Учебное пособие для дипломников и студентов старших курсов. Москва
страницы: 1 2
| скачать Министерство образования Российской Федерации _____________________________________________________________ Московский авиационный институт (государственный технический университет) Козлов А.А., Абашев В.М. Расчет и проектированиежидкостного ракетного двигателя малой тяги. Учебное пособие для дипломников и студентов старших курсов.МоскваИздательство МАИ2004 О Г Л А В Л Е Н И ЕВведение……………………………………………………………………..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 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.
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^ 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:
Для построения газодинамического профиля камеры сгорания и сопла необходимо определить:
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 Fкр [м2]: 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 =  = 0.0124.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 = 71.6Dаотн = 8.46 Da = dкр  =0.012* = 0.10155.Определяется диаметр камеры сгорания Dk, используя рекомендации по относительной расходонапряженности qотн [1/c] для ЖРД МТ, где mΣ[кг/с] , Fk[м2], pk [кг/ м2 ]: qотн = mΣ/Fk*pk = 4.7*10-4 , Fk = mΣ */qотн*pk , Dk =  = 0.0426.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]:
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. ^ Основываясь на опыте проектирования ЖРД МТ, примем следующую концепцию для конструкции смесительной головки:
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^ и 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
|
страницы: 1 2
Ваша оценка этого документа будет первой.
Ваша оценка: 