Реферат: Проектирование ракетного двигателя первой ступени двухступенчатой баллистической ракеты
Омский государственный техническийуниверситет
Кафедра «Авиа- и ракетостроение»
Специальность 160302 – Ракетныедвигатели
Курсовая работа
по дисциплине «Теория, расчет ипроектирование РД»
Проектирование твердотопливногоракетного двигателя первой ступени двухступенчатой баллистической ракеты
Омск, 2006
Аннотация
В данном курсовом проектеразработана двигательная установка одноступенчатой баллистической ракетыдальнего действия с основными параметрами:
- Дальность полета= 5500 км;
- Масса ступени =34291 кг;
- Масса ГЧ = 1900кг;
- Тяга ступени =710 кН;
- Время работы ДУ =137 c;
- Диаметр ракеты =1.9 м;
- Длина ракеты = 15.32 м;
- Топливо О2ж+НДМГ.
Курсовой проект состоитиз пояснительной записки и графической части.
В данной пояснительнойзаписке приведены проектировочные, тепловые, газодинамические, массовые иоценочные расчеты.
Записка состоит из 59листов, содержит 26 рисунков и 7 таблиц. Также к записке прилагается задание накурсовой проект. Библиографический список содержит 14 публикаций.
Графическая часть выполненана трех листах формата А1.
Содержание
Введение
Выбор основных параметров двигательной установки
Выбор прототипа
Выбор количества камер сгорания
Выбор схемы ракетного двигателя и системы подачи топлива
Управление вектором тяги
Схема крепления двигательной установки на ракете
Размещение турбонасосного агрегата на двигательной установке
Регулирование тяги двигательной установки по величине
Характеристика топлива Выбор давления в камере сгорания и насрезе сопла
Системы зажигания жидкостных ракетных двигателей
Компоновочная схема ракеты в первом приближении
1. Тепловой расчетОписание конструкции КС по прототипу двигателя РД – 119
2. Определениепотребного объема КС
3. Расчет продольныхразмеров КС двигателя
4. Профилированиесопла
4.1 Профилирование входа в сопло с прямолинейным участком
4.2 Профилирование параболического сопла графическим методом
5. Описаниеконструкции насоса окислителя по прототипу насоса двигателя РД
6. Расчетцентробежного насоса ЖРД
6.1 Основные параметры насоса
6.2 Размеры и параметры входа на колесо
6.3 Размеры и параметры выхода из колеса
6.4 Расчет центробежного насоса на кавитацию
6.5 Профилирование элементов конструкции насоса
6.5.1 Профилирование колеса в меридиональном сечении
6.5.2 Профилирование лопаток колеса
6.5.3 Профилирование подвода насоса
6.5.4 Профилирование отвода насоса
7. Расчетимпеллерного уплотнения вала
8. Описаниеконструкции турбины по прототипу турбины двигателя РД – 219
9. Расчет турбиныЖРД
9.1 Определение потребного расхода газа через турбину
Заключение
Список используемой литературы
Приложение 1. Расчет траектории управляемой БР
Приложение 2. Расчет коэффициента избытка окислителя.
Введение
Толчком к развитиюракетной техники явилось открытие дымных порохов, состоящих из калийнойселитры, серы и угля.
Массовое применение РДТТв военной технике началось несколько ранее, чем применение ДУ на жидкомтопливе. И в настоящее время в военной технике главенствующее место занимаютРДТТ, а в космической технике РДТТ успешно конкурируют с ЖРД. Такая тенденцияобусловлена рядом факторов, присущих твердотопливным ДУ.
Безусловно, одним изглавных достоинств РДТТ следует считать относительную простоту устройства.Действительно, ведь самые первые РДТТ имели примитивную конструкцию, легкореализуемую даже на технологическом уровне средневековья.
Сравнение с ЖРД позволяетотметить такие преимущества конструкции РДТТ:
1. высокая надежность, т.к. из-заотсутствия топливных баков, системы подачи;
2. незначительное время для подготовкиракеты к пуску из-за отсутствия заправки;
3. высокая компактность ДУ и меньшиегабариты;
4. отсутствуют узлы транспортировкикомпонентов топлива из баков в камеру сгорания (трубопроводы, пневмо- игидроклапаны);
5. отсутствуют элементы дляпринудительной подачи топлива в камеру (элементы вытеснительной системы,турбонасосные агрегаты, форсунки и т.д.);
6. невелико (а в ряде конструкций ивовсе отсутствует) число подвижных узлов;
7. нетоксичность твердого топлива вэксплуатации.
Относительная простотаустройства РДТТ влечет за собой и облегчение вопросов, связанных сэксплуатацией ракет и пусковых установок, в которых используется РДТТ.Действительно, в связи с небольшим числом узлов в РДТТ требуется небольшойобъем трудозатрат на проведение регламентных работ по проверкеработоспособностей двигателей в период хранения и при подготовке к старту.
Особенно привлекательнойдля военной техники является высокая готовность оружия с РДТТ к использованию.
Важным качеством работыРДТТ является их высокая надежность. По отдельным статистическим сведениямпосле истечения гарантийного срока хранения ДУ вероятность их безотказногосрабатывания составляет более 98%. В гарантийный период работа РДТТ выше 99%.
