Жидкостные ракетні двигуни (ЖРД)

1 |Зміст | | | |2 |Анотація | | |3 |Завдання випускну роботу | | |4 |Розрахунок параметрів камери, й профільованого сопла. | | | |Визначення дійсних параметрів двигуна. | | |5 |Об'єднано з п. 4 | | |6 |Розрахунок охолодження камери двигуна. | | | |(+ таблиця в Ехселе ОХОЛОДЖЕННЯ НДМГ) | | |7 |Розрахунок смесеобразования. | | |8 |Перевірочний розрахунок несучою здібності камери згоряння. | | | |(+ таблиця в Ехселе Міцність окружн БрХ) | | |9 |Спец частину роботи | | |10 |Опис роботи ПГС рухової установки | | |11 |Опис конструкції двигуна по розрізу, | | | |поданому в графічної частини. | | |12 |Література | | |13 |Додатка | |.

ТЕОРЕТИЧНА ЧАСТЬ.

Ракетным двигуном (РД) називають реактивний двигун, який використовує для своєї роботи із довкілля ні енергію, ні робоче тіло. Таким чином, РД — установка, має джерело енергії та запас робочого тіла, і призначена щоб одержати тяги шляхом перетворення будь-якого виду енергії в кінетичну енергію робочого тіла, отбрасываемого від двигуна в довкілля. Ракетні двигуни мають трьома основними характерними особенностями:

1) автономність від довкілля. Під автономністю РД не можна розуміти незалежність його параметрів від довкілля, оскільки його вихідні параметри значною мірою залежить від навколишнього тиску (противодавления). Під автономністю слід розуміти лише здатність РД працювати без використання довкілля. Ці двигуни можуть працювати під водою, у атмосфері й у космічному (міжпланетному) пространстве;

2) незалежність тяги від швидкість руху апарату, оскільки потяг створюється у ньому з допомогою витрати запасів робочого тіла, і енергії, наявних у цьому апараті. Ці двигуни здатні функціонувати за дуже великих швидкостях движения.

3) висока концентрація подводимой енергії на одиницю маси робочого тіла, обумовлена прагненням отримати максимально можливу швидкість закінчення (отброса) реактивної струменя, як наслідок цього, велика энергонапряженность (теплонапряженность) робочого процесу мала питома маса двигуна, яка припадає на одиницю развиваемой тяги. З розглянутих основних характерних рис РД випливають доцільні галузі їх застосування. Важливе значення у своїй має вигляд запасеної енергії, яка перебуває на борту ЛА. На рівні техніки можна залучити до РД енергію, запасену у вигляді ядерної, електричної, теплової та хімічної. Двигуни, використовують ядерну, електричну і теплову енергію, становлять клас нехимических РД. Ці двигуни поки що залишаються на стадії теоретичних розробок та досвідчених досліджень. Більшість практично що застосовуються у час РД використовую? хімічну енергію, носієм якої є паливо. Паливо то, можливо одне-, двох- .і. багатокомпонентним. Найчастіше використовують двухкомпонентное паливо, що складається з пального й окислювача. Джерелом енергії у разі є реакція горіння (экзотермическая, яка з виділенням тепла). Экзотермической реакцією може статися реакція розкладання деяких речовин, чи асоціація (рекомбінація) атомів і радикалів. Хімічна енергія палива перетворюється на камері згоряння (КС) в теплову енергію продуктів реакції (продуктів згоряння). Потім теплова енергія в соплі перетворюється на кінетичну енергію належних продуктів згоряння (ПС), у результаті утворюється реактивна сила (тяга).

Хімічні РД (залежно від агрегатного стану палива до його у двигуні) можна розділити ми такі основні групи: рідинні ракетні двигуни (РРД); ракетні двигуни твердих палив (РДТТ); гібридні (комбіновані) ракетні двигуни (ГРД), використовують паливо змішаного агрегатного состояния.

Основний агрегат РРД, де створюється потяг, — КС двигуна. На рис. 1.2 приведено камера РРД, працююча на двухкомпонентном паливі. Воно складається з камери згоряння 6 і сопла 7, конструктивно є одним ціле. Камера згоряння має смесительную голівку 4, де розміщені спеціальні устрою — форсунки 3 і п’яти, службовці на шляху подання компонентів палива на КС. Стінки камери виготовляють, зазвичай, подвійними до створення зазору між внутрішньої вогневої стінкою 2 і зовнішньої силовий сорочкою /, пов’язаних між собою з допомогою гофр, ребер чи выштамповок. По зазору протікає компонент чи компоненти палива, охолодні КС.

Робочий процес у камері РРД можна наступного вигляді. Пальне і окислювач впрыскиваются під тиском до камери згоряння через форсунки, дробляться на дрібні краплі, перемішуються, випаровуються і спалахують. Запалення (запалювання) палива може здійснюватися хімії ческими, піротехнічними і електричними засобами (часто компоненти палива є самовоспламеняющимися).

[pic].

