Реферат: Конструирование ДЛА РДТТ

Оглавление.

Стр.

1. Аннотация.

2. Задание.

3. Выбор оптимальных параметров.

4. Изменение поверхности горения повремени.

5. Профилирование сопла.

6. Расчет ТЗП.

7. Приближенный расчет выходадвигателя на режим по

начальнойповерхности горения. Геометрические характеристики заряда камеры.

8. Расчет на прочность основных узловкамеры.

9. Расчет массы воспламенительногосостава.

10. Описание конструкции.

11. Спец. часть проекта. УВТ.

12. Описание ПГС.

13. Литература.

1.Анотация.

Ракетныедвигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкоеприменение. Из опубликованных данных следует, что более 90 % существующих ивновь разрабатываемых ракет оснащаются РДТТ. Этому способствуют такие основныедостоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовностьк действию. Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядомсущественных недостатков: зависимостью скорости горения ТРТ от начальнойтемпературы топливного заряда; относительно низким значением удельного импульсаТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.

РДТТприменяются во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того,ракеты с РДТТ используются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбыс градом, бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.

Разнообразиеобластей применения и выполняемых задач способствовало разработке большогочисла различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми,временными и другими характеристиками. Некоторые представления о широте применениямогут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся в крайних областях этогодиапазона. Для РДТТ малых тяг значение тяги находится в пределах от 0,01 Н до1600 Н. Тяги наиболее крупных двигателей достигают десятков меганьютонов.Например, для РДТТ диаметром 6,6 м тяга составляет 31 МН.

Вданной работе рассмотрен вопрос проектирования в учебных ( с использованиемряда учебных пособий) РДТТ верхней ступени ракеты носителя, на смесевомтопливе, полагающий знакомство с основами расчета и проектирования твердотопливныхдвигателей, методиками определения основных параметров двигателя, расчетомпрочности, примерами проектирования топливных зарядов.

3. Выбор оптимальных параметров и топлива.

Тяга двигателя в пустоте P(Н)= 30000 Время работы двигателя t(с)= 25 Давление на срезе сопла P a(Па)= 10270 Топливо ARCADENЕ 253A Начальная скорость горения u1(мм/с)= 1,554 Показатель степени в законе горения n 0,26 Коэффициент температурного влияния на скорость горения a t= 0,00156 Начальная температура топлива tн(°С)= 20 Начальная температура топлива Tн(К)= 293,15 Плотность топлива r(кг/м^3)= 1800 Давление в камере сгорания P k(Па)= 6150000 Скорость горения при заданном давлении u(мм/с)= 4,558 Температура продуктов сгорания T(К)= 3359,6 Молекулярный вес продуктов сгорания m(кг/кмоль)= 19,531 Средний показатель изоэнтропы на срезе сопла n= 1,152 Расчётный удельный импульс Iу(м/с)= 2934,8 Расходный комплекс b(м/с)= 1551,5 Идеальный пустотный удельный импульс Iуп(м/с)= 3077,3 Удельная площадь среза сопла Fуд (м^2с/кг)= 30,5 Относительная площадь среза сопла Fотн= 54,996 Коэффициент камеры jк= 0,980 Коэффициент сопла jс= 0,960 Коэффициент удельного импульса jI= 0,941 Коэффициент расхода mс= 0,990 Коэффициент расходного комплекса jb= 0,990 Действительный расходный комплекс b(м/с)= 1535,828 Действительный удельный пустотный импульс Iуп(м/с)= 2895,124 Действительный расход газа m(кг/с)= 10,362 Площадь минимального сечения Fм(м^2)= 0,003 Средняя поверхность горения W(м^2)= 1,263 Высота свода e0(мм)= 113,947 e0(м)= 0,114 Отношение площадей k=Fсв/Fм= 3,000 Площадь свободного сечения канала Fсв(м^2)= 0,008 Требуемая масса топлива mт(кг)= 259,056 Количество лучей звезды i= 6 Угол q(°)= 67,000 e=0,7…0,8 0,750 Полуугол q/2(р рад)= 0,585 Угол элемента звезды a(рад)= 0,393 Первый вариант расчёта длины топливного заряда