Среди других факторов, вкоторых проявляются преимущества РДТТ по сравнению с ДУ на жидком топливе,необходимо отметить следующие:
· в большинствеслучаев при решении одной и той же тактической или стратегической задачистоимость ракетного комплекса с РДТТ существенно ниже стоимости комплекса сЖРД;
· массовыехарактеристики современных РДТТ, в том числе и коэффициент их массовогосовершенства, превосходят аналогичные показатели для ЖРД.
Однако достоинств РДТТнедостаточно для того, чтобы сделать эти ДУ единственно приемлемыми и самымирациональными как в народном хозяйстве, так и в военной технике. Как и любойтехнический объект, РДТТ имеют определенные недостатки, что заставляетодновременно развивать ДУ и других классов. Следует отметить следующиенедостатки РДТТ:
1. относительноневысокие значения удельного импульса ДУ на твердом топливе;
2. сложностьрегулирования тяги РДТТ по величине и по направлению;
3. трудностьповторного запуска РДТТ;
4. технологическиетрудности изготовления топливных зарядов больших масс и габаритов;
5. высокаячувствительность заряда к дефектам, таким как: пустоты и трещины заряда, атакже чувствительность заряда к температуре и влажности окружающей среды;
6. отдельныеэксплуатационные трудности;
7. отдельныеконструктивные трудности.
Подводя итог, можно, темне менее, отметить, что достоинства РДТТ обусловили их широкое внедрение впрактику. Развитие твердотопливной техники будет продолжаться и в дальнейшем,что обусловлено рядом положительных качеств с РДТТ по сравнению с ракетами сЖРД.
Классификация РДТТ
Ракетные двигатели натвердом топливе могут резко отличаться друг от друга:
· по назначению
· по числу камерсгорания;
· по способууправления величиной и направлением вектора тяги
1) управляемые;
2) неуправляемые;
· по форме КС;
· по способукрепления заряда к камере;
· по типу сопла;
· по числу запусков
1) однократногодействия;
2) многократногодействия.
По назначению РДТТ можноразделить на следующие классы:
1. РДТТ ракет,предназначенных для доставки полезного груза с одного места поверхности земногошара в другое, подразделяющиеся в зависимости от дальности действия наследующие группы:
· РДТТ ракетближнего действия;
· РДТТ тактическихракет;
· РДТТ управляемыхи неуправляемых противотанковых ракет;
· РДТТ ракетсредней дальности;
· РДТТ ракетдальнего действия, к которым относятся РДТТ межконтинентальных ракет;
· Разгонные имаршевые РДТТ для крылатых ракет.
2. РДТТ ракет,предназначенных для доставки полезного груза с поверхности земного шара воколоземное пространство, подразделяющиеся в зависимости от непосредственногоназначения на следующие группы:
· РДТТ зенитныхракет;
· РДТТ антиракет.
3. РДТТ ракет,устанавливаемых на летательных аппаратах и предназначенных для поражениявоздушных целей;
4. РДТТ ракет,устанавливаемых на летательных аппаратах и предназначенных для поражения целей,расположенных на поверхности земного шара или под водой;
5. РДТТ ракет,устанавливаемых на надводных кораблях и предназначенных для поражения подводныхцелей;
6. РДТТ,используемые в качестве стартовых ускорителей;
7. РДТТ, служащиедля резкого увеличения скорости летательного аппарата на траектории или дляпроведения маневра;
8. индивидуальныйРДТТ, служащий для передвижения или маневрирования человека над поверхностьюземли или в условиях космоса;
9. РДТТвспомогательного назначения:
· пороховыеаккумуляторы давления (ПАД);
· бортовыеисточники питания (БИП);
· рулевыедвигатели;
· РДТТ дляускорения разделения ступеней составных ракет;
· тормозные РДТТ,обеспечивающие, в частности, мягкую посадку летательного аппарата;
· корректирующиеРДТТ, служащие для исправления скорости и направления полета космическогокорабля при отклонении от расчетной траектории;
· РДТТ системыориентации и стабилизации летательного аппарата;
10. РДТТ ракет,предназначенных для космических кораблей.
Кроме того, ракеты с РДТТиспользуются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбы с градом,бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.
Разнообразие областейприменения и выполняемых задач способствовало разработке большого числаразличных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми,временными и другими характеристиками.
Целью данной курсовойработы является разработка РДТТ, предназначенная для первой ступенидвухступенчатой баллистической ракеты.
1. Выборосновных параметров ДУ
1.1 Выбор типа зарядаРДТТ
Заряд твердого топливаявляется одним из основных узлов двигателя. Поскольку весь запас топлива РДТТсосредоточен в заряде, то им определяются энергетические характеристикидвигательной установки и баллистические возможности ракеты. В любом РДТТтопливный заряд является носителем тепловой энергии и источником образованиярабочего тела – продуктов сгорания.
В зависимости от способаформирования заряда в камере сгорания различают двигатели:
- с вкладнымзарядом;
- со скрепленнымзарядом.
Вкладной заряд (одна илинесколько прессованных шашек) свободно, но компактно устанавливается в камерусгорания и удерживается от осевого смещения установленным со стороны сопловогоблока специальным устройством. Для зарядов ТТ всестороннего горения в качестветаких устройств используются диафрагмы (решетки), для зарядов ТТ сбронированной внешней поверхностью – опорно-герметизирующий узел.Опорно-герметизирующий узел служит как для фиксирования заряда ТТ в камересгорания, так и для обеспечения застойной зоны (рис.1).
