Иванов, 2308. Реферат пояснительная записка 69 с, 5 рисунков, 5 таблицы, 5 источников. Двигатель, ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ Двигатель, камера, топливо, горючее, окислитель, расходный комплекс
 Скачать 379.62 Kb.
|
2 ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ КАМЕРЫ2.1 С помощью СПК TERRA для керосина и жидкого кислорода по известным значениям  и  находится идеальный расходный комплекс для ядра потока  . 2.2 Аналогично ядру потока по известному значению   2.3 Идеальный расходный комплекс для камеры   .2.4 Действительный расходный комплекс камеры   . 2.5. Определяем относительную площадь камеры сгорания  Величина  выбирается исходя из конструктивных соображений и обеспечения требуемой или допустимой расходонапряженности КС. Для КС современных ЖРД  . При  камера сгорания считается изобарической.Поскольку относительная расходонапряженность  задана, относительную площадь камеры сгорания вычислим с помощью уравнения  2.6 Коэффициент скорости на входе в сопло  2.6.1 По графику зависимости  определяем предварительное значение  . 2.6.2 Определяем значение с помощью газодинамического уравнения, записанного относительно в неявном виде где  средний показатель изоэнтропы расширения от давления торможения на входе в сопло  до статического давления  в критическом сечении сопла для условий течения в ядре потока, определяемый по СПК TERRA.При  Используя для решения газодинамического уравнения пакет MathCAD, получаем  Проверка:   Величина найдена с погрешностью 0,000001.2.7 Коэффициент восстановления давления торможения в камере сгорания   2.8 Статическое давление в камере сгорания на входе в камеру   2.9 Коэффициент удельного импульса, учитывающий потери из-за неизобаричности камеры сгорания,  Где  средний показатель изоэнтропы расширения от давления торможения на входе в сопло  до статического давления на выходе из сопла  , определяемый по СПК ТЕРРА для условий течения в ядре потока.При   2.10 Действительная геометрическая степень расширения сопла   2.11 Удельная площадь критического сечения сопла   2.12 Удельная площадь выходного сечения сопла   2.13 По СПК TERRA для требуемого топлива и известным значениям  и находится температура торможения продуктов сгорания на входе в сопло  . .2.14 Действительный удельный импульс тяги камеры: в пустоте  где  коэффициент удельного импульса, учитывающий потери из-за неадиабатности процесса в камере. Расчет данного коэффициента приведен в разделе 5.2.  на Земле  где  давление невозмущенной окружающей среды в стандартных условиях  . 2.15 Действительный удельный импульс тяги двигателя в пустоте  Где  – коэффициент удельного импульса, учитывающий потери из-за отбора части топлива на привод ТНА системы подачи топлива. Расчет данного коэффициента приведен в разделе 3.3.33.  2.16 Действительный удельный импульс тяги двигателя на Земле  2.17 По СПК TERRA для заданного топлива и известным значениям и и  определяем молярную массу рабочего тела на выходе из сопла для ядра потока  . В СПК молярная масса продуктов сгорания имеет идентификатор MMg. 2.18 Аналогично ядру потока по известным значениям  , и определяем молярную массу продуктов сгорания для пристеночного слоя. 2.19 Средняя молярная масса рабочего тела на выходе из сопла   2.20 Газовая постоянная рабочего тела в выходном сечении сопла  где  универсальная газовая постоянная ( . 2.21 Среднее значение скорости газа в выходном сечении сопла   2.22 Средняя температура продуктов сгорания в выходном сечении сопла   2.23 Массовый расход топлива через камеру. Для двигателей без дожигания генераторного газа  где  тяга камеры.Относительный расход генераторного газа  определен в пункте 3.3.22.Для ЖРД первых ступеней ракет задается тяга на Земле и массовый расход топлива  определяется по удельному импульсу тяги двигателя на Земле  . 2.24 Массовый расход окислителя через камеру   2.25 Массовый расход горючего через камеру   2.26 Массовый расход топлива через ядерные форсунки смесительной головки.   2.27 Расход топлива через пристеночные форсунки смесительной головки   2.28 Массовый расход окислителя через ядерные форсунки   2.29 Массовый расход горючего через ядерные форсунки   2.30 Массовый расход окислителя через пристеночные форсунки смесительной головки   2.31 Массовый расход горючего через пристеночные форсунки смесительной головки   2.32 Площадь критического сечения сопла   2.33 Площадь выходного сечения сопла   2.34 Площадь камеры сгорания в ее цилиндрической части   2.35 Диаметр критического сечения сопла   2.36 Диаметр выходного сечения сопла   2.37 Диаметр цилиндрической части камеры сгорания   3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА 3.1 Выбор и обоснование структурной схемы подачи топлива Выбираем схему системы подачи топлива для ЖРД с насосной системой подачи топлива и без дожигания генераторного газа. В проектируемом двигателе, работающем на топливе керосин и жидкий кислород, целесообразно использовать восстановительный газогенератор. Это обусловлено: Восстановительный газогенератор позволяет иметь более высокую температуру генераторного газа, а следовательно генераторный газ имеет большую работоспособность, что позволяет снизить его потребляемый расход на привод ТНА. В качестве охладителя камеры будет использоваться керосин, т. к. оно имеет меньшую коррозионную активность по сравнению с кислородом, а зазор между стенками в тракте охлаждения при использовании горючего получается меньше. Камера становится более технологичной в изготовлении, а значит и более дешевой, повышается надежность работы двигателя. Керосину свойственен ряд недостатков, при прохождении по охлаждающему тракту он образует углеродистые отложения, что может привести к перегреву и прогару стенки камеры в продуктах сгорания (особенно в восстановительных газогенераторах ЖРД с дожиганием) содержится повышенное количество свободного углерода (сажи), осаждение которого на элементах газового тракта снижает надежность двигателя. Структурную схему системы подачи топлива проектируемого двигателя изобразим на рисунке 3.  Рисунок 3-Схема ЖРД без дожигания генераторного газа и восстановительным газогенератором. 3.2. Характеристики генераторного газа 3.2.1. Выбирается температура генераторного газа на номинальном режиме работы двигателя. Для ЖРД без дожиганием генераторного газа в восстановительных газогенераторах  Температуру продуктов сгорания выбрать как можно ниже, чтобы уменьшить стоимость турбины. Выбираем  3.2.2. С помощью СПК TERRA рассчитываем, какое значение коэффициента избытка окислителя в газогенераторе  определяющее соотношение компонентов топлива, обеспечит принятое значение температуры генераторного газа при требуемой величине давления в газогенераторе  .  3.2.3. Действительное массовое соотношение компонентов топлива в газогенераторе   3.2.4. По СПК TERRA для выбранного топлива газогенератора при нужных значениях коэффициента избытка окислителя  , давления в газогенераторе и степени расширения генераторного газа в турбине  определяем все термодинамические и теплофизические свойства генераторного газа.Здесь  то же, что степень расширения РТ в сопле  при расчете камеры ЖРД. Исходный состав: ( C71.518H139.895 [ -1958 , 1.92 ] - 1.0000) + ( O2 [ -398.3 , 1.686 ] - 0.2385) Состав, моль/кг: C 57.745 H 112.955 O 12.036 1-й параметр: p(кам) =7.81 2-й параметр: I(кам) = -1657.646 расширение: p(кам) / p(a) =161.6 ------------------------------------------------------------------------------- Равновесные параметры при p(кам)=7.81 МПа, p=7.81 МПа (камера, СИ): p=7.81 T=1105.03 v=0.051588 S=9.52 I=-1657.65 U=-1951.84 M=81.0229 Cp=3.08626 k=1.13397 Cp'=8.11526 k'=1.21188 Ap=0.001933 Bv=0.0017562 Gt=0.150122e-6 MMg=12.6229 Rg=658.672 Cpg=4.06565 kg=1.19333 Cp'g=13.0624 k'g=1.23615 Mu=0.0000331 Lt=0.228588 Lt'=1.31815 Pr=0.588958 Pr'=0.328146 A=666.039 z=0.446451 n= - w=0 Mach=0 Frel= - F'= - Isp= - B= - Равновесные концентрации (моль/кг): H = 0.8769e-7 H2 = 16.377 OH = 0.1698e-9 H2O = 6.9079 C(c) = 37.17 CO = 2.8219 CO2 = 1.1531 C3O2 = 0.6977e-11 CH3 = 0.1724e-5 CH4 = 16.586 C2H2 = 0.2692e-6 C2H3 = 0.2615e-9 C2H4 = 0.4461e-3 C2H5 = 0.5477e-7 C2H6 = 0.00688 C3H6 = 0.3016e-8 C3H8 = 0.9263e-5 C4H10 = 0.1512e-7 C5H6 = 0.1668e-10 C5H8 = 0.7959e-11 C5H10 = 0.2078e-11 C5H12 = 0.1823e-10 C6H6 = 0.7758e-9 CHO = 0.6002e-8 CHO2 = 0.4791e-9 CH2O = 0.4366e-4 CH2O2 = 0.3208e-4 C2H4O2 = 0.5918e-6 C3H6O = 0.5286e-7 C4H8O = 0.1531e-9 C2H4O = 0.1612e-11 Равновесные параметры при p(кам)=7.81 МПа, p=4.5734 МПа (кр.сечение, СИ): p=4.57341 T=1050.13 v=0.0833057 S=9.52 I=-1867.34 U=-2140.17 M=81.4608 Cp=3.02872 k=1.13609 Cp'=8.25854 k'=1.2094 Ap=0.0020488 Bv=0.0018648 Gt=0.256807e-6 MMg=12.5054 Rg=664.86 Cpg=4.01709 kg=1.19833 Cp'g=13.3911 k'g=1.22873 Mu=0.0000319 Lt=0.218425 Lt'=1.34311 Pr=0.586117 Pr'=0.317745 A=647.605 z=0.454317 n=1.11668 w=647.605 Mach=1 Frel=1 F'=0.0001286 Isp=1235.91 B=1004.65 Равновесные концентрации (моль/кг): H = 0.3226e-7 H2 = 16.436 OH = 0.4560e-10 H2O = 7.284 C(c) = 37.825 CO = 2.3264 CO2 = 1.2129 C3O2 = 0.1366e-11 CH3 = 0.6074e-6 CH4 = 16.372 C2H2 = 0.7557e-7 C2H3 = 0.4928e-10 C2H4 = 0.2138e-3 C2H5 = 0.1526e-7 C2H6 = 0.0044 C3H6 = 0.8767e-9 C3H8 = 0.4020e-5 C4H10 = 0.4474e-8 C5H6 = 0.3088e-11 C5H8 = 0.1594e-11 C5H12 = 0.3663e-11 C6H6 = 0.1908e-9 CHO = 0.1623e-8 CHO2 = 0.1407e-9 CH2O = 0.2198e-4 CH2O2 = 0.1877e-4 C2H4O2 = 0.2873e-6 C3H6O = 0.1846e-7 C4H8O = 0.3628e-10 Равновесные параметры при p(кам)=7.81 МПа, p=0.04833 МПа (вых.сечение, СИ): p=0.0483292 T=695.041 v=4.84021 S=9.52 I=-3241.72 U=-3375.3 M=79.8831 Cp=2.50799 k=1.155 Cp'=7.9433 k'=1.17751 Ap=0.0029598 Bv=0.0027649 Gt=0.0000246 MMg=13.0121 Rg=638.971 Cpg=3.39781 kg=1.23161 Cp'g=10.5555 k'g=1.17368 Mu=0.0000229 Lt=0.132934 Lt'=1.27609 Pr=0.585669 Pr'=0.189534 A=507.253 z=0.473276 n=1.11972 w=1779.93 Mach=3.50896 Frel=21.1396 F'=0.0027193 Isp=1911.35 B= - Равновесные концентрации (моль/кг): H2 = 12.314 H2O = 9.8241 C(c) = 39.404 CO = 0.13185 CO2 = 1.0401 CH3 = 0.1181e-10 CH4 = 17.17 C2H4 = 0.1306e-6 C2H6 = 0.9732e-4 C3H8 = 0.3113e-8 CH2O = 0.1440e-7 CH2O2 = 0.7529e-7 C2H4O2 = 0.3207e-9 3.2.5. Газовая постоянная генераторного газа  где  - молярная масса генераторного газа. 3.2.6. Средний показатель изоэнтропы расширения  3.3. Определение параметров турбонасосной системы подачи топлива в двигателе без дожигания генераторного газа типа «жидкость – жидкость» 3.3.1. Выбираются падения и перепады давления в различных элементах и агрегатах системы подачи топлива.  На форсунках газогенератора перепад давления можно брать несколько меньше. Примем  ,    3.3.2. Перепад давления в тракте охлаждения камеры  где  – эмпирический коэффициент гидравлических потерь тракта охлаждения камеры.При рк  7…8 МПа коэффициент Кохл = 0,30—0,35Примем = 0,35.  3.3.3. Перепад давления на регуляторе тяги   3.3.4. Перепад давления на регуляторе соотношения компонентов   3.3.5. Падение давления в подводящих магистралях из за гидравлического сопротивления трубопроводов и агрегатов  где  падение давления в трубопроводе;  падение давления на отсечном клапане;  перепад давления на настроечной дроссельной диафрагме.Рекомендации по выбору перепадов давлений: падение давления в трубопроводе    перепад давления на отсечном клапане   перепад давления на дроссельной диафрагме     3.3.6. Давление в КС газогенератора    3.3.7. Перепад давления на выходе из турбины ТНА, при реактивном выхлопе   МПа.3.3.8. Давление на входе в основные насосы окислителя и горючего  Принимаем  .3.3.9. Давление на выходе из основного насоса окислителя. Для рассматриваемой структурной схемы требуемое давление на выходе из насоса определяется: по магистрали камеры двигателя   по магистрали газогенератора   Давление на выходе из насоса окислителя берется большее из двух значений  3.3.10. Давление на выходе из основного насоса горючего по магистрали камеры   по магистрали газогенератора   Давление на выходе из насоса горючего берется большее значение  3.3.11. Повышение давления в насосах окислителя и горючего.     3.3.12. Выбираются коэффициенты полезного действия насосов компонентов топлива:   Принимаем:   3.3.13. Выбираются коэффициенты полезного действия турбины ТНА:  Принимаем:  Первый вариант 3.3.14 Задаются несколькими значениями (не менее пяти) относительного расхода генераторного газа в турбине  в интервале от 0,01 до 0,05.Выбираем интервал: 0,01…0,05      3.3.15. Определяется массовый расход генераторного газа в выбранных точках       3.3.16. Массовые расходы окислителя и горючего через газогенератор в выбранных точках             3.3.17. Массовые расходы окислителя и горючего через соответствующие насосы в выбранных точках             3.3.18. Потребные мощности насосов окислителя и горючего и суммарная мощность насосов в выбранных точках:   где  плотности окислителя и горючего, которые берутся из [2]. 3.3.19. Давление на входе в турбину   3.3.20. Вычисляется мощность турбины в выбранных точках относительно расхода генераторного газа и результаты заносятся в таблицу 3.  Таблица 3 – Значения мощностей при выбранных степенях расширения газа
3.3.21. Строятся графики зависимостей суммарной мощности насосов  и мощности турбины  от относительного расхода генераторного газа    Рисунок 4– Зависимость  и от  3.3.22. По графикам зависимостей находится расчетное значение относительного расхода генераторного газа , которое обеспечивает выполнение необходимого условия работы  .Расчетное  получается при пересечении графиков зависимостей  и  .Принимаем  3.3.23.Для найденного находятся расчетные массовые расходы генераторного газа , окислителя  и горючего  через газогенератор.   3.3.24.Определяются расчетные массовые расходы окислителя и горючего через соответствующие насосы   .  3.3.25.Расчетные значения мощностей насосов окислителя  , горючего  , суммарной мощности насосов  .   3.3.26.Расчетная мощность турбины  . 3.3.27.Проверяется выполнение обязательного условия работы ТНА .Различие в мощностях допускается не более 0,1%. 3.3.28.Расходный комплекс газогенератора.   3.3.29.Эффективный коэффициент полезного действия турбины.   3.3.30.Расходный комплекс утилизационного сопла. Пройдя турбину, генераторный газ срабатывает в ней часть теплоперепада, т.е. уменьшает свою энергию, поэтому расходный комплекс утилизационного сопла по сравнению с расходным комплексом газогенератора уменьшается в соответствии с эффективным коэффициентом полезного действия турбины  :  3.3.31.Тяговый комплекс утилизационного сопла.   3.3.32.Удельный импульс тяги утилизационного сопла.   3.3.33.Коэффициент подачи.   3.3.34.Баковое соотношение компонентов или соотношение компонентов по двигательной установке.   4. ПРОФИЛИРОВАНИЕ ВНУТРЕННЕГО КОНТУРА КАМЕРЫ 4.1 Определение объема камеры сгорания 4.1.1. Выбирается среднее время пребывания продуктов в камере сгорания  Среднее время пребывания в камере сгорания  зависит от природы топлива и качества смесеобразования. Его величина определяется экспериментально и находится для современных жидких ракетных топлив в пределах  Камерам ЖРД с большой относительной расходонапряженностью  соответствуют меньшие значения Принимаем  4.1.2. Плотность продуктов сгорания на выходе из камеры на входе в сопло, определенная по ядру потока  где  - газовая постоянная продуктов сгорания (по ядру потока) находится с помощью выражения: здесь  берется из справочника [2], тогда: Таким образом, плотность продуктов сгорания:  4.1.3 Объем камеры сгорания   |
