Учебное пособие для дипломников и студентов старших курсов. Москва icon

Учебное пособие для дипломников и студентов старших курсов. Москва


Смотрите также:
Учебное пособие для студентов старших курсов и слушателей магистратуры Москва 2011...
Учебное пособие для студентов старших курсов и слушателей магистратуры Второе издание...
Учебное пособие для студентов старших курсов и слушателей магистратуры Второе издание...
Учебное пособие для студентов старших курсов и слушателей магистратуры Второе издание...
Методика развития речи учителя Учебное пособие для студентов старших курсов Самара...
Медицинская информатика...
Медицинская информатика...
Учебное пособие для студентов старших курсов и магистрантов Таганрог 2008...
Учебное пособие для студентов старших курсов психологических факультетов и отделений...
Учебное пособие для cтудентов старших курсов и аспирантов. Тверь: Тверской гос ун-т, 1999...
Учебное пособие для студентов старших курсов психологических факультетов и отделений...
Учебное пособие для студентов, абитуриентов...



Загрузка...
страницы:   1   2
скачать


Министерство образования Российской Федерации

_____________________________________________________________

Московский авиационный институт

(государственный технический университет)


Козлов А.А., Абашев В.М.


Расчет и проектирование


жидкостного ракетного двигателя малой тяги.


Учебное пособие для дипломников и студентов старших курсов.




Москва

Издательство МАИ


2004

О Г Л А В Л Е Н И Е



Введение……………………………………………………………………..3

1 Техническое задание на двигатель……………………………………….3

2 Выбор топлива, схемы и основных параметров

двигательной установки на ранних этапах проектирования……………5

3 Расчет и проектирование газодинамического профиля

камеры сгорания и сопла…………………………………………………. 6

4 Проектирование смесительной головки………………………………….9

4.1 Выбор типа и числа форсунок, а также схемы

их расположения на плоскости головки…………………………….... 10

4.2 Расчет центробежной форсунки…………………………………….… 10

4.3 Электроклапаны………………………………………………………… 11

4.4 Расчет перемешивания завесы с пристеночным слоем………………. 12

5 Система зажигания несамовоспламеняющихся

компонентов топлива………………………………………………..…… 15

6 Описание конструкции двигателя……………….……………………… 18

6.1 Конструкция камеры сгорания………………………………………….18

6.2 Конструкция смесительной головки……………………………………26

7 Технические условия на изготовление двигателя……………………….29

7.1 Общие технические требования……………………………………….. 29

7.2 Специальные технические требования…………………………………29

8.Материалы, используемые при изготовлении двигателя……………….30

9.Испытания двигателя…………………………………………………… 32

10.Ожидаемые характеристики двигателя…………………………………36

Литература……………………………………………………………………37


Введение


Жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРД МТ) обычно используются как исполнительные органы (ИО) реактивной системы управления (РСУ) космического аппарата (КА) относительно центра масс или как автономные вспомогательные двигатели (для маневрирования КА, ускорения или торможения) [1, 2].

К особенностям этих двигателей по сравнению с маршевыми ЖРД следует отнести в первую очередь импульсный режим работы, а также отсутствие регенеративного охлаждения камеры сгорания и сопла. Кроме того, тяга этих двигателей находится, в основном, в диапазоне (5…400) Н, что создает определенные трудности, связанные с обеспечением полноты сгорания в малом объеме и защитой стенок камеры от высокотемпературных продуктов сгорания.

Подавляющее большинство ныне используемых двигателей малой тяги работает на самовоспламеняющихся компонентах топлива (азотный тетраксид N2O4 + несимметричный диметилгидразин (CH3)2N2H2 или азотный тетраксид + моно метилгидразин CH3N2H3). Однако токсичность указанных компонентов топлива создает немало проблем при отработке и эксплуатации двигательных систем, а также увеличивает стоимость разработки.

Использование нетоксичных топлив, например перекиси водорода H2O2 с керосином или газообразного кислорода с керосином, а также газообразных водорода и кислорода сопряжено с разработкой системы зажигания и размещением её в камере сгорания. Кроме того, система питания двигательной установки должна предусматривать газификацию жидких криогенных компонентов топлива.

Ниже рассматриваются основные вопросы, связанные с разработкой ЖРД МТ на нетоксичных и несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

1^ .Техническое задание на двигател

Техническое задание является основным документом для Разработчика. В нем указываются согласованные между Заказчиком и Разработчиком основные характеристики будущего двигателя.

Основные характеристики двигателя вытекают из выполняемой летательным аппаратом (ЛА) задачи (или нескольких задач) и определяются баллистическими расчетами. Ниже приводится одно из возможных Технических заданий.

Таблица 1- Техническое задание на разработку кислород керосинового ЖРД МТ.







Название параметра

Величина и

размерность

1

Тяга двигателя

200Н


2


Компоненты топлива

Газообразный кислород

и керосин

3

Температура компонентов топлива

288 К

4

Массовое соотношение компонентов

2.1

5

Удельный импульс в вакууме

2805м/с

6

Давление в камере сгорания

1.0 МПа

7

Геометрическая степень расширения сопла

71.60 (ε =1000)

8

Минимальная длительность импульса

30мс

9

Давление на входе в клапаны

1.5 МПа

10

Масса двигателя

1.5 кг

11

Длина двигателя

300мм

12

Напряжение питания электроклапанов

27±3в

13


Запуск и останов двигателя осуществляется одним сигналом на клапаны и зажигание





Поскольку динамические характеристики ЖРД МТ в значительной степени определяются динамическими характеристиками электро-клапанов, то в Техническом задании на двигатель могут быть записаны специальные требования к клапанам, например количество циклов включения-выключения (400000…500000) и другие.

В данном случае топливо является несамовоспламеняющимся и, следовательно, в состав каждого двигателя включается свеча электро-зажигания и преобразователь напряжения бортового источника питания (преобразователь может быть общим для группы ЖРД МТ).

Важным пунктом Технического задания является состав компонентов топлива (обычно указывается ГОСТ на компоненты топлива), т.к. состав примесей может существенно повлиять на энергетические характеристики (удельный импульс и период задержки воспламенения).


2^ Выбор топлива, схемы и основных параметро

двигательной установки на ранних этапах проектирования


Разработка нового двигателя всегда является итерационным процессом. На ранних этапах проектирования для выполнения поставленной задачи выбирается топливо, система питания и основные параметры двигателя (тяга, давление в камере, степень расширения сопла, массовое соотношение компонентов топлива и др.) [2, 3]. Однако, в данном случае тяга двигателя и топливо уже заданы, давление компонентов на входе в клапаны (1.5МПа) задает, по существу, вытеснительную систему питания для керосина, массовое соотношение компонентов и степень расширения сопла также заданы. Следовательно, можно переходить к расчету и построению газодинамического профиля камеры сгорания и сопла.

Следует добавить в ТЗ для большей определенности запас топлива РСУ для выполнения поставленных для ЛА задач, что позволит выбрать оптимальную для рассматриваемой задачи систему питания исполнительных органов РСУ (см. Internet: < www.mai.ru/dep/k202>). Для запаса топлива более 200кг электро-насосная система питания будет более предпочтительной по сравнению с вытеснительной.


3. Расчет и проектирование газодинамического профиля

камеры сгорания и сопла.


Для расчета и проектирования газодинамического профиля камеры сгорания и сопла используются следующие исходные данные:

  • тяга камеры в пустоте Рп = 200 Н,

  • давление в камере сгорания рк =1.0МПа,

  • массовое соотношение компонентов Кm =2.0,

  • степень расширения сопла ε =1000 (Faотн =Fa/Fкр = 72),

  • теоретический удельный импульс в пустоте Iпуд= 3500м/с,

  • показатель изоэнтропы расширения к = 1.2,

  • газовая постоянная продуктов сгорания в камере R= 405[Дж/кг*К],

  • температура продуктов сгорания в камере Тк = 3290К.


