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


еще рефераты
Еще работы по физике