Иванов, 2308. Реферат пояснительная записка 69 с, 5 рисунков, 5 таблицы, 5 источников. Двигатель, ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ Двигатель, камера, топливо, горючее, окислитель, расходный комплекс

Название	Реферат пояснительная записка 69 с, 5 рисунков, 5 таблицы, 5 источников. Двигатель, ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ Двигатель, камера, топливо, горючее, окислитель, расходный комплекс
Дата	09.11.2022
Размер	379.62 Kb.
Формат файла
Имя файла	Иванов, 2308.docx
Тип	Пояснительная записка #778567
страница	1 из 4

1 2 3 4

Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное государственное автономное образовательное учреждение

высшего образования «Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева»
Институт двигателей и энергетических установок

Кафедра теории двигателей летательных аппаратов

Расчётно-пояснительная записка к курсовой работе

«ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ

КАМЕР ЖРД С СПК TERRA»

по учебной дисциплине «Теория, расчёт и проектирование

ракетных двигателей»

Выполнил студент гр.2308

Иванов А.Э.
Руководитель - доцент

Горячкин Е.С.

САМАРА 2022

Задание

на курсовую работу

«Термодинамический расчёт и проектирование камер ЖРД с СПК TERRA»

по учебной дисциплине «Теория, расчёт и проектирование ракетных двигателей»

Выполнить термодинамический расчет и спроектировать камеру жидкостного ракетного двигателя для следующих исходных данных:

1.Топливо Керосин и О_2ж.

2.Тяга P=750 кН.

3.Давление в камере сгорания

=9,7 МПа.

4.Число запусков 1

5.Время работы РД 260 с.

6.Номер ступени 1

7.Массовое число ракеты

=2,7.

8.Относительная расходонапряженность

.

9.Изменение тяги: +5%

-15%.

10.Изменение соотношения компонентов: ±10%.

Задание выдано 15.02.2022

РЕФЕРАТ

Пояснительная записка 69 с, 5 рисунков, 5 таблицы, 5 источников.
ДВИГАТЕЛЬ, ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, КАМЕРА, ТОПЛИВО, ГОРЮЧЕЕ, ОКИСЛИТЕЛЬ, РАСХОДНЫЙ КОМПЛЕКС.
Произведен выбор системы подачи топлива, схемы двигателя, величины давления в выходном сечении сопла. Определены коэффициенты, характеризующие совершенство процессов в камере сгорания и сопле.

Выполнен термодинамический расчет камеры. Определены параметры турбонасосной системы подачи топлива в двигателе с дожиганием генераторного газа и характеристики генераторного газа.

Произведено профилирование внутреннего контура камеры.

Определен подогрев компонента в тракте охлаждения камеры. Оценено влияние неадиабатности процесса горения топлива на удельный импульс тяги.

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ 6

1. ВЫБОР СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА, СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ 7

Выбор системы подачи топлива 7
Выбор схемы двигателя 7
Выбор давлений в камере сгорания и в выходном сечении сопла 8

1.4. Определение оптимального соотношения компонентов в камере 9

1.4.1. Формирование целевой функции 9

1.4.2. Выбор типа внутреннего охлаждения камеры двигателя. ….10

1.4.3. Определение оптимального коэффициента избытка

окислителя в ядре потока при создании пристеночного слоя смесительной головкой 10

1.5. Выбор и определение потерь удельного импульса из-за несовершенства процессов в камере сгорания и сопле 25

2. ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ КАМЕРЫ 32

3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА 40

3.1. Выбор и обоснование структурной схемы системы подачи топлива 40

3.2. Характеристики генераторного газа 41

3.3. Определение параметров турбонасосной системы подачи топлива топ в двигателе без дожигания генераторного газа типа «жидкость – жидкость» 45

4. ПРОФИЛИРОВАНИЕ ВНУТРЕННЕГО КОНТУРА КАМЕРЫ………...57

4.1. Определение объема камеры сгорания 57

4.2. Профилирование и определение объема докритической в части сопла 58

4.3. Основные геометрические размеры камеры сгорания 59

4.4. Профилирование внутреннего контура сверхкритической сс ссс мссссс частисопла 60

5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОДОГРЕВА КОМПОНЕНТА В ТРАКТЕ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ. ВЛИЯНИЕ НЕАДИАБАТНОСТИ ПРОЦЕССА……………………………………………………………………64

5.1. Подогрев компонента топлива в тракте охлаждения 64

5.2. Влияние неадиабатности процесса на удельный импульс тяги 66

Заключение…………………………………………………………………….68

Спиок использавонной литературы 69

ВВЕДЕНИЕ

Проектирование ЖРД сама по себе сложная система, которая представляет собой трудный процесс, осуществляемый путем постоянных повторений и возвратов к предыдущим этапам.

Разработка ЖРД проводится следующими этапами: техническое предложение, эскизное проектирование, рабочее проектирование.

Также камера является одним из основных элементов ЖРД, поэтому курсовая работа посвящена её термодинамическому расчету и проектированию.

Итерационным путем проводится серия термодинамических расчетов, в результате которых находятся термодинамические характеристики, идеальные и действительные параметры камеры и двигателя, геометрические размеры камеры и осуществляется построение профиля ее внутреннего контура.

Результаты эскизного проектирования камеры используют в качестве исходных данных при рабочем проектировании ЖРД в целом, его отдельных систем, агрегатов и узлов.

1.ВЫБОР СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА, СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ

Выбор системы подачи топлива

В ЖРД применяются два вида систем подачи топлива – вытеснительная и насосная. При выполнении расчетов учитываем, что система подачи выбирается из условий получения минимальной массы двигательной установки при заданном давлении в камере сгорания.

Из рисунка 1[1], где изображены области рационального использования различных систем подачи топлива в координатах тяга P- время работы двигателя τ, однозначно следует, что проектируемый ЖРД тягой 750 кН и временем работы 260 с должен иметь насосную систему подачи топлива.

Давление в КС проектируемого двигателя

=9,7 МПа, а при давлении более 3,0 МПа может быть применена только насосная подача топлива. [1]

Итак, выбираем для проектируемого ЖРД насосную систему подачи топлива.

Выбор схемы двигателя

ЖРД с насосной системой подачи выполняется по трём схемам - без дожигания генераторного газа, с дожиганием генераторного газа и с испарением компонентов топлива в тракте охлаждения камеры.

Согласно рекомендациям, в учебном пособии [1], для ЖРД без дожигания генераторного газа и восстановительным ГГ давление в камере сгорания не должно превышать 10…11 Мпа. В проектируемом двигателе давление в КС равно 9,7 МПа.

Выбор давлений в камере сгорания и в выходном

сечении сопла
1.3.1. Давление в камере сгорания не выбирается, т.к. оно указано в задании на проектирование.

=9,7 МПа.

1.3.2. Выбирается статическое давление в выходном сечении сопла р_а.

Наибольшую тягу в конкретных условиях обеспечивает камера, сопло которой работает на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла равно атмосферному

. Поэтому давление в выходном сечении сопла должно быть близким к среднетраекторному значению атмосферного давления

. Траектория полета летательного аппарата не задана, то нужно найти оптимальное значение атмосферного давления.

В учебном пособии [1] для ориентировочных расчетов может быть рекомендован следующий уровень давления

:

для двигателей первых ступеней ракет – 40...80 кПа;

для двигателей вторых ступеней ракет – 10...20 кПа;

для двигателей третьих ступеней ракет и КА – 5...10 кПа.

