 
 ,здесь: 
 ,здесь: 
здесь:  - длина выступающей части воспламенителя (зависит от типа воспламенителя и компоновки двигателя в целом)
 5.Определяются массовые характеристики двигателя
 ,здесь: ρц – плотность материала [кг/м3] σв – предел прочности материала [  ]f – коэффициент безопасности - масса переднего и заднего (сопловой крышки) днищ (пренебрегаем размерами вырезов для сопел)  ,
 здесь: αбр =0,04÷0,1 [мм/с] – коэффициент, постоянный для данного бронирующего покрытия,  - относительный диаметр канала,  - относительный диаметр заряда, 
 ,здесь: ks – коэффициент, зависящий от формы заряда и размеров канала, ks=2,03÷3,40;  - cредняя плотность материала (металла и теплозащиты) расширяющегося сопла;αс – коэффициент пропорциональности средней толщины стенки сопла с теплозащитой диаметру камеры сгорания, αс=0,004÷0,008.
 здесь: ρтз – плотность теплозащитного покрытия;  - относительная толщина теплозащитного покрытия.Толщину теплозащитного покрытия можно определить по зависимости  атз – коэффициент температуропроводности теплозащиты, по статистике атз=(0,5÷1,0)·10-6 [м2/с],  - безразмерная температура,  - допустимая температура нагрева стенки камеры сгорания, -начальная температура стенки камеры сгорания
 здесь: Kt – температурный коэффициент, зависящий от марки топлива и конструкции заряда, можно принимать Kt=1,2.
 .6. Определяются массовые характеристики органа управления. Рассматриваем случай создания управляющих усилий с помощью качающегося сопла двигателя  .здесь: mрп – масса рулевого привода (рулевые машины и управляющая арматура); mБИП – масса бортового источника питания (рабочее тело, емкость и регулирующая арматура); mкреп – масса узлов крепления (включаем в массу mук). Масса рулевого привода (РП) зависит от потребной мощности, которая определяется уровнем тяги двигателя, размерами и инерционными характеристиками поворотной (качающейся) части сопла, типом подвеса сопла, величиной управляющего усилия, т.е. углом отклонения сопла, и быстродействием. В первом приближении можно принять  здесь Рп берется в кН.Масса бортового источника питания зависит от мощности РП, времени работы двигателя, конструктивного исполнения емкости и применяемого конструкционного материала  здесь:  - потребный расход рабочего тела, кг/с,τ – время работы двигателя, с, αк – коэффициент совершенства конструкции емкости с учетом наличия арматуры. 7. Определяется масса двигательной установки  .Пример расчета энергетических и габаритно–массовых характеристик ДУ на твердом топливе. Исходные данные:
Состав: перхлорат аммония (NH4ClO4) – 68% полиуретан –17% алюминий – 15% Паспортные параметры топлива: РУДСТ=2460 [м/с]; ρТ =1800 [кг/м3]; ТСТ=3300 [0К]; RСТ=290 [Дж/кгּград]; kСТ=1,16; U(pк)=5,75рк0,4 [мм/с]
РП=1000Кн; рк=10МПа; ра=0,06МПа. 3. Диаметр двигателя (ракеты) Dр=1,6 м. Последовательность расчетов. 1.Определяем удельный импульс тяги двигателя в пустоте:   ;  .
   u=5,75ּ100,4=14,43 мм/с    3.Определяем геометрические параметры двигателя:            ,   ,       ,  4. Определяем массовые характеристики двигателя. Для изготовления корпуса двигателя выберем органопластик с пределом прочности σв=1400МПа и плотностью ρм=1400 кг/м3. Для изготовления сопла используем титановый сплав с плотностью ρс=4700 кг/м3. Для защиты от тепловых воздействий используем ТЗП на основе совмещенного связующего с ρтзп=1600 кг/м3. Для бронировки заряда выберем покрытие на основе феноло – формальдегидной смолы с плотностью ρбр=1300 кг/м3 [2].
 ,- масса днищ  ,
   кг
 (здесь cредняя плотность материала сопла получена в предположении, что соотношение толщин стенки сопла и теплозащитного покрытия составляет 1:2 [2]).
   
 .5. Определяем массу органа управления  Примем расход рабочего тела через РП равным =2 кг/с, коэффициент совершенства конструкции αк=0,15, тогда:  .6.Масса двигательной установки  .Таким образом, определены все необходимые параметры РДТТ для дальнейшего проектирования ракеты. Литература.
|
), для чего:
;
, [кг],