Паливо після запалення горить при високих тисках (деяких випадках до 15—20 МПа і більше). При горінні палива утворюються газоподібні продукти згоряння (робоче тіло), нагріті до високих температур (3000—4500 До), які минають з камери згоряння в навколишнє простір через сопло. Принаймні руху ПС за довжиною сопла температура і тиск їх зменшуються, а швидкість зростає, переходячи через швидкості звуку в мінімальному (критичному) сечении сопла. На виході з сопла швидкість закінчення сягає 2700—4500 м/с. Чим більший секундний витрата є і швидкість газу виході з сопла, то більше вписувалося потяг, створювана КС. Приблизний їх характер зміни температури Т, тиску р і швидкості w палива й газів за довжиною камери РРД зображений на рис. 1.3. Високі термоі газодинамические параметри (тиск, температура, швидкість) газу, і навіть коррозионное і эрозионное вплив ПС на стінку камери створюють надзвичайно умови її. Зазвичай для надійної роботи камери крім інтенсивного зовнішнього (регенеративного) охолодження застосовують спеціальні засоби захисту: пристеночную зону зі зниженою температурою газу (внутрішнє охолодження), спеціальні термостійкі покриття стінок тощо. буд. Застосування внутрішнього охолодження, зазвичай, зменшує питомий імпульс, що невигідно, оскільки знижується економічність рухової установки. Взагалі ж разі РРД складається з КС (чи навіть кількох камер), систем регулювання і про подачу компонентів палива, виконавчих пристроїв для створення управляючих моментів, з'єднувальних магістралей тощо. п. Система регулювання здійснює автоматичне підтримку чи программированное зміна параметрів в камері задля забезпечення заданих величин тяги, певного співвідношення компонентів, сталої роботи КС, і навіть управляє перехідними процесами, наприклад запуском і зупинкою двигуна. Для системи регулювання використовують різноманітні клапани, редуктори, запальні пристрої і інші елементи, звані органами автоматики, призначення яких — здійснювати певні опеоании в заданої последовательности.

[pic] Компоненти до камери згоряння подають чи з допомогою вытеснительной системи подачі, чи з допомогою насоса. У разі систему називають насосної. Зазвичай для приводу насосів використовують турбіну. Тому агрегат, що з насосів і турбін, називають турбонасосным (ТНА). Робоча тіло для приводу турбіни зазвичай одержують у газогенераторе (РР). Моменти, управляючі ЛА, зазвичай, створюються або поворотом камери РРД щодо осі, або зміною величини тяг нерухомих камер.

Таким чином, вихідне хімічне паливо є одночасно джерелом енергії і джерелом робочого тіла щоб одержати тяги. Сукупність відзначених ознак визначає клас хімічних РД, характерна особливість яких за порівнянню коїться з іншими РД — високі удільні витрати палива (масовий витрати, що припадає на одиницю развиваемой тяги), викликані необхідністю мати на борту апарату пальне і окислювач. У зв’язку з тим самим час роботи хімічних РД обмежена запасами палива на апараті, яке відносно небагато. З усього розмаїття хімічних РД обмежимося розглядом лише жидкостного ракетного двигуна, який посідає особливе місце в ракетної техніки і широко використовують у освоєнні космічного пространства.

ТОПЛИВА ТЕПЛОВИХ ДВИГАТЕЛЕЙ.

Палива теплових двигунів є носіями хімічний енергії і джерелом маси робочого тіла, і є витрачені індивідуальні речовини чи його сукупність, здатні до хімічним перетворенням (горінню, розкладанню) із енергії й освіті робочого тіла — високотемпературних продуктів. Ці продукти у кінцевому результаті йдуть на скоєння механічний роботи. Для процесу горіння, 1редстав-ляющего собою скороминуче окислювання, потрібно окислювач і. Для деяких теплових двигунів (поршневих ДВС, воздушно-реактивных, гидроракетных) окислювачем є речовина, яке надходить в двигун із довкілля: атмосферне повітря чи забортная вода. Оскільки тут окислювач не витрачається з борту транспортний засіб, то таких випадках часто нe роблять різницю між поняттями «паливо» і «горючее».

У автономних (ракетних) двигунах окислювач і перебуває в борту транспортний засіб, під паливом розуміють сукупність окислювача і пального. Нерідко використовуються однокомпонентные (унітарні) палива, здатні до экзотермическим реакцій розкладання. Хімічні палива на відповідність до їх агрегатным станом може бути рідкими, твердими і газоподібними. Розрізняє також палива, відповідні різним комбінаціям названих станів: твердожидкие (гібридні), газожидкие, псевдожидкие, гелеобразные і др.

Палива для теплових двигунів повинні мати певними физикохімічними, експлуатаційними, економічними і екологічними показниками, забезпечують ефективну і надійну з заданим ресурсом роботу двигунів у різних кліматичних, висотних та інших условиях.

До експлуатаційним відносять властивості палив, що визначають надійність і економічність експлуатації двигуна. Такими властивостями є детонационная стійкість (октанове тіло) чи схильність до запаленню (цетановое число) вуглеводневих горючих для поршневих ДВС, температурні і концентраційні межі запалення, межі стійкого горіння, температура самовоспламенения, час затримки запалення чи самовоспламенения, і навіть такі властивості, як испаряемость, прокачиваемость,, схильність до утворення відкладень, коррозионную активність, охолодні властивості, сумісність з конструкційними материалами.

З власного призначенню ЖРТ поділяють на основні, пускові і допоміжні. Основними є палива, створюють все чи основну частку тяги рухової установки. Пускове паливо використав початковий період запуску двигуна для запалення несамо-воспламеняющихся при контакті основних компонентів. На продуктах згоряння чи розкладання допоміжного палива можуть працювати турбіни, стернові сопла та інші агрегати, не що дає безпосередньо основний частки тяги двигателя.

