Расчет параметров идеального газового потока в камере ракетного двигателя

Тип работы:
Курсовая
Предмет:
Физика


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

Курсовая работа

по дисциплине «Механика жидкостей и газов»

«Расчёт параметров идеального газового потока в камере ракетного двигателя»

ЗАДАНИЕ

Рассчитать параметры идеального газового потока в камере ракетного двигателя при заданном давлении p0 на входе в камеру сгорания (прямая задача) и давлении pa на выходе из сопла (обратная задача), равном стандартному атмосферному давлению при 0 °C.

Таблица 1 — Исходные данные

Параметры

Значения

Показатель адиабаты

Удельная газовая постоянная

Давление в газовом потоке в сечении 0 камеры сгорания

Температура торможения газового потока при втекании в камеру сгорания

Температура торможения газового потока перед соплом

Радиус узкого сечения сопла

Отношение площади сечения 0 к площади сечения k камеры сгорания,

Отношение радиуса сечения k камеры сгорания к радиусу узкого сечения сопла,

Отношение радиуса выходного сечения к радиусу узкого сечения сопла,

Отношение длины сверхзвуковой части сопла к радиусу узкого сечения сопла,

Полуугол раскрытия сверхзвуковой части сопла в узком сечении

Полуугол раскрытия сверхзвуковой части сопла в выходном сечении

РЕФЕРАТ

газовый ракетный двигатель

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, КАМЕРА СГОРАНИЯ, СВЕРХЗВУКОВОЕ СОПЛО, ГАЗОВЫЙ ПОТОК, ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ, РАСЧЁТНЫЙ РЕЖИМ, НЕРАСЧЁТНЫЙ РЕЖИМ, ЖИВОЕ СЕЧЕНИЕ, РАСХОД, ПРЯМОЙ СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ, ИМПУЛЬС ГАЗОВОГО ПОТОКА, СИЛЫ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ.

Газовый поток поступает в камеру ракетного двигателя через сопло с начальным сечением 0, проходит узкое сечение у и покидает камеру через выходное сечение a, площади которых равны соответственно S0, Sу, и Sa. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно pH = pa (исходная постановка задачи). В данной курсовой работе будут представлены расчёты обратной задачи в случае, когда pН = 101 325 Па.

В курсовой работе выполнены расчёты геометрических параметров камеры ракетного двигателя и параметров идеального газового потока в различных сечениях по длине камеры ракетного двигателя на пяти режимах. Схема камеры представлена в приложении А, результаты вычислений сведены в таблицах в приложении Б, а так же построены графики изменения основных величин (см. приложение В).

Все построения и непосредственные вычисления осуществлялись в программах «Компас» (в режиме «черчения») и MathCAD, а так же вручную.

СОДЕРЖАНИЕ

Условные обозначения и индексы

Введение

1. Допущения для расчётов

2. Рассчитываемые варианты газового потока

3. Построение профиля камеры сгорания

4. Расчёт параметров газового потока. Обратная задача

5. Определение значений полных импульсов для вариантов 1−5 в сечениях 0, k, y, a

6. Расчёт значений сил и тяги для вариантов 1−5 в сечениях 0, k, y, a

Заключение

Список использованных источников

Приложение А

Приложение Б

Приложение В

Условные обозначения и индексы

0, 1, к, 2, 3, у, 4, 5, а — живые сечения камеры ракетного двигателя

r — радиус сечения, мм

S — площадь живых сечений, мм2

л, q, р, ф, е, f — газодинамические функции

p* - давление торможения газового потока, Па

p — давление газового потока, Па

pH — давление окружающей среды, Па

с* - плотность торможения газового потока, кг/м3

с — плотность газового потока, кг/м3

T* - температура торможения газового потока, К

T — температура газового потока, К

М — число Маха

a — скорость звука, м/с

c — скорость газового потока, м/с

G — расход газа, кг/с

уП — коэффициент изменения давления торможения в прямом скачке уплотнения

уТ — коэффициент изменения давления торможения при передаче потоку внешней теплоты

