Проектирование ракетного двигателя на твердом топливе

Тип работы:
Курсовая
Предмет:
Производство и технологии


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

Задание

«Проектирование ракетного двигателя на твердом топливе»

1. Средняя величина тяги двигателя, Pср … … … … … … 765 кН.

2. Время работы двигателя, … … … … … … … 63 с.

3. Давление в камере сгорания двигателя, рк … … … … 8. 75 МПа.

4. Давление на срезе сопла, рс … … … … … … 0. 080 МПа.

5. Наружный диаметр двигателя, D … … … … … … 1. 880 м.

6. Прототип: «Трайдент II» (ступень — II).

Содержание

Введение

1. Расчет основных параметров РДТТ

1.1 Выбор ТРТ и его характеристики

1.2 Расчет параметров ТРТ

2. Выбор формы заряда РДТТ и расчет его основных характеристик

3. Расчет характеристик воспламенителя

4. Расчет основных характеристик соплового блока

5. Профилирование сопла

6. Расчет изменения газового потока по длине сопла

7. Конструкторская проработка РДТТ

7.1 Расчет элементов конструкции РДДТ

7.2 Теплозащитное покрытие корпуса и днища

7.3 Оценка толщины бронирующего покрытия

7.4 Система управления вектором тяги

7.5 Система отсечки тяги

7.6 Описание работы ступени

7.7 Оценочный расчёт массы корпуса

Заключение

Литература

Введение

Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкое распространение. Из опубликованных данных следует, что более 90% существующих и вновь разрабатываемых ракет оснащаются двигателями твердого топлива. Этому способствует такие основные достоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Наряду с перечисленными достоинствами ракетные двигатели твердого топлива обладают рядом существенных недостатков: зависимостью скорости горения твердого ракетного топлива (ТРТ) от начальной температуры топливного заряда; относительно низким значением удельного импульса твердого ракетного топлива; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.

Ракетный двигатель на твердом топливе применяется во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно-хозяйственных целях: для борьбы с градом, зондирования высоких слоев атмосферы и т. д.

Разнообразие областей применения и выполняемых задач способствовало разработке большого числа различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками.

Ракетный двигатель в общем случае состоит из корпуса, заряда ТРТ, соплового блока, исполнительных органов системы управления вектором тяги, системы запуска, узлов отсечки тяги, узлов аварийного выключения.

Особенностью конструкции РДТТ является то, что весь запас топлива одной ступени располагается в камере сгорания двигателя, стенки камеры сгорания и сопла не охлаждаемые; корпус двигателя является несущим, на нем монтируется элементы конструкции и узлы стыковки отсеков перемещающегося аппарата.

Заряд твердого ракетного топлива является источником энергии РДТТ. Он представляет блок определенной формы и размеров, размещенный в камере сгорания двигателя. Размеры и форма заряда при горении должны обеспечивать заданное время работы, значение секундного расхода и изменения тяги двигателя по времени.

Заряд ТРТ делают вкладным либо скрепленным со стенками камеры.

Цель данной работы — разработать двигатель на основе заданного прототипа и улучшить его характеристики. Необходимо подобрать топливо, рассчитать основные параметры РДТТ, спрофилировать сопло, подобрать материалы камеры сгорания, сопла, бронирующего и теплозащитного покрытия, разработать конструктивно-компоновочную схему РДТТ, описать работу двигателя.

Разработка двигателя строится на стремлении минимизировать вес конструкции, габаритные размеры, обеспечить надежность работы и уменьшить стоимость конструкции.

1. Расчет основных параметров РДТТ

1.1 Выбор ТРТ и его характеристики

Применяемые в РДТТ топлива являются унитарными, содержащими в своём составе горючие, окислительные и другие компоненты. По физической структуре твердые ракетные топлива (ТРТ) делят на два основных класса: гомогенные (двухосновные) и гетерогенные (смесевые). Выбор ракетного топлива производится исходя из предъявляемых к нему требований. Комплекс требований к ТРТ чаще всего определяется необходимостью создания ракеты с высокой надежностью, минимальными габаритными размерами и стартовой массой при заданных величинах массы полезного груза и дальности полета.

Требования, предъявляемые к ТРТ:

— обеспечение высокого удельного импульса, что достигается большой температурой горения топлива и низкой молекулярной массой продуктов сгорания;

— высокая плотность топлива;

— надежное воспламенение и стабильное горение во всем заданном диапазоне температур и давлений, а также низкая зависимость от начальной температуры;

— хорошие механические свойства;

— высокая химическая и физическая стабильность свойств;

— не токсичность;

— другие специфические требования.

