Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«МАТИ» - Российский государственный технологический университет имени К. Э. Циолковского

Кафедра «Двигатели летательных аппаратов и теплотехника»

Курсовая работа по дисциплине

«Теория, расчет и проектирование РД»

Вариант 35

Выполнил:

студент: Носов Д.В.

группа: 2АДУ-4ДБ-129

Преподаватель: Ярославцев Н.Л.

Отметка о выполнении (защиты) работы:

Дата:

Москва 2011

Оглавление

Введение ………………………………………………………………………………………………...3

1. Исходные данные расчёта ЖРД……………………………………………………………………..4

1.1. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла ЖРД……………………………………4

1.2. Выбор жидкостного ракетного топлива………………………………………………………….5

2. Анализ пневмогидравлической схемы ДУ………………………………………………………….8

2.1. Схема ЖРД и принцип работы……………………………………………………………………8

2.2. Системы газогенерации…………………………………………………………………………...10

2.3. Конструктивная схема ТНА………………………………………………………………………10

2.4. Система запуска двигателя………………………………………………………………………..11

2.5. Управление двигателем……………………………………………………………………………11

2.6. Выключение двигателя……………………………………………………………………………11

3. Определение основных параметров ЖРТ и его продуктов сгорания…………………………….13

3.1. Определение основных параметров жидкого ракетного топлива……………………………...13

3.2. Определение основных параметров продуктов сгорания ЖРТ…………………………….…..13

4. Расчет параметров камеры двигателя с учетом энергетических потерь………………………….15

4.1.Определение коэффициентов потерь……………………………………………………………...15

4.2. Расчет действительных значений параметров камеры двигателя…………………………...….15

4.3. Расчёт площади и диаметра смесительной головки камеры…………………………………....16

4.4 Определение объёма камеры сгорания двигателя………………………………………………..17

5. Профилирование сопла……………………………………………………………………………..18

5.1. Профилирование сужающейся части сопла……………………………………………………..18

5.2. Протяженность цилиндрической части камеры сгорания……………………………………...19

5.3 Профилирование расширяющейся части сопла………………………………………………….20

5.4. Построение газодинамического профиля камеры ЖРД………………………………………...21

6. Расчёт значений массовых секундных расходов компонентов по участкам магистралей горючего, окислителя и генераторного газа……………………………………………………………22

6.1. Вычисление массовых секундных расходов горючего и окислителя…………………..………..22

6.2. Определение массового расхода топлива в пристеночном слое _{………………………….22}

6.3. Определение коэффициента соотношения компонентов топлива в газогенераторе К_1,ГГ……23

6.4. Определение величины массового секундного расхода компонентов через ГГ, _{………..23}

6.5. Массовые секундные расходы горючего и окислителя через головку камеры………………....24

6.6. Определение расходов компонентов топлива через форсунку горючего и окислителя , за исключением периферийных пристеночных……………………………………………….24

7. Расчёт основных параметров ТНА и ГГ………………………………………………………......25

7.1. Расчёт потребных значений давлений компонентов на входе и выходе из насосов и турбины………………………………………………………………………………………………....25

7.2. Уравнение баланса мощностей ТНА……………………………………………………………..27

7.3. Расчёт параметров насосов……………………………………………………………………..…28

7.4. Расчёт параметров турбины…………………………………………………………………….…29

8. Проектирование смесительной головки…………………………………………………………...30

8.1. Расчёт двухкомпонентной газожидкостной форсунки с внутренним смешением….………...30

9. Проектировочный расчет системы охлаждения камеры сгорания……………………………….33

9.1. Определение распределения плотности теплового потока и подогревов охладителя по длине камеры ЖРД…………………………………………………………………………………………….33

9.2 Определение параметров оребрения в критическом сечении сопла……………………………36

9.3 Определение температуры огневой стенки со стороны охладителя…………………………….37

10. Проектировочный прочностной расчет узлов камеры……………………………………….….39

10.1 Определение толщины наружной оболочки цилиндрической части камеры…………………39 10.2 Расчёт наружного сферического днища…………………………………………………………40

10.3 Расчёт среднего и внутреннего днищ…………………………………………………………...40

Список используемой литературы…………………………………………………………………….42

Введение

Камера двигателя является основным агрегатом жидкостного ракетного двигателя в значительной мере определяющим такие показатели двигателя, как удельный импульс тяги, удельную массу, габаритные размеры, надежность и т. д.

Конструктивные схемы выполненных камер разнообразны. В современных ЖРД преимущественное применение получили цилиндрические камеры сгорания, которые в сочетании с плоской смесительной головкой позволяют осуществить процесс создания тяги при высокой расходонапряжённости с одновременной организацией надежной системы тепловой защиты и обеспечением требуемых термопрочностных характеристик. Указанная конструкция камер достаточно технологична в изготовлении.

В данной работе приводится упрощенная методика газодинамического расчета камеры ЖРД, применимая для двигателей с дожиганием генераторного газа. Газодинамический расчет включает в себя три этапа: определение геометрических размеров камеры сгорания, профилирование сверхзвукового сопла, проектирование смесительной головки, определение основных параметров газа в расчетных сечениях камеры ЖРД.

Также определяются параметры проточного и завесного охлаждений в критическом сечении сопла, оценивается распределение плотности теплового потока по длине камеры.

После оценки гидравлических потерь в топливных магистралях, определяются потребные напоры насосов. Далее, из уравнения энергетического баланса находятся массовый секундный расход или давление генераторного газа.