За кількістю основних компонентів розрізняють одне-, двохі трикомпонентні палива. Сучасні РРД найширше використовують двухкомпонентныс рідкі палива. Таке паливо порівняно безпечно в експлуатації, допускає неабиякий асортимент компонентів. До трехкомпонентных палив можна віднести палива, які з окислювача і пального, які забезпечують високий рівень виділення тепла, і третього компонента, продукти нагріву чи розкладання якого мають малої молекулярної масою і, отже, великий працездатністю і питомим імпульсом. Як третього компонента то, можливо водень, метан та інші легкі речовини. Досліджувані трикомпонентні палива на більшості своем—топлива металлосодержащие, які становлять окислювач і, обсягом якого рівномірно розподілені тверді частки металла.

Двухкомпонентные палива можна класифікувати по родинним окислителям, оскільки окислювач, зміст що його різних тонливах становить 75 95% (щодо маси), визначає особливості паливної композиції. Розрізняють, зокрема, кисневі, азотно-кислотные, азоттетроксидные, перекись-водородные, хлорні і фторные топлива.

Залежно від реакційної здібності окислювача і пального за її безпосередньому контакті палива поділяють на самозаймисті і несамовоспламеняющисся. Самозаймисті компоненти палива в усьому діапазоні експлуатаційних температур і тисків реагують за хорошого контакту в рідкої фазі із тепла, достатнього для запалення паливної суміші. Запалення несамовоспламеняющихся у звичайних обставинах паливних пар можна забезпечити каталітичним впливом, введенням у одне із компонентів активизирующих присадок чи підведенням тепла від зовнішнього источника.

По інтервалу температур збереження стану палива чи його компоненти поділяють на висококиплячі і низкокипящие. Висококиплячі компоненти палива на умовах експлуатації мають температуру кипіння вище 298 До і у звичайних обставинах без втрат на випаровування. Низкокипящие компоненти палива за стандартного на тиску мають температуру кипіння нижче 298 До й у газоподібному стані. Деякі компоненти (наприклад, аміак NHg) можна експлуатувати як висококиплячі за підтримки певного (порівняно невеликого) надлишкового тиску в баці. Серед низкокипящих компонентів виділяють групу про кріогенних компонентів палив, мають температуру кипіння нижче 120 До (-153°С). Кріогенний компонент не можна зберігати в рідкому стані без прийняття спеціальних заходів його теплової ізоляції. До криогенным компонентами ставляться скраплені гази: кисень, водень, фтор, метан та інших. Для зменшення втрат на випаровування і підвищення щільності можливо застосування кріогенного компонента в шугообразном стані, тобто. як рухомий грубодисперсной двухфазной суміші твердою і рідкої фаз цього компонента.

По фізичним і хімічної стійкості протягом багато часу розрізняють палива тривалого зберігання або стабільні, і палива короткочасного зберігання. Компоненти стабільних палив мають при максимальної температурі за умов експлуатації або збереження тиск насиченого пара нижче припустимого в умовах міцності баків, мають стабільністю фізико-хімічних властивостей протягом певного часу й допускають збереження до баках ракети чи інших ємностях при експлуатаційних температурах і тисках без істотних потерь.

Задание.

Однокамерный ЖРД Начальная маса m0 = 13 000 кг Конечная маса m1= 1 300 кг Тяговооруженность b0 = 1,1.

Давление в КС poc = 8,8 МПа Геометрическая ступінь розширення сопла [pic]= 600.

[pic] = [pic].

Топливо:

О2+ … Стабільне пальне (НДМГ).

3. Розрахунок розмірів камери, й дійсних параметрів двигателя.

Розрахунок геометрії камери РРД ПАЛИВО: О2ж+ НДМГ Тяга камери 140.000 кН Тиск на вході у сопло 8.80 000 МПа Питома імпульс 3518.0514 м/с Видатковий комплекс 1729.9965 м/с Масові витрати: окислювача 25.739 801 кг/с пального 14.291 759 кг/с Параметры камери згоряння: а) Общие:

Коефіцієнт камери згоряння 0.9 800 000.

Відносна расходонапряженность 1.0 с/м.

Час перебування 0.2 000 с.

Відносна площа поперечного перерізу 5.7 803 584.

Радиус.

0.1 273 693 м.

Довжина 0.2 004 792 м.

Объем.

0.49 648 м3.

Радіус скругления R1 0.1 018 954 м.

Радіус скругления R2 0.794 655 м б) У ядрі потока:

Коефіцієнт надлишку окислювача 0.9 500 000.

Ідеальний питомий імпульс 3678.0345 м/с.

Ідеальний видатковий комплекс 1772.2600 м/с.

Ідеальна температура 3863.0800 К.

Молекулярна маса 25.337 700 г/моль.

Масові витрати: окислювача 23.841 951 кг/с пального 11.752 583 кг/с в) У пристеночном слое:

Коефіцієнт надлишку окислювача 0.15 000 000.

Відносна частка пального 0.2 000 000.

Ідеальний питомий імпульс 2782.8400 м/с.

Ідеальний видатковий комплекс 1400.1200 м/с.

Масові витрати: окислювача 1.6 978 500 кг/с пального 2.8 391 759 кг/с Параметры сопла:

. Коефіцієнт сопла.

0.9 800 000.

. Показник изоэнтропы розширення срезе.

1.1 230 300.

. Геометрична ступінь расширения.