ув.р. — коэффициент изменения давления торможения при внезапном

расширении газового потока

Ф — импульс газового потока, кН

P0-к — сила воздействия газового потока на камеру сгорания, кН

Pк-у — сила воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла, кН

Pу-а — сила воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла, кН

P0-а — сила воздействия газового потока на камеру в целом, кН

Pвнутр. — внутренняя составляющая тяги камеры, кН

Pнар. — наружная составляющая тяги камеры, кН

P — тяга ракетного двигателя, кН

ВВЕДЕНИЕ

Камера ракетного двигателя состоит из камеры сгорания и выходного устройства. Главным элементом выходного устройства является сопло, которое служит для расширения газа в целях увеличения кинетической энергии газовой струи. Формой сопла, наиболее целесообразной для данного типа двигателя, является сужающе-расширяющееся сопло. Данная форма сопла позволяет получить сверхзвуковую скорость истечения. Наиболее распространённым сверхзвуковым соплом является сопло Лаваля.

Сопло Лаваля имеет два участка канала: сужающийся (дозвуковой) и расширяющийся (сверхзвуковой). На границе этих двух участков находится минимальное проходное сечение сопла, которое называется критическим. При течении газа в пределах дозвукового участка происходит ускорение газового потока до скорости звука, при этом объём газа увеличивается медленнее, чем скорость. При течении газа в пределах сверхзвукового участка газовый поток приобретает сверхзвуковую скорость, при этом сверхзвуковому потоку свойственно более резкое увеличение объема, чем скорости.

Расчётный режим сопла Лаваля соответствует равенству давления на срезе сопла и наружного давления. При большом значении имеет место недорасширение газа, а при малом значении — перерасширение. В обоих нерасчётных случаях имеют место значительные потери тяги. Чтобы их избежать, необходимо регулировать критическое и выходное сечение сопла Лаваля, что сопряжено с серьёзными техническими трудностями.

Идеальный газовый поток поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь живого сечения. После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью. На участке от сечения 1 до конечного сечения камеры сгорания k к газовому потоку подводится тепловая энергия, эквивалентная теплоте сгорания ракетного топлива.

Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением k, узким (наименьшей площади) сечением y, выходным сечением a, площади которых равны, ,, соответственно. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно.

В данной работе производится расчёт основных параметров газового потока в камере ракетного двигателя на расчётном и нерасчётных режимах.

1 ДОПУЩЕНИЯ ДЛЯ РАСЧЁТОВ

Газ идеальный, невязкий. Течение газа в камере сплошное, одномерное, стационарное. Газовой поток между сечениями 0 и 1 энергоизолизорованный, между сечениями 1 и k c получением внешней теплоты, течение газа по соплу энергоизолированное. Давление газа на внутреннем торце камеры сгорания в сечении 0 равно давлению в струе газа. Скачок уплотнения в газовом потоке прямой и энергоизолированный. В живых сечениях газового потока расход газа одинаковый. Живые сечения считать плоскими сечениями, нормальными оси потока (оси камеры).

2 РАССЧИТЫВАЕМЫЕ ВАРИАНТЫ ГАЗОВОГО ПОТОКА

В курсовой работе рассчитываются следующие варианты идеального газового потока в камере ракетного двигателя:

1. Газовой поток при сверхзвуковом расчётном истечении газа из сопла (при);

2. Газовой поток со скачком уплотнения в выходном сечении камеры (сопла).

3. Газовой поток со скачком уплотнения в сечении 5;

4. Газовой поток со скачком уплотнения в сечении 4;

5. Газовой поток с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующем дозвуковом течении газа по соплу.

Каждому варианту газового потока соответствуют значения, определяемые по результатам расчётов.

Полученные значения величин газового потока и параметров сведены в таблицы (см. приложение Б).

3 ПОСТРОЕНИЕ ПРОФИЛЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

— длина камеры сгорания

— длина дозвуковой части сопла

— длина сверхзвуковой части сопла

— радиус камеры сгорания

— радиус газового потока при входе в камеру сгорания

— радиус выходного сечения сопла

Профиль дозвуковой части сопла образуется сопряженными дугами двух окружностей с радиусами и. Профиль сверхзвуковой части сопла построен как квадратичная парабола, которая является внутренней огибающей линией для прямых отрезков, соединяющих соответствующие точки сечения отрезков y-y и a-a на 8 равных частей каждый. Отрезки проведены из сечений a и y под углами соответственно (см. приложение А).

По профилю камеры геометрически определяются радиусы промежуточных расчётных сечений 2, 3, 4 и 5:

;

;

;

.