/>
Рис.1. Схема РДТТ свкладным зарядом ТТ:
1 – бронирующеепокрытие; 2 – корпус; 3 – заряд ТТ; 4 – воспламенительное устройство; 5 –сопловое днище; 6 – раструб сопла; 7 – вкладыш (графитовый); 8 – застойнаязона;9 – опорно-герметизирующий узел.
Достоинства вкладногозаряда:
1. возможностьконтроля заряда при хранении;
2. возможностьзамены заряда при повреждении.
Недостатки:
1. вес двигателявыше, чем со скрепленным зарядом, т.к. требуется более значительный слойтеплозащитного покрытия;
2. наличиедополнительных устройств, фиксирующих заряд;
3. низкийкоэффициент заполнения;
4. контакт горящихгазов со стенками камеры сгорания.
Как правило, вкладнаясхема применяется для двигателей относительной небольших размеров с небольшимвременем работы – для двигателей вспомогательного назначения и тактическихракет, а также для газогенераторов различного назначения.
Скрепленный зарядформируется в камеру сгорания непосредственно свободным литьем или литьем поддавлением, что обеспечивает его фиксированное положение и изоляцию корпуса отвоздействия высокотемпературных продуктов сгорания. В этом случае заряд ТТвыполняет функцию теплозащиты. Скрепление заряда ТТ с корпусом достигается впроцессе заливки топлива и последующей его полимеризации с помощьюзащитно-крепящего (специальное клееобразное вещество) слоя, который наноситсяна внутреннюю поверхность камеры сгорания перед заливкой.
/>
Рис.2. Схема двигателячетырехсопловой конструкции с жесткоскрепленным корпусом камеры сгораниязарядом ТТ:
1 – воспламенительноеустройство; 2 – переднее днище; 3 – корпус двигателя;4 – защитно-крепящий слой;5 – заряд ТТ; 6 – сопловое днище; 7 – сопло.
Достоинства скрепленногозаряда:
1. предохранениестенок камеры сгорания от прогара;
2. более простаяконфигурация;
3. более эффективноиспользует объем камеры сгорания;
4. увеличиваетсяпрочность и жесткость РДТТ;
5. упрощеннаятехнология заряда;
6. уменьшаетсявозможность появления трещин.
Недостатки:
1. невозможностьконтроля заряда при хранении;
2. невозможностьзамены заряда при повреждении.
Скрепленные зарядыприменяют в основном для крупногабаритных РДТТ маршевых ступеней баллистическихракет и ускорителей мощных ракетоносителей, в том числе многократногоиспользования.
Вкладные зарядыизготавливаются из баллиститного или смесевого топлива, а скрепленные – толькоиз смесевого топлива. Это необходимо учесть при выборе топлива.
Учитывая выше изложенныедостоинства и недостатки, и т.к. проектируемый двигатель является маршевым иимеет большие габариты, целесообразно применить заряд скрепленного типа.
1.2 Выбор формы заряда
Конструкция заряда РДТТдолжна удовлетворять требованиям, выдвигаемым техническим заданием на двигательи заряд. В частности, конструкция заряда должна обеспечить:
- требуемыйхарактер изменения давления в камере сгорания;
- нормальноефункционирование при запуске и стабильное горение на основном режиме работыдвигателя;
- максимальныйкоэффициент объемного заполнения камеры сгорания топливом;
- заданное времядвигателя на основном режиме и на участке спада давления;
- допустимыеотклонения площади поверхности горения и времени работы двигателя отноминальных значений;
- минимальноеколичество остатков топлив, догорающих на нерасчетном режиме;
- максимальнуюзащиту корпуса двигателя от воздействия продуктов сгорания;
- равномерный входпродуктов сгорания в сопловые аппараты.
Перечисленные вышетребования могут удовлетворять несколько конструктивных форм наиболее частоприменяемых на практике зарядов ТТ:
1. в виде шашки –моноблока с различным числом кольцевых канавок и уступах на торцах – бесщелевые.Такие заряды просты в изготовлении, в них отсутствуют несимметричные участки.Бесщелевые заряды – моноблоки позволяют обеспечить плавно изменяющуюсяповерхность горения, максимальное отклонение которой от ее среднего значения непревышает 2…5 %. Такие заряды могут быть созданы при относительной длинепорядка 2,5..4. Заряды бесщелевой конструкции применяются обычно в двигателях,работающих несколько десятков секунд. Они могут быть как прочноскрепленными скорпусом двигателя, так и вкладными.
2. с пропилами содной или с другой стороны шашки – щелевые. Применении таких зарядов позволяетсоздать конструкции, обеспечивающие заданный закон изменения поверхностидавления в широком диапазоне давления. Эти заряды могут быть как вкладными, таки скрепленными с корпусом двигателя. Время работы двигателя, имеющего щелевыезаряды, достигает нескольких десятков секунд.
Недостатком этих зарядовявляется то, что они обладают плохой термостабильностью: при низких температураху оснований щелей возникают несимметричные участки концентраций напряжений,которые могут привести к растрескиванию заряда.
3. секционные,состоящие из двух или нескольких шашек, каждая из которых может иметь конусы,выточки, уступы – секционный бесщелевой. Заряды данного типа совмещают в себеэлементы конструкции как бесщелевых, так и щелевых зарядов, поэтому достоинстваи недостатки, присущие первым двум типам зарядов, присущи и секционным.
Принцип секционированияцелесообразно применять для мощных РДТТ, главным образом из соображенийоблегчения производства и транспоритировки.
