Расчет двигателя орбитального маневрирования
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
?ной 25 кН.
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п. Эта тенденция выразилась в применении энергетически эффективных пар компонентов топлива.
Для того, чтобы правильно выбрать компонент необходимо учесть все
требования, предъявляемые к топливу двигательной установки, которая представлена в данной работе.
Требования к топливам: - высокие энергетические характеристики, т.е. высокие значения удельного импульса; - возможность создания в приемлемые сроки эффективной и надежной двигательной установки;
высокое значение плотности топлива;
возможные оптимальные эксплуатационные характеристики;
хорошие экономические показатели.
Двигатель орбитального маневрирования работает длительное время, поэтому топливо должно храниться длительное время. Именно поэтому в качестве топлива были выбраны самовоспламеняющиеся компоненты - четырехокись азота и несимметричный диметилгидразин. Инициация процесса горения не вызывает в этом случае проблем.
На практике давление в камере сгорания двигателя, работающего в невесомости, ограничивается величинами 1- 1,5 МПа. Из этих соображений оно принято рк=1МПа.
Двигатель ЛА аналогичного типа Апполон имеет степень расширения сопла примерно равную 250. Степень расширения проектируемого двигателя принимаем ?=200. Тогда давление на срезе
При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком тяжеловесным элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная, при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давлением наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Поэтому система выбрана вытеснительная и газ наддува - азот. Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива.
2. Выбор соотношения компонентов топлива и определеине параметров газа в камере ЖРД
Коэффициент избытка окислителя определяем на основании термодинамического расчета параметров продуктов сгорания, который приведен в [1].
Таблица 2.1- Данные термодинамического расчета
Iуд.пуст326432973324332733173297?ок0,80,850,90,9511,5
Построив зависимость Iуд.пуст.= f (?ок) [1], мы графически определили, при каком коэффициенте избытка окислителя получаем максимальное значение удельного импульса на расчетном режиме работы двигателя. График представлен на рис. 2.1.
3. Определение геометрических характеристик камеры и сопла
.1 Расчёт теоретического расхода через камеру ЖРД
Теоретический массовый расход рассчитываем без учета
потерь в камере сгорания и сопле:
где Iу.Т=3327 м/с - удельный импульс на рабочем режиме; Р = 25103 Н - тяга двигателя.
Тогда
.
3.2 Определение действительных расходов компонентов топлива
Для определения действительных расходов необходимо учесть при расчете потери в камере и сопле двигателя. Для учета этих потерь используем коэффициенты jк- коэффициент, характеризующий потери удельного импульса в камере сгорания и jс - коэффициент потерь удельного импульса в сопле двигателя. Значения коэффициентов jк и jс выбираем из ряда значений рекомендуемых в [2]:
jк =0.96..0,99, выбираем jк =0,97, так как используются активные компоненты;
jс =0,96..0,98, выбираем jс=0,98, так как сопло профилируется и за счет больших габаритов возникают потери на трение.
Тогда
где Iу.д- действительный удельный импульс, с учетом потерь в камере и сопле.
Рассчитываем массовый расход горючего:
.
Для этого нам потребуются значения km, которое необходимо определить
Массовый расход горючего
Рассчитываем массовый расход окислителя:
3.3 Расчет основных геометрических характеристик сопла двигателя
Теоретическую площадь критического сечения найду через расходный комплекс:
где b - расходный комплекс[1]
Действительная площадь критического сечения учитывает потери:
Находим диаметр критического сечения сопла:
Для нахождения диаметра среза сопла воспользуемся значением отношения (da/dкр )2:
где F=24,49[1].
Теоретическая площадь среза сопла
Действительная площадь среза сопла
Тогда диаметр среза сопла будет равен:
.
3.4 Профилирование сопла двигателя
Сопло - газовый канал, предназначенный для разгона рабочего тела iелью создания тяги. В минимальном (критическом) сечении газовый поток приобретает скорость звука,