Конструювання ДЛА РДТТ

Стр.

1. Аннотация.

2. Задание.

3. Вибір оптимальних параметров.

4. Зміна поверхні горіння по времени.

5. Профілювання сопла.

6. Розрахунок ТЗП.

7. Наближений розрахунок виходу двигуна на режим по початковій поверхні горіння. Геометричні характеристики заряду камеры.

8. Розрахунок на міцність основних вузлів камеры.

9. Розрахунок маси воспламенительного складу. 10. Опис конструкції. 11. Спец. частина проекту. УВТ. 12. Опис ПГС. 13.

Литература

.

1.Анотация.

Ракетні двигуни твердих палив (РДТТ) отримали час широке застосування. З опублікованих даних слід, що як 90% існують і знову розроблюваних ракет оснащуються РДТТ. Цьому сприяють такі основні гідності їх, як висока надійність, простота експлуатації, стала готовність до дії. Поруч із переліченими достоїнствами РДТТ мають також низку суттєвих недоліків: залежністю швидкості горіння ТРП від початковій температури паливного заряду; щодо низьким значенням питомої імпульсу ТРП; труднощами регулювання тяги у широкому диапазоне.

РДТТ застосовують у всіх класах сучасних ракет військового призначення. З іншого боку, ракети з РДТТ використовують у народногосподарських цілях, наприклад, для боротьби з градом, буріння свердловин, зондування високих верств атмосфери и.д.

Розмаїття областей застосування і виконуваних завдань сприяло розробці значної частини різних конструкцій, відмінних габаритними, масовими, тяговими, тимчасовими та інші характеристиками. Деякі ставлення до широті застосування можуть дати характеристики тяги РДТТ, перебувають у крайніх областях цього діапазону. Для РДТТ малих тяг значення тяги у межах від 0,01 М до 1600 М. Тяги найбільших двигунів досягають десятків меганьютонов. Наприклад, для РДТТ діаметром 6,6 м потяг становить 31 МН.

У цьому роботі розглянутий питання проектування у навчальних (з використанням низки навчальних посібників) РДТТ верхнього ступеня ракети носія, на смесевом паливі, який вважає ознайомлення з основами розрахунку проектування твердопаливних двигунів, методиками визначення основних параметрів двигуна, розрахунком міцності, прикладами проектування паливних зарядов.

3. Вибір оптимальних параметрів і топлива.