В прямой задаче проведены расчёты газового потока в камере ракетного двигателя со скачками уплотнения и без них. В результате расчётов получены значения основных параметров газового потока, значения скоростей газового потока, величины расхода по сечениям камеры, значения сил взаимодействия потока со стенками камеры и тяга двигателя. Полученные значения сведены в таблицы 1−4 (см. приложение Б).

4 РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА. ОБРАТНАЯ ЗАДАЧА

Как и в случае расчёта прямой задачи проводим численный эксперимент, изучая течение газового потока в камере ракетного двигателя. Давление в газовом потоке на выходе из камеры принимаем стандартному атмосферному давлению, т. е. При этом T; T*; c; р (л); q (л); е (л); = const (из расчётов прямой задачи, см. приложение Б, таблицы 1−4).

В данной задаче производится расчёт p, p*, с, с*, а также расхода газа в потоке, полных импульсов, сил газового потока и тяги в камере ракетного двигателя при заданном давлении газового потока на выходе из камеры.

Вариант 1 (без скачка уплотнения):

где берётся из табл. 2, вар. 1, сечение а;

.

Вариант 2 (скачок уплотнения в сечении а):

где берётся из табл. 2, вар. 2, сечение аза;

, гдеберётся из таблицы 5, вар. 2;

.

Вариант 3 (скачок уплотнения в сечении 5):

где берётся из табл. 3, вар. 3, сечение а;

, где берётся из таблицы 5, вар. 3;

.

Вариант 4 (скачок уплотнения в сечении 4):

где берётся из табл. 3, вар. 4, сечение а;

, гдеберётся из таблицы 5, вар. 4;

.

Вариант 5 (скачок уплотнения в сечении у):

, где берётся из табл. 3, вар. 5, сечение а;

.

Расчёт величин газового потока для варианта 2 (скачок уплотнения в сечении а)

Сечение 0:

.

Сечение k:

.

Сечение 1:

.

Сечение 2:

Сечение 3

Сечение у:

.

Сечение 4:

.

Сечение 5:

.

Сечение а:

.

Сечение аза:

.

5 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЗНАЧЕНИЙ ПОЛНЫХ ИМПУЛЬСОВ ДЛЯ ВАРИАНТОВ 1−5 В СЕЧЕНИЯХ 0, k, y, a

Вариант 1:

Вариант 2:

Вариант 3:

Вариант 4:

Вариант 5:

6 РАСЧЁТ ЗНАЧЕНИЙ СИЛ И ТЯГИ ДЛЯ ВАРИАНТОВ 1−5 В СЕЧЕНИЯХ 0, k, y, a

Вариант 1

;

;

;

;

;

;

.

Вариант 2

;

;

;

;

;

;

.

Вариант 3

;

;

;

;

;

;

.

Вариант 4

;

;

;

;

;

;

.

Вариант 5

;

;

;

;

;

;

.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной работе проведены расчёты газового потока в камере ракетного двигателя на сверхзвуковых и дозвуковых режимах, со скачками уплотнения и без скачков уплотнения.

В результате расчётов получили значения основных параметров газового потока, значения скоростей газового потока, величину расхода по сечениям камеры, значения сил взаимодействия потока со стенками камеры и тягу двигателя.

Проанализируем полученные данные (прямая задача):

1) температура торможения по длине сопла остаётся постоянной для всех вариантов расчёта.

Статическая температура: в 1 варианте уменьшается плавно и достигает минимального значения (Tа = 2118,207К); во 2, 3 и 4 вариантах температура скачкообразно возрастает из-за наличия прямого скачка уплотнения (ПСУ) и приближается к температуре торможения (T* = 3395 К); в 5 варианте температура падает, затем в сечении y начинает расти, приближаясь к температуре торможения;

2) давление торможения по длине сопла остаётся постоянным для 1 и 5 вариантов расчёта. Во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно падает из-за ПСУ, минимальное значение достигается во втором варианте (p* = 6,859 197 МПа).

Статическое давление: в 1 варианте уменьшается плавно и достигает минимума (p = 0,87 216 МПа); во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно возрастает и стремится к давлению торможения; в 5 варианте давление падает, затем в сечении y начинает расти, приближаясь к давлению торможения;

3) плотность торможения по длине сопла остаётся постоянной для 1 и 5 вариантов расчёта. Во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно падает из-за ПСУ; минимальное значение достигается во 2 варианте (с = 1,524 418 кг/м3).

