Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя
Курсовой проект - Физика
Другие курсовые по предмету Физика
полняется построение расчетных зависимостей (рисунок 27, см. Приложение).
Заключение
В данной работе был произведен расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя.
По исходным данным для живых сечений газового потока 0, 1, k, 2, 3, у, 4, 5 и а были рассчитаны газодинамические функции, параметры торможения, а также рассчитаны варианты идеального газового потока со скачком уплотнения в 5,4, выходном сечениях и с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующим дозвуковым течением газа по соплу. По расчетов были построены графики изменения параметров газового потока по длине камеры ракетного двигателя.
В конце работы были определены силы воздействия потока на камеру и тяга камеры при различных вариантах газового потока.
Список источников
- АбрамовичГ.Н. Прикладная газовая динамика, 4-е издание. М.: Наука, 1976г., 888с.
- Лекции по механике жидкостей и газов.
- В.А.Курочкин, А.С.Наталевич, А.М.Цыганов Методические указания к курсовой работе по газовой динамике, Самара: СГАУ, 1994г.
Приложение
Результаты расчета параметров газового потока, варианты 3, 4, 5
Варианты1 331 441 55Сечения55заа44за5ау45аr, мм98.2398.23119.0774.8874.8898.23119.076374.8898.23119.07S, мм230313.630313.644540.417614.917614.930313.644540.412468.917614.930313.644540.4q(?)0.4110.7640.520.7080.8380.4870.33110.7080.4110.28?1.7970.5560.3471.5230.6570.3220.21410.4990.2690.18?(?)0.4620.9480.980.6130.9280.9830.9920.8330.9590.9880.995?(?)0.0670.8310.9320.1810.770.9410.9730.5280.8620.9580.981?(?)0.1450.8760.9510.2950.830.9570.9810.6340.90.970.987М2.4130.5220.321.7750.6220.2970.19610.4650.2470.165Т*, К950950950950950950950950950950950Т, К438.981900.968930.964582.674881.739933.533942.738791.667910.634938.562944.877р*, МПа3.0841.651.653.0842.6052.6052.6053.0843.0843.0843.084р, МПа0.20681.3711.5470.55731.9562.4512.5361.6292.6612.9563.027?*, кг/м311.3016.0456.04511.3019.5469.5469.54611.30111.30111.30111.301?, кг/м31.645.2955.7843.3297.7239.1379.3647.16410.1710.96411.149акр, м/с564.291564.291564.291564.291564.291564.291564.291564.291564.291564.291564.291?акр, м/с1014314.018195.661859.494370.513181.979120.851564.291281.369151.667101.507а, м/с420.199601.986611.925484.111595.528612.769615.782564.291605.207614.417616.481Ma, м/с1014314.018195.661859.494370.513181.979120.851564.291281.369151.667101.507G, кг/с50.40650.40650.40650.40650.40650.40650.40650.40650.40650.40650.406?сS, кг/с50.40650.40650.40650.40650.40650.40650.40650.40650.40650.40650.406
Результаты расчета импульсов газового потока
Варианты1 51 51 512345Сечения0куааааа?0.3970.40211.920.5210.3470.2140.18р*, МПа3.53.0843.0843.0841.1611.652.6053.084S, мм210535.521072.612468.944540.444540.444540.444540.4f1.0841.0851.2680.4311.1331.0661.0261.019Ф, кН39.95470.50848.7659.22458.58178.306119.036139.97
Результаты расчета сил и тяги
Варианты12345?в.р0.91430.91430.91430.91430.9143?Т0.96380.96380.96380.96380.9638?П-0.38250.53850.84591рН, МПа0.110.9871.5472.5363.027Р0-к, кН30.55430.55430.55430.55430.554Рк-у, кН-21.748-21.748-21.748-21.748-21.748Ру-а, кН10.4649.82129.54670.27690.61Р0-а, кН19.2718.62738.35279.08299.416Рвнутр, кН59.22458.58178.306119.036139.97Рнар, кН-4.899-48.95-68.904-112.954-134.824Р, кН54.3249.6329.4026.0815.146
Рисунок 1 Схема камеры ракетного двигателя
Рисунок 2 Изменение температуры газа по длине камеры ракетного двигателя
Рисунок 3 Изменение давления газа по длине камеры ракетного двигателя
Рисунок 4 Изменение плотности газа по длине камеры ракетного двигателя
Рисунок 5 Изменение скорости газового потока по длине камеры ракетного двигателя