Для построения газодинамического профиля камеры сгорания и сопла необходимо определить:

  • диаметр критического сечения dкр,

  • диаметр выходного сечения сопла Da,

  • диаметр камеры сгорания Dk,

  • длину камеры сгорания (цилиндрической части) Lk,

  • длину дозвуковой части сопла Lдозв,

  • длину сверхзвуковой части сопла La,

  • угол наклона вектора скорости в критическом сечении βm,

  • угол не параллельности потока на выходе их сопла βa.



Как уже говорилось выше, проектирование двигателя является итерационным процессом, поэтому на первом этапе зададимся коэффициентами потерь удельного импульса в камере и сопле: φк = 0.94, φс = 0.97(на основе опыта проектирования подобных двигателей).

Дальнейший расчет проведем по установившейся методике [1]:

1.Определяется суммарный расход топлива через камеру сгорания mΣ [кг/с] :

mΣ = Pп/(Iпуд* φк* φс) = 200/3500*0.94*0.97 = 0.0627

2.Определяется площадь критического сечения камеры сгорания Fкр2]:

Fкр = mΣ*(RTk)0.5/pk[k(2/k+1) (k+1/k-1)]0.5 = 0.1964*10-3

3.Определяется диаметр критического сечения dкр [м]:

dкр = = 0.012

4.Определяется относительная площадь среза сопла Fа отн и диаметр среза сопла Dа [м] :

Fа отн = [(2/k+1)1/k-1]/(pa/pk)1/k= 71.6

Dаотн = 8.46

Da = dкр =0.012* = 0.1015

5.Определяется диаметр камеры сгорания Dk, используя рекомендации по относительной расходонапряженности qотн [1/c] для ЖРД МТ, где mΣ[кг/с] , Fk2], pk [кг/ м2 ]:

qотн = mΣ/Fk*pk = 4.7*10-4 ,

Fk = mΣ */qотн*pk ,

Dk = = 0.042

6.Используем понятие приведенной длины камеры сгорания Lпр[м] для определения длины цилиндрического участка камеры сгорания Lц [м]. Для кислород- керосинового топлива Lпр = Fk/Fkp = 1.2м и Lц равно:

Lц = Lпр/Dkотн.2 = 0.098,

где Dkотн = Dk/ dкр = 3.5.

7.Примем форму дозвуковой части сопла конической (под углом 30град. к оси двигателя), которая сопрягается с цилиндром радиусом Rк = Dk/2, а с критическим сечением – радиусом rкр = dкр/2, тогда длина дозвуковой части сопла будет равна:

Lдозв.= Dk –1.232dкр = 0.0272

8.Длину сверхзвуковой части сопла найдем, используя таблицы сопел для исходных данных:

Dаотн = 8.46, 2βa =20˚, k = 1.2

Тогда хаотн = ха/rкр = 21.594

xa = хаотн rкр = 21.594*0.006 = 0.129

βm = 0.6332 =36.28˚


Итак, для построения газодинамического профиля получены следующие размеры и углы: dкр = 0.012[м] , Dk = 0.042[м], Da = 0.1015[м], Lц = 0.098[м], Lдозв = 0.0272 [м], xa = 0.129[м], βa =10˚ , βm =36.28˚ .

Ниже приводится газодинамический профиль, построенный по полученным размерам и углам (рис.1.)


4 Проектирование смесительной головки


Конструкция смесительной головки должна решать одновременно две противоречивые задачи [1,4]:

  • подготовить топливную смесь к наиболее полному сгоранию (т.е. качественно распылить и перемешать компоненты топлива),

  • надежно защитить стенки камеры от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания.


Для качественного распыливания и перемешивания компонентов топлива используются форсунки различного типа, в которых дробление жидкой фазы достигается за счет взаимодействия жидкой пленки с сильно турбулизированным газовым потоком. Турбулизация потока в свою очередь размывает пристеночный слой и увеличивает теплоотдачу в стенки камеры.

