1. Выбор системы подачи топлива, схемы и основных парметров двигателя

1. Выбор системы подачи топлива

В ЖРД применяются два вида систем подачи топлива – вытеснительная и насосная. При выполнении расчетов учитываем, что система подачи выбирается из условий получения минимальной массы двигательной установки при заданном давлении в камере сгорания.

Из рисунка 1[1], где изображены области рационального использования различных систем подачи топлива в координатах тяга P- время работы двигателя τ, однозначно следует, что проектируемый ЖРД тягой 210 кН и временем работы 160 с должен иметь насосную систему подачи топлива.

Давление в КС двигателя =7,5 МПа, а при давлении более 3,0 МПа может быть применена только насосная подача топлива. [1]

Итак, выбираем для проектируемого ЖРД насосную систему подачи топлива.

2. Выбор схемы двигателя

ЖРД с насосной системой подачи выполняется по трём схемам: - без дожигания генераторного газа, с дожиганием генераторного газа и с испарением компонентов топлива в тракте охлаждения камеры.

Согласно рекомендациям в учебном пособии [1], для ЖРД без дожигания генераторного газа и восстановительным ГГ давление в камере сгорания не должно превышать 10…11 Мпа. В проектируемом двигателе давление в КС равно 7,5 МПа.

1.3. Выбор давлений в камере сгорания и в выходном сечении сопла

1.3.1. Выбирается величина давления торможения на выходе из камеры сгорания, на входе в сопло

Давление в камере сгорания не выбирается, т.к. оно указано в задании на проектирование.

=7,5 МПа.

1.3.2. Выбирается статическое давление в выходном сечении сопла р_а.

Наибольшую тягу в конкретных условиях обеспечивает камера, сопло которой работает на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла равно атмосферному = . Поэтому давление в выходном сечении сопла должно быть близким к среднетраекторному значению атмосферного давления , траектория полета летательного аппарата не задана, поэтому воспользуемся рекомендациями, данными в учебном пособии [1].

В учебном пособии [1] для ориентировочных расчетов может быть рекомендован следующий уровень давления :

для двигателей первых ступеней ракет – 40...80 кПа;

для двигателей вторых ступеней ракет – 10...20 кПа;

для двигателей третьих ступеней ракет и КА – 5...10 кПа.

Так как двигатель работает на первой ступени, то принимаем

1.3.3. Степень расширения рабочего тела в сопле

1.4. Определение оптимального соотношения компонентов в камере

1.4.1. Формирование целевой функции

Коэффициент избытка окислителя в камере и непосредственно связанное с ним массовое действительное соотношение компонентов выбирается таким образом, чтобы обеспечивалась максимальная эффективность летательного аппарата (ракеты). Критерием эффективности ракеты может служить идеальная скорость её полета в конце активного участка траектории, рассчитываемая по уравнению К.Э. Циолковского:

где - среднее значение идеального импульса на активном участке полета ракеты, = - массовое число ракеты, равное отношению её начальной и конечной массы.

В учебнике [5] показано, что максимуму соответствует максимум произведения , поэтому целевая функция

т.к. принято отыскивать при оптимизации минимум целевой функции.

Показатель степени C для двигателей первой ступени определяется

Массовое число ракеты не выбирается, т.к. оно указано в задании на проектирование = 2,4.