![](/user_photo/2706_HbeT2.jpg)
- •Задание
- •Реферат
- •Содержание
- •Условные обозначения и индексы
- •Введение
- •1 Допущения для расчётов
- •2 Рассчитываемые варианты газового потока
- •3 Построение профиля камеры сгорания
- •4 Расчёт параметров газового потока. Обратная задача
- •4.1 Расчёт величин газового потока для варианта 2 (скачок уплотнения в сечении а)
- •5 Определение значений полных импульсов для вариантов 1-5 в сечениях 0, k, y, a
- •6 Расчёт значений сил и тяги для вариантов 1-5 в сечениях 0, k, y, a
- •Заключение
- •Список использованных источников
- •Приложение а
- •Приложение б
- •Приложение в
Условные обозначения и индексы
0, 1, к, 2, 3, у, 4, 5, а – живые сечения камеры ракетного двигателя
r – радиус сечения, мм
S – площадь живых сечений, мм2
λ, q, π, τ, ε, f – газодинамические функции
p* – давление торможения газового потока, Па
p – давление газового потока, Па
pH – давление окружающей среды, Па
ρ* – плотность торможения газового потока, кг/м3
ρ – плотность газового потока, кг/м3
T* – температура торможения газового потока, К
T – температура газового потока, К
М – число Маха
a – скорость звука, м/с
c – скорость газового потока, м/с
G – расход газа, кг/с
σП – коэффициент изменения давления торможения в прямом скачке
уплотнения
σТ – коэффициент изменения давления торможения при передаче потоку
внешней теплоты
σв.р. – коэффициент изменения давления торможения при внезапном
расширении газового потока
Ф – импульс газового потока, кН
P0-к – сила воздействия газового потока на камеру сгорания, кН
Pк-у – сила воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла, кН
Pу-а – сила воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла, кН
P0-а – сила воздействия газового потока на камеру в целом, кН
Pвнутр. – внутренняя составляющая тяги камеры, кН
Pнар. – наружная составляющая тяги камеры, кН
P – тяга ракетного двигателя, кН
Введение
Камера ракетного двигателя состоит из камеры сгорания и выходного устройства. Главным элементом выходного устройства является сопло, которое служит для расширения газа в целях увеличения кинетической энергии газовой струи. Формой сопла, наиболее целесообразной для данного типа двигателя, является сужающе-расширяющееся сопло. Данная форма сопла позволяет получить сверхзвуковую скорость истечения. Наиболее распространённым сверхзвуковым соплом является сопло Лаваля.
Сопло Лаваля имеет два участка канала: сужающийся (дозвуковой) и расширяющийся (сверхзвуковой). На границе этих двух участков находится минимальное проходное сечение сопла, которое называется критическим. При течении газа в пределах дозвукового участка происходит ускорение газового потока до скорости звука, при этом объём газа увеличивается медленнее, чем скорость. При течении газа в пределах сверхзвукового участка газовый поток приобретает сверхзвуковую скорость, при этом сверхзвуковому потоку свойственно более резкое увеличение объема, чем скорости.
Расчётный
режим сопла Лаваля соответствует
равенству давления на срезе сопла и
наружного давления
.
При большом значении
имеет место
недорасширение газа
,
а при малом значении – перерасширение
.
В обоих нерасчётных случаях имеют место
значительные потери тяги. Чтобы их
избежать, необходимо регулировать
критическое и выходное сечение сопла
Лаваля, что сопряжено с серьёзными
техническими трудностями.
Идеальный
газовый поток поступает в камеру сгорания
в виде струи, которая в начальном сечении
камеры 0 имеет площадь живого сечения
.
После входа в камеру сгорания струя
газа внезапно расширяется и в некотором
сечении 1 полностью и равномерно заполняет
поперечное сечение камеры сгорания с
площадью
.
На участке от сечения 1 до конечного
сечения камеры сгорания k
к газовому потоку подводится тепловая
энергия, эквивалентная теплоте сгорания
ракетного топлива.
Из
камеры сгорания газовый поток поступает
в сверхзвуковое сопло с начальным
сечением k,
узким (наименьшей площади) сечением y,
выходным сечением a,
площади которых равны
,
,
,
соответственно. Из сопла газ вытекает
во внешнюю среду, давление в которой
равно
.
В данной работе производится расчёт основных параметров газового потока в камере ракетного двигателя на расчётном и нерасчётных режимах.