48.611 800 Радіус скругления R3 0.264 885 м Радіус мінімального перерізу 0.529 770 м Половина кута розчину конічного ділянки сужающейся частини сопла 7.0 радий Коефіцієнти втрат питомої імпульсу на трение.

0.198 067 розсіювання 0.82 720.

Таблиця 1.

Координати точок поєднання контуру сужающейся частини сопла.

——————————————;

Крапка¦ X [мм] ¦ Y [мм] ¦

——+——————+——————+.

A ¦ 232.178 ¦ 127.369 ¦

B ¦ 299.122 ¦ 102.293 ¦

З ¦ 333.271 ¦ 72.533 ¦

D ¦ 385.479 ¦ 52.977 ¦

Таблиця 2 Координати контуру розширення частини сопла —————————————————————-+ NN ¦ X [мм] ¦ Y [мм] ¦ Бета [радий] ¦ ——+——————+——————+——————¦

1 ¦ 385.479 ¦ 52.977 ¦ 0.0 ¦

2 ¦ 400.803 ¦ 57.860 ¦ 0.616 910 ¦

3 ¦ 450.446 ¦ 90.763 ¦ 0.555 199 ¦

4 ¦ 500.089 ¦ 119.762 ¦ 0.503 345 ¦

5 ¦ 549.731 ¦ 145.652 ¦ 0.459 031 ¦

6 ¦ 599.374 ¦ 168.990 ¦ 0.420 636 ¦

7 ¦ 649.017 ¦ 190.183 ¦ 0.386 983 ¦

8 ¦ 698.659 ¦ 209.542 ¦ 0.357 195 ¦

9 ¦ 748.302 ¦ 227.308 ¦ 0.330 604 ¦ 10 ¦ 797.945 ¦ 243.674 ¦ 0.306 690 ¦ 11 ¦ 847.587 ¦ 258.797 ¦ 0.285 045 ¦ 12 ¦ 897.230 ¦ 272.807 ¦ 0.265 340 ¦ 13 ¦ 946.873 ¦ 285.811 ¦ 0.247 308 ¦ 14 ¦ 996.515 ¦ 297.902 ¦ 0.230 731 ¦ 15 ¦ 1046.158 ¦ 309.159 ¦ 0.215 427 ¦ 16 ¦ 1095.800 ¦ 319.649 ¦ 0.201 247 ¦ 17 ¦ 1145.443 ¦ 329.432 ¦ 0.188 061 ¦ 18 ¦ 1195.086 ¦ 338.560 ¦ 0.175 761 ¦ 19 ¦ 1244.728 ¦ 347.079 ¦ 0.164 255 ¦ 20 ¦ 1294.371 ¦ 355.030 ¦ 0.153 462 ¦ 21 ¦ 1344.014 ¦ 362.448 ¦ 0.143 314 ¦ 22 ¦ 1393.656 ¦ 369.367 ¦ 0.133 749 ¦ —————————————————————-+.

6. Розрахунок охолодження камери двигуна. Охолодження камери, працюючого на компонентах: рідкий кисень + НДМГ виконується відповідно до посібники для курсового і дипломного проектування РРД [ ]. Охолодження здійснюється проточним пальним (НДМГ), далі охолоджувачем. [pic]. Діаметр мінімального перерізу дорівнює 106 мм, діаметр вихідного перерізу сопла 697 мм. Тиск загальмованого потоку в КС Рос=8,8 МПа. Коэф-т надлишку окислювача в пристеночном шарі [pic]ядре потоку [pic]. Задаємось температурою охолоджувача на вході у тракт Твх.охл.=300 До. Вибираємо як матеріалу стінки сплав БрХ08 і задаємось розподілом температури стінки за довжиною камери. Розподіл за довжиною вибираємо лінійне. У сверхзуковом соплі розподіл температури задаємо двома лінійними залежностями. Значення Тст.г. рівні: в мінімальному сечении 680 До, на зрізі сопла 450 До, У камері згоряння 580 До. Вибираємо 7 розрахункових перетинів по тракту. Масовий витрата охолоджувача вибираємо першою ділянці; [pic] інших ділянках все пальне проходить через охолоджуючий тракт. Для зручності отримані значення занесені в таблицю 6.1. Вибір геометрії охолоджуючого тракту. На всьому протязі камери проходять фрезеровки. а = 1,3(3 мм., — ширина каналу, б = 0,5−2 мм., — ширина ребра, ?охл = 2−4 мм., — висота ребра, ?ст =0,5−3 мм., — товщина стенки.

[pic] [pic].

7. Розрахунок смесеобразования.

Компоненти топлива:

. Рідкий кислород;

. Підігрітий НДМГ.

Смесеобразование в камері згоряння здійснюється двухкомпонентными форсунками і відцентровими жидкостными форсунками пального для охолодження паяного шва і вогневого днища. Застосування двухкомпонентных форсунок забезпечує змішання компонентів лише у фазі поблизу площині форсунок в КС, що зумовлює більш інтенсивному перебігові процесів горіння і зменшенню обсягу КС. З іншого боку пропускну здатність голівки з двухкомпонентными форсунками значно вищий. Щоправда при інтенсивному протікання процесів згоряння поблизу форсунок вогневе днище голівки і особливо вузли пайки форсунок в днищах працюватимуть при підвищених температурах, тому найчастіше доводиться організовувати навколо кожної форсунки рідинну завісу. Проте поліпшення смесеобразования з допомогою двухкомпонентных форсунок дає понад суттєву перевагу в підвищення надійності роботи всієї КС.

