«Московский авиационный институт»

(национальный исследовательский университет)

Филиал «Восход»

Кафедра КиИЛА

«Утверждаю»

Доцент___________ Сизов А.А.

«_____» _________2012 г.

Отчет

по расчетно-графической работе

на тему: проектирование ЖРД

по дисциплине: огневые испытания

Студента гр. ДЛ 5-28 ________Пак Д.

«__» _________2012 г.

Байконур 2012 г

Содержание

Введение 3

1. Общие сведения о ракетном двигателе 4

2. Приближенное проектирование ЖРД 7

2.1. Определение основных характеристик топлива 8

2.2. Определение удельного импульса тяги проектируемого двигателя 9

2.3. Исходные данные для приближенного расчёта двигательной установки 11

2.4. Порядок расчёта камеры сгорания проектируемой двигательной установки 12

3. Построение профиля сопла 16

3.1. Основные требования к конструкции сопла 16

3.2. Профилирование сопла методом двух дуг 17

3.3. Порядок расчета сопла 19

4. Расчет межрубашечного зазора камеры сгорания ЖРД 22

4.1. Постановка задачи 22

4.2. Порядок расчета 24

Вывод……………………………………………..………………………………..30

Список литературы………………………………………………………………..31

Приложение А ……………………………………………………………………..32

Введение

Целью данной расчетно-графической работы является получение как теоретических знаний о ракетных двигателях так и практических навыков расчета основных параметров ЖРД.

Необходимо проработать следующие вопросы:

- Приближенное проектирование ЖРД

- Построение профиля сопла

- Расчет межрубашечного зазора камеры сгорания ЖРД

1. Общие сведения о ракетном двигателе

Ракетный двигатель – это установка, предназначенная для получения тяги путем преобразования любого вида энергии в кинетическую энергию рабочего тела, отбрасываемого от двигателя в окружающую среду.

Большинство практически применяемых в настоящее время ракетных двигателей используют химическую энергию, носителем которой является топливо. Топливо может быть одно-, двух- и многокомпонентным. Чаще всего используют двухкомпонентное топливо, состоящее из горючего и окислителя.

Источником энергии в этом случае является реакция горения (экзотермическая, идущая с выделением тепла). Экзотермической реакцией может быть также реакция разложения некоторых веществ, или ассоциация (рекомбинация) атомов и радикалов. Химическая энергия топлива преобразуется в камере сгорания в тепловую энергию продуктов реакции (продуктов сгорания). Затем тепловая энергия в сопле переходит в кинетическую энергию вытекающих продуктов сгорания, в результате чего образуется реактивная сила (тяга).

В зависимости от агрегатного состояния топлива до его использования в двигателе существующие двигатели можно разделить на следующие основные группы: жидкостные ракетные двигатели (ЖРД); ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ); гибридные (комбинированные) ракетные двигатели (ГРД), использующие топливо смешанного агрегатного состояния.

Основной агрегат ЖРД, который создает тягу, – это камера сгорания (КС) двигателя. Она состоит собственно из камеры сгорания и сопла. Всё это конструктивно представляет собой одно целое. Камера сгорания имеет также смесительную головку, на которой размещены специальные устройства – распылители жидкого топлива, называемые форсунками, служащие для подачи компонентов топлива в тонкодисперсном состоянии в КС.

Стенки камеры сгорания изготовляют, как правило, двойными для создания зазора между внутренней огневой стенкой и наружной силовой стенкой КС, называемой рубашкой охлаждения. Стенки камеры сгорания связаны между собой с помощью гофр, ребер или выштамповок. По зазору между стенками КС протекает компонент или компоненты топлива, охлаждающие камеру сгорания.

Рабочий процесс в камере ЖРД можно представить следующим образом. Горючее и окислитель впрыскиваются под давлением в камеру сгорания через форсунки, дробятся на мелкие капли, перемешиваются, испаряются и воспламеняются.

Воспламенение (зажигание) топлива в камере сгорания может осуществляться химическими, пиротехническими и электрическими средствами (часто компоненты топлива являются самовоспламеняющимися, таким образом осуществляется химическое зажигание топлива).

Топливо после воспламенения горит в камере сгорания при высоких давлениях (в некоторых случаях до 15–20 МПа и более). При горении топлива образуются газообразные продукты сгорания (ПС), нагретые до высоких температур (3000–4500 К), которые истекают из камеры сгорания в окружающее пространство через сопло.

По мере движения ПС по длине сопла температура и давление их уменьшаются, а скорость возрастает, переходя через скорости звука в минимальном (критическом) сечении сопла. На выходе из сопла скорость истечения достигает 2700–4500 м/с. Следует учитывать, что чем больше массовый секундный расход топлива и скорость газа на выходе из сопла, тем больше тяга, создаваемая камерой сгорания.

Высокие термо- и газодинамические параметры газа (давление, температура, скорость), а также коррозионное и эрозионное воздействие продуктов сгорания на стенку камеры создают чрезвычайно тяжелые условия ее работы. Для надежной работы камеры сгорания, кроме интенсивного наружного (регенеративного) охлаждения, применяют также специальные методы тепловой защиты, а именно: пристеночную зону с пониженной температурой газа (внутреннее охлаждение), специальные термостойкие покрытия стенок и т. д. Однако следует учитывать, что применение внутреннего охлаждения, как правило, уменьшает удельный импульс тяги двигателя и тем самым снижает экономичность двигательной установки.

В общем случае двигательная установка состоит из камеры сгорания (или нескольких камер), систем регулирования и подачи компонентов топлива в камеру, исполнительных устройств для создания управляющих моментов, соединительных магистралей и т. п.

Система регулирования осуществляет автоматическое поддержание или программированное изменение параметров в камере сгорания для обеспечения заданных величин тяги двигательной установки, определенного соотношения компонентов топлива, устойчивой работы камеры, а также управляет переходными процессами, например запуском и остановкой двигателя. Для системы регулирования применяют различные клапаны, редукторы, запальные устройства и другие элементы, называемые органами автоматики, назначение которых – осуществлять определенные операции в заданной последовательности.

Компоненты топлива подают в камеру сгорания или с помощью вытеснительной системы подачи, или с помощью насосов. В последнем случае систему подачи называют насосной. Обычно для привода насосов используют турбину. Поэтому агрегат, состоящий из насосов и турбины, называют турбонасосным агрегатом (ТНА). Рабочее тело для привода турбины обычно получают в газогенераторе (ГГ). Моменты, управляющие летательным аппаратом (ЛА) на траектории, как правило, создаются либо поворотом камеры ЖРД относительно её оси, либо изменением величины тяги отдельных неподвижных камер (метод рассогласования тяг), либо с помощью специальных управляющих двигателей.