4. созвездообразными, конусными или ступенчатыми щелями – это все заряды, имеющиеканал. Применение этих зарядов позволяет практически обеспечивать заданныйзакон изменения поверхности горения при любых относительных длинах. Заряды созвездообразным каналом требуют меньшей теплозащиты корпуса двигателя, чем,например, щелевые. Однако, время работы двигателя с таким зарядом намногоменьше. Недостатком данного типа заряда является также наличие участков наповерхности канала с повышенной концентрацией напряжений.
5. телескопические имногошашечные заряды всестороннего горения. Как правило, эти виды зарядовприменяют в двигателях малых калибров с небольшим временем работы. Все типызарядов имеют простейшие конструктивные формы. Однако, двигателя с такимизарядами имеют низкий коэффициент массового совершенства.
6. торцевые – зарядыторцевого горения. Применяются как в виде моноблоков, так и полиблоков.Двигатели с такими зарядами имеют высокий коэффициент заполнения камерысгорания топливом, большее время работы, а их тяга, как правило, невелика из-занебольшой поверхности и скорости горения топлива.
7. сферическиезаряды. Применяются в особых случаях, т.е., когда требуется создать двигатель сминимальной массой конструкции и длиной. Сферические заряды могут быть каквкладными, так и прочноскрепленными с корпусом двигателя.
Т.к. заряд щелевого типаявляется основным типом для маршевых двигателей и удовлетворяет всемнеобходимым требованиям, его применение будет наиболее оптимальным припроектировании данного двигателя.
/>
Рис.3. Схема щелевогозаряда ТТ
1.3 Выбор типа топлива
При выборе типа топлива иего марки существенными представляются характеристики, которые оказываютвлияние на энергетичность и внутрибаллистические параметры РДТТ, наэксплуатационные параметры, а также характеристики, устанавливаемыепроизводством.
Современные твердыетоплива по химическому составу и физической структуре подразделяются на двегруппы:
1. баллиститные(двухосновные);
2. смесевые.
Под баллиститнымитопливами понимают твердые растворы нитратов целлюлозы в специальныхрастворителях с небольшим количеством добавок. Основой топлива являетсянитроклетчатка – продукт нитрации целлюлозы. В чистом виде в качестве топливанитроклетчатка не может быть использована из-за ее пористо-волокнистойструктуры, которая вызывает объемное горение вещества, обычно переходящее вдетонацию (взрыв). Исключение детонации достигается обработкой нитроклетчаткималолетучим растворителем – вторым компонентом ТРТ (например, нитроглицерином);в результате получают пластифицированную (желатинообразную) массу. Последующейобработкой этой массе придают требуемые термопрочность и форму.
Заряды из баллиститныхтоплив изготавливаются путем прессования. Основной метод в настоящее время –метод проходного прессования. Отливка топливных зарядов непосредственно вкамеру или в специальные формы сопряжена с трудностями вследствие низкихлитейных свойств двухосновных порохов.
Основные характеристикибаллиститных топлив:
удельный импульс…………………….2000…2500 м/с
температура продуктовсгорания …….2500…3200 К
плотность…………………………………1600…1700 />
адиабата продуктовсгорания …………………1,2…1,25
допустимые рабочиедавления …не менее /> Па
полное теплосодержание…………….../>Дж/кг
Важным шагом в развитииракетной техники явилось создание смесевых топлив. Они представляют собоймеханические смеси из минеральных окислителей и органических горюче-связующихвеществ. В качестве окислителя в современных ТРТ наибольшее применение получилперхлорат аммония />. В качестве горюче-связующихвеществ – полиэфирные, фенольные, эпоксидные смолы, пластмассы, синтетическиекаучуки. Большинство смесевых ТРТ разработано на основе полиуретановогокаучука.
Смесевые топлива хорошоотливаются. Формирование заряда производится непосредственно в корпуседвигателя или в специальной изложнице методом свободного литья или литьем поддавлением.
Смесевые топливапозволяют создавать весьма большие по размерам двигатели, причем, их снаряжениевозможно непосредственно на стартовой позиции.
Основные характеристикисмесевых топлив:
удельный импульс………………………….2500…3200 м/с
температура продуктовсгорания ………….2800…3800 К
плотность ………………..…………………1600…1950/>
адиабата продуктовсгорания ……………..1,05…1,20
допустимые рабочиедавления ………….…не менее /> Па
полное теплосодержание………………….../>Дж/кг
скорость горения ……………..……………/>м/с
Т.к. для выбранного типазаряда – скрепленного – применяются только смесевые топлива, выбираем именноего.
Параметры выбранноготоплива:
Удельный импульс />/>;
Потери удельного импульса/>;
Плотность топлива />/>;
Температура горениятоплива />/>;
Газовая постоянная />/>;
Модуль упругости />/>;
Коэффициент Пуассона />;
Показатель адиабаты />;
Предел прочности />/>.
1.4 Выбор давления вкамере сгорания и на срезе сопла
Давление /> в камере сгоранияявляется наиважнейшим параметром РДТТ, определяющим устойчивость его работы иосновные характеристики, связанные с эффективностью ЛА. Как показываетстатистика, рациональные значения давления /> лежат в диапазоне 4 … 15 МПа.
Увеличение давления вкамере сгорания при постоянном давлении на срезе сопла ведет к увеличению тягии удельного импульса. Масса конструкции РДТТ также зависит от давления в камересгорания – чем выше давление />, тем больше масса конструкциидвигателя.