Визначення кількості форсунок на голівці камери. Розрахунки проведено відповідно до вказівкам джерел [], []. Розташування форсунок на голівці (концентричне, крок, а між центрами для двухкомпонентных форсунок можливо, у межах, а = 18…50 мм: а = 24 мм. Для нормального закріплення форсунки на днище поблизу стінки камери необхідно, щоб між стінкою камери, й центром корпусу форсунки було відстань, однакову 5…10 мм. Якщо ефективну площа голівки, зайняту форсунками, поділити площа, зайняту однієї форсункою на голівці, одержимо кількість форсунок, які вмістилися на голівці: [pic], Ефективна площа голівки Fк.эф.=?R2к.эф. Rк. эф = Rк (а/2 = 127 (24/2 = 115 мм, Rк (радіус камери згоряння, а (крок між форсунками. Для концентричного розташування форсунок знайдемо кількість окружностей, умещающихся лежить на поверхні голівки. Приймемо відстань між окружностей рівним кроку між форсунками, але в кіл форсунки розташовані на півметровій відстані кроку, виміряного по хорді окружності. Кількість окружностей [pic]; Вочевидь, на першої окружності число форсунок буде [pic] У другий окружності число форсунок [pic] На третьої окружності [pic] На четвертої окружності [pic] Загальна кількість форсунок з центральною становитиме n = n1 + n2 + n3 = 1+6 + 12 + 18 +24 = 61. Крок між форсунками у міру віддалення від центру трохи возрастает.

Створення пристеночного шару в камері. Задля більшої надійного охолодження гарячих стінок камери необхідно створити поблизу стінок шар продуктів згоряння зі зниженою температурою. Це досягається постановкою додатковий струменевих форсунок пального по периферії голівки. Причому у пристеночном шарі створюється місцеве співвідношення компонентів менше, ніж розрахункове в ядрі. Необхідно забезпечити тім'яний шар найменшим кількістю палива, щоб частка питомої імпульсу в пристеночном шарі, як неоптимального, була мінімальної загалом питомому імпульсі камери. Для рівномірного розподілу компонентів в пристеночном шарі має бути збільшене число форсунок. У цьому тім'яний шар виходить стійким за довжиною камери, й зберігається газова завіса з зниженою температурою у всій довжині камери. Однокомпонентная відцентрова форсунка варта охолодження паяного шва та її витрата від основного пального становитиме 20%. (2,8 кг/сек) Кількість форсунок — 30. Щільність НДМГ= 786 [pic]. 1. Вибираємо кут розпилу для форсунки пального 2? = 40?. 2. Перепад тиску форсунке Р: ?Рф.гор.= 800 000 Па 3. За графіком (рис. 5.6., [4]) знаходимо Аг = 1; ?ф.г.=0,44; ?р = 0,66. 4. Визначаємо площа сопла форсунки пального [pic];

dcф.г.=[pic][pic]2,76 мм rc=1,38 мм 5) Примем число вхідних отворів i=4. Rвх/ rc= 2,5; отже R вх= 2,5rc =3,45 мм Знаходимо [pic] 6) Визначаємо число Рейнольдса Reвх і вибираємо коефіцієнт тертя [pic] [pic][pic]550 186,9 [pic][pic]-1,72 [pic]0,0192 7) Визначаємо еквівалентну геометричну характеристику. Аэ1=[pic][pic]0,986.

Геометрическая характеристика з урахуванням в’язкості відрізняється від розрахункової ідеальної менш як п’ять%, то знайдені розміри форсунки приймаємо действительными.

Окончательные розміри однокомпонентной відцентровій форсунки пального для пристеночного слоя:

|Размеры |Мм | |R k |3,84 | |h форсун |8,00 | |r з |1,28 | |r нар сопел |3,33 | |? стінки |1,20 | |r вх |1,51 | |d вх |3,02 | |R вх |2,56 |.

Розрахунок двухкомпонентной форсунки. Розрахуємо спочатку форсунку окислювача, що знаходиться всередині форсунки окислювача. 1. Вибираємо кут розпилу для форсунки пального 2? = 100?. 2. Перепад тиску форсунке Р: ?Рф.гор.= 1 500 000 Па 3. За графіком (рис. 5.6., [4]) знаходимо Аг = 4; ?ф.г.=0,19; ?р = 0,38. 4. Визначаємо площа сопла форсунки окислювача [pic];

dcф.ок.=[pic][pic]6,98 мм rcг=3,49 мм. Беручи товщину стінки [pic]0,95 мм, отримуємо зовнішнє радіус сопла rнг=4,44 мм 5) Примем число вхідних отворів i=4. Rвх/ rc= 2,25; отже R вх= 2,25rc =7,85 мм Знаходимо [pic]) Визначаємо число Рейнольдса Reвх і вибираємо коефіцієнт тертя [pic] [pic][pic]992 161,9 [pic][pic]-1,75 [pic]0,018 7) Визначаємо еквівалентну геометричну характеристику. Аэ1=[pic][pic]3,83.

Геометрическая характеристика з урахуванням в’язкості відрізняється від розрахункової ідеальної менш як п’ять%, то знайдені розміри форсунки приймаємо дійсними. |Розміри |мм | |R k |10,41 | |h форсун |8,72 | |r з |4,36 | |r нар сопел |5,31 | |? стінки |0,95 | |r вх |1,68 | |d вх |3,37 | |R вх |8,72 |.

Теперь розрахуємо форсунку Пального. 1. Вибираємо кут розпилу для форсунки пального 2? = 115?. 2. Перепад тиску форсунке Р: ?Рф.гор.= 800 000 Па 3. За графіком (рис. 5.6., [4]) знаходимо Аг = 6; ?ф.г.=0,13; ?р = 0,3. 4. Визначаємо площа сопла форсунки Окислювача [pic];

[pic].

5. Перевіряємо умова rвг > rнок: [pic]мм Т.к. 4,76>4,44, то форсунка окислювача працюватиме з розрахунковим коефіцієнтом расхода.

6. Приймемо число вхідних отворів i=4. Rвх/ rc= 1,85; отже R вх= 1,85rc =10,52 мм Знаходимо [pic] 7. Визначаємо число Рейнольдса Reвх і вибираємо коефіцієнт тертя [pic] [pic][pic]354 316 [pic][pic]-1,69 [pic]0,020 7) Визначаємо еквівалентну геометричну характеристику. Аэ1=[pic][pic]5,75.

Геометрическая характеристика з урахуванням в’язкості відрізняється від розрахункової ідеальної менш як п’ять%, то знайдені розміри форсунки приймаємо дійсними. |Розміри |мм | |R k |12,03 | |h форсун |10,07 | |r з |6,71 | |r нар сопел |8,51 | |? стінки |2,00 | |r вх |1,96 | |d вх |3,92 | |R вх |10,07 |.

9. Спецчастина роботи — піро-клапан відсічення окислителя.

Пироклапан призначений для перекриття лінії подачі окислювача до камери згоряння при вимиканні двигуна. Для спрацьовування пироклапана застосований пиропатрон ДП1А-3, який установлюють в гніздо косинця 2.

Материалы основних деталей пироклапана следующие:

. корпус 1 і клапан 5- алюмінієвий сплав Д16;

. поршень 3- алюмінієвий сплав АК8;

. чека 4- бронза БрАЖ-9;

. пружина 6- сталь 1Х18Н9Т;

Робота клапана відсічення окислювача. У відкритому становищі (на початок пуску, соціальній та процесі її роботи) клапан 5 утримується чекою 4. При подачі напруги на пиропатрон відбувається запалення його заряду; силою тиску продуктів згоряння на поршень 3 срезается уплотнительный блокнот чеки 4, що виходить з зачеплення з клапаном 5 і заклинивается по конусной поверхні в угольнике 2. Під впливом сили пружини 6 і перепаду тисків клапан 5 переміщається і заклинивается в сідлі, виконаному в вихідному штуцере корпусу 1, припиняючи доступ окислювача до камери сгорания.

Розрахунок клапана відсічення окислювача. На рухливу частина клапана діють такі силы:

1. З боку входу діє сила:

[pic][pic]23 589,3 Па.

Dдіаметр входу (выхода).

2. З боку виходу тиск за клапаном:

[pic][pic][pic]22 222,1 Па dдіаметр поршня.

3. У газової порожнини початкова тиск ргн создает:

[pic][pic]67,3 Па.

D1- діаметр газової порожнини між пирозарядом і поршнем ргн — приймемо однакову нормальному атмосферному тиску ([pic]).

4. Під впливом цих сил, уплотнительный блокнот чеки повинен витримати докладені навантаження. Визначимо зусилля з його срез:

[pic][pic]3 382 214,8 Па кнкоефіцієнт запасу на непрорыв кн=1,2…2.

[pic]- товщина срезаемого буртика.

5. Тиск у газовій порожнини після згоряння заряда:

[pic][pic].

=5 225 104,2 Па кп — коефіцієнт запасу на прорив, кп=0,6…0,7.

6. З рівняння стану [pic], визначаємо масу заряда:

[pic][pic]0,2 248 кг = 2,25 гр.

Vг — обсяг газової порожнини між пирозарядом і поршнем zмасова частка конденсату в ПС.

[pic]- коефіцієнт, враховує теплоотвод в стінки, навколишнє середовище і т.д.

[pic].

9. Розрахунок загальної несучою здібності оболонки камери сгорания.

Несуча здатність конструкції при пластичном стані є її здатність опиратися докладеним навантажень, зі збереженням її ж розмірів та форми в що допускаються пределах.

Приймаються такі допущения:

1. Матеріал оболонок упруго-пластичный, однаково дбає про стиснення і растяжение.

2. Оболонки циліндричні, тонкі ([pic]).

3. Зв’язки оболонок абсолютно жорсткі в радіальному напрямі, їх роботою у подовжньому напрямі пренебрегаем.

4. Вплив крайового ефекту на напружене стан оболонок до уваги береться (нескінченно довга оболочка).

5. Тиск газів у розрахунковому перетин вважаються одно розподіленим за периметром оболочки.

6. Температурное полі оболонках осесеметрично. Температура окреслюється середнє між температурами на внутрішніх та наружних поверхнях оболочки.

Вихідні данные:

. Товщина стінки- [pic].

[pic].

[pic].

. Радіус камери — R.

R= 170 мм.

. Температура стінки — t t1=500 0C t2=100 0C.

1. Ставимо Єп в диапозоне [pic] |0,3175| |0,635 | |0,9525| |1,27 | |1,5875| |1,905 | |2,2225| |2,54 | |3,175 |.