|Тяга двигуна без неї |P (Н)= |30 000 | |Час роботи двигуна |?(з)= |25 | |Тиск на зрізі сопла |P a (Па)= |10 270 | |Паливо ARCADENЕ 253A | | |Початкова швидкість горіння |u1(мм/с)= |1,554 | |Показник ступеня у законі горіння |? |0,26 | |Коефіцієнт температурного впливу |? t= | 0,156 | |швидкість горіння | | | |Початкова температура палива |tн (°С)= |20 | |Початкова температура палива |Tн (К)= |293,15 | |Щільність палива |?(кг/м³)= |1800 | |Тиск в камері згоряння |P k (Па)= |6 150 000 | |Швидкість горіння при заданому тиску |u (мм/с)= |4,558 | |Температура продуктів згоряння |T (К)= |3359,6 | |Молекулярний вагу продуктів згоряння |?(кг/кмоль)= |19,531 | |Середній показник изоэнтропы на зрізі сопла |n= |1,152 | |Расчётный питомий імпульс |Iу (м/с)= |2934,8 | |Видатковий комплекс |?(м/с)= |1551,5 | |Ідеальний пустотний питомий імпульс |Iуп (м/с)= |3077,3 | |Питома площа зрізу сопла Fуд |(м^2с/кг)= |30,5 | |Відносна площа зрізу сопла |Fотн= |54,996 | |Коефіцієнт камери |?до= |0,980 | |Коефіцієнт сопла |?з= |0,960 | |Коефіцієнт питомої імпульсу |?I' |0,941 | |Коефіцієнт витрати |?з= |0,990 | |Коефіцієнт витратного комплексу |??' |0,990 | |Справжній видатковий комплекс |?(м/с)= |1535,828 | |Справжній питомий пустотний імпульс |Iуп (м/с)= |2895,124 | |Справжній витрати |m (кг/с)= |10,362 | |Площа мінімального перерізу |Fм (м²)= |0,003 | |Середня поверхню горіння |?(м²)= |1,263 | |Висота зводу |e0(мм)= |113,947 | | |e0(м)= |0,114 | |Ставлення площ |k=Fсв/Fм= |3,000 | |Площа вільного перерізу каналу |Fсв (м²)= |0,008 | |Необхідна маса палива |mт (кг)= |259,056 | | | | | |Кількість променів зірки |і= |6 | |Кут |q (°)= |67,000 | |e=0,7…0,8 | |0,750 | |Полуугол |q/2(р радий)= |0,585 | |Кут елемента зірки |a (рад)= |0,393 | |Перший варіант розрахунку довжини паливного заряду | |A= | |0,817 | |H= | |0,084 | |Діаметр камери |D= |0,396 | |Площа камери згоряння |Fк= |0,123 | |Радіус камери |R (м)= |0,198 | |Ставлення висоти зводу до діаметру камери |e0/D= |0,288 | |Відносна величина вильоту кришки |m= |0,500 | |Розмір вильоту кришки |b (м)= |0,099 | |Приближённый обьём элиптического днища |V (м³)= |0,008 | |Обьём яку він обіймав двома днищами |V (м³)= |0,016 | |Відносний радіус скругления зводу |r/D= |0,015 | |Радіус скругления зводу |r (м)= |0,006 | |Радіус скругления променя |r1(м)= |0,005 | |Допоміжна площа |F1(м²)= |0,003 | |Допоміжна площа |F2(м²)= |0,006 | |Допоміжна площа |F3(м²)= |0,003 | |Площа залишкового палива |Fост (м²)= |0,004 | |Довжина обечайки камери згоряння |L (м)= |1,229 | |Довжина заряду спочатку горіння |L1(м)= |1,328 | |Довжина камери згоряння разом скрышками |L (м)= |1,427 | |Відносна довжина камери |Lот=L/D= |3,605 | |Матеріал обечайки двигуна |Композит матеріал | | |(стеклопласт ППН) | |Щільність матеріалу обечайки двигуна |?(кг/м³)= |2070,000 | |Міцність матеріалу обечайки двигуна |?в (Мпа)= |950 | |Матеріал днищ двигуна |Титановий сплав ВТ14 | |Щільність матеріалу днищь двигуна |?(кг/м³)= |4510,000 | |Міцність матеріалу днищь двигуна |?в (Мпа)= |1000 | |Коефіцієнт запасу міцності |n= |1,400 | |Товщина днища |? дн= |0,002 | |Товщина обечайки |? про= |0,002 | |Маса обечайки двигуна | | | | паливо заповнює одне днище |mоб= |5,679 | |Маса днища двигуна |mдн= |2,572 | |Сумарна маса палива, днищь і обечайки |mдв= |269,881 | |паливо заповнює одне днище | | |.

Наближений розрахунок виходу двигуна на стаціонарний режим.

|Геометрические характеристики заряду і камери | |Діаметр заряду |D, м= |0,387 | |Довжина заряду |l, м= |1,365 | |Довжина камери згоряння |L, м= |1,462 | |Діаметр критичного перерізу |d, м= |0,057 | |Площа критичного перерізу |Fкр, м2= |0,003 | |Площа прохідного перерізу |F= |0,005 | |Тиск виходу режим | | |Тиск розтину сопловой діафрагми |.

|Характеристики палива й умови його горіння | |Даление в камері згоряння |р, Мпа= |6,15 | |Тиск запалення |рМ, Па= |1 845 000 | |Початкова швидкість горіння |u, м/с= |0,1 554 | |Щільність палива |?, кг/м3= |1800 | |Температура продуктів згоряння |Т, До= |3359,6 | |Молекулярний вагу продуктів | |19,531 | |згоряння |?, кг/кмоль= | | |Показник изоэнторпы |K= |1,164 | |Коефіцієнт теплових втрат |?= |0,95 | |Коефіцієнт витрати |?2= |0,95 | |Показник швидкості горіння |?= |0,26 |.

|Предварительные обчислення | |Обсяг однієї кришки |Vт, м3= |0,7 600 335 | |Площа поверхні горіння |Sт, м2= |1,26 | |Вільний обсяг камери згоряння |Vсв, м3= |0,14 663 394 | |Газодинамическая функція |A (k) = |0,641 445 925 | |Параметр заряджання |N= |7,61987E-06 |.