Плотность: во 2, 3 и 4 вариантах скачкообразно возрастает из-за ПСУ и приближается к плотности заторможенного потока; в 5 варианте плотность падает до сечения y, а затем плавно возрастает и приближается к давлению заторможенного потока;

4) скорость потока в 1 варианте плавно увеличивается и достигает максимального значения (c = 2097,12 м/с); во 2, 3 и 4 вариантах скорость убывает скачкообразно из-за наличия ПСУ; в 5 варианте скорость растёт до сечения y, а затем убывает.

Скорость истечения газа из выходного сечения в 1, 2 вариантах остается постоянной, а в 3, 4, 5 вариантах убывает;

5) силы, действующие в канале, остаются постоянными в 1 и 2 вариантах, затем в 3, 4 и 5 вариантах возрастают. Тяга двигателя в 1, 2 вариантах резко убывает, в вариантах 3, 4, 5 убывает плавно.

На основании полученных результатов были построены графические зависимости основных параметров газового потока по длине камеры, изменение скорости газового потока по длине камеры и в выходном сечении, сил взаимодействия и тяги двигателя.

Из полученных графиков видно резкое изменение параметров газового потока на нерасчётных режимах при наличии скачков уплотнения. Нерасчётные режимы являются нежелательными для сверхзвукового сопла.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика, 5-е издание. Часть I. -М. :

Наука, 1991. -597с.

2. Сергель О. С. Прикладная гидрогазодинамика. -М.: Машиностроение, 1981. -374с.

3. Болгарский А. В. Расчёт процессов в камере сгорания и сопле ЖРД. -М.: Высш. школа.

4. Болгарский А. В., Мухачев Г. А., Щукин В. Е. Термодинамика и теплопередача. -М.: Высш. шк., 1991. -400с.

5. Расчёт идеального газового потока в камере ракетного двигателя /В.А. Курочкин, А. С. Наталевич, А. М. Цыганов, А.А. Диденко// Методические указания: -Самара: СГАУ, 2003. -20с.

Приложение А

Рисунок 1 — Расчетная схема сопла

22

Приложение Б

Таблица 2 — Результаты расчёта параметров газового потока с давлением на входе в камеру =18 МПа (варианты 1,2)

Варианты

1 — 5

1 — 4

1 — 3

1 — 2

2

Сечения

0

1

k

2

3

у

4

5

а

аза

r, мм

28,460 499

45

45

36,6

30,984

30

37,58

50,585

57,9

57,9

S, мм2

2544,69

6361,725

6361,725

4208,352

3015,955

2827,433

4436,734

8038,84

10 532

10 532

q (л)

0,325 974

0,131 088

0,444 444

0,671 862

0,937 492

1

0,637 278

0,351 722

0,268 464

0,691 098

л

0,206 062

0,81 517

0,286 088

0,45 909

0,764 728

1

1,659 281

1,990 873

2,102 369

0,475 654

ф (л)

0,996 387

0,999 435

0,993 036

0,982 067

0,95 024

0,914 913

0,765 737

0,662 752

0,62 392

0,980 749

р (л)

0,977 185

0,996 400

0,956 418

0,891 022

0,722 202

0,567 211

0,182 328

0,72 589

0,49 394

0,883 428

е (л)

