Реферат: Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя
КУРСОВАЯ РАБОТА
На тему:
«Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя»
Самара 2009
Введение
Целью данной курсовой работы является закрепление теоретических знаний по курсу механике жидкостей и газа.
Идеальный газ поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камерыимеет площадь проходного сечения S. После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью SК. На участке от сечения1 до конечного сечения камеры сгорания К газовый поток получает внешнюю теплоту, эквивалентную теплоте сгорания ракетного топлива.
Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным течением К, узким (наименьшей площади) сечением У, выходным сечением а, площади которых равны SК, SУu Sа. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно рн.
1. Построение профиля канала переменного сечения
Найдем размеры, необходимые для построения профиля сопла:
– длина камеры сгорания:
/>мм;
– длина дозвуковой части сопла
/>мм;
– длина сверхзвуковой части сопла:
/>мм;
– радиус камеры сгорания:
/>мм;
– радиус потока при входе в камеру сгорания:
/>мм;
– радиус выходного сечения сопла:
/>мм;
– величины для построения профиля сопла:
/>мм;
/>мм;
– величины для нахождения характерных сечений:
/>мм;
/>мм;
/>мм;
/>мм;
/>мм.
По найденным размерам строим профиль сопла (рисунок 1 в приложении).
После построения снимаем с чертежа недостающие величины радиусов поперечных сечений, необходимые для расчетов:
/>мм;
/>мм;
/>мм;
/>мм;
/>мм;
/>мм;
/>мм;
/>мм;
/>мм.
Рассчитаем площади этих сечений:
/>м2;
/>м2;
/>м2;
/>м2;
/>м2;
/>м2;
/>м2;
/>м2;
/>м2.
2. Расчет параметров газового потока
2.1 Расчет параметров для сечения ²²и ²k²
Вычислим значение газодинамической функции /> для сечения ²k²:
/>.
По найденному значению /> с помощью математического пакета MathCAD по формуле газодинамической функции /> определяем соответствующие значение />:
/>,
/>.
Находим значения остальных газодинамических функций, числа Маха, температуры, критической скорости, скорости газового потока и скорости звука в газе для сечения ²k² по следующим формулам:
/>
--PAGE_BREAK--/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>,
/>
Запишем преобразованное уравнение количества движения для газа, находящегося в камере сгорания между сечениями ²0² и ²k². С помощью математического пакета MathCAD определяем величину />, учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, то есть />:
/>
Получаем />.
Находим значения газодинамических функций, числа Маха, температуры, критической скорости, скорости газового потока и скорости звука в газе для сечения ²0² по следующим формулам:
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>/>
/>
/>
/>
Вычислим оставшиеся параметры газового потока в сечении «к»:
Запишем преобразованное уравнение неразрывности для сечений «0» и «к» газового потока:
/>МПа.
Остальные параметры вычислим следующим образом:
/>
/>
/>
/>
/>кг/с.
Аналогично рассчитаем значения этих же параметров газового потока для сечения «1».
Для сечения «2» определяем методом подбора величину /> из решения уравнения количества движения для газа, учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, т.е. />
/>
/>
где
/>
Принимаем />
Рассчитаем значения газодинамических функций и параметров по аналогии с расчетами для сечения «1».
Параметры для сечений «3», «у», «4», «5», «а» определим по аналогии учитывая, что в сечении 3 /> в сечении «у» />, в сечениях «4», «5», «а» />
Полученные значения приведены в таблице 1 (см. Приложение)
2.2 Расчет параметров для сечения «2» – «a»
Рассчитаем параметры потока со скачком уплотнения в выходном сечении сопла.
Сначала вычислим значение />:
/>
Соответствующее ему q:
/>
Расчет остальных параметров проведем по аналогии с сечением «а». Нужно иметь ввиду, что в прямом скачке уплотнения Т* не изменяется, р* и ρ* скачкообразно уменьшаются.
/>МПа.
Все вычисления сведем в таблицу 1 (см. Приложение)
Аналогично просчитаем и заполним таблицу 2 (см. Приложение)
2.3 Расчет значений для таблиц 3,4
/>;
/>;
/>;
/>.
/>.
/>.
продолжение--PAGE_BREAK--
Некоторые вычисления:
/>;
/>кН;
/>МПа;
/>кН;
/>кН;
/>кН;
/>кН;
/>кН;
/>кН;
/>кН.
По результатам расчетов (таблицы 1–4) в форме графиков, выполняется построение расчетных зависимостей (рисунок 2–7, см. Приложение).
Заключение
В данной работе был произведен расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя.
По исходным даннымдля живых сечений газового потока, 1, k, 2, 3, у, 4, 5 и а были рассчитаны газодинамические функции, параметры торможения, а также рассчитаны варианты идеального газового потока со скачком уплотнения в 5,4, выходном сечениях и с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующим дозвуковымтечением газа по соплу. По расчетов были построены графики изменения параметров газового потока по длине камеры ракетного двигателя.
В конце работы были определены силы воздействия потока на камеру и тяга камеры при различных вариантах газового потока.
Список источников
Абрамович Г.Н. «Прикладная газовая динамика», 4-е издание. М.: Наука, 1976 г., 888 с.
Лекции по механике жидкостей и газов.
В.А. Курочкин, А.С. Наталевич, А.М. Цыганов «Методические указания к курсовой работе по газовой динамике», Самара: СГАУ, 1994 г.
Приложение
Результаты расчета параметров газового потока, варианты 3, 4, 5
Варианты
1 – 3
3
1 – 4
4
1 – 5
5
Сечения
5
5за
а
4
4за
5
а
у
4
5
а
r,мм
98.23
98.23
119.07
74.88
74.88
98.23
119.07
63
74.88
98.23
119.07
S,мм2
30313.6
30313.6
44540.4
17614.9
17614.9
30313.6
44540.4
12468.9
17614.9
30313.6
44540.4
q(λ)
0.411
0.764
0.52
0.708
0.838
0.487
0.331
1
0.708
0.411
0.28
λ
1.797
0.556
0.347
1.523
0.657
0.322
0.214
1
0.499
0.269
0.18
τ(λ)
0.462
0.948
0.98
0.613
0.928
0.983
0.992
0.833
0.959
0.988
0.995
π(λ)
0.067
0.831
0.932
0.181
0.77
0.941
продолжение--PAGE_BREAK----PAGE_BREAK----PAGE_BREAK--
30.554
30.554
30.554
30.554
30.554
Рк-у, кН
-21.748
-21.748
-21.748
-21.748
-21.748
Ру-а, кН
10.464
9.821
29.546
70.276
90.61
Р0-а, кН
19.27
18.627
38.352
79.082
99.416
Рвнутр, кН
59.224
58.581
78.306
119.036
139.97
Рнар, кН
-4.899
-48.95
-68.904
-112.954
-134.824
Р, кН
54.324
9.632
9.402
6.081
5.146
/>
Рисунок 1 – Схема камеры ракетного двигателя
/>
Рисунок 2 – Изменение температуры газа по длине камеры ракетного двигателя
/>
Рисунок 3 – Изменение давления газа по длине камеры ракетного двигателя
/>
Рисунок 4 – Изменение плотности газа по длине камеры ракетного двигателя
/>
Рисунок 5 – Изменение скорости газового потока по длине камеры ракетного двигателя