Анализируя топлива представленные в литературе, выбирается подходящее топливо, исходя из предъявляемых требований.

В данном случае выбираем смесевое топливо ARCIT-373D, характеристики которого указаны в табл.1.

Таблица 1. Характеристики топлива ARCIT-373D

Характеристики топлива

Величина

Удельный импульс, Iуд ст

2532 м/с

Скорость горения (p0к = 7 МПа), U0

8,91М10−3 м/с

Плотность,

1770 кг/м3

Показатель процесса, k

1,12

Показатель скорости горения,

0,22

Температура горения, T0

3324 К

Молекулярная масса продуктов сгорания, п.с.

28,7

1.2 Расчет параметров ТРТ

Действительный удельный импульс найдется из выражения:

,

м/с.

Секундный массовый расход:

,

кг/с.

Площадь горения, необходимая для обеспечения заданного расхода:

,

где скорость горения топлива

,

м/с,

тогда

м2.

Свободная площадь горения

м2,

где =100 — коэффициент Победоносцева.

Свободный диаметр

,

м.

Свод заряда

,

где Дтзп — толщина теплозащитного покрытия. Примем Дтзп = 0,01 м;

Дст — толщина стенки. Примем Дст = 0,01 м.

м.

Время сгорания заряда

,

с.

Полученное время сгорания подтверждает возможность использования данного топлива.

Масса заряда

,

кг.

Уточненный свод заряда

,

м.

Подкорректированный свободный диаметр

,

м.

2. Выбор формы заряда РДТТ и расчет его основных характеристик

Определим соотношения

,

.

Исходя из данных соотношений, выбираем канально-щелевой вкладной заряд.

Диаметр заряда

,

м.

Площадь поперечного сечения цилиндрической части заряда

,

м2.

Общая длина заряда

,

где kL =1,03…1,06 — коэффициент, учитывающий объем, занимаемый щелями.

м.

Длина цилиндрической части

,

м.

Длина щелевой части

,

м.

Периметр щелевой части заряда

,

м.

Примем количество щелей n =9 и ширину b =0,33 м.

Длина щели

,

м.

Площадь горения

,

м2

Площадь горения, вычисленная в пункте 1. 2, совпадает с найденной площадью (погрешность 0,999%). Требуемое условие выполнено.

Рис. 1. Геометрия заряда ТРТ

3. Расчет характеристик воспламенителя

В качестве воспламенителя выберем пиротехнический состав (NaNO3 и Mg).

Масса воспламенителя

,

где pв = 0,14М106 Па — давление, необходимое для воспламенения основного заряда;

Tв = 3324 К — температура, необходимая для устойчивого горения основного заряда;

Rв = 295- газовая постоянная продуктов сгорания воспламенителя;

z = 0,5 — доля конденсированной фазы в продукте сгорания;

Vсв — свободный объем основного заряда.

,

м3,

кг.

4. Расчет основных характеристик соплового блока

Минимальное сечение сопла

,

где = 0,95 — коэффициент, определяющий потери энергии в камере сгорания,

= 0,95 — коэффициент расхода;

 — температура в камере сгорания;

B — коэффициент истечения;

R — газовая постоянная продуктов сгорания.

,

К.

,

.

,

.

м2.

Диаметр минимального сечения сопла

,

м.

Степень расширения сопла

,

.

Площадь на срезе сопла

,

м2.

Диаметр на срезе сопла

,

м.

Критическая скорость продуктов сгорания

,

м/с.

5. Профилирование сопла

Относительный диаметр сопла

,

.

Зададимся углом раскрытия сопла.

По таблицам находим значения, .

Длина сверхзвуковой части

,

м.

Рис. 2. Построение профиля сопла методом парабол

Диаметр входного сечения сопла выбирается из следующего соотношения.

6. Расчет изменения газового потока по длине сопла

Расчет произведем по следующим соотношениям

,

,

,

,

.