0,980 729

0,996 964

0,963 125

0,907 293

0,76 002

0,619 962

0,238 108

0,109 527

0,79 166

0,900 768

М

0,197 458

0,77 994

0,274 604

0,443 116

0,750 378

1

1,813 719

2,33 915

2,54 586

0,459 412

Т*, К

318

318

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

Т, К

316,85 109

317,8202

3364,805

3334,117

3226,066

3106,13

2599,679

2250,041

2118,207

3329,644

р*, МПа

18,42 025

18,32 213

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

6,859 197

р, МПа

18

18,25 617

16,88 787

15,73 315

12,75 223

10,1 548

3,219 444

1,281 735

0,87 216

6,59 606

с*, кг/м3

214,45 882

213,3164

19,25 586

19,255 863

19,25 586

19,25 586

19,255 863

19,255 863

19,25 586

7,480 126

с, кг/м3

210,32 588

212,6687

18,54 580

17,470 705

14,634 848

11,93 789

4,584 971

2,109 032

1,524 418

6,73 786

акр, м/с

305,28 686

305,2869

1023,202

997,50 354

997,50 354

997,5035

997,50 354

997,50 354

997,5035

997,5035

л•акр, м/с

62,90 815

24,88 605

290,6561

457,94 366

762,81 897

997,5035

1655,139

1985,903

2097,12

474,4664

а, м/с

318,59 007

319,0769

1050,584

1033,463

1016,579

997,5035

912,5664

848,98 477

823,7375

1032,77

M•a, м/с

62,90 815

24,88 605

290,6561

457,94 366

762,81 897

997,5035

1655,139

1985,903

2097,12

474,4664

G, кг/с

33,669 334

33,66 933

33,66 933

33,669 334

33,669 334

33,66 933

33,669 334

33,669 334

33,66 933

33,66 933

с•с•S, кг/с

33,669 334

33,66 933

33,66 933

33,669 334

33,669 334

33,66 933

33,669 334

33,669 334

33,66 933

33,66 933

Таблица 3 — Результаты расчёта параметров газового потока с давлением на входе в камеру =18МПа (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

50,585

57,9

57,9

37,58

57,9

78,72 256

57,9

30

56,7 183

78,72 256

57,9

S, мм2

8038,84

10 532

10 532

4436,734

10 532

1946,921

10 532

2827,433

9877,326

1946,921

10 532

q (л)

0,351 722

0,720 977

0,550 311

0,637 278

0,82 114

0,453 197

0,345 918

1

0,637 278

0,351 722

0,268 464

л

1,990 873

0,502 292

0,362 423

1,659 281

0,602 671

0,292 197

0,219 233

1

0,430 301

0,223 086

0,168 619

ф (л)

0,662 752

0,978 533

0,988 824

0,765 737

0,969 095

0,992 735

0,99 591

0,914 913

0,984 245

0,995 765

0,997 581

р (л)

0,72 589

0,870 774

0,930 843

0,182 328

0,818 594

0,954 573

0,974 209

0,567 211

0,903 701

0,973 305

0,984 674

е (л)

0,109 527

0,889 877

0,941 364

0,238 108

0,844 699

0,961 559

0,978 209

0,619 962

0,918 167

0,977 444

0,987 062

М

2,33 915

0,485 689

0,348 615

1,813 719

0,585 581

0,280 251

0,210 129

1

0,414 868

0,213 837

0,161 481

Т*, К

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

Т, К

2250,041

3322,119

3357,057

2599,679

3290,079

3370,336

3381,116

3106,13

3341,513

3380,624

3386,787

р*, МПа

17,65 742

8,613 996

8,613 996

17,65 742

13,70 374

13,70 374

13,70 374

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

р, МПа

1,281 735

7,500 842

8,1 828

3,219 444

11,2178

13,8 122

13,3503

11,93 789

15,95 704

17,18 605

17,38 681

с*, кг/м3

19,255 863

9,393 778

9,393 778

19,255 863

14,94 427

14,94 427

14,94 427

19,25 586

19,25 586

19,25 586

19,25 586

с, кг/м3

2,109 032

8,359 307

8,842 965

4,584 971

12,62 341

14,36 979

14,61 862

4,268 834

17,68 009

18,82 152

19,673

акр, м/с

997,50 354

997,5035

997,50 354

997,50 354

997,5035

997,5035

997,5035

997,5035

997,5035

997,5035

997,5035

л•акр, м/с

1985,903

501,0382

361,51 773

1655,139

601,1660

291,4678

218,6860

997,5035

429,2266

222,5289

168,1977

а, м/с

848,98 477

1031,602

1037,012

912,5664

1026,615

1039,062

1040,722

997,5035

1034,609

1040,064

1041,594

M•a, м/с

1985,903

501,0382

361,51 773

1655,139

601,1660

270,138

218,6860

997,5035

429,2266

222,5289

168,1977

G, кг/с

33,669 334

33,66 933

33,669 334

33,669 334

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

с•с•S, кг/с

33,669 334

33,66 933

33,669 334

33,669 334

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

Таблица 4 — Результаты расчёта импульсов газового потока с давлением на входе в камеру =18 МПа