|Расчет встановленого тиску | | | |Розмір тиску при N1=N | pуст, Па= |8 246 824,202 | |Розмір? «у першому наближенні | |0,337 207 | |Значення N1 у першому наближенні | |7,64566E-06 | |Розмір встановленого тиску | |у другому наближенні |руст, МПа= |8,209 266 925 | |Відносне відхилення тисків | | на приближениях |?р= |0,455 415 | |Приймаємо величину встановленого тиску |8,209 266 925 | |руст, Мпа | |.

|Расчет тиску під час виходу двигуна на режим | |Розмір |а, с-1= |92,7 601 292 | |Час виходу режим |?, з= |0,0397 | |Інтервали часу ??, сік | |0,397 |.

|Время ?, |Відносне |Справжнє | |сік |тиск |тиск | | |[pic] |[pic] | |0,004 |0,4936 |4,052 | |0,008 |0,6406 |5,259 | |0,012 |0,7475 |6,136 | |0,016 |0,8237 |6,762 | |0,02 |0,8774 |7,203 | |0,024 |0,915 |7,511 | |0,028 |0,9411 |7,726 | |0,032 |0,9593 |7,875 | |0,036 |0,9718 |7,978 | |0,04 |0,9806 |8,05 |.

[pic].

4.Изменение поверхні горіння по времени.

Висота зводу заряду: е0 = 0,114 м.; Довжина заряду: L = 1,328 м.; Довжина променя заряду: М = 0,070 м.; Радіус камери згоряння: R = 0,198 м.; Величина вильоту кришки: b = 0,092 м.; Радіус скругления зводу: r = 0,005 м.; Радіус скругления променя: r1 = 0,8?r = 0,0044.; Полуугол розкриття променів:? = ?/2 = 33,53? = 0,585 рад.;

Кут эл-та зірки: [pic]? = 0,44 779 радий.; Довжина променя без радіуса скругления: x = H — r = 0,179−0,006 = 0,0781 м; Швидкість горіння палива: u = 4,558 мм/с = 0,456м/с.;

Визначимо периметр та Європейська площа горіння на початку й у кожної фази. Початок нової фази відповідає параметрами кінця попередньої фази. Отримані дані представлені у таблице.

[pic] SI. нач = ПI. нач?L; [pic] SI. кон = ПI. кон?L.

Периметр і поверхню горіння на початку й наприкінці II фази: ПII. нач = ПI. кон = 0,7733 м.; SII. нач = SI. кон = 1,0273 м.2; [pic] SII. кон = ПII. кон?L.

Периметр і поверхню горіння на початку й наприкінці III фази горіння (кінець III фази горіння в останній момент часу? = 25с.). ПIII. нач = ПII. кон = 0,8085 м.; SIII. нач = SII. кон = 1,0739 м.2; [pic] SIII. кон = ПIII. кон?(L-b) |Фаза |I |II |III | |Периметр |0,77 335 835 |0,80 849 185 |1,2 358 041| |горіння | | | | |Площа |1,2 726 667 |1,7 393 517 |1,5 192 155| |горіння | | | |.

5.Профилирование сопла. [pic]- геометрична ступінь розширення сопла; Fм = 0,259 м²; Діаметр мінімального перерізу: [pic] Площа зрізу сопла: [pic] Діаметр зрізу сопла: [pic] Радіуси скругления: R1 = 1,5?Rм = 1,5?0,006/2 = 0,0917 м.; R2 = 0,5? Rм = 0,5?0,006/2 = 0,0306 м.; Кут дотичній до контуру сопла не вдома? а = 0,106 радий. = 6,073?; Відносна довжина сопла: [pic]; Кут на вході у сверхзвуковую частина сопла: ?b = 0, 6 радий. = 34,38?; Довжина сопла: [pic].

6.Расчет ТЗП.

Визначення коефіцієнтів теплопровідності. Камера згоряння. Тиск в камері згоряння: р = 6,15 Мпа; Температура продуктів згоряння: Т = 3359,6 До; Середній молекулярний вагу продуктів згоряння:? = 19,531 кг/кмоль; Теплоємність продуктів згоряння: Порівн = 3345 [pic]; Коефіцієнт динамічної в’язкості:? = 0,9330 [pic]; Коефіцієнт теплопровідності:? = 0,9812[pic]; Масовий витрата продуктів згоряння: [pic] кг/сек; Змочений периметр заряду: П = 0,7734 м.; Початкова площа прохідного перерізу: Fсв = 0,776 м²; Еквівалентний гідравлічний діаметр: [pic] Наведений діаметр прохідного перерізу (до розрахунку променистого теплового потоку): [pic] Середня довжина променя: l = 0,9?dсв. = 0,9?0,283 = 0,0895 м.; Середня щільність продуктів згоряння: [pic] Приймаємо температуру поверхні Тст = 2100К;

Переднє Днище. Коефіцієнт конвективного тепловіддачі (вільна конвекція): [pic], де? — прискорення = 9,81 м/с.; тоді [pic] Визначаємо коефіцієнт променистої тепловіддачі: Коефіцієнт Стефана-Больцмана: C0 = 5,67 [pic] Масова частка конденсату: Z = 0,317; Приймаємо оптичний диметр частинок: d32 = 3 мкм.; Ступінь чорноти изотермического потоку продуктів згоряння: ?р = 0,229 +0,061?d32 + 0,11?Т — 0,3684?Z+0.502?p-0,338?l =.

= 0,229 +0,061?3 + 0,11?3411 — 0,3684?0,317+0.502?10- 0,338?0,2547 = 0,6965; Приймаємо ступінь чорноти матеріалу: ?ст. = 0,8; Ефективна ступінь чорноти: ?эф.ст. = (1+ ?ст.)/2 = (1+0,8)/2 = 0,9; Променистий теплової потік: [pic] Коефіцієнт променистої тепловіддачі: [pic] Сумарний коефіцієнт тепловіддачі:? = ?л + ?до = 3046,02+687,41 = 3733,425 [pic].

Заднє днище. Коефіцієнт конвективного тепловіддачі (вимушеної): [pic] Nu = 0,023?Re0,8?Pr0,4; Визначаємо швидкість продуктів згоряння у заднього днища: [pic] Критерій Рейнольдса: [pic] Критерій Прандтля: [pic]; Критерій Нюсельта: Nu = 0,023?1 826 929,5280,8?0,30 880,4 = 774,04; Коефіцієнт конвективного тепловіддачі: [pic][pic] Коефіцієнт променистої тепловіддачі: ?л = 3046,02[pic]? = ?л + ?до = 18 914,7+3046,02 = 21 960 [pic].

Критичний сечение.

Тиск продуктів згоряння в критичному сечении: Ркр = 3 534 720 Па; Температура переважно потоці газу: Т = 3162,3 До; Температура гальмування: Т0 = 3359,6 До; Середній молекулярний вагу продуктів згоряння:? = 19,410 кг/кмоль; Теплоємність ПС: Порівн = 1898 [pic]; Коефіцієнт динамічної в’язкості:? = 0,879 [pic] ?0 = 0,915 [pic] Коефіцієнт теплопровідності:? = 0,8914 [pic]; Масовий витрата ПС: [pic] кг/сек; Площа критичного перерізу: Fм = 0,0026 м²; Діаметр мінімального перерізу: dм = 0,057 м.; Температура поверхні: Тст. = 2300 До; Критерій Прандтля: [pic]; Визначальна температура: Тf = 0,5?(Т+Тст)+0,22?Pr1/3(T0-T) = 0,5?(3195+2300) +0,22?0,3111/3(3411- 3195)=2756,1 К;

Коефіцієнт динамічної в’язкості при Тf: ?f = 0,798 [pic] Щільність газу при Тf: [pic] Щільність газу при Т0: [pic] Поправка: [pic]; Радіус кривизни: r = dм/2 = 0,057/2 = 0,0287 м.;

Коефіцієнт конвективного тепловіддачі: [pic] Коефіцієнт променистої тепловіддачі: [pic] qл — променистий теплової потік в камері згоряння. Сумарний коефіцієнт тепловіддачі:? = ?л + ?до = 2224,73+56 687,34 = 58 912,068[pic].