Минимальное давление, гарантирующееустойчивое горение топлива, составляет />/> и задается характеристикамитоплива.
Согласно рекомендациямдавление в камере сгорания:
/>/> - для первой ступени;
/>/> - для второй ступени;
/>/> - для третьей ступени.
Окончательно принимаемдля первой ступени баллистической ракеты />/>.
При полете ракеты сработающим двигателем высота полета сильно изменяется и, следовательно, вшироких пределах изменяется атмосферное давление.
Правильный выбор давленияна срезе сопла заключается в том, чтобы при этом давлении ракета получиланаибольшую скорость в конце активного участка траектории и, следовательно,максимальную дальность при всех равных прочих условиях.
Согласно рекомендациямдавление на срезе сопла:
/> - для первой ступени;
/> - для второй ступени;
/> - для третьей ступени.
Окончательно принимаем: />/>.
2. Расчет РДТТ
2.1 Проектированиесопла
Сопло является оченьважным элементом любого ракетного двигателя. Оно во многом определяет всехарактеристики ракеты, поскольку именно в нем потенциальная энергия горячихгазов превращается в кинетическую энергию истекающей струи газов, которая исоздает тягу.
Исходные данные:
Давление в камере />/>;
Давление на срезе сопла />/>;
Длина образующихконических участков сопла/>/>;
Угол раскрытия сопла/>;
Угол на срезе сопла/>;
Время работы РДТТ/>/>;
Тяга РДТТ/>/>;
Удельный импульс топлива/>/>;
Потери удельного импульса/>;
Газовая постоянная/>/>;
Температура горениятоплива/>/>;
Показатель адиабатыпродуктов сгорания/>.
Порядок расчета:
Безразмерная скоростьгаза на срезе идеального сопла
/>,
где />коэффициент межфазовогоэнергообмена продуктов сгорания при их движении по сопловому тракту
/>;
/>показатель изоэнтропы расширения длясмесевого топлива с металлическими добавками
/>;
/>отношение температуры твердыхчастиц к статической температуре продуктов
сгорания. Принимаем />;
/>коэффициент, учитывающий потери натрение, />.Принимаем
/>;
/>отношение скорости частиц твердойфазы к скорости газа, принимаем />;
/>отношение расхода частицконденсированной фазы к расходу газовой среды,
принимаем /> ;
/>относительная удельнаятеплоемкость продуктов сгорания, принимаем />.
Коэффициент истечения
/>/>,
где />/>ускорение свободного падения.
Площадь критическогосечения сопла
/>/>,
где />приход газов
/>/>;
/>масса заряда РДТТ
/>/>;
/>/>переводной коэффициент;
/>коэффициент тепловых потерь. ДляРДТТ с термоизоляцией />.
Принимаем />.
Диаметр критическогосечения сопла
/>/>.
Коэффициент реактивногоидеального сопла
/>.
Коэффициент реактивностиреального сопла
/>,
где />коэффициент, учитывающийпотери энергии от диссипативных сил. Принимаем
/>;
/>коэффициент, учитывающий потери отрадиального расширения газа в сопле.
Принимаем />.
Безразмерная скоростьпотока на срезе сопла
/>.
Безразмерная скоростьпотока в критическом сечении сопла
/>.
Потребное уширение сопла
/>,
где
/>.
Площадь выходного сечениясопла
/>/>.
Диаметр выходного сечениясопла
/>/>.
Длина диффузора сопловоготракта
/>/>.
Параметры для построениясверхзвуковой части сопла
/>
/>/>.
/>
/>/>.
/>.
/>/>/>.
Длина сверхзвуковой частисопла
/>
/>/>.
/>
Рис.4. Расчетная схемасопла РДТТ.
/>
Рис.5. Схема сопла
2.2 Расчетоптимального давления в камере сгорания
Давление в камересгорания
/>/>,
где
/>/>/>;
/>;
/>;
/>;
/>.
/>коэффициент использования камерысгорания. />
/>
/>
2.3 Расчет щелевогозаряда РДТТ
Заряд щелевого типа имеетцилиндрическую форму, внутренний канал диаметром />, четыре щели (пропила) шириной />, высотой />, расположенныев сопловой части заряда. По длине заряд делится на три части, а именно:цилиндрическую (/>), переходную (/>) и щелевую (/>).
Исходные данные:
Число щелей />;
Вид топлива смесевое;
Плотность топлива />/>;
Скорость горения топлива
Скорость горения топливазависит от состава топлива, давления в КС, начальной температуры заряда.
/>,
где />степенной закон дляопределения скорости. Определяется в зависимости от
топлива. Для применяемоготипа смесевого топлива степенной закон имеет
следующий вид: />
в этой формуле давление /> берется в атм.;
/>температурный коэффициент. Длясмесевых топлив />.
Принимаем />;
/>при />,
/>при />,
/>начальная температура заряда.Принимаем />.
/>/>/>.
Принимаем />/>.
Удельный импульс тяги сучетом потерь
/>/>.
Порядок расчета:
Относительная толщинасвода заряда />. Принимаем />.
Толщина свода заряда
/>/>.
Наружный диаметр заряда
/>/>.
Диаметр канала
/>/>.
Ширина щелей
/>/>.
Масса топлива РДТТ
/>/>.
Объем топлива
/>/>.
Средняя поверхностьгорения
/>/>.
Диаметр камеры сгорания
/>/>,
где />плотность заряжания.Принимаем />;
/>. Принимаем />.
Длина переходного участкаРДТТ
/>/>.
Длина цилиндрическогоучастка РДТТ
/>/>.
Общая длина заряда
/>/>,
где />коэффициент, учитывающийналичие щелей.
Длина щелевой частизаряда
/>/>.
Площадь поверхностивнутреннего канала
/>/>.
Площадь поверхности торцазаряда
/>/>.
Площадь поверхностипереходной части заряда
/>
/>/>.
Периметр щелевой частизаряда
/>/>.
Размеры щелей.
Высота щели
/>/>.
Размер перемычки
/>/>.
Запас на ТЗП, ЗКС иобечайку
/>/>.
/>условие выполняется.
/>
2.4 Расчетхарактеристик прогрессивности щелевого заряда
Процесс газообразования вкамере ракетного двигателя определяется скоростью горения твердого топлива,зависящей от его состава, и поверхностью горения заряда, определяемой егогеометрическими параметрами. При горении твердого топлива данного составадавление в камере двигателя определяется в основном отношением поверхностигорения топлива к площади критического сечения сопла, а при неизменномкритическом сечении – площадью горящей поверхности заряда. Если горящаяповерхность возрастает, то горение называется прогрессивным (прогрессивнаяформа заряда). Характеристикой поверхности заряда /> называется отношение горящейповерхности заряда /> к начальной величине этойповерхности />.
Выбор формы заряда долженобеспечивать характер изменения давления, а следовательно, и тяги во времени всоответствии с требуемыми характеристиками ЛА.
Исходные данные:
Наружный радиус заряда />/>;
Радиус канала />/>;
Полная длина заряда />/>;
Длина щелевой части />/>;
Половина ширины щели />/>.
Порядок расчета:
Углы /> и /> в начальный моментгорения
/>;
/>.
/>
Рис. 8. Секторщелевого заряда
Полная начальная площадьгорения заряда
/>/>/>/>.
Начальный объем заряда
/>
/>
/>
/>/>.
Граничное значениепараметра />,при котором исчезает дуговая часть периметра канала щелевой части
/> />/>.
Максимальное значениепараметра />
/>/>.
Поскольку />, то по окончаниигорения дуговая часть периметра канала щелевой части не исчезнет и всегда />.
Текущая площадьповерхности горения
/>
/>;
Текущий объем заряда
/>
/>
где />; />; />.
Вычисляем характеристикипрогрессивности заряда /> и /> для значений /> и />, при условии, что />,
где />; />; />/>; />/>.
Данные расчета сведем втаблицу 1.
/>, />
0,07 0,14 0,21 0,28 0,35 0,42/>
1,146 6,263 10,564 14,25 17,458 20,284 22,799/>
2,866 13,887 21,51 27,203 31,668 35,294 38,316/>, />
9,799 10,285 10,639 10,852 10,925 10,857 10,649/>, />
3,846 3,308 2,714 2,076 1,405 0,71/>
1 1,05 1,086 1,108 1,115 1,108 1,087/>
0,14 0,294 0,46 0,635 0,815 12.5 Расчет звездчатогозаряда
Звездчатые заряды нашлиочень широкое применении в современных двигателях твердого топлива, благодаряотработанной технологии изготовления и высокому коэффициенту внутреннегозаполнения, однако, звездчатые заряды имеют дегрессивные остатки топлива,которые можно устранить профилированием внутренней поверхности камеры сгоранияи применением вкладышей из легких материалов. Также по сравнению с щелевымизарядами они дают меньшее время работы, а также наличие участков с повышеннойконцентрацией напряжений.
Исходные данные:
Тяга двигателя />/>;
Ускорение свободногопадения />/>;
Время работы двигателя />/>;
Диаметр заряда />/>;
Марка топлива ПАЛ-18/7;
Плотность топлива />/>;
Температура горениятоплива />/>;
Скорость горения топлива />/>;
Масса топлива />/>;
Удельный импульс тяги сучетом потерь />/>;
Газовая постоянная />/>;
Давление в камересгорания />/>.
Порядок расчета:
Величина скоростигорения, которую можно допустить в канале заряда, исходя из условия отсутствияэрозионного горения
/>/>,
где />/>удельный вес топлива;
/>/>приведенная сила топлива.
Площадь канала приотсутствии эрозионного горения
/>/>,
где />/>вес топлива;
/>коэффициент тепловых потерь.
Потребный коэффициентзаполнения поперечного сечения КС
/>,
где />/>площадь КС.
Потребное значениеотносительной толщины свода заряда
/>.
По графику зависимости /> подбираемчисло лучей /> итип заряда, обеспечивающий потребный коэффициент заполнения. Выбираемзвездчатый заряд со скругленными углами и />.
По графикам /> и /> определяемхарактеристику прогрессивности горения заряда /> и коэффициент дегрессивнодогорающих остатков />.
/>
/>.
Длина заряда
/>/>.
Угол раскрытия лучей
/>.
Радиус скругления />/>.
Принимаем />/>.
По таблице определяемзначения углов
/>;
/>, из конструктивных соображенийпринимаем />
Толщина свода заряда
/>/>.
Относительная длина заряда
/>.
/>
Рис.9. Звездообразныйзаряд со скругленными углами.
2.6 Расчет напрочность корпуса РДТТ
Расчет позволяетопределить толщину элементов корпуса, находящихся под давлением газов в камересгорания. Необходимо, чтобы корпус был прочным и имел минимальную массу истоимость.