Варианты

1 — 5

1 — 5

1 — 5

1

2

3

4

5

Сечения

0

k

y

a

aза

a

a

a

л

0,206 062

0,286 088

1

2,102 369

0,475 654

0,362 423

0,219 233

0,168 619

р*, МПа

18,42 025

17,65 742

17,65 742

17,65 742

6,859 197

8,613 996

13,70 374

17,65 742

S, мм2

2544,69

6361,725

2827,433

10 532

10 532

10 532

10 532

10 532

f

1,22 372

1,41 953

1,239 923

0,429 079

1,104 564

1,65 012

1,25 225

1,15 127

Ф, кН

47,9225

117,0443

61,90 339

79,79 418

79,79 418

96,61 984

147,9672

188,7794

Таблица 5 — Результаты расчёта сил и тяги с давлением на входе в камеру =18 МПа

Варианты

1

2

3

4

5

ув.р.

0,994 673

0,994 673

0,994 673

0,994 673

0,994 673

ут

0,963 721

0,963 721

0,963 721

0,963 721

0,963 721

уп

-

0,38 846

0,48 784

0,77 609

1

pн, МПа

0,872 162

6,59 606

8,1 828

13,3503

17,38 681

P0-k, кН

69,12 185

69,12 185

69,12 185

69,12 185

69,12 185

Pk-y, кН

-55,1409

-55,1409

-55,1409

-55,1409

-55,1409

Py-a, кН

17,89 079

17,89 079

34,71 645

86,6 377

126,876

P0-a, кН

31,87 168

31,87 168

48,69 734

100,0447

140,8569

Pвнутр., кН

79,79 418

79,79 418

96,61 984

147,9672

188,7794

Pнар., кН

-9,18 553

-63,81 921

-84,4478

-140,604

-183,116

P, кН

70,60 865

15,97 497

12,17 206

7,363 013

5,663 105

Таблица 6 — Сравнение значений некоторых параметров газового потока, полученных при расчете в программах ANSYS и MathCAD (варианты 1, 2)

Варианты

1 — 5

1 — 4

1 — 3

1 — 2

2

Сечения

0

1

k

2

3

у

4

5

а

аза

М

0,197 458

0,77 994

0,274 604

0,443 116

0,750 378

1

1,813 719

2,33 915

2,54 586

0,459 412

М (A)

0,2 060 568

0,145 161

0,296 530

0,4 636 773

0,7 708 055

1,27 525

1,5 987 167

2,110 498

2,274 249

0,473 702

Т*, К

318

318

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

Т*, К (A)

318

365,9096

3422,879

3422,9277

3422,8706

3422,868

3422,8582

3422,8857

3422,895

3422,959

Т, К

316,85 109

317,8202

3364,805

3334,117

3226,066

3106,13

2599,679

2250,041

2118,207

3329,644

Т, К (A)

316,7373

365,1664

3395

3355,6213

3243,519

3116,013

2765,1172

2420,5281

2312,761

3348,773

р*, МПа

18,42 025

18,32 213

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

6,859 197

р* МПа (A)

18,420 250

18,28 427

17,34 632

17,490 192

17,50 073

17,42 509

15,287 891

14,10 214

13,33 595

7,763 082

р, МПа

18

18,25 617

16,88 787

15,73 315

12,75 223

10,1 548

3,219 444

1,281 735

0,87 216

6,59 606

р, МПа (A)

17,956 448

18,4 441

16,46 013

15,399 706

12,390 079

9,553 009

3,9 209 148

1,4 365 811

1,24 493

6,719 119

с, кг/м3

210,32 588

212,6687

18,54 580

17,470 705

14,634 848

11,93 789

4,584 971

2,109 032

1,524 418

6,73 786

с, кг/м3(А)

211,1 588

185,9394

18,6 094

17,102 566

14,257 435

11,46 092

5,3 608 923

2,3 493 788

1,781 443

7,54 178

а, м/с

318,59 007

319,0769

1050,584

1033,463

1016,579

997,5035

912,5664

848,98 477

823,7375

1032,77

а, м/с (А)

318,56 903

341,5493

1042,848

1036,7816

1019,3142

999,0578

941,8 008

880,45 575

860,3776

1035,709

w, м/с

62,90 815

24,88 605

290,6561

457,94 366

762,81 897

997,5035

1655,139

1985,903

2097,12

474,4664

w, м/с (А)