Зріз сопла. Тиск продуктів згоряння в критичному сечении: Ркр = 10 270 Па; Температура переважно потоці газу: Т = 1480 До; Температура гальмування: Т0 = 3660 До; Середній молекулярний вагу продуктів згоряння:? = 19,42 кг/кмоль; Теплоємність ПС: Порівн = 1650,1 [pic]; Коефіцієнт динамічної в’язкості:? = 0,6 452 [pic] ?0 = 0,8 [pic] Коефіцієнт теплопровідності:? = 0,1745 [pic]; Масовий витрата ПС: [pic] кг/сек; Площа зрізу сопла: Fа = 0,14 233 м²; Діаметр на зрізі сопла: dа = 0,458 м.; Температура поверхні: Тст. = 1600 До; Критерій Прандтля: [pic]; Визначальна температура: Тf = 0,5?(Т+Тст)+0,22?Pr1/3(T0-T) = 0,5?(1480,3+1600) +0,22?0,44 971/3(3360−1480)=1990 К;

Коефіцієнт динамічної в’язкості при Тf: ?f = 0,6 036 [pic] Щільність газу при Тf: [pic] Щільність газу при Т0: [pic] Поправка: [pic]; Радіус кривизни: r = dа/2 = 0,5188/2 = 0,2594 м.;

Коефіцієнт конвективного тепловіддачі: [pic] Коефіцієнт променистої тепловіддачі: [pic] Сумарний коефіцієнт тепловіддачі:? = ?л + ?до = 25,678+143,641 = 169,32 [pic].

Розрахунок ТЗП. 1. Переднее днище. Час роботи двигуна 25 секунд. Матеріал стінки: ВТ-14; Щільність: ?М = 4510 кг/м3; Міцність матеріалу днища:? = 1000 МПа; Теплоємність титанового сплаву: СрМ = 586 [pic] Теплопровідність: ?М = 16,9 [pic] Коефіцієнт теплопровідності: гАМ = 0,642 м2/сек; Товщина днища: ?дн = 0,445 м.; Припустима температура стінки: Тg = 900 До; Початкова температура матеріалу: Т = 293,15 До; Матеріал теплозащитного покриття: ZiO2; Щільність: ?п = 4400 кг/м3; Теплоємність покриття: СрП = 733 [pic] Теплопровідність: ?П = 0,72 [pic] Коефіцієнт теплопровідності: [pic] Коефіцієнт тепловіддачі:? = 4168,836 [pic] Визначаємо товщину ТЗП для низки температур стінки (титанового сплаву): Діапазон экслуатационных температур розділимо на рівні інтервали і проведемо розрахунок за такими формулам кожного з них. Дані представлені у таблиці: Температурний симплекс: [pic]; [pic]Коэффициенты апроксимації, при? = 0,2…20; [pic]; [pic] [pic].

|Допустимы ряд |600 |650 |700 |750 |800 |850 | |темпер-тур Т | | | | | | | |(До) | | | | | | | |?= |0,8999 |0,8836 |0,8673 |0,8510 |0,8347 |0,8184 | |lg?0= |0,0122 | | | | | | |З= |0,4000 | | | | | | |А= |0,4500 | | | | | | |lg?-lg?0= |-0,0580 |-0,0659 |-0,0740 |-0,0823 |-0,0907 |-0,0992 | |1/М= |0,0036 |0,0036 |0,0036 |0,0036 |0,0036 |0,0036 | |?п (м)= |0,0067 |0,0061 |0,0056 |0,0051 |0,0048 |0,0045 |.

2.Заднее днище. Час роботи двигуна 25 секунд. Матеріал стінки: ВТ-14; Щільність: ?М = 4510 кг/м3; Міцність матеріалу днища:? = 1000 МПа; Теплоємність титанового сплаву: СрМ = 586 [pic] Теплопровідність: ?М = 16,9 [pic] Коефіцієнт теплопровідності: гАМ = 0,642 м2/сек; Товщина днища: ?дн = 0,445 м.; Припустима температура стінки: Тg = 900 До; Початкова температура матеріалу: Т = 293,15 До; Матеріал теплозащитного покриття: ZiO2; Щільність: ?п = 4400 кг/м3; Теплоємність покриття: СрП = 733 [pic] Теплопровідність: ?П = 0,72 [pic] Коефіцієнт теплопровідності: [pic] Коефіцієнт тепловіддачі:? = 4168,836 [pic] Визначаємо товщину ТЗП для низки температур стінки (титанового сплаву): Діапазон экслуатационных температур розділимо на рівні інтервали і проведемо розрахунок за такими формулам кожного з них. Дані представлені у таблиці: Температурний симплекс: [pic]; [pic]Коэффициенты апроксимації, при? = 0,2…20; [pic]; [pic] [pic].