Данные расчеты камеры позволяют оценить толщины днищ смесительной головки и наружной стенки камеры сгорания ЖРД.

1. Исходные данные расчета жрд

Тип ДУ: КЛА

Тяга: P =1,5*10⁶ Н

Давление в камере ЖРД: p_k=25∙10⁶ Па

Давление на срезе сопла: p_а=0,01∙10⁶ Па

Коэффициент избытка окислителя: α_ок=0,6

Тип ЖРТ: О_2,ж+ Н_2,ж

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

Выбор указанных параметров при проектировании ЖРД назначают в основном из условия реализации оптимального (возможно большего) удельного импульса двигателя J_y, что соответствует высоким значениям давления в камере - р_к и степени расширения сопла по давлению -

1.1.1. Выбор значения давления в камере жрд

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 р_к 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 в процессе работы двигателя.

Рабочее давление в камере назначается в интервале . Двигатели с дожиганием применяются при тяге _{, т.к. при меньших тягах ухудшаются условия охлаждения камер и практически отсутствует выигрыш в удельном импульсе, по сравнению с ДУ, работающими по схеме без дожигания.}

1.1.2. Выбор значения давления на срезе сопла

При выборе значения давления рабочего тела на срезе сопла p_a учитывается влияние тяги и массы сопла двигателя на конечную скорость ракеты.

Оптимальное значение давления на срезе сопла p_a определяется конкретным соотношением между создаваемой соплом тягой и его длиной (массой), при которых конечная скорость ракеты максимальна. Для нераздвижных сопл ЖРД космических аппаратов .

1.2. Выбор жидкостного ракетного топлива

Тип жидкого ракетного топлива определяется в основном назначением и условиями эксплуатации жидкостной ракетной системы. В настоящее время существуют тенденции широкого использования для космических аппаратов ЖРТ с низкокипящими и криогенными компонентами .

В данном случае используется топливо кислород (О_2,ж) + водород (Н_2,ж). Оно обеспечивает наиболее значительный удельный импульс тяги. При проектировании ТНА, работающих на указанных компонентах топлива, необходимо предусмотреть последовательно расположенные насосы по водороду, т.к. резкое увеличение давления в насосах может вызвать разрушение магистралей.

Рис.1 Схема двигательной установки

1. Бак окислителя

2. Бак горючего

3. Турбина

4. Насос окислителя

5. Насосы горючего

6. Форсунки

7. Головка камеры ЖРД

8. Камера сгорания

9. Сопло

10. Главный топливный клапан окислителя

11. Главный топливный клапан горючего

12. Пусковой клапан окислителя

13. Пусковой клапан горючего

14. Мембрана свободного прорыва

15. Мембрана свободного прорыва

16. Предохранительный клапан окислителя

17. Предохранительный клапан горючего

18. Зарубашечное пространство

2. Анализ пневмогидравлической схемы ду

2.1. Схема жрд и принцип работы

Двигатель работает на высококипящем двухкомпонентном топливе включающий окислителе кислород и горючее водород.

ЖРД состоит:

• одной камеры сгорания;

• одного турбонасосного агрегата ТНА;

• трубопровода;

• агрегатов автоматики;

• рамы.

Агрегаты и узлы, обеспечивающие подачу компонентов в камеру двигателя и турбину, объединяются в две магистрали:

• система подачи окислителя;

• система подачи горючего.

Пуск управление и остановка двигателя выполняется автоматически по электрическим командам с борта ракеты на соответствующие автоматики.

У нас двигатель третьей ступени ракетоносителя в которой используется кислородно-водородное топливо, обеспечивающее наиболее значительный удельный импульс тяги. При проектировании ТНА, работающего на указанных компонентах топлива, было предусмотрено последовательность расположения насосов по водороду, подача водорода осуществляется в две ступени двумя центробежными насосами для избегания резкого возрастания давления, что могло привести к разрушению магистрали.

Так как у нас двигатель с дожиганием и топлива у нас несамовоспламеняющиеся то помимо основной турбины у нас применяется пусковая активная турбина для раскрутки ротора при запуске двигателя и так же используется специальное топливо для розжига. Раскрутка ротора ТНА обеспечивается стартерной турбиной и пороховым зарядом. Для воспламенения топлива в камере применяется пусковое горючее, образующее с кислородом самовоспламеняющуюся пару, для этого используется триэтилалюминий.

После раскрутки и воспламенения, газ из турбины (3) поступает в головку камеры (7), где происходит его дожигание.

В процессе работы двигателя окислитель последовательно проходит элементы и агрегаты магистрали (системы), включающий:

• главный топливный клапан окислителя (10);

• насос окислителя (4);

• пусковой клапан окислителя (12);

• мембрана свободного прорыва (14);

• предохранительный клапан окислителя (16);

• смесительную головку камеры двигателя (7).

Поток горючего протекает по магистрали, включающей:

• главный топливный клапан горючего (11);

• насос горючего (5);

• пусковой клапан горючего (13);

• мембрана свободного прорыва (15);

• предохранительный клапан горючего (17);

• зарубашечное пространство (18);

• смесительная головка (7).

В результате непрерывной подачи турбонасосным агрегатом компонентов топлива в камеру сгорания двигателя (9), их сгорания с образованием высокотемпературного рабочего тела и истечения рабочего тела из камеры, создается тяга ЖРД.

Варьирование значения тяги двигателя в процессе его работы обеспечивается с помощью изменения расхода основных компонентов топлива. При этом изменяется мощность турбины и насосов, следовательно, и подача компонентов топлива в камеру двигателя.