1.5.2 Расчет соплового блока рдтт
Рассчитаем коэффициент теплоотдачи для различных сечений соплового тракта:
Таким образом,
-
для конфузора при
;
-
для критического сечения сопла при
;
-
для раструба при
;
-
для раструба при
.
Поскольку давление газов в сопловом тракте значительно ниже, чем давление в камере сгорания, в качестве допустимой температуры стенки укажем Tдоп = 800°С.
Выясним, является ли процесс нагрева сопла нестационарным или температура стенки сопла достигает равновесного значения. Для этого оценим равновесную температуру Tр в сечениях сопла и время τр ее достижения:
где - равновесное значение температуры в первом приближении;
– степень черноты внешней поверхности сопла;
- коэффициент излучения абсолютно тёмного тела.
Пусть - толщина стенки в первом сечении сопла
Тогда время достижения равновесной температуры в первом сечении:
Результаты расчетов сводим в таблицу 1.
Таблица 1- Результаты расчета для различных сечений сопла
№ сечения |
, мм |
, Вт/(м2∙К) |
, мм |
Tр, С |
τр, с |
1 |
2,2 |
25730 |
6 |
3199 |
1,31 |
2 |
1,8 |
36510 |
6 |
3206 |
1,05 |
3 |
2,7 |
17400 |
6 |
3188 |
1,17 |
4 |
3,96 |
8653 |
6 |
3153 |
1,40 |
Так как время τр достижения равновесной температуры для всех рассматриваемых сечений сопла меньше времени работы двигателя (τ =23,1 с), то имеет место стационарная теплопроводность.
В качестве ТЗП принимаем фторопласт.
Потребная толщина слоя ТЗП для первого сечения составит:
При этом температура поверхности покрытия составит:
Результаты счёта в остальных сечениях указаны в таблице 2.
Таблица 2 - Результаты расчета толщины ТЗП и средней температуры стенки
№ сечения |
|||
1 |
6 |
3,685 |
3221 |
2 |
6 |
3,687 |
3222 |
3 |
6 |
3,683 |
3219 |
4 |
6 |
3,677 |
3216 |
1.6 Расчет размеров стабилизирующего оперения
1.6.1 Расчет стабилизаторов
Требуется оценить размеры стабилизирующего оперения и аэродинамических рулей при следующих исходных данных: = 4 - угол атаки; V= 225 м/с - скорость полета; ξ = 15% - запас устойчивости; =15° - угол поворота; d = 125 мм - калибр ракеты; = 695 мм - длина корпуса.
Определим эксцентриситет ракеты:
Найдем координату центра тяжести ракеты по формуле:
тогда координата центра давления ракеты:
Так как режим полета дозвуковой, то коэффициент подъемной силы корпуса ракеты составит:
При этом координата центра давления корпуса:
Известно, что отсюда
Пусть ,
тогда
Рассчитаем коэффициент подъемной силы:
Отсюда
Пусть = 1,4,
,
где Sм - мидель ракеты; S0 - площадь стабилизирующего оперения.
Площадь пера стабилизатора для крестообразного оперения:
.
Пусть стабилизатор имеет прямоугольную форму в плане, тогда
,
где а - хорда стабилизатора; b - длина стабилизатора.
Решая полученную систему уравнений, найдем потребные размеры пера крестообразного стабилизирующего оперения:
а = 39 (мм); b = 55 (мм).