GOOD_Расчет ракетного двигателя. Расчет основных проектных параметров жрд
![]()
|
![]() Рассчитаем: ![]() подставив данные получим: ![]() Выразим λ, получим: ![]() Определим Аэкв: ![]() ![]() Определим расхождение коэффициентов А и Аэкв: ![]() ![]() Полученное расхождение меньше 3%. Данную форсунку можно считать идеальной центробежной форсункой. Определим диаметр камеры закрутки: ![]() ![]() ![]() Примем ![]() ![]() Определим диаметр вихря: ![]() 10.1.2 Расчет форсунки горючего Воспользуемся уравнением расхода: ![]() где: ![]() ![]() ![]() Найдём ![]() ![]() ![]() ![]() Истечение газов – докритическое. Найдём скорость истечения по формуле: ![]() ![]() Из уравнения расхода через струйную форсунку найдём потребную площадь истечения: ![]() Расходное отверстие – кольцо со внутренним диаметром равным наружному диаметру форсунки окислителя ![]() ![]() Найдём минимальный внешний диаметр двухкомпонентной форсунки ядра: ![]() Возьмём ![]() Продольные размеры форсунки выбираются конструктивно, в соответствии с размерами форсунки окислителя. ![]() Рисунок 9 – Двухкомпонентная форсунка ядра головки. 10.2 Расчет форсунки пристеночного слоя Воспользуемся уравнением расхода: ![]() где: ![]() ![]() ![]() Найдём ![]() ![]() ![]() ![]() Истечение газов – докритическое. Найдём скорость истечения по формуле: ![]() ![]() Из уравнения расхода через струйную форсунку найдём потребную площадь истечения: ![]() Найдём диаметр отверстия ![]() Найдём внешний диаметр двухкомпонентной форсунки пристеночного слоя: ![]() Продольные размеры форсунки выбираются в соответствии с размерами форсунок ядра. ![]() Рисунок 10 – Однокомпонентная форсунка пристеночного слоя. 11. Расчёт охлаждения При проектировании системы охлаждения ЖРД сначала определяют конструкцию охлаждающего тракта, способ охлаждения и основные размеры охлаждающего тракта, а затем расчётным путём проверяют, обеспечивается ли при этом охлаждение стенок двигателя. Проверочный расчёт охлаждения двигателя разбит на несколько этапов. На первом этапе камера сгорания и сопло по длине разбивается на несколько участков и для каждого участка определяются его геометрические формы. Далее ориентировочно задаются значения газовой стенки по длине канала и определяются значения конвективной составляющей по формулам (формулы приведены для цилиндрической нескоростной камеры): ![]() ![]() где: ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() На втором этапе определяются лучистые тепловые потоки. Так как продуктами сгорания являются только двухатомарные газы, то доля лучистых потоков будет не велика. После этого можно определить суммарный тепловой поток к стенке канала: ![]() На следующем этапе проверяется достаточность расхода охладителя для снятия поступающего к стенкам тепла. Для этого используется уравнение теплового баланса: ![]() ![]() где: ![]() ![]() ![]() Отсюда можно найти температуру жидкости на выходе из тракта. Так же, при помощи уравнения теплового баланса находятся температуры охладителя на каждом участке. На четвёртом этапе находятся коэффициенты теплоотдачи от стенки к жидкости на каждом участке с учётом формы и типа охлаждающего тракта, по методике, изложенной в [3]. Далее определяется температура «жидкостной» стенки и «газовой» стенки по формулам: ![]() После этого полученные значения «газовой» стенки сравниваются с предварительно заданными на первом этапе. Если расхождение составляет более 5%, то расчёт производят заново, приняв предварительные значения «газовой» стенки равными промежуточным значениям, более приближенным к значениям, полученным на четвёртом этапе предыдущего расчёта. В данной работе расчёт был произведён с использованием программного пакета MathCad. По результатам расчёта температура охладителя на выходе составила 153,7º К, что свидетельствует о том, что применять выбранную схему охлаждения нельзя. Для двигателей, охлаждаемых при помощи жидкого водорода в [3] рекомендуется использовать схему с подкипанием компонента в охлаждающем тракте, но необходимо так же провести исследования эффективности других методов теплозащиты (создание жидкостной плёнки). Заключение В данном проекте были произведены конструкторские расчёты двигательной установки на криогенных компонентах H2+F2. В результате была спроектирована двигательная установка со следующими параметрами:
В проекте было произведено профилирование канала камеры сгорания и получены следующие геометрические характеристики:
Профилирование докритической части канала производилось по методу двух дуг, закритической – по методу параболы. В данном курсовом проекте был произведен ориентировочный расчёт головки камеры, в результате которого была разработана схема расположения форсунок и спроектированы сами форсунки ядра и пристеночного слоя. В проекте было произведено первичное конструирование стенок камеры и тракта охлаждения. В дальнейшем, при проведении расчётов в рамках дипломного проекта предполагается более детальная проработка конструкции, более полное изучение проблемы охлаждения и методов её решения, проведение уточняющих расчётов, разработка систем автоматического регулирования. Литература Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник / Под ред. В.П.Глушко. – М.: ВИНИТИ АН СССР, 1971–1973. – 513 с. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей: Учебник/ Под ред. В.М.Кудрявцева. – М.:Высш. школа, 1983. – 703 с. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. – М.: Машиностроение, 1975. – 396 с. Березанская Е.А. и др. Газогенераторы ЖРД. – М.:МАИ, 1982. – 48 с. Куликов В. Н. Накозин В. Н. Методические указания по профилированию сопла методом параболы. – Челябинск: ЮУрГУ, 1981. – 42с. Зрелов Н. В., Серёгин Е. П. Жидкие ракетные топлива. – М.: «Химия», 1975. – 320с. |