[pic]1= 2*10−3* 127 = мм.

[pic]2= 2,5*10−3* 127= мм.

[pic]3= 5*10−3* 127= мм.

[pic]4= 7,5*10−3* 127= мм.

[pic]5= 10*10−3* 127= мм.

[pic]6= 12,5*10−3* 127= мм.

[pic]7= 15*10−3* 127= мм.

[pic]8= 17,5*10−3* 127= мм.

[pic]9= 20*10−3* 127= мм.

[pic]10= 22,5*10−3* 127= мм.

2. Визначаємо при заданих температурах:

При t1=500 0C [pic] 1/град.

При t2=100 0C [pic] 1/град.

Знаючи [pic], знаходимо Et — коефіцієнт температурного расширения:

[pic] [pic].

Et1=0,96 500 Et2=0,9 600.

3. Знаходимо окружну деформація кожної оболочки:

[pic].

| |E y1 |E y2 | |1 |-0,0077 |0,0010 | |2 |-0,0072 |0,0015 | |3 |-0,0047 |0,0040 | |4 |-0,0022 |0,0065 | |5 |0,0004 |0,0090 | |6 |0,0029 |0,0115 | |7 |0,0054 |0,0140 | |8 |0,0079 |0,0165 | |9 |0,0104 |0,0190 | |10 |0,0154 |0,0240 |.

4. Приймаємо окружні напруги кожної оболонки, відповідно до їхнього температур і деформації En по діаграмі деформування стали ЭП53 і сплаву БрХ08: (значення Мпа) |№ |En |[pic] |[pic] | |1 |0,002 |-204,0|176,58| | | |5 | | |2 |0,0025 |-202,0|230,54| | | |9 | | |3 |0,005 |-188,3|318,83| | | |5 | | |4 |0,0075 |-166,7|348,26| | | |7 | | |5 |0,01 |9,81 |367,88| |6 |0,0125 |161,87|380,63| |7 |0,015 |193,26|389,46| |8 |0,0175 |206,01|402,21| |9 |0,02 |212,88|410,55| |10 |0,0225 |215,82|426,74|.

5. Знаходимо тиск у камері згоряння Рг.

[pic].

№ |1 |2 |3 |4 |5 |6 |7 |8 |9 |10 | |Pr, МПа |0,958 |2,263 |4,565 |5,600 |8,844 |11,540 |12,243 |12,745 |13,050 |13,479 | |.

7. Будуємо графики:

[pic].

[pic].

10. ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ.

Перед заправкою баків ракети компонентами палива электропневмоклапаны 5, 6, 8 і 14 перебувають у знеструмленому стані, клапани пального 17 і окислювача 7 відкриті на попередню ступень.

При подачі в управляючу порожнину клапана 7 повітря тиском 50±2 атм з попередньої щаблі ракети клапан окислювача закривається. Виробляється заповнення шаробаллона 13 газоподібним азотом тиском 200 ±5 атм від наземної установки через зворотний клапан 12.

При заправці баків ракети компонентами палива рідкий кисень заповнює насос до клапана окислювача 7; пальне, заповнивши магістралі двигуна, через клапан 29 перепускается в бак ракеты.

Перед запуском двигуна включається продування форсуночной голівки по лінії пального й пояса додаткового охолодження камері згоряння. Продування здійснюється газоподібним азотом, подаваним з попереднім щаблі ракети через зворотні клапани 3 і 34. У процесі продувки в камері згоряння пелюсткової діафрагмою пирозажигательного устрою 2, встановленого в критичному сечении, підтримується певне тиск, що забезпечує надійне запалення пиропатронов.

Запуск двигуна у польоті виробляється автоматично не від системи управління при що працює двигуні попередньої щаблі ракети. За командою на запуск двигуна подається напруга на пиропатроны пирозажигательного устрою. Одночасно подається напруга на піро-клапан запуску 14, і азот з шаробаллона через редуктор тиску вступає у управляючу систему двигателя.

Через 0,8 сік після запалення пиропатронов подається напруга на электропневмоклапаны 5 і шість; повітря стравливается з керуючої порожнини клапана окислювача 7, клапан відкривається на попередню щабель і утримується у тому становищі разрывным болтом; отсечной клапан пального 32 відкривається на час вступу азоту в управляючу порожнини. Поруч із командою для відкриття паливних клапанів (мембрани примусового прориву 4 і 42) припиняє продування камери згоряння з попереднім щаблі ракети. Компоненти палива вступають у камеру згоряння спалахують. Двигун входить у режим попередньої ступени.

Через 0,95 сік після команди на запуск двигуна воспламеняется порохова шашка газогенератора. Порохова шашка при своєму згорянні забезпечує розкрутку турбіни 22, і навіть додає необхідний теплової імпульс спершу процесу термічного розкладання НДМГ в газогенераторе 25. Наприкінці горіння пороховий шашки подаєте напруга на электропневмоклапан 8, управляючий клапаном 29. Відкриття клапана 29 пальне наближається до зворотному клапану 24, одночасно припиняється перепуск пального на бак ракеты.

При зниженні тиску порохових газів пальне, відкриваючи зворотний клапан 24, вступає у газогенератор і розкладається, обертів турбонасосного агрегату збільшуються. Зі збільшенням тиску компонентів палива за насосами клапани пального 17 і окислювача 7 відкриваються на головну щабель (клапан окислювача різко відкривається після руйнації разрывного болта). При підвищенні тиску газів у камері згоряння відбувається викид пирозажигательного устройства.