Исходные данные:
Давление в камересгорания />/>;
Внутренний диаметр камеры/>/>;
Материал обечайки камеры 28ХСНМВФА(СП-28);
Предел прочности /> />;
Модуль упругости />/>.
Порядок расчета:
Толщина металлическойобечайки корпуса
/>/>,
где />коэффициент запасапрочности;
/>временное сопротивление материалаобечайки с учетом нагрева.
/>/>.
/>коэффициент, учитывающий снижениепрочности при нагреве (принимаем, что температура обечайки не превышает />), />.
Принимаем />.
/>максимально возможное давление вКС РДТТ при максимальной температуре эксплуатации заряда
/>/>.
/>максимальное расчетное давление вКС РДТТ;
/>коэффициент, учитывающий разброспо давлению и скорости горения заряда,
/>.
Принимаем />/>.
Расчет силовойоболочки сопловой крышки
Толщина сопловой крышки РДТТ
/>/>,
где />запас прочности сопловойкрышки;
/>коэффициент, определяющий высотуднища по отношению к диаметру/>;
/>предел прочности материаласопловой крышки.
Для сопловой крышкипринимаем тот же материал, что и для обечайки.
Принимаем />/>.
Расчет переднего днища
Исходные данные:
Внутренний диаметр камеры/>/>;
Диаметр заряда />/>;
Материал днища 28ХСНМВФА(СП-28);
Предел прочности /> />;
Диаметр отверстия подфланец />/>.
Порядок расчета:
Толщина днища
/>,
где />коэффициент, учитывающийснижение прочности днища от отверстия под воспламенитель,
/>.
Наиболее нагруженнымиявляются точки стыка цилиндрической обечайки корпуса РДТТ и днища, а такжеднища и воспламенителя.
Главные радиусы кривизны /> и /> для выбранныхрасчетных точек (рис.10)
/>
Рис.10. Расчетнаясхема.
Точка 1. Угол /> в точке 1
/>,
где />текущий радиус;
/>/>радиус отверстия под воспламенитель;
/> большая полуось эллиптическогоднища
/>/>;
/>малая полуось эллиптического днища
/>/>.
Главные радиусы кривизныв точке 1
/>/>;
/>/>.
Толщина днища в точке 1
/>/>.
Принимаем />/>.
Точка 2.
Угол /> в точке 2, когда />/>, />.
Главные радиусы кривизныв точке 2
/>/>;
/>/>.
Толщина днища в точке 2
/>/>.
Принимаем />/>.
3. Расчеттеплозащитных покрытий РДТТ, выполненного по схеме «кокон»
3.1. Расчет тепловыхпотоков в элементах РДТТ
Исходные данные:
Диаметр камеры сгорания />/>;
Диаметр входа в сопло />/>;
Диаметр критики сопла />/>;
Температура продуктовсгорания в камере />/>;
Расход газа через сопло />/>.
Расчет тепловогопотока у переднего днища
Коэффициент конвективнойтеплопередачи
/>/>,
где />/>коэффициент тепловодностипродуктов сгорания;
/>коэффициент вязкости продуктовсгорания. В первом приближении принимаем
/>/>;
/>коэффициент объемного расширенияпродуктов сгорания. Для смесевых топлив
/>/>. Принимаем />/>;
/>/>температура поверхноститеплообмена. Принимаем />/>;
/>ускорение полета летательногоаппарата. В первом приближении принимаем
/>/>.
Суммарный коэффициенттеплопередачи
/>/>,
где />/>коэффициент теплопередачиизлучением.
Суммарный тепловой потокот газа к поверхности переднего днища
/>/>.
Расчет тепловогопотока в стенку камеры сгорания и сопловой крышки
Коэффициент конвективнойтеплопередачи
/>/>,
где />теплоемкость продуктовсгорания. />/>,
/>/>. Принимаем />/>.
Суммарный коэффициенттеплопередачи
/>/>.
Суммарный тепловой потокот газа в стенку камеры сгорания и сопловой крышки
/>/>.
Расчет тепловыхпотоков в стенку сопла
Коэффициент теплопередачипо сечениям сопла
Сечение на входе в сопло
/>/>,
Сечение в критике сопла
/>/>,
Сечение сверхзвуковойчасти сопла />
/>/>,
Сечение сверхзвуковойчасти сопла />
/>/>,
Суммарный коэффициенттеплопередачи
Для сечения на входе всопло
/>/>.
Для сечения в критикесопла
/>/>.
Для сечения />
/>/>.
Для сечения />
/>/>.
Суммарный тепловой потокот газа в стенку сопла
Для дозвуковой частисопла
/>/>.
Для критики сопла
/>/>,
где />температура газа в критическомсечении сопла. Для критики расчет /> проводится
с помощью таблицгазодинамических функций. В первом приближении можно принять />/>.
Для сверхзвуковой частисопла
/>/>;
/>/>,
где />температура газа всоответствующих сечениях сопла (1, 2). /> также определяется расчетом спомощью таблиц газодинамических функций. В первом приближении можно принять />/>;
/>/>.