Эти же проблемы решаются в ракетном двигателе любого типа и размерности, однако, для ЖРД МТ они значительно усложняются вследствие отсутствия регенеративного охлаждения, а также из-за малого объема камеры сгорания Vk и, соответственно, большего отношения поверхности камеры Sk к её объему.


^ 4.1 Выбор типа и числа форсунок, а также схемы их расположения на плоскости форсуночной головки


Основываясь на опыте проектирования ЖРД МТ, примем следующую концепцию для конструкции смесительной головки:

  • используется одна центрально-расположенная двухкомпонентная центробежная газожидкостная форсунка внутреннего смешения;

  • для защиты стенок камеры сгорания используется завеса из газообразного кислорода.


При этом целесообразно использовать внутреннюю ступень для горючего

(mг = 21.3[г/с]), а наружную – для окислителя, т.к. газообразный кислород имеет меньшую плотность и больший массовый расход (Кmф=1.82).

Возможно также размещение 7 форсунок (одна центрально-расположенная и шесть вокруг центральной) на плоскости форсуночной головки. В этом случае в центральной форсунке необходимо разместить электрод электросвечи и от центрального факела будет воспламеняться топливо в периферийных форсунках. При этом, возможно получить более высокую полноту сгорания топлива на стационарном режиме работы за счет большей равномерности распределения смеси по диаметру камеры сгорания, однако следует ожидать худшей полноты сгорания и динамических характеристик двигателя на коротких импульсах. Окончательный выбор компоновки следует произвести после проведения огневых испытаний обеих головок на стационарном и импульсном режимах.


4^ .2 Расчет центробежной форсуни


Расчет центробежной ступени горючего (внутренняя ступень) сводится к определению её геометрических характеристик при заданном расходе по соотношению [1]:

mг = μфгFфг(2ρг*Δрфг)0.5

μфг –коэффициент расхода форсунки горючего,

μф = kA-p , А – геометрическая характеристика форсунки,

А = rcR/n rвх, здесь:

rc – радиус сопла форсунки, R – радиус камеры закручивания,

n – число тангенциальных каналов, rвх – радиус входного отверстия.


к = 0.44 , p = 0.65 при 0.75≤ А≤ 7.5 и к = 0.67 и р = 0.905 при А≥ 7.5÷ 40.


При Δрфг= 5*105МПа , ρг = 830 [кг/м3] после нескольких итерационных расчетов получим:

rc = 1.25мм, R = 4мм, rвх = 0.5мм, n = 4, Aфг = 5.0, μфг = 0.1546.

При этом угол распыла 2αф = 110˚ и средняя осевая скорость на срезе сопла Wa[м/с]:



Наружный диаметр сопла форсунки горючего с учетом изоляционной втулки будет равен [мм]:

Дсг.нар = Дс + 2δст. +2δиз = 2.5 + 2*0.5 + 2*1 = 5.5

Аналогичный расчет центробежной форсунки для газообразного кислорода с плотностью ρо =18.87 [кг/м3] (при давлении 1.5 МПа) приводит к следующим результатам: rcэкв = 7.25[мм], R=12.5[мм], n = 4, rвх = 1.18 [мм], Афо =16.27, μфо = 0.0537

Эквивалентный радиус сопла rcэкв находится из условия равенства площадей кольцевого сечения и круглого эквивалентного отверстия:

π( R2 – Д2сг.нар/4) = π r2cэкв


4.3 Элекроклапаны




оставить комментарий
страница1/2
Дата02.10.2011
Размер0.5 Mb.
ТипУчебное пособие, Образовательные материалы
Добавить документ в свой блог или на сайт

страницы:   1   2
Ваша оценка этого документа будет первой.
Ваша оценка:
Разместите кнопку на своём сайте или блоге:
rudocs.exdat.com

Загрузка...
База данных защищена авторским правом ©exdat 2000-2017
При копировании материала укажите ссылку
обратиться к администрации
Анализ
Справочники
Сценарии
Рефераты
Курсовые работы
Авторефераты
Программы
Методички
Документы
Понятия

опубликовать
Загрузка...
Документы

Рейтинг@Mail.ru
наверх