Так как двигатель работает на первой ступени, то принимаем

1.3.3. Степень расширения рабочего тела в сопле:

Определение оптимального соотношения

компонентов в камере

1.4.1. Формирование целевой функции

Коэффициент избытка окислителя

в камере и непосредственно связанное с ним массовое действительное соотношение компонентов

выбирается таким образом, чтобы обеспечивалась максимальная эффективность летательного аппарата (ракеты). Критерием эффективности ракеты может служить идеальная скорость её полета в конце активного участка траектории, рассчитываемая по уравнению К.Э. Циолковского:

где

- среднее значение идеального импульса на активном участке полета ракеты,

- массовое число ракеты, равное отношению её начальной и конечной массы.

В учебнике [5] показано, что максимуму

соответствует максимум произведения

, поэтому целевая функция

,

т.к. принято отыскивать при оптимизации минимум целевой функции.

Показатель степени C для двигателей первой ступени определяется

,

1.4.1.1 Выбирается массовое число ракеты

Массовое число ракеты не выбирается, т.к. оно указано в задании на проектирование

= 2,7.

1.4.1.2. Определяется значение показателя степени целевой функции C.

1.4.1.3. Записывается в окончательном виде сформированная целевая функция.

.

1.4.2. Выбор типа внутреннего охлаждения камеры двигателя

Стенки камер ЖРД требуют защиты от перегрева, окисления, эрозии. Систему защитных мер называют охлаждением. В современных ЖРД, помимо обязательного наружного регенеративного охлаждения камеры одним из компонентов топлива, широко применяют внутреннее охлаждение. Оно реализуется путем создания у огневой стенки камеры низкотемпературного пристеночного слоя продуктов сгорания либо организацией у стенки жидкой или газовой завесы.

Для проектируемого ЖРД выбираем охлаждение камеры созданием пристеночного слоя низкотемпературных продуктов сгорания с помощью смесительной головки.

Данный способ был выбран ввиду простоты создания защитного пристеночного слоя периферийными форсунками смесительной головки без каких-либо усложнений конструкции камеры.

1.4.3. Определение оптимального коэффициента избытка окислителя в ядре потока при создании пристеночного слоя смесительной головкой

1.4.3.1 Выбирается предварительное значение оптимального коэффициента избытка окислителя в ядре потока

, обеспечивающего максимальную величину идеального удельного импульса тяги в пустоте

1.4.3.1.1 Поиск максимума функции

.

Промежуточные вычисления, являющие собой результаты поиска предварительного значения оптимального коэффициента избытка окислителя в ядре потока, обеспечивающего максимум функции

, производятся с помощью специализированного программного комплекса (СПК) TERRA по методике, описанной в методическом пособии [1] для топлива керосин и О_2ж при требуемом значении давления торможения на выходе из КС

, степени расширения рабочего тела в сопле

, находящихся в интервале значений коэффициента избытка окислителя в ядре потока

от 0,6 до 1,2 ([0,6…1,2]).

Погрешность определения

должна быть ≤ 0,005.

1.4.3.1.2 Значения удельного импульса при соответствующем коэффициенте избытка окислителя сведены в таблицу 1.

Таблица 1 – Значения

при выбранных


0,6	3204,2
0,7	3319,9
0,8	3369,4
0,9	3354
1,0	3301,9
1,1	3244
0,78	3367,5
0,79	3367,4
0,81	3370,8
0,82

1.4.3.1.3 Предварительное значение оптимального коэффициента избытка окислителя в ядре потока

.

1.4.3.2 Обоснованно выбирается температура торможения продуктов сгорания в пристеночном слое на входе в сопло

.

Рекомендуется, чтобы температура

находилась в интервале

[1].

Выбираем

, поскольку при повышенной температуре в камере сгорания возрастает теплонапряженность камеры и возрастает удельный импульс тяги, но материал нужно брать более теплостойкий и более дорогой.