3.2 Расчеттеплозащитного покрытия двигателя
Исходные данные:
Время работы РДТТ />/>;
Температура продуктовсгорания />/>;
Начальная температураматериала />/>;
Толщина стенки: переднегоднища />/>;
корпуса обечайки />/>;
сопловой крышки />/>;
Коэффициенттеплопередачи: переднее днище />/>;
обечайка корпуса исопловая крышка />/>;
Материал переднего днища,сопловой крышки
и обечайки корпуса 28ХСНМВФА(СП-28);
Плотность />/>;
Удельная теплоемкость />/>;
Допустимая температуранагрева />/>;
Расчет толщинытеплозащитного покрытия переднего днища
Для переднего днища,работающего в условиях высоких температур, но небольших скоростей движениягазов (/>/>), применяемфенольно-каучуковый материал БК – 31 – эластичное резиноподобное покрытие.
Теплофизическиехарактеристики БК – 31:
Плотность />/>;
Удельная теплоемкость />/>;
Коэффициенттеплопроводности />/>.
/>/>/>/>,
где />; /> коэффициентыаппроксимации;
/>константа аппроксимации;
/>относительный параметр,
/>/>;
/>коэффициент аппроксимации,
/>/>;
/>температурный симплекс(безразмерная температура),
/>.
Принимаем толщину ТЗПпереднего днища />/>.
Расчет толщины ТЗПобечайки корпуса и сопловой крышки
Для обечайки корпуса исопловой крышки, работающих в условиях высоких температур и скоростей движениягазов (W до 300 м/с), применим слоистыйматериал на основе стекловолокна АГ – 4В, имеющий следующие теплофизическиесвойства:
Плотность />/>;
Удельная теплоемкость />/>;
Коэффициенттеплопроводности />/>.
/>/>/>/>,
где />относительный параметр,
/>/>;
/>коэффициент аппроксимации ТЗП,
/>/>;
/>температурный симплекс(безразмерная температура),
/>.
Принимаем толщину ТЗПоболочки корпуса и сопловой крышки />/>.
Расчет длины теплоизолируемойчасти камеры сгорания
/>/>,
где />/>длина цилиндрической части заряда(рис.7);
/>коэффициент заполненияцилиндрической части камеры сгорания
/>;
/>для скрепленного заряда;
/>;
/>относительная толщина сводазаряда.
Расчет теплозащитногопокрытия сопла
Исходные данные:
Толщина стенки: входногораструба сопла />/>;
выходного раструба сопла />/>;
Коэффициенттеплопередачи:
воротника сопла />/>;
сопловой вкладыш вкритике />/>;
сверхзвуковой раструбсопла />/>;
/>/>;
Материал входногораструба сопла 28ХСНМВФА (СП-28);
плотность />/>;
удельная теплоемкость />/>;
допустимая температуранагрева />/>;
Материал выходногораструба сопла 30ХГСА;
плотность />/>;
удельная теплоемкость />/>;
допустимая температуранагрева />/>;
Расчет толщинытеплозащитного покрытия воротника
Для воротника применяем слоистыйматериал на основе стекловолокна АГ – 4В:
Плотность />/>;
Удельная теплоемкость />/>;
Коэффициенттеплопроводности />/>.
Расчет толщины ТЗПворотника проводим аналогично расчету толщины ТЗП камеры РДТТ. Считаем, чтоматериал воротника работает как пассивное ТЗП.
/>
/>/>/>,
где />; /> коэффициентыаппроксимации;
/>константа аппроксимации;
/>относительный параметр,
/>/>;
/>коэффициент аппроксимации ТЗП,
/>/>;
/>температурный симплекс(безразмерная температура),
/>.
Принимаем толщину ТЗПворотника />/> (в радиальномнаправлении).
Расчет теплозащитногопокрытия вкладыша сопла
Для вкладыша соплаприменяем материал повышенной жаропрочности и жаростойкости, высокой эрозионнойстойкости: пирографит, имеющий следующие теплофизические свойства:
Плотность />/>;
Удельная теплоемкость />/>;
Коэффициенттеплопроводности />/>.
/>
/>/>/>,
где
/>/>;
/>/>;
/>,
/>/>температура газа в критическомсечении.
Принимаем толщину ТЗП воротника/>/>.
Расчет толщинытеплозащитного покрытия выходного раструба сопла
Для выходного раструбасопла применяем слоистый материал на основе стекловолокна АГ – 4В:
Плотность />/>;
Удельная теплоемкость />/>;
Коэффициенттеплопроводности />/>.
Для сечения сопла />
/>
/>/>/>,
где
/>/>;
/>,
/>/>температура газа в сечении сопла />.
Для сечения сопла />
/>
/>/>/>,
где
/>,
/>/>температура газа в сечении сопла />.
Принимаем толщину ТЗПвыходного раструба сопла />/>; />/>.
Литература
1. Гречух Л.И., Гречух И.Н.Проектирование РДТТ. Учебное пособие по курсовому и дипломному проектированию.Омск, 2003.
2. Гречух Л.И., Гречух И.Н. Конструкцияи проектирование РДТТ. Учебное пособие по курсовому и дипломному проектированию.Омск, 2003.
3. Алиев А.М., Липанов А.М.Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. – М.: Машиностроение,1995. 400с.
4. Ерохин Б.Т. Теория внутрикамерныхпроцессов и проектирование РДТТ. – М.: Машиностроение, 1991. 560с.
5. Голубев И.С., Самарин А.В.Проектирование конструкций летательных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1991.512с.
6. Расчет теплозащитных покрытий РДТТ.Методические указания к курсовому и дипломному проектированию по дисциплине«Ракетные двигатели». Омск, 2004. 27с.