65,640 457

49,38 055

309,2359

480,71 432

785,63 861

1026,074

1503,4384

1856,7432

1951,686

489,9615

G, кг/с

33,669 334

33,66 933

33,66 933

33,669 334

33,669 334

33,66 933

33,669 334

33,669 334

33,66 933

33,66 933

G, кг/с (А)

34,854 542

35,63 916

34,85 186

33,216 499

33,439 732

33,7 378

32,844 322

33,861 061

34,83 851

35,18 246

Таблица 7 — Сравнение значений некоторых параметров газового потока, полученных при расчете в программах ANSYS и MathCAD (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

М

2,33 915

0,485 689

0,348 615

1,813 719

0,585 581

0,280 251

0,210 129

1

0,414 868

0,213 837

0,161 481

М (А)

2,110 498

0,658 432

0,6 113 362

1,5 987 167

0,583 664

0,426 316

0,383 790

1,27 525

0,230 129

0,155 382

0,139 276

Т*, К

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

3395

Т*, К (А)

3422,8857

2874,656

2626,3508

3422,8582

3420,095

2940,398

2719,682

3422,868

3402,395

3274,732

3087,706

Т, К

2250,041

3322,119

3357,057

2599,679

3290,079

3370,336

3381,116

3106,13

3341,513

3380,624

3386,787

Т, К (А)

2420,5281

2729,716

2493,9546

2765,1172

3309,094

2875,687

2664,661

3116,013

3385,275

3266,411

3080,78

р*, МПа

17,65 742

8,613 996

8,613 996

17,65 742

13,70 374

13,70 374

13,70 374

17,65 742

17,65 742

17,65 742

17,65 742

р*, Па (А)

14,10 214

11,81 861

11,391 664

15,287 891

15,79 982

15,45 715

15,28 780

17,42 509

17,90 716

17,90 825

17,88 899

р, МПа

1,281 735

7,500 842

8,1 828

3,219 444

11,2178

13,8 122

13,3503

10,1 548

15,95 704

17,18 605

17,38 681

р, МПа (А)

1,4 365 811

8,675 742

8,528 922

3,9 209 148

12,75 843

13,58 701

13,67 356

9,553 009

17,33 671

17,62 748

17,65 288

с, кг/м3

2,109 032

8,359 307

8,842 965

4,584 971

12,62 341

14,36 979

14,61 862

11,93 789

17,68 009

18,82 152

19,673

с, кг/м3(А)

2,3 493 788

16,25 917

21,500 824

5,3 608 923

14,38 591

23,7 011

30,69 829

11,46 092

19,7 149

22,8 830

27,98 061

w, м/с

848,98 477

1031,602

1037,012

912,5664

1026,615

1039,062

1040,722

997,5035

1034,609

1040,064

1041,594

w, м/с (А)

880,45 575

917,4719

866,5 652

941,8 008

1029,549

944,4155

898,6068

999,0578

1041,353

1018,236

980,8228

с, м/с

1985,903

501,0382

361,51 773

1655,139

601,1660

291,4678

218,6860

997,5035

429,2266

222,5289

168,1977

с, м/с (А)

1856,7432

644,1671

587,46 057

1503,4384

599,9680

428,1602

380,6809

1026,074

239,6216

160,9636

142,8547

G, кг/с

33,669 334

33,66 933

33,669 334

33,669 334

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

33,66 933

G, кг/с (А)

33,861 061

34,88 881

35,218 102

32,844 322

33,17 875

33,53 561

33,75 087

33,7 378

19,19 209

19,40 929

19,60 565

Приложение В

Рисунок 2 — Изменение температуры по длине камеры ракетного двигателя (1−5 — варианты)

Рисунок 3 — Изменение давления газа по длине камеры ракетного двигателя

(-- - давление торможения,?? ? — статическое давление; 1−5 — варианты)

Рисунок 4 — Изменение плотности газа по длине камеры ракетного двигателя

(-- - плотность торможения,? ?? — статическая плотность; 1−5 — варианты)

Рисунок 5 — Изменение скорости газового потока по длине камеры ракетного двигателя

(1−5 — варианты)

Рисунок 6 — Изменение скорости газового потока в выходном сечении камеры ЖРД

Рисунок 7 — Сила и тяга ракетного двигателя для различных вариантов расчёта

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой