1 |Оглавление | | |
|2 |Аннотация | |
|3 |Задание на выпускную работу | |
|4 |Расчет параметров камеры и профилированного сопла. | |
| |Определение действительных параметров двигателя. | |
|5 |Объединено с п.4 | |
|6 |Расчет охлаждения камеры двигателя. | |
| |(+ таблица в Ехселе ОХЛАЖДЕНИЕ НДМГ) | |
|7 |Расчет смесеобразования. | |
|8 |Проверочный расчет несущей способности камеры сгорания. | |
| |(+ таблица в Ехселе Прочность окружн БрХ) | |
|9 |Спец часть работы | |
|10 |Описание работы ПГС двигательной установки | |
|11 |Описание конструкции двигателя по разрезу, | |
| |представленному в графической части. | |
|12 |Литература | |
|13 |Приложения | |

ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ.

Ракетным двигателем (РД) называют реактивный двигатель, не использующий для
своей работы из окружающей среды ни энергию, ни рабочее тело. Таким
образом, РД — установка, имеющая источник энергии и запас рабочего тела и
предназначенная для получения тяги путем преобразования любого вида энергии
в кинетическую энергию рабочего тела, отбрасываемого от двигателя в
окружающую среду.
Ракетные двигатели обладают тремя основными характерными особенностями:
1) автономность от окружающей среды. Под автономностью РД нельзя понимать
независимость его параметров от окружающей среды, так как его выходные
параметры в значительной степени зависят от окружающего давления
(противодавления). Под автономностью следует понимать лишь способность РД
работать без использования окружающей среды. Поэтому эти двигатели могут
работать под водой, в атмосфере и в космическом (межпланетном)
пространстве;
2) независимость тяги от скорости движения аппарата, так как тяга
создается в нем за счет расхода запасов рабочего тела и энергии, имеющихся
на этом аппарате. Поэтому эти двигатели способны функционировать при очень
больших скоростях движения.
3) высокая концентрация подводимой энергии на единицу массы рабочего
тела, обусловленная стремлением получить максимально возможную скорость
истечения (отброса) реактивной струи, и, как следствие этого, большая
энергонапряженность (теплонапряженность) рабочего процесса и малая удельная
масса двигателя, приходящаяся на единицу развиваемой тяги.
Из рассмотренных основных характерных особенностей РД вытекают
целесообразные области их применения. Большое значение при этом имеет вид
запасенной энергии, находящейся на борту ЛА. На современном уровне техники
можно использовать в РД энергию, запасенную в форме ядерной, электрической,
тепловой и химической.
Двигатели, использующие ядерную, электрическую и тепловую энергию,
составляют класс нехимических РД. Эти двигатели пока находятся в стадии
теоретических разработок и опытных исследований.
Большинство практически применяемых в настоящее время РД использую?
химическую энергию, носителем которой является топливо. Топливо может быть
одно-, двух- .и.. многокомпонентным. Чаще всего используют
двухкомпонентное топливо, состоящее из горючего и окислителя. Источником
энергии в этом случае является реакция горения (экзотермическая, идущая с
выделением тепла). Экзотермической реакцией может быть также реакция
разложения некоторых веществ, или ассоциация (рекомбинация) атомов и
радикалов. Химическая энергия топлива преобразуется в камере сгорания (КС)
в тепловую энергию продуктов реакции (продуктов сгорания). Затем тепловая
энергия в сопле переходит в