56

Ф едеральное агентство по образованию

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 курсу «Теория, расчет и проектирования ракетных двигателей»

на тему:

«Ракетные двигатели твердого топлива»

Выполнил:

студент: Е.В. Хомик

группа: 2РАД-4ДБ-131

Руководитель работы: Н.Л. Ярославцев

Отметка о выполнении (защиты) работы:

Дата:

Москва 2012 г

Оглавление

Введение 7

1. Выбор схемы и топлива РДТТ 9

1.1. Качественный анализ задачи, решаемой с помощью рассчитываемого РДТТ 9

1.2. Обзор существующих образцов РДТТ, применяемых для решения поставленной задачи 10

1.3. Выбор принципиальной схемы РДТТ и типов ее систем 12

1.3.1. Основные системы 12

1.3.2. Дополнительные системы 12

1.3.3. Работа РДТТ по принципиальной схеме: 13

1.4. Обзор существующих и перспективных типов твердого ракетного топлива (ТРТ) 14

1.4.1. Коллоидные топлива 14

1.4.2. Смесевые топлива 16

1.4.3. Модифицированные двухосновные топлива 19

1.5. Выбор ТРТ для рассматриваемого двигателя (требования к ТРТ, значение его параметров) 20

1.6. Расчет потребной массы заряда ТРТ 21

2. Расчет основных параметров РДТТ 22

2.1. Определение постоянных параметров РДТТ 22

2.1.1. Расчет временных параметров двигателя 22

2.1.2. Расчет средних значений тяговых параметров за время работы РДТТ 23

2.1.3. Определение геометрических параметров критического сечения сопла 24

2.2. Сводка исходных данных для расчета РДТТ 25

2.3. Расчет начальных параметров двигателя ( 26

2.4. Расчет основных параметров РДТТ, как функции времени работы двигателя 28

2.5. Расчет конечных параметров двигателя () 30

2.6. Таблица результатов расчетов основных параметров РДТТ, как функции времени 31

2.7. Построение масштабной диаграммы изменений формы заряда ТРТ во времени 32

2.8. Определение геометрических параметров корпуса и сопла РДТТ 33

2.8.1. Расчет корпуса 33

2.8.2. Расчет конического сопла при условии расчетного режима работы двигателя 33

2.9. Определение тяговых характеристик РДТТ при работе двигателя в пустоте 36

2.9.1. Исходные данные для расчета тяговых характеристик РДТТ в пустоте 36

2.9.2. Методика расчета пустотных характеристик РДТТ 37

2.9.3. Результаты расчетов тяговых характеристик РДТТ при работе в пустоте 37

39

3. Определение массы снаряжения и конструктивной схемы воспламенителя заряда ТРТ 41

4. Выбор и обоснование типа материалов корпуса и сопла РДТТ 42

4.1. Основные требования, предъявляемые к конструкции двигателя 42

4.2. Анализ условий работы конструкции РДТТ 43

4.2.1. Анализ внутрибаллистических условий 43

4.2.2. Анализ полета КЛА в космосе 43

4.3. Выбор материалов 45

4.3.1. Сравнительная оценка и выбор конструкционных материалов камеры 45

4.3.2. Характеристика и выбор теплозащитных материалов 50

4.4. Расчет массовых и энергетических параметров КЛА как субракеты 52

5. Разработка конструктивной схемы РДТТ 55

5.1. Перечень систем РДТТ и его мелкомасштабная схема 55

5.2. Краткое описание принципа работы РДТТ 55

5.3. Детальная проработка одного из узлов стыковки элементов РДТТ (обечайки и верхнего днища) 55

5.4. Описание технологии завершающей сборки РДТТ 55

5.5. Разработка чертежа общего вида РДТТ и таблица с перечнем его составных частей (Формат А2) 55

Список литературы 56

Введение

Курсовая работа выполняется в плане решения проблемных вопросов, связанных с разработкой конструкции двигателей летательных аппаратов (ДЛА) и выбор оптимальных материалов корпуса и соплового блока ДЛА. За исходный аналог-прототип рассчитываемого двигателя ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) применяется тормозной РДТТ трехблочной системы посадки космического летательного аппарата (КЛА) «Восход» на Землю.

Расчет РДТТ КЛА ведется по соотношениям, известным из курсов теории и конструкции ДЛА. Выбор материалов корпуса и сопла двигателя строится на сравнительной оценке современных перспективных материалов по критерию «минимума массы конструкции РДТТ».

Разработка конструкции РДТТ завершается выполнением чертежа общего вида двигателя с детальной проработкой одного из узлов стыковки его агрегатов (днища и обечайки).

«Восход» — советская программа серии многоместных космических кораблей для полётов на околоземной орбите.

По программе «Восход» решались задачи отработки взаимодействия членов экипажа во время полёта, изучалась возможность работы человека в открытом космосе, проводились научные и медико-биологические исследования, технические эксперименты. Основные достижения полученные по программе «Восход» — первый в мире многоместный экипаж (полёт 3-х космонавтов на борту), первый в мире полёт космонавтов без использования скафандров, первый в мире выход в открытый космос.

Корабль фактически повторял корабли серии «Восток» (изначальный технический код разработки был «Восток-3КВ», затем 11а57) и состоял из сферического спускаемого аппарата диаметром 2,3 метра, в котором размещались космонавты, и конического приборного отсека (массой 2,27 т., длиной 2,25 м и шириной 2,43 м.) в котором находились топливные баки и двигательная установка.

1. Выбор схемы и топлива рдтт

   1. Качественный анализ задачи, решаемой с помощью рассчитываемого рдтт

В данном курсовом проекте будем рассматривать тормозной РДТТ трехблочной системы посадки КЛА «Восход» на Землю.

Резервный твердотопливный тормозной двигатель для схода с орбиты установлен в верхней части спускаемого аппарата. Корабли «Восток» имели только один жидкостный тормозной двигатель, однако запасов кислорода хватало для десятидневного полёта, что позволило бы кораблю сойти с орбиты и приземлиться, тормозя трением об атмосферу.

Твердотопливная тормозная установка включала в себя пакет из трех РДТТ, которая крепятся к основанию корабля. РДТТ обеспечивает первоначальное торможение КЛА для схода его с орбиты на Землю. После срабатывания РДТТ отбрасывается с КЛА, дальнейшее торможение осуществляется силами сопротивления атмосферы Земли и парашютной системой.

Система посадки включала следующие операции: на высоте около 5 км отстреливалась крышка парашютного контейнера и вводилась в действие парашютная система. Когда скорость снижения спускаемого аппарата уже уменьшилась за счет торможения в атмосфере до 220 м/с. Примерно через 6 мин корабль достигал поверхности Земли, и перед касанием с грунтом включалась тормозная двигательная установка с РДТТ непосредственной посадки, которая снижала скорость приземления практически до нуля