A= 0,817 H= 0,084 Диаметр камеры D= 0,396 Площадь камеры сгорания Fк= 0,123 Радиус камеры R(м)= 0,198 Отношение высоты свода к диаметру камеры e0/D= 0,288 Относительная величина вылета крышки m= 0,500 Величина вылета крышки b(м)= 0,099 Приближённый обьём элиптического днища V(м^3)= 0,008 Обьём занимаемый двумя днищами V(м^3)= 0,016 Относительный радиус скругления свода r/D= 0,015 Радиус скругления свода r(м)= 0,006 Радиус скругления луча r1(м)= 0,005 Вспомогательная площадь F1(м^2)= 0,003 Вспомогательная площадь F2(м^2)= 0,006 Вспомогательная площадь F3(м^2)= 0,003 Площадь остаточного топлива Fост(м^2)= 0,004 Длина обечайки камеры сгорания L(м)= 1,229 Длина заряда вначале горения L1(м)= 1,328 Длина камеры сгорания вместе скрышками L(м)= 1,427 Относительная длина камеры Lот=L/D= 3,605 Материал обечайки двигателя Композит материал (стеклопласт ППН) Плотность материала обечайки двигателя r(кг/м^3)= 2070,000 Прочность материала обечайки двигателя

σв (Мпа)=

950 Материал днищ двигателя Титановый сплав ВТ14 Плотность материала днищь двигателя r(кг/м^3)= 4510,000 Прочность материала днищь двигателя

σв(Мпа)=

1000 Коэффициент запаса прочности n= 1,400 Толщина днища δ дн= 0,002 Толщина обечайки δ об= 0,002 Масса обечайки двигателя топливо заполняет одно днище

mоб=

5,679 Масса днища двигателя

mдн=

2,572 Суммарная масса топлива, днищь и обечайки топливо заполняет одно днище

mдв=

269,881 /> /> /> /> />

Приближенный расчетвыхода двигателя на стационарный режим

Геометрические характеристики заряда и камеры

Диаметр заряда

D, м=

0,387 Длина заряда

l, м=

1,365 Длина камеры сгорания

L, м=

1,462 Диаметр критического сечения

d, м=

0,057

Площадь критического сечения

Fкр, м2=

0,003 Площадь проходного сечения

0,005 Давление выхода на режим

Давление вскрытия сопловой диафрагмы

Характеристики топлива и условия его горения

Даление в камере сгорания

р, Мпа=

6,15 Давление воспламенения

рВ, Па=

1845000 Начальная скорость горения

u, м/с=

0,001554 Плотность топлива

r, кг/м3=

1800 Температура продуктов сгорания

Т, К=

3359,6 Молекулярный вес продуктов сгорания m, кг/кмоль= 19,531 Показатель изоэнторпы

1,164 Коэффициент тепловых потерь

0,95

Коэффициент расхода

j2=

0,95 Показатель скорости горения n= 0,26 /> /> /> />

Предварительные вычисления

Объем одной крышки

Vт, м3=

0,007600335 Площадь поверхности горения

Sт, м2=

1,26 Свободный объем камеры сгорания

Vсв, м3=

0,014663394 Газодинамическая функция

A(k)=

0,641445925 Параметр заряжания

7,61987E-06 /> /> /> /> />

Расчет установившегося давления

Величина давления при N1=N

pуст, Па=

8246824,202

Величина e' в первом приближении

0,00337207

Значение N1в первом приближении

7,64566E-06 Величина установившегося давления во втором приближении

руст, МПа=

8,209266925 Относительное отклонение давлений на приближениях

Dр=

0,00455415

Принимаем величину установившегося давления

руст, Мпа

8,209266925

/> /> /> /> /> />

Расчет давления в период выхода двигателя на режим

Величина

а, с-1=

92,7601292 Время выхода на режим

t, с=

0,0397 Интервалы времени Dt, сек 0,00397 /> /> /> /> Время t, сек Относительное давление Действительное давление

0,004 0,4936 4,052 0,008 0,6406 5,259 0,012 0,7475 6,136 0,016 0,8237 6,762 0,02 0,8774 7,203 0,024 0,915 7,511 0,028 0,9411 7,726 0,032 0,9593 7,875 0,036 0,9718 7,978 0,04 0,9806 8,05

4.Изменение поверхности горения по времени.