1.4.3.3 С помощью СПК TERRA определяется значение коэффициента избытка окислителя в пристеночном слое

, которое обеспечит выбранную температуру продуктов сгорания для топлива керосин и О_2ж и давления в КС

.
Исходный состав: ( C71.518H139.895 [ -1958 , 1.92 ] - 1.0000) +

( O2 [ -398.3 , 1.686 ] - 1.5062)

Состав, моль/кг: C 28.536 H 55.819 O 37.563

1-й параметр: p(кам) =9.7

2-й параметр: I(кам) = -1020.637

расширение: p(кам) / p(a) =161.6

-------------------------------------------------------------------------------

Равновесные параметры при p(кам)=9.7 МПа, p=9.7 МПа (камера, СИ):

p=9.7 T=2482.78 v=0.120212 S=12.1384 I=-1020.64

U=-2046.67 M=56.4877 Cp=2.23051 k=1.26672 Cp'=2.33519

k'=1.25684 Ap=0.0004063 Bv=0.0004061 Gt=0.103235e-6 MMg=17.703

Rg=469.659 Cpg=2.23051 kg=1.26672 Cp'g=2.33519 k'g=1.25684

Mu=0.0000698 Lt=0.324683 Lt'=0.350239 Pr=0.479387 Pr'=0.465263

A=1210.35 z=0 n= - w=0 Mach=0

Frel= - F'= - Isp= - B= -

Равновесные концентрации (моль/кг):

O = 0.1528e-4 O2 = 0.2269e-5 H = 0.08048 H2 = 20.431

OH = 0.0059 HO2 = 0.2922e-7 H2O = 7.4342 H2O2 = 0.1010e-6

C = 0.2482e-9 CO = 26.948 CO2 = 1.5871 C2O = 0.2074e-7

C3O2 = 0.4501e-8 CH = 0.1852e-8 CH2 = 0.1584e-6 CH3 = 0.2626e-4

CH4 = 0.3738e-3 C2H = 0.1600e-8 C2H2 = 0.2287e-5 C2H3 = 0.9549e-8

C2H4 = 0.6051e-7 C2H5 = 0.1541e-9 C2H6 = 0.2126e-9 C3H = 0.4956e-10

CHO = 0.5422e-3 CHO2 = 0.3317e-4 CH2O = 0.3869e-3 CH2O2 = 0.1189e-3

CH3O = 0.6606e-8 CH4O = 0.2062e-10 C2H4O2 = 0.2489e-9 C2H4O = 0.1380e-11

e- = 0.2069e-8 H- = 0.2374e-10 OH- = 0.1297e-9 H3O+ = 0.2099e-8

CHO+ = 0.1233e-9

Равновесные параметры при p(кам)=9.7 МПа, p=5.3529 МПа (кр.сечение, СИ):

p=5.35289 T=2196.16 v=0.192589 S=12.1384 I=-1673.03

U=-2563.99 M=56.4582 Cp=2.19155 k=1.27258 Cp'=2.24811

k'=1.26586 Ap=0.0004568 Bv=0.0004567 Gt=0.186918e-6 MMg=17.7122

Rg=469.414 Cpg=2.19155 kg=1.27258 Cp'g=2.24811 k'g=1.26586

Mu=0.0000643 Lt=0.293848 Lt'=0.293848 Pr=0.479817 Pr'=0.4922

A=1142.27 z=0 n=1.26138 w=1142.27 Mach=1

Frel=1 F'=0.0001686 Isp=2044.78 B=1635.44

Равновесные концентрации (моль/кг):

O = 0.1079e-5 O2 = 0.1588e-6 H = 0.02575 H2 = 20.644

OH = 0.00124 HO2 = 0.1474e-8 H2O = 7.2511 H2O2 = 0.9576e-8

C = 0.6321e-11 CO = 26.76 CO2 = 1.775 C2O = 0.2031e-8

C3O2 = 0.1380e-8 CH = 0.7721e-10 CH2 = 0.1919e-7 CH3 = 0.1113e-4

CH4 = 0.4651e-3 C2H = 0.1288e-9 C2H2 = 0.9686e-6 C2H3 = 0.2638e-8

C2H4 = 0.4576e-7 C2H5 = 0.6389e-10 C2H6 = 0.2152e-9 C3H = 0.4721e-11

CHO = 0.1546e-3 CHO2 = 0.8988e-5 CH2O = 0.2155e-3 CH2O2 = 0.6634e-4

CH3O = 0.1271e-8 CH4O = 0.3075e-11 C2H4O2 = 0.1462e-9 e- = 0.1483e-9

OH- = 0.4501e-11 H3O+ = 0.1488e-9 CHO+ = 0.4714e-11

Равновесные параметры при p(кам)=9.7 МПа, p=0.06002 МПа (вых.сечение, СИ):

p=0.0600248 T=959.164 v=7.19567 S=12.1384 I=-4667.28

U=-4964.94 M=54.7828 Cp=1.93389 k=1.30353 Cp'=17.946

k'=1.21087 Ap=0.0029839 Bv=0.0027091 Gt=0.0000197 MMg=18.3257

Rg=453.7 Cpg=1.93504 kg=1.30628 Cp'g=7.32203 k'g=1.19351

Mu=0.000037 Lt=0.154539 Lt'=0.800567 Pr=0.462719 Pr'=0.337987

A=689.073 z=0.0074781 n=1.24271 w=2700.61 Mach=3.91919

Frel=15.8033 F'=0.0026645 Isp=2860.54 B= -

Равновесные концентрации (моль/кг):

H = 0.3261e-7 H2 = 22.209 OH = 0.9425e-11 H2O = 4.0371

C(c) = 0.6226 CO = 20.638 CO2 = 6.444 CH3 = 0.2184e-7

CH4 = 0.83163 C2H2 = 0.8929e-8 C2H4 = 0.2729e-5 C2H5 = 0.1363e-10

C2H6 = 0.3810e-5 C3H8 = 0.6473e-10 CHO = 0.3382e-9 CHO2 = 0.1292e-10

CH2O = 0.2968e-5 CH2O2 = 0.1274e-5 C2H4O2 = 0.5335e-9 C3H6O = 0.1886e-11

Рассчитанная по СПК TERRA температура продуктов сгорания в пристеночном слое на входе в сопло

при значении коэффициента избытка окислителя в пристеночном слое

для топлива керосин и О_2ж и давления в камере сгорания

на

ниже выбранной температуры продуктов сгорания в разделе 1.4.3.2, попадая в требуемый интервал

[1].

1.4.3.4 Аналогично ядру потока определяются с помощью СПК TERRA идеальный удельный импульс тяги в пустоте для пристеночного слоя по значениям

, результаты расчета которого приведены в разделе 1.4.3.3.

1.4.3.5 Выбирается относительный массовый расход продуктов сгорания через пристеночный слой.

Массовый расход через пристеночный слой может составлять от 5 до 20% от общего расхода через камеру сгорания.

Для проектных расчетов в первом приближении величина относительного массового расхода через пристеночный слой может быть определена с помощью эмпирической зависимости

Где P – тяга камеры в Н.

1.4.3.6 Относительный массовый расход продуктов сгорания через ядро потока

1.4.3.7 В интервале изменения коэффициента избытка окислителя в ядре потока

[

определяем его оптимальное значение соответствующее максимуму сформированной ранее целевой функции. Покажем пример расчета при

1.4.3.7.1 Плотность топлива при коэффициенте избытка окислителя

где

– плотность горючего (керосина) и окислителя (жидкого кислорода) соответственно

;

1.4.3.7.4 Среднее по камере значение плотности топлива

1.4.3.7.5 Средний идеальный удельный импульс тяги камеры в пустоте

1.4.3.7.6 Вычисляются величины произведения:

1.4.3.7.7 Все рассчитанные величины при требуемом значении давления торможения на выходе из КС

, степени расширения рабочего тела в сопле

, находящихся в интервале значений коэффициента избытка окислителя в ядре потока

[

сводятся в таблицу 2.
Таблица 2 – Определение значения целевой функции

при выбранных

№
1	0,7	3319,5	3287,052	1,0267	0,9921	3337,418
2	0,8	3369	3333,052	1,0361	0,9921	3402,42
3	0,848	3369,4	3333,424	1,0401	0,9921	3410,527
4	0,849	3369,3	3333,331	1,0402	0,9921	3410,587
5	0,85	3369,1	3333,145	1,0403	0,9921	3410,551
6	0,851	3368,9	3332,959	1,0404	0,9921	3410,515
7	0,9	3353,5	3318,648	1,0441	0,9921	3403,094
8	1	3301,5	3270,324	1,0509	0,9921	3366,503

Рисунок 1 – График зависимости

1.4.3.7.9 По построенному графику определяется оптимальный коэффициент избытка окислителя в ядре потока, соответствующий максимуму произведения

или максимуму целевой функции

1.4.3.8 Для найденного значения

по СПК TERRA рассчитываются термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания, идеальные и удельные параметры двигателя для ядра потока.

Результаты расчёта по СПК TERRA приведены в данном месте пояснительной записки к курсовой работе в текстовом формате. Расчет проведен при

Исходный состав: ( C71.518H139.895 [ -1958 , 1.92 ] - 1.0000) +

( O2 [ -398.3 , 1.686 ] - 2.8931)

Состав, моль/кг: C 18.370 H 35.934 O 46.448

1-й параметр: p(кам) =9.7

2-й параметр: I(кам) = -798.932

расширение: p(кам) / p(a) =161.6

-------------------------------------------------------------------------------

Равновесные параметры при p(кам)=9.7 МПа, p=9.7 МПа (камера, СИ):

p=9.7 T=3749.11 v=0.130769 S=10.8767 I=-798.932

U=-1966.52 M=40.6931 Cp=2.00412 k=1.20311 Cp'=6.7105

k'=1.18403 Ap=0.000484 Bv=0.0004617 Gt=0.110092e-6 MMg=24.5742

Rg=338.337 Cpg=2.00412 kg=1.20311 Cp'g=6.7105 k'g=1.18403

Mu=0.0000972 Lt=0.316068 Lt'=1.42099 Pr=0.6162 Pr'=0.458927

A=1197.04 z=0 n= - w=0 Mach=0

Frel= - F'= - Isp= - B= -

Равновесные концентрации (моль/кг):

O = 0.73147 O2 = 1.6224 H = 0.98781 H2 = 2.3169

OH = 3.0092 HO2 = 0.00916 H2O = 13.645 H2O2 = 0.00117

C = 0.9367e-7 C2 = 0.1871e-11 CO = 10.943 CO2 = 7.4253

C2O = 0.3122e-7 C3O2 = 0.4277e-10 CH = 0.3692e-7 CH2 = 0.3611e-7

CH3 = 0.4536e-7 CH4 = 0.8763e-8 C2H = 0.5084e-10 C2H2 = 0.1879e-9

CHO = 0.00106 CHO2 = 0.00114 CH2O = 0.2592e-4 CH2O2 = 0.1246e-3

CH3O = 0.1359e-8 CH4O = 0.1533e-11 O3 = 0.3032e-6 e- = 0.1632e-5

O+ = 0.2436e-10 O- = 0.3082e-6 O2+ = 0.1299e-7 O2- = 0.9514e-7

H+ = 0.3820e-10 H- = 0.3460e-7 H2+ = 0.4092e-11 H3+ = 0.3335e-9

OH+ = 0.2004e-8 OH- = 0.1427e-5 HO2- = 0.7772e-8 H2O+ = 0.5440e-7

H3O+ = 0.3208e-5 CO+ = 0.4532e-9 CO2+ = 0.3036e-8 CHO+ = 0.2230e-6

Равновесные параметры при p(кам)=9.7 МПа, p=5.6238 МПа (кр.сечение, СИ):