|Допустимы ряд |600 |650 |700 |750 |800 |850 | |темпер-тур Т | | | | | | | |(До) | | | | | | | |?= |0,8999 |0,8836 |0,8673 |0,8510 |0,8347 |0,8184 | |lg?0= |0,0122 | | | | | | |З= |0,4000 | | | | | | |А= |0,4500 | | | | | | |lg?-lg?0= |-0,0580 |-0,0659 |-0,0740 |-0,0823 |-0,0907 |-0,0992 | |1/М= |0,0036 |0,0036 |0,0036 |0,0036 |0,0036 |0,0036 | |?п (м)= |0,0068 |0,0062 |0,0057 |0,0053 |0,0050 |0,0046 |.

3.Критическое перетин. Час роботи двигуна 18 секунд. Матеріал стінки: ВТ-14; Щільність: ?М = 4510 кг/м3; Міцність матеріалу днища:? = 1000 МПа; Теплоємність титанового сплаву: СрМ = 586 [pic] Теплопровідність: ?М = 16,9 [pic] Коефіцієнт теплопровідності: гАМ = 0,642 м2/сек; Товщина днища: ?дн = 0,004 м.; Припустима температура стінки: Тg = 800 До; Початкова температура матеріалу: Т = 293,15 До; Матеріал теплозащитного покриття: Вуглець (пирографит); Щільність: ?п = 2200 кг/м3; Теплоємність покриття: СрП = 971 [pic] Теплопровідність: ?П = 5 [pic] Коефіцієнт теплопровідності: [pic] Коефіцієнт тепловіддачі:? = 77 954,46 [pic].

Визначаємо товщину ТЗП для низки температур стінки (титанового сплаву): Діапазон экслуатационных температур розділимо на рівні інтервали і проведемо розрахунок за такими формулам кожного з них. Дані представлені у таблиці: Температурний симплекс: [pic]; [pic]Коэффициенты апроксимації, при? = 0,2…20; [pic]; [pic] [pic].

|Допустимы ряд |600 |650 |700 |750 |800 |850 | |темпер-тур Т | | | | | | | |(До) | | | | | | | |?= |0,8931 |0,8756 |0,8582 |0,8408 |0,8233 |0,8059 | |lg?0= |0,0122 | | | | | | |З= |0,4000 | | | | | | |А= |0,4500 | | | | | | |lg?-lg?0= |-0,0613 |-0,0699 |-0,0786 |-0,0875 |-0,0966 |-0,1059 | |1/М= |0,0049 |0,0049 |0,0049 |0,0049 |0,0049 |0,0049 | |?п (м)= |0,0271 |0,0250 |0,0233 |0,0218 |0,0205 |0,0194 |.

4.Срез сопла. Час роботи двигуна 18 секунд. Матеріал стінки: ВТ-14; Щільність: ?М = 4510 кг/м3; Міцність матеріалу днища:? = 1000 МПа; Теплоємність титанового сплаву: СрМ = 586 [pic] Теплопровідність: ?М = 16,9 [pic] Коефіцієнт теплопровідності: гАМ = 0,642 м2/сек; Товщина днища: ?дн = 0,004 м.; Припустима температура стінки: Тg = 900 До; Початкова температура матеріалу: Т = 293,15 До; Матеріал теплозащитного покриття: SiC; Щільність: ?п = 1700 кг/м3; Теплоємність покриття: СрП = 1250 [pic] Теплопровідність: ?П = 4,19 [pic] Коефіцієнт теплопровідності: [pic] Коефіцієнт тепловіддачі:? = 1227,904 [pic].

Визначаємо товщину ТЗП для низки температур стінки (титанового сплаву): Діапазон экслуатационных температур розділимо на рівні інтервали і проведемо розрахунок за такими формулам кожного з них. Дані представлені у таблиці: Температурний симплекс: [pic]; [pic]Коэффициенты апроксимації, при? = 0,2…20; [pic]; [pic] [pic].

|Допустимы ряд |600 |650 |700 |750 |800 |850 | |темпер-тур Т | | | | | | | |(До) | | | | | | | |?= |0,7415 |0,6994 |0,6573 |0,6152 |0,5731 |0,5309 | |lg?0= |0,0122 | | | | | | |З= |0,4000 | | | | | | |А= |0,4500 | | | | | | |lg?-lg?0= |-0,1421 |-0,1675 |-0,1944 |-0,2232 |-0,2540 |-0,2872 | |1/М= |0,0037 |0,0037 |0,0037 |0,0037 |0,0037 |0,0037 | |?п (м)= |0,0022 |0,0014 |0,0008 |0,0002 |0,0002 |0,0005 |.

8.Расчет на міцність камери сгорания.

Властивість матеріалу корпусу (обечайки): Склопластик: ?в = 950 МПа; Є = 39,2?103 МПа; Днища: Титановий сплав: ?в = 1000 МПа; Товщина обечайки: ?про = 0,002 м.; Довжина: Lоб. = 1,229 м.; Діаметр камери згоряння: Dк = 0,5443 м.; Rк = 0,200 м.; Товщина еліптичного днища: ?дн. = 0,002 м.; Відносна величина вильоту кришки: m= 0,5; Величина вильоту кришки: b = 0,099 м.; Напруги від внутрішніх сил: Для обечайки: [pic] [pic] Сумарна напруга: [pic] Коефіцієнт запасу міцності: [pic] Для еліптичного днища: [pic] [pic] Сумарна напруга: [pic] Коефіцієнт запасу міцності: [pic].

Розрахунок на устойчивость.

Визначаємо чи є оболонка довга. Якщо виконується умова [pic], то оболонка вважається довгою. [pic]- Оболонка вважаємо довгою; Критичний зовнішнє тиск: [pic] Критичний число хвиль: [pic] Стійкість від стискування осевыми силами: Критичний осьове зусилля: [pic] Критичний напруга стиснення: [pic]=266 907МПА Стійкість на вигині обечайки: [pic] Приймаємо? з = 0,5.

9. Розрахунок маси воспламенителя.

Склад воспламенителя: Пальне: Бор + Алюміній; Окислювач: PbCrO4; Воспламенитель перебуває у петарди. Воспламенительное пристрій корзинного типу. Тиск у якому починається запалення основного заряду Pк нач.=3 500 000 Па; Розрахунок маси воспламенителя. Вибираємо на 1 м² палаючій поверхнею заряду 0,13 … 0,2 кг. Воспламенительного складу. SI, П = 1,26 м2 — початкова площа поверхні горіння. mВ = 0,23 кг. Визначаємо розмір петард: dнар = 0,068 м.; dвн. = 0,02 м.; ?У = 1640 [pic] Визначаємо обсяг яку він обіймав петардами: [pic] Визначаємо площа поперечного перерізу: [pic] Визначаємо довжину воспламенителя: [pic] Визначаємо число петард: Максимальне число шашок то, можливо до 20 мм. Вибираємо 10 мм. Вибираємо число петард 14. Між петардами поміщаються гумові майданчики зменшення освіту пороховий «пилу». Наявність пороховий «пилу» небажано, т.к. вони можуть призвести до нестабільної роботі воспламенителя і до підвищення полів разбросов його характеристик .

10. Опис конструкции.

Корпус двигуна виконано із горіхового склопластику, методом спирально-поперечной намотки.

На внутрішню поверхню корпусу завдано ТЗП. Днища корпусу, як переднє, і заднє - еліптичні, які за однакових параметрах має більший обсяг, ніж сферичне днище. У передньому днище розташовується воспламенитель корзинного типу. Пальне: Бор + Алюміній; Окислювач: PbCrO4 ;Воспламенитель перебуває у петардах.

РДТТ постачається поворотним соплом з рідким шарніром, що забезпечує граничне відхилення ± 4?.

Сопло складається з утопленої вхідний частини, рідкого шарніра. Дедалі ширша частина сопла профилированная (методом Рао). Рідкий шарнір захищений від дії гарячих газів теплозащитным кожухом.

Заряд виконаний із палива марки Arcadene-253A. Конструкція заряду виконано в такий спосіб, щоб забезпечити нейтральний закон горіння. Канальна частина заряду має форму 6-лучевой звезды.

11.Спец. частина проекту. УВТ.

Для управління руху ЛА відповідно до необхідної траєкторією необхідно матимуть можливість зім'яти величину і напрям вектора швидкості, і навіть орієнтацію осей ЛА у просторі. Для цього він використовуються реактивні двигуни, і різні керівні органи, дію яких створює необхідних управління сили та моменты.

Управління ЛА здійснюється з допомогою органів управління, побудованих за використанням аеродинамічних сил чи енергії стікала струменя двигуна. Іноді застосовують комбіновані керівні органи, у яких використовується аеродинамічна сила і сила стікала газової струи.

Однією з найпростіших методів управління вектором тяги є поворотное сопло. Тут сопло сполучається з корпусом двигуна через рідкий шарнір. Цей шарнір є опору і фланцем між яким розташовується порожниною, заповненою олією. Порожнину складається з корпусу (титанового сплаву), сама оболонка складається з эластомера заповненого рідиною під тиском. Застосування такого шарніра дозволяє відхиляти сопло у двох площинах (тангажу і шастання) на виборах 4 (максимум) градуса.

12.Описание ПГС.

Два кермо приводу 10 харчуються рідиною. Уся магістраль від кермо приводів до бачка 6 заздалегідь заповнена несжимаемым олією, витісняється з бачка газом, з акумулятора тиску. Заправка шарболона 1 відбувається після заправний кран 2. Газ закачується під тиском, яке контролюється манометром від заправної станции.

При подачі сигналу спрацьовує пиропатрон пироклапана 3. Газ надходить через знижуючий редуктор 4 (підтримки постійного тиску) і роздільну мембрану 5 в бачок з несжимаемым олією 6. Далі олію надходить на регулятор вектора тяги 7, контрольовану системою управління і стабілізації літальним апаратом 8. Далі магістраль з олією поділяється у двох напрямах, до 1-ой і 2-ї кермо машинці 10. При отриманні електричного імпульсу спрацьовує электро-жидкостный клапан 9 і олію заповнює порожнину, А кермо приведення й рухає його поршень, олію з порожнини Б дренажируется через ЭЖК 9. Отже відбувається поворот сопла до однієї бік. Якщо потрібне повернути сопло й інші напрямі, то електричний імпульс надходить на ЭЖК, заповнюється порожнину Б. Дренаж з порожнини, А ЭЖК 9.

13.

Литература

.

1.Алемасов В.Є. та інших.: «Теорія ракетних двигунів», Навчальний посібник для студентів вищих технич. уч. Закладів./ В.Є. Алемасов, А. Ф. Дрегалин, О. П. Тишин: Під редакцією В. П. Глушка, М. Машинобудування, 1989 -464с.

2.Ермолаев В. М., Абрамов Ю. Н., Магсумов Т. М. та інших.: «Проектування двигунів ЛА»: Уч. Посібник — Казань, КАЇ, 1972 — 206с.

3.Ермолаев В. М. «Розрахунок і проектування камер ДЛА», Уч. Посібник — Казань, КАЇ, 1983 — 68 с.

4.Орлов Б. В., Мазинг Г. Ю. «Термодинамические і балістичні основи проектування РДТТ»: Уч. Посібник для вузів (М. Машинобудування, 1979 — 392 с.

5.Семенихин П. В., «Вибір оптимальних параметрів і розрахунок параметрів і маси твердопаливного двигуна» Уч. Посібник — Казань, КАЇ. 1988 — 16с.

6.Семенихин П. В., «Розрахунок параметрів і проектування твердопаливного двигуна «, Частина II — Казань, КАЇ, 1989 — 20с.

7.Соколов Б.І., Черешків О.С.: «Сумішеві тв. Ракетні палива «, Уч. посібник — Казань, КАЇ, 1981 — 76с.

8.Фахрутдинов І.Х., Котельников А. В., «Конструкція і проектування РДТТ»: Уч. Посібник для машинобудівних вузів. — М. Машинобудування, 1987; 328 с.