Высотасвода заряда: е0= 0,114м.;

Длиназаряда: L = 1,328м.;

Длиналуча заряда: Н = 0,070м.;

Радиускамеры сгорания: R = 0,198м.;

Величинавылета крышки: b = 0,092м.;

Радиусскругления свода: r = 0,005м.;

Радиусскругления луча: r1 =0,8ּr = 0,0044.;

Полууголраскрытия лучей: β = Θ/2 = 33,53˚ = 0,585 рад.;

Уголэл-та звезды:

/>˚= 0,44779 рад.;

Длиналуча без радиуса скругления: x = H – r = 0,179-0,006 = 0,0781м;

Скоростьгорения топлива: u = 4,558 мм/с = 0,00456м/с.;

Определимпериметр и площадь горения в начале и в конце каждой фазы. Начало новой фазысоответствует параметрам конца предыдущей фазы. Полученные данные представленыв таблице.

SI.нач= ПI.начּL ;

SI.кон= ПI.конּL

Периметри поверхность горения в начале и в конце II фазы:

ПII.нач = ПI.кон = 0,7733 м.;

SII.нач= SI.кон= 1,0273 м.2;

SII.кон= ПII.конּL

Периметри поверхность горения в начале и в конце III фазы горения(конец III фазы горения в момент времени τ = 25с.).

ПIII.нач = ПII.кон = 0,8085м.;

SIII.нач = SII.кон = 1,0739м.2;

SIII.кон = ПIII.конּ(L-b)

Фаза I II III Периметр горения 0,77335835 0,80849185 1,2358041 Площадь горения 1,02726667 1,07393517 1,5192155

5.Профилирование сопла.

/> — геометрическая степень расширениясопла;

Fм = 0,00259 м2;

Диаметр минимального сечения:

Площадь среза сопла:

Диаметр среза сопла:

Радиусы скругления:

R1 = 1,5ּRм = 1,5ּ0,006/2= 0,0917м.;

R2 = 0,5ּ Rм = 0,5ּ0,006/2 = 0,0306м.;

Угол касательной к контуру сопла навыходе βа = 0,106 рад. = 6,073˚;

Относительная длина сопла:

/>;

Угол на входе в сверхзвуковую частьсопла: βb = 0, 6рад. = 34,38˚;

Длина сопла: />

6.Расчет ТЗП.

Определение коэффициентов теплопроводности.

Камерасгорания.

Давлениев камере сгорания:

р= 6,15 Мпа;

Температурапродуктов сгорания:

Т= 3359,6 К;

Средниймолекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,531кг/кмоль;

Теплоемкостьпродуктов сгорания:

Ср= 3345 />;

Коэффициентдинамической вязкости:

η= 0,9330 />;

Коэффициенттеплопроводности:

λ= 0,9812/>;

Массовыйрасход продуктов сгорания:

/> кг/сек;

Смоченныйпериметр заряда:

П= 0,7734 м.;

Начальнаяплощадь проходного сечения:

Fсв = 0,00776 м2;

Эквивалентныйгидравлический диаметр:

Приведенныйдиаметр проходного сечения (для расчета лучистого теплового потока):

Средняядлина луча:

l = 0,9ּdсв. = 0,9ּ0,283 = 0,0895м.;

Средняяплотность продуктов сгорания:

Принимаемтемпературу поверхности Тст = 2100К;

Переднее Днище.

Коэффициентконвективной теплоотдачи (свободная конвекция):

/>,где γ – ускорение = 9,81 м/с.; тогда

Определяемкоэффициент лучистой теплоотдачи:

КоэффициентСтефана-Больцмана: C0= 5,67 />

Массоваядоля конденсата:

Z = 0,317;

Принимаемоптический диметр частиц:

d32 = 3 мкм.;

Степеньчерноты изотермического потока продуктов сгорания:

εр= 0,229 +0,061ּd32 +0,00011ּТ – 0,3684ּZ+0.00502ּp-0,00338ּl =

= 0,229 +0,061ּ3<sub/>+ 0,00011ּ3411 –0,3684ּ0,317+0.00502ּ10-0,00338ּ0,2547 = 0,6965;

Принимаемстепень черноты материала:

εст.= 0,8;

Эффективнаястепень черноты:

εэф.ст.= (1+ εст.)/2 = (1+0,8)/2 = 0,9;

Лучистыйтепловой поток:

Коэффициентлучистой теплоотдачи:

Суммарныйкоэффициент теплоотдачи:

α= αл + αк = 3046,02+687,41 = 3733,425 />

Заднее днище.

Коэффициентконвективной теплоотдачи (вынужденной):

Nu = 0,023ּRe0,8ּPr0,4;

Определяемскорость продуктов сгорания у заднего днища:

КритерийРейнольдса:

КритерийПрандтля:

/>;

КритерийНюсельта:

Nu =0,023ּ1826929,5280,8ּ0,30880,4 = 774,04;

Коэффициентконвективной теплоотдачи:

/>/>

Коэффициентлучистой теплоотдачи:

αл= 3046,02/>

α= αл + αк = 18914,7+3046,02 = 21960 />

Критическое сечение.

Давлениепродуктов сгорания в критическом сечении:

Ркр= 3534720 Па;

Температурав основном потоке газа:

Т= 3162,3 К;

Температураторможения:

Т0= 3359,6 К;

Средниймолекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,410кг/кмоль;

ТеплоемкостьПС:

Ср= 1898 />;

Коэффициентдинамической вязкости:

η= 0,0000879 />

η0= 0,0000915 />

Коэффициенттеплопроводности:

λ = 0,8914 />;

Массовыйрасход ПС:

/> кг/сек;

Площадькритического сечения:

Fм = 0,0026 м2;

Диаметрминимального сечения: dм = 0,057м.;

Температураповерхности: Тст. = 2300 К;

КритерийПрандтля:

/>;

Определяющаятемпература:

Тf= 0,5ּ(Т+Тст)+0,22ּPr1/3(T0-T) =0,5ּ(3195+2300) +0,22ּ0,3111/3(3411-3195)=2756,1 К;

Коэффициентдинамической вязкости при Тf :

ηf<sub/>=0,0000798 />

Плотностьгаза при Тf :

Плотностьгаза при Т0:

Поправка:

/>;

Радиускривизны:

r = dм/2 = 0,057/2 = 0,0287 м.;

Коэффициентконвективной теплоотдачи:

Коэффициентлучистой теплоотдачи:

qл – лучистый тепловой поток в камере сгорания.

Суммарныйкоэффициент теплоотдачи:

α= αл + αк = 2224,73+56687,34 = 58912,068/>

Срез сопла.

Давлениепродуктов сгорания в критическом сечении:

Ркр= 10270 Па;

Температурав основном потоке газа:

Т= 1480 К;

Температураторможения:

Т0= 3660 К;

Средниймолекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,42кг/кмоль;

ТеплоемкостьПС:

Ср= 1650,1 />;

Коэффициентдинамической вязкости:

η= 0,00006452 />

η0= 0,00008 />

Коэффициенттеплопроводности:

λ = 0,1745 />;

Массовыйрасход ПС:

/> кг/сек;

Площадьсреза сопла:

Fа = 0,14233 м2;

Диаметрна срезе сопла: dа = 0,458м.;

Температураповерхности: Тст. = 1600 К;

КритерийПрандтля:

/>;

Определяющаятемпература:

Тf= 0,5ּ(Т+Тст)+0,22ּPr1/3(T0-T) =0,5ּ(1480,3+1600) +0,22ּ0,44971/3(3360-1480)=1990 К;

Коэффициентдинамической вязкости при Тf :

ηf= 0,00006036 />

Плотностьгаза при Тf :

Плотностьгаза при Т0:

Поправка:

/>;

Радиускривизны:

r = dа/2 = 0,5188/2 = 0,2594 м.;

Коэффициентконвективной теплоотдачи:

Коэффициентлучистой теплоотдачи:

Суммарныйкоэффициент теплоотдачи:

α= αл + αк = 25,678+143,641 = 169,32 />

Расчет ТЗП.

1.Переднееднище.

Времяработы двигателя 25 секунд.

Материалстенки: ВТ-14;

Плотность:ρМ = 4510кг/м3;

Прочностьматериала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкостьтитанового сплава: СрМ = 586 />

Теплопроводность:λМ = 16,9 />

Коэффициенттеплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;

Толщинаднища: δдн = 0,00445 м.;

Допустимаятемпература стенки: Тg = 900 К;

Начальнаятемпература материала: Т = 293,15 К;

Материалтеплозащитного покрытия: ZiO2;

Плотность:ρп = 4400 кг/м3;

Теплоемкостьпокрытия: СрП = 733 />

Теплопроводность:λП = 0,72 />

Коэффициенттеплопроводности: />

Коэффициенттеплоотдачи: α = 4168,836 />

Определяемтолщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазонэкслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет последующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурныйсимплекс:

/>;

/>Коэффициентыаппроксимации, при μ = 0,2…20;

/>;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К) 600 650 700 750 800 850 q= 0,8999 0,8836 0,8673 0,8510 0,8347 0,8184 lgq0= 0,0122 С= 0,4000 А= 0,4500 lgq-lgq0= -0,0580 -0,0659 -0,0740 -0,0823 -0,0907 -0,0992 1/М= 0,0036 0,0036 0,0036 0,0036 0,0036 0,0036 δп(м)= 0,0067 0,0061 0,0056 0,0051 0,0048 0,0045

2.Заднееднище.

Времяработы двигателя 25 секунд.

Материалстенки: ВТ-14;

Плотность:ρМ = 4510кг/м3;

Прочностьматериала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкостьтитанового сплава: СрМ = 586 />

Теплопроводность:λМ = 16,9 />

Коэффициенттеплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;

Толщинаднища: δдн = 0,00445 м.;

Допустимаятемпература стенки: Тg = 900 К;

Начальнаятемпература материала: Т = 293,15 К;

Материалтеплозащитного покрытия: ZiO2;

Плотность:ρп = 4400 кг/м3;

Теплоемкостьпокрытия: СрП = 733 />

Теплопроводность:λП = 0,72 />

Коэффициенттеплопроводности: />

Коэффициенттеплоотдачи: α = 4168,836 />

Определяемтолщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Температурныйсимплекс:

/>;

/>Коэффициентыаппроксимации, при μ = 0,2…20;

/>;

3.Критическоесечение.

Времяработы двигателя 18 секунд.

Материалстенки: ВТ-14;

Плотность:ρМ = 4510кг/м3;

Прочностьматериала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкостьтитанового сплава: СрМ = 586 />

Теплопроводность:λМ = 16,9 />

Коэффициенттеплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;

Толщинаднища: δдн = 0,004 м.;

Допустимаятемпература стенки: Тg = 800 К;

Начальнаятемпература материала: Т = 293,15 К;

Материалтеплозащитного покрытия: Углерод (пирографит);

Плотность:ρп = 2200 кг/м3;

Теплоемкостьпокрытия: СрП = 971 />

Теплопроводность:λП = 5 />

Коэффициенттеплопроводности: />

Коэффициенттеплоотдачи: α = 77954,46 />

Определяемтолщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Температурныйсимплекс:

/>;

/>Коэффициентыаппроксимации, при μ = 0,2…20;

/>;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К) 600 650 700 750 800 850 q= 0,8931 0,8756 0,8582 0,8408 0,8233 0,8059 lgq0= 0,0122 С= 0,4000 А= 0,4500 lgq-lgq0= -0,0613 -0,0699 -0,0786 -0,0875 -0,0966 -0,1059 1/М= 0,0049 0,0049 0,0049 0,0049 0,0049 0,0049 δп(м)= 0,0271 0,0250 0,0233 0,0218 0,0205 0,0194

4.Срезсопла.

Времяработы двигателя 18 секунд.

Материалстенки: ВТ-14;

Плотность:ρМ = 4510кг/м3;

Прочностьматериала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкостьтитанового сплава: СрМ = 586 />

Теплопроводность:λМ = 16,9 />

Коэффициенттеплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;

Толщинаднища: δдн = 0,004 м.;

Допустимаятемпература стенки: Тg = 900 К;

Начальнаятемпература материала: Т = 293,15 К;

Материалтеплозащитного покрытия: SiC;

Плотность:ρп = 1700 кг/м3;

Теплоемкостьпокрытия: СрП = 1250 />

Теплопроводность:λП = 4,19 />

Коэффициенттеплопроводности: />

Коэффициенттеплоотдачи: α = 1227,904 />

Определяемтолщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Температурныйсимплекс:

/>;

/>Коэффициентыаппроксимации, при μ = 0,2…20;

/>;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К) 600 650 700 750 800 850 q= 0,7415 0,6994 0,6573 0,6152 0,5731 0,5309 lgq0= 0,0122 С= 0,4000 А= 0,4500 lgq-lgq0= -0,1421 -0,1675 -0,1944 -0,2232 -0,2540 -0,2872 1/М= 0,0037 0,0037 0,0037 0,0037 0,0037 0,0037 δп(м)= 0,0022 0,0014 0,0008 0,0002 0,0002 0,0005

8.Расчет на прочность камеры сгорания.

Свойствоматериала корпуса (обечайки):

Стеклопластик:

σв= 950 МПа;

Е= 39,2ּ103 МПа;

Днища:

Титановыйсплав:

σв= 1000 МПа;

Толщинаобечайки:

δоб= 0,002 м.;

Длина:Lоб. = 1,229м.;

Диаметркамеры сгорания:

Dк = 0,5443 м.; Rк = 0,200 м.;

Толщинаэллиптического днища:

δдн.= 0,002 м.;

Относительнаявеличина вылета крышки:

m= 0,5;

Величинавылета крышки:

b= 0,099 м.;

Напряженияот внутренних сил:

Дляобечайки:

Суммарноенапряжение:

Коэффициентзапаса прочности:

Дляэллиптического днища:

Суммарноенапряжение:

Коэффициентзапаса прочности:

Расчет на устойчивость.

Определяемявляется ли оболочка длинная. Если выполняется условие />, то оболочка считаетсядлинной.

/>-Оболочка считаем длинной;

Критическоевнешнее давление:

Критическоечисло волн:

Устойчивостьот сжатия осевыми силами:

Критическоеосевое усилие:

Критическоенапряжение сжатие:

/>=266907МПА

Устойчивостьпри изгибе обечайки:

Принимаемαс = 0,5.

9. Расчет массы воспламенителя.

Составвоспламенителя:

Горючее:Бор + Алюминий;

Окислитель:PbCrO4 ;

Воспламенительнаходится в петардах.

Воспламенительноеустройство корзинного типа.

Давлениепри котором начинается воспламенение основного заряда

Pкнач.=3500000Па;

Расчетмассы воспламенителя.

Выбираемна 1 м2 горящей по поверхности заряда 0,13 … 0,2 кг. Воспламенительногосостава.

SI, П = 1,26 м2 – начальная площадь поверхностигорения.

mВ = 0,23 кг.

Определяемразмер петард:

dнар = 0,068 м.; dвн. = 0,02 м.;

ρВ= 1640 />

Определяемобъем занимаемый петардами:

Определяемплощадь поперечного сечения:

Определяемдлину воспламенителя:

Определяемчисло петард:

Максимальноечисло шашек может быть до 20 мм. Выбираем 10 мм.

Выбираемчисло петард 14.

Междупетардами помещаются резиновые площадки для уменьшения образование пороховой«пыли». Наличие пороховой «пыли» нежелательно, т.к. она может привести кнестабильной работе воспламенителя и к увеличению полей разбросов егохарактеристик .

10. Описание конструкции.

Корпус двигателя выполнен из стеклопластика, методомспирально-поперечной намотки.

На внутреннюю поверхностькорпуса нанесено ТЗП. Днища корпуса, как переднее, так и заднее –эллиптические, которые при одинаковых параметрах имеет больший объем, чемсферическое днище. В переднем днище располагается воспламенитель корзинноготипа. Горючее: Бор + Алюминий; Окислитель: PbCrO4; Воспламенитель находится в петардах.

РДТТ снабжается поворотным соплом с жидким шарниром,который обеспечивает предельное отклонение +- 4˚.

Сопло состоит изутопленной входной части, жидкого шарнира. Расширяющаяся часть соплапрофилированная (методом Рао). Жидкий шарнир защищен от действия горячих газовтеплозащитным кожухом.

Заряд выполнен из топливамарки Arcadene-253A. Конструкция заряда выполнена таким образом, чтобыобеспечить нейтральный закон горения. Канальная часть заряда имеет форму6-лучевой звезды.