Працюючи двигуна на режимі головною щаблі рідкий кисень через зворотний клапан 15 вступає у випаровувач 23, де випаровується зарахунок тепла відпрацьованих газів турбіни і відбувається на наддування бака окислювача. Наддування бака пального здійснюється продуктами розкладання НДМГ, які відбираються після газогенератора і балластируются рідким пальним в смесителе 20.

Для управління польотом ракети відпрацьований газ після турбіни і випарника трубопроводами подається в стернові сопла 26, 37 і 40. Необхідний керувати польотом момент сил створюється перерозподілом витрат газу через нерухомо закріплені стернові сопла з допомогою заслінок газораспределителей 27, 35 і 38.

При вимиканні двигуна спрацьовує піро-клапан окислювача 31, одночасно знімається напруга з электропневмоклапанов 5, 6, 8, 14 і всі пневмоклапаны, крім клапана окислювача 7, закриваються. Одночасно відкривається перепуск пального на бак ракети. Двигун выключается.

11. Опис конструкції двигуна по розрізу, поданому в графічної части.

Камера згоряння (КС) виконано вигляді паянозварної неразъемной конструкції і складається з форсуночной голівки 1 та нижньої частини, які включають середню частина 2 і ще дві секції сопла.

Форсуночная голівка складається з 37 відцентрових двухкомпонентных форсунок і 24 відцентрових однокомпонентных рідинних форсунок пального для охолодження паяного шва і вогневого днища. Розташування форсунок концентричне зі змінним кроком: а=28 мм для двухкомпонентных, і а=20 мм для однокомпонентных. Застосування двухкомпонентных форсунок забезпечує змішання компонентів лише у фазі поблизу площині форсунок в КС, що призводить до більш інтенсивному перебігові процесів горіння і поступового зменшення обсягу КС.

Скріплення зовнішнього днища з внутрішнім та середнім виконано з допомогою форсунок штирів. Проточна частина форсунок штирів не відрізняється від основних форсунок.

Стик між форсуночной головкою та нижньої частиною освічений зварюванням по вогневої стінці, і навіть по опорному і биметаллическому кільцям .

У зв’язку з тим, що при силових навантаженнях титанові сплави можуть спонтанно займатися серед рідкого кисню, всі деталі порожнини окислювача форсуночной голівки виконані зі сталі чи бронзи. Для стикування сталевого корпусу голівки з сорочкою середині, виконаною з титанового сплаву, передбачено біметалічне кільце. Кільце складається з внутрішньої сталевої і зовнішньої титанової частин, спаяних між собою твердим медно-серебряным припоем по спеціальної різьбленні, має круглий профіль, і навіть по круговим торцевим шипам. Оскільки паяное з'єднання біметалічного кільця недостатньо пластично то осьові і радіальні навантаження, які під час роботі камери, сприймаються різьбленням і круговими шипами, припой же-предназначен лише герметизації соединения.

У районі стику форсуночной голівки з нижньої частиною розміщено шість гнізд під клапани відсічення пального й три опорних виступу для кріплення камери згоряння до ракеті. На опорному кільці встановлено кронштейн під вибродатчик, штуцер відбору пального харчування газогенератора.

На камері згоряння передбачені виміри тиску перед форсунками окислювача і пального, тиску газів у камері, температури пального перед форсунками; штуцер виміру тиску газу виконано биметаллическим (мідностальным).

Середня частина камери згоряння, куди входять циліндричний ділянку, область втекания і початковий ділянку закритической частини сопла, складається з зовнішніх сорочок з силовими кільцями внутрішніх оребренных стінок, гофрованої проставки.

Поєднання сорочок і каблучок з внутрішніми стінками здійснюється шляхом пайки твердим медно-серебряным припоем за вершинами ребер і кільцевим буртам стінок, і навіть по гофрованої проставке. З боку стику з першого секцією сопла стінка середині припаяна до титановому кільцю, що є продовженням сорочки і має отвори для протока пального. Прийняте конструктивне оформлення стикового торця дозволило отримати простий та надійний перехід до цельнотитановой першої секції сопла і розвантажити паяное з'єднання першої секції сопла у районі стику з середньої частью.

Зварної стик бронзових стінок середині віддалений від критичного перерізу у напрямку зрізу і підтримується гофрованої проставкой.

Перша секція сопла складається з зовнішньої сорочки, з'єднаної з внутрішньої стінкою дифузійної пайки за вершинами двох гофрованих проставок. До торцям сорочки і стінки приварені кільця, що покращують умови зварювання з середньої частиною суспільства і другий секцією сопла. Сорочка і стінка другий секції сопла з'єднані між собою дифузійної пайки за вершинами гофрованої проставки, і навіть за обручками встановленим на торцях вузла. Задля більшої необхідного витрати охолоджувальної рідини у напрямку зрізу сопла із боку кільця в зовнішні зиги гофрованої проставки (попарно через один зиг) встановлено заглушки, замикаючі проток частини пального на бік до критичного сечению.

Поєднання вузлів частині між собою виробляється зварюванням по стінок і крізь з'єднувальні кільця. Форма з'єднувальних кілець зі боку рідини обрано в такий спосіб, щоб швидкості пального у тих ділянках стиків були близькі до швидкості пального на прилеглих ділянках зарубашечного тракта.

———————————- [pic].