p=5.62385 T=3569.5 v=0.21172 S=10.8767 I=-1468.85

U=-2560.09 M=40.1199 Cp=1.99526 k=1.20074 Cp'=6.71859

k'=1.17494 Ap=0.0005006 Bv=0.0004795 Gt=0.189339e-6 MMg=24.9253

Rg=333.571 Cpg=1.99526 kg=1.20074 Cp'g=6.71859 k'g=1.17494

Mu=0.000094 Lt=0.303052 Lt'=1.40561 Pr=0.618959 Pr'=0.449358

A=1157.52 z=0 n=1.13133 w=1157.52 Mach=1

Frel=1 F'=0.0001829 Isp=2186.17 B=1774.22

Равновесные концентрации (моль/кг):

O = 0.59475 O2 = 1.447 H = 0.86292 H2 = 2.1921

OH = 2.614 HO2 = 0.00603 H2O = 14.032 H2O2 = 0.7260e-3

C = 0.3167e-7 CO = 10.441 CO2 = 7.9284 C2O = 0.9576e-8

C3O2 = 0.1147e-10 CH = 0.1135e-7 CH2 = 0.1178e-7 CH3 = 0.1626e-7

CH4 = 0.3212e-8 C2H = 0.1085e-10 C2H2 = 0.4905e-10 CHO = 0.5875e-3

CHO2 = 0.6810e-3 CH2O = 0.1362e-4 CH2O2 = 0.7108e-4 CH3O = 0.4334e-9

O3 = 0.1137e-6 e- = 0.9535e-6 O+ = 0.6125e-11 O- = 0.1223e-6

O2+ = 0.4577e-8 O2- = 0.3523e-7 H+ = 0.1033e-10 H- = 0.1321e-7

H3+ = 0.1037e-9 OH+ = 0.5985e-9 OH- = 0.6407e-6 HO2- = 0.2638e-8

H2O+ = 0.2010e-7 H3O+ = 0.1651e-5 CO+ = 0.1255e-9 CO2+ = 0.9653e-9

CHO+ = 0.8995e-7

Равновесные параметры при p(кам)=9.7 МПа, p=0.0604 МПа (вых.сечение, СИ):

p=0.0603985 T=2375.21 v=11.9681 S=10.8767 I=-5725.51

U=-6357.63 M=36.6032 Cp=1.90171 k=1.19052 Cp'=2.94128

k'=1.14715 Ap=0.0004726 Bv=0.0004705 Gt=0.0000168 MMg=27.32

Rg=304.332 Cpg=1.90171 kg=1.19052 Cp'g=2.94128 k'g=1.14715

Mu=0.0000711 Lt=0.212815 Lt'=0.457465 Pr=0.635424 Pr'=0.457194

A=908.572 z=0 n=1.12451 w=3138.97 Mach=3.45484

Frel=20.845 F'=0.0038127 Isp=3369.26 B= -

Равновесные концентрации (моль/кг):

O = 0.01425 O2 = 0.05831 H = 0.14033 H2 = 1.6255

OH = 0.24618 HO2 = 0.2050e-4 H2O = 16.148 H2O2 = 0.2699e-5

CO = 6.8184 CO2 = 11.552 CH3 = 0.5119e-11 CH4 = 0.3231e-11

CHO = 0.2721e-5 CHO2 = 0.4516e-5 CH2O = 0.7490e-7 CH2O2 = 0.6357e-6

e- = 0.1946e-8 O- = 0.2142e-11 OH- = 0.8055e-10 H3O+ = 0.2017e-8

CHO+ = 0.1107e-10

1.4.3.9 При оптимальном значении коэффициента избытка окислителя

рассчитываются плотность топлива