11.Спец. часть проекта. УВТ.

Для управлениядвижения ЛА в соответствии с требуемой траекторией необходимо иметь возможностьизмять величину и направление вектора скорости, а также ориентацию осей ЛА впространстве. С этой целью используются реактивные двигатели и различные органыуправления, действие которых создает необходимые для управления силы и моменты.

Управление ЛАосуществляется с помощью органов управления, построенных с использованиемаэродинамических сил или энергии истекающей струи двигателя. Иногда применяюткомбинированные органы управления, в которых используется аэродинамическая силаи сила истекающей газовой струи.

Одним из наиболеепростых методов управления вектором тяги является поворотное сопло. Здесь соплосоединяется с корпусом двигателя через жидкий шарнир. Данный шарнирпредставляет собой опору и фланцем между которым располагается полостью,заполненной маслом. Полость состоит из корпуса (титанового сплава), самаоболочка состоит из эластомера заполненного жидкостью под давлением. Применениетакого шарнира позволяет отклонять сопло в двух плоскостях (тангажу и рыскания)на 4 (максимум) градуса.

12.Описание ПГС.

Два руль привода 10 питаютсяжидкостью. Вся магистраль от руль приводов до бачка 6 заранее заполненанесжимаемым маслом, вытесняется из бачка газом, из аккумулятора давления.Заправка шарболона 1 происходит через заправочный кран 2. Газ закачивается поддавлением, которое контролируется манометром от заправочной станции.

При подаче сигналасрабатывает пиропатрон пироклапана 3. Газ поступает через понижающий редуктор 4(для поддержания постоянного давления) и разделительную мембрану 5 в бачок снесжимаемым маслом 6. Далее масло поступает на регулятор вектора тяги 7,которая контролируется системой управления и стабилизации летательным аппаратом8. Далее магистраль с маслом разделяется в двух направлениях, к 1-ой и 2-й рульмашинке 10. При получении электрического импульса срабатываетэлектро-жидкостный клапан 9 и масло заполняет полость А руль привода и двигаетего поршень, масло из полости Б дренажируется через ЭЖК 9. Таким образомпроисходит поворот сопла в одну сторону. Если нужно повернуть сопло в другомнаправлении, то электрический импульс поступает на ЭЖК, заполняется полость Б.Дренаж из полости А через ЭЖК 9.

13.Литература.

1.Алемасов В.Е. и др.: «Теорияракетных двигателей», Учебное пособие для студентов высших технич. уч.Заведений./ В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин: Под редакцией В.П.Глушко, М. Машиностроение, 1989 –464с.

2.Ермолаев В.М., Абрамов Ю.Н.,Магсумов Т.М. и др.: «Проектирование двигателей ЛА»,: Уч. Пособие – Казань,КАИ, 1972 – 206с.

3.Ермолаев В.М. «Расчет и проектированиекамер ДЛА», Уч. Пособие – Казань, КАИ, 1983 – 68 с.

4.Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю.«Термодинамические и баллистические основы проектирования РДТТ»: Уч. Пособиедля вузов — М.Машиностроение, 1979 – 392 с.

5.Семенихин П.В., «Выбор оптимальныхпараметров и расчет параметров и массы твердотопливного двигателя» Уч. Пособие– Казань, КАИ. 1988 – 16с.

6.Семенихин П.В., «Расчет параметрови проектирование твердотопливного двигателя », Часть II – Казань, КАИ, 1989 – 20с.

7.Соколов Б.И., Черенков А.С.:«Смесевые тв. Ракетные топлива », Уч. пособие – Казань, КАИ, 1981 – 76с.

8.Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В.,«Конструкция и проектирование РДТТ»: Уч. Пособие для машиностроительных вузов.– М. Машиностроение, 1987- 328 с.

еще рефераты

Еще работы по авиации и космонавтике

Реферат по авиации и космонавтике

Космизм

30 Августа 2013

Реферат по авиации и космонавтике

Космический мусор – угроза безопасности космических полетов

30 Августа 2013

Реферат по авиации и космонавтике

Курсовой проект по несущим конструкциям и механизмам(сопромат)

8 Июня 2015

Реферат по авиации и космонавтике

Марс: красная планета

8 Июня 2015