Федеральное агентство по образованию РФ

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«МАТИ» – Российский государственный технологический университет

имени К.Э.Циолковского

Кафедра «Двигатели летательных аппаратов и теплотехника»

РАСЧЕТНО-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА К КУРСОВОМУ ПРОЕКТУ

ПО ДИСЦИПЛИНЕ

«Теория, расчет и проектирование ракетных двигателей»

НА ТЕМУ:

«Расчет камеры жидкостного ракетного двигателя»

Группа: 2РАД-4ДБ-146

Студент: Саетов А.Ф.

Руководитель проекта: Ярославцев Н.Л.

Москва 2012

1. Исходные данные расчета жрд

1. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла жрд

При проектировании ЖРД значения давлений в камере и на срезе сопла назначают из условия реализации оптимального удельного импульса двигателя , что соответствует высоким значениям давления в камере и степени расширения сопла по давлению .

1. Выбор значения давления в камере ЖРД

При требуемой тяге следует применять двигатель с дожиганием. Тогда предельный уровень давления в камере ЖРД с дожиганием определяется из условия равенства потребной мощности насосов и располагаемой при этом мощности турбины ТНА. Рабочее давление в камере назначается ниже его предельно возможного значения с целью снижения тепловых потоков к внутренней стенке камеры со стороны продуктов сгорания топлива, а также для обеспечения возможности регулирования тяги. Тогда рабочее давление в камере назначается равным .

2. Выбор значения давления на срезе сопла

При выборе значения давления на срезе сопла учитывает влияние тяги и массы сопла двигателя на конечную скорость ракеты. При определенном значении давления окружающей среды максимальная тяга двигателя реализуется при расчетном режиме работы его сопла. Т.е. оптимальное значение давления на срезе сопла определяется конкретным соотношением между создаваемой соплом тягой и его длиной, при которой конечная скорость ракеты максимальна. Тогда для ЖРД второй ступени ракеты с нераздвижным соплом давление на срезе сопла принимаем равным .

2. Выбор жидкого ракетного топлива

Тип жидкого ракетного топлива (ЖРТ) определяется назначением и условиями эксплуатации жидкостной ракетной системы. Для ЖРД космических летательных аппаратов используется кислородно-водородное топливо , обеспечивающее наиболее значительный удельный импульс тяги и обладающее небольшим значением плотности (при стехиометрическом соотношении компонентов).

2. Анализ пневмогидравлической схемы ду

1. Система газогенерации

В двигателях с дожиганием тип газогенератора выбирается из условия обеспечения минимального давления в нем. Это достигается применением окислительной системы, т.е. в газогенератор(1) подается практически весь окислитель и незначительная часть горючего, соответствующая принятой температуре. В данной схеме используюся два разных газогенератора для двух турбин – окислительный газогенератор(1) и восстановительный газогенератор(2). В окислительных газогенераторах для уменьшения окисления материалов газогенератора, турбины и газовода температура газа принимается равной , а газовый тракт покрывается термостойкой эмалью.

2. Конструктивная схема тна

В двигателях с дожиганием на несамовоспламеняющемся топливе помимо 2-х насосной схемы ТНА(насосы 3,4) с двумя осевыми одноступенчатами реактивными турбинами применяется пусковая активная турбина для раскрутки ротора при запуске двигателя. Двухнасосная схема состоит из двух шнекоцентробежных насосов (окислителя 3 и горючего 4). В связи с использованием кислородно-водородного топлива предусмотрены последовательно расположенные насосы(5) по водороду, т.к. резкое увеличение давления в насосах может вызвать разрушение магистралей.