По построенному профилю сопла имеем:

Lс, м

0,000

0,315

1,000

1,400

2,000

2,194

d, м

0,222

0,620

1,210

1,460

1,750

1,826

Тогда

F, м2

0,039

0,302

1,15

1,674

2,405

2,619

q (л)

1,000

0,128

0,034

0,023

0,016

0,015

л

1,000

0,079

2,444

0,021

2,800

0,014

2,890

0,010

2,960

0,0925

2,9700

Подставляя л, находим

ф (л)

0,962

0,770

0,698

0,679

0,663

0,661

р (л)

0,581

0,021

0,004

0,003

0,002

0,002

е (л)

0,615

0,032

0,008

0,005

0,003

0,003

U

1018

2487

2850

2941

3012

3023

Рис. 3. Графики распределения параметров газа по длине сверхзвуковой части сопла

(ф(л) = tau (л), р(л) = pi (л), е(л) = E (л), U = W (л))

7. Конструкторская проработка РДТТ

7.1 Расчет элементов конструкции РДДТ

Основным несущим элементом РДТТ является обечайка. С точки зрения проектирования и расчета на прочность обечайка рассматривается как тонкая осесимметричная оболочка. Обечайки корпусов делятся по форме на: цилиндрические, конические и сферические; а по наличию сварных швов на: сварные и бесшовные.

В настоящее время широко распространено изготовление обечаек из волокнистых композиционных материалов. Одна из главных специфических особенностей таких материалов заключается в окончательном образовании материала одновременно с завершением изготовления конструкции.

В данном РДТТ для изготовления обечайки применятся метод продольно-поперечной намотки. Исходя из известного соотношения между напряжениями в кольцевом сечении и в сечении вдоль образующей, равного 1: 2, намотка слоев на оправку производится в следующей последовательности: на два слоя окружных лент наносится один слой продольных лент. Полное соответствие ориентации и количества стеклолент при продольно-поперечной намотке направлениям и величинам действующих в оболочке напряжений, а также предельно плотная укладка стеклолент позволяют реализовать самую высокую прочность по сравнению с оболочками, полученными другими способами намотки.

В качестве материала для изготовления обечайки берется органоволокно «Кевлар». Это стойкое к воздействию химических веществ волокно обладает также на 20−30% большей, чем стекловолокно, сопротивляемостью к поверхностным повреждениям, хорошими электроизоляционными и теплоизоляционными свойствами, и не теряет прочности до температуры 290 °C. Предел прочности волокна: 1 ГПа.

Толщина стенки от действия внутрикамерного давления для данной намотки

,

где допустимое напряжение

,

= 1 ГПа — предельно допустимое напряжение;

n = 1,5 — запас прочности.

м.

В задачу проектирования днищ РДТТ входит определение выгодной формы и толщины стенки. Металлические днища изготовляются штамповкой или раскаткой. Обычно днища выполняются с одинаковой по всей поверхности толщиной. Днища могут быть выполнены заодно с корпусом или отдельно. К оптимальным можно отнести днища, которые при достаточно большом внутреннем объеме удовлетворяют требованиям минимальной массы при условии обеспечения лучшей компоновки с соединяющимся с двигателем отсеком ракеты.

Из данных соображений выбирается эллиптическое днище, которое получило наибольшее распространение.

Толщина днища

,

где отношение.

м.

7.2 Теплозащитное покрытие корпуса и днища

В качестве теплозащитных покрытий все шире применяются эластичные, сравнительно легкие материалы на основе каучуков и совмещенных связующих. При выборе ТЗП для внутренней защиты камеры сгорания двигателя существенное значение имеют ее габаритные размеры и условия работы. К ТЗП предъявляют следующие требования: возможно более высокая температура разрушения, повышенная устойчивость к термической и термоокислительной деструкции и газовой эрозии, химическая стойкость относительно различных сред, низкая тепло- и температуропроводность, высокая теплоемкость, низкая плотность, надежная адгезия, как к металлическим поверхностям, так и к заряду ТРТ.

Для защиты корпуса и днищ РДТТ берется ТЗП на основе каучуков, которое обладает большой эластичностью, низкой температуропроводностью, сравнительно низкой плотностью, стабильными теплофизическими свойствами, технологичностью нанесения, то есть отвечает большинству требований. Существенным недостатком является низкая эрозионная стойкость при больших скоростях потока, однако, в местах нанесения покрытия скорости потока невелики.

Из аналога выбирается толщина ТЗП: = 0,007 м.

7.3 Оценка толщины бронирующего покрытия

Бронирующие покрытия наносятся на те поверхности заряда ТРТ, горение которых исключается из процесса горения в течение заданного времени работы двигателя. К бронирующим покрытиям предъявляются следующие требования:

— хорошая адгезия с топливным зарядом;

— химическая и физическая стабильность в течении всего срока хранения топливного заряда;

— низкая теплопроводность и плотность;

— технологичность нанесения;

— не дефицитность.

Для смесевых топлив обычно применяют каучук, поэтому в качестве бронепокрытия выбран хлоропреновый каучук. Толщина покрытия выбирается исходя из условия нагрева поверхностного слоя топлива, находящегося в контакте с бронепокрытием. Температура нагрева не должна превышать температуры вспышки топлива.

Исходя из допущений, что унос покрытия за все время работы двигателя отсутствует, а количество тепла, поглощенное топливом, мало по сравнению с количеством тепла, поглощенным покрытием, толщина оценивается по формуле:

,

где = 0,1926 Вт/м•К — теплопроводность покрытия;

= 1,32•103 кг/м3 — плотность покрытия;

= 2,09•103 Дж/К — теплоемкость покрытия;

Т0 = 293 К — начальная температура заряда;

Тг = 3385 К — температура горения ТРТ;

Тдоп< 900 К — допустимая температура в месте контакта ТРТ и БП.

м.

7.4 Система управления вектором тяги

В качестве узла регулирования выберем качающееся сопло, это обусловлено тем, что эта схема довольно проста, имеет относительно небольшую массу рулевых органов, высокое быстродействие, относительно небольшие потери удельного импульса тяги, величины осевой тяги. К недостаткам относят: трудности производства узлов уплотнения в окрестностях крепления подвижной и неподвижной частях, невозможно регулирование по крену.

Регулировать поворот сопла будем с помощью 4-х рулевых машинок.

Рис. 4. Схема качающегося сопла

7.5 Система отсечки тяги

В камере сгорания РДТТ, где размещено топливо, прекращение работы двигателя можно обеспечить только погасив горящее топливо. Это обеспечивается с помощью понижения давления в камере сгорания посредством открытия дополнительных отверстий, либо с помощью впрыска в камеру сгорания воды или порошкового хладагента.

Выберем способ понижения давления в виду того, что он позволяет использовать сопла противотяги, необходимые для уменьшения тяги двигателя и тем самым предотвращает столкновение отделившейся 1-ой ступени со 2-ой.

Расчёт диаметра сопла противотяги:

где n — количество сопел противотяги, — угол наклона сопла противотяги относительно центральной оси двигателя.

Рис. 5. Сопло противотяги

7.6 Описание работы ступени

По команде «Пуск» на пиропатрон подается сигнал, происходит возгорание воспламенителя. Образовывающиеся продукты сгорания распространяются по всему объему камеры сгорания, воспламеняя шашку ТРТ. При достижении номинального давления продуктов сгорания в камере выбивается заглушка. Истекая, продукты сгорания создают необходимую тягу двигателя. Управление вектором тяги осуществляется с помощью рулевых машинок. После полного выгорания заряда (через 64 секунды после подачи сигнала на пиропатрон) осуществляется открытие сопел противотяги и происходит отделение ступени.

7.7 Оценочный расчёт массы корпуса

Оценочный расчёт массы корпуса определим по следующим приближённым зависимостям:

где F — площадь миделя, L -длина двигателя, — плотность топлива, D — диаметр миделя, e — диаметр свода.

Следовательно:

Рис. 6. Компоновочная схема

1-обечайка, 2-теплозащитное покрытие, 3-заряд ТРТ, 4-днище, 5-воспламенитель, 6-вкладыш, 7-сопло, 8-бронирующие покрытие, 9-гидроцилиндр, 10-сопло противотяги

Заключение

ракетный топливо двигатель сопло

В результате работы был спроектирован двигатель на твердом топливе (рассчитаны основные характеристики и размеры двигателя), прототипом для которого послужила вторая ступень ракеты Трайдент-2.

Двигатель несколько не соответствует своему прототипу, что обуславливается разным выбором топлива, и других схем при проектировании.

Данные, полученные в данной работе, приближенно отображают реальный процесс, происходящий в камере сгорания реального ракетного двигателя. Это связано с тем, что используются эмпирические зависимости для вычисления необходимых характеристик.

В целом расчет хорошо отображает реальный процесс и отображает основное свойство ракетного двигателя — возможность получения направленного движения потока частиц в результате горения смеси топлива.

Литература

1. Липанов А. М., Алиев А. В. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1995. — 400 с.

2. Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе. /Под редакцией Л. Н. Лаврова — М.: Машиностроение, 1993. — 215 с.

3. Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов высших технических учебных заведений/ В. Е. Алемасов, А. Ф. Дрегалин, А. П. Тишин; под редакцией В. П. Глушко. — М.: Машиностроение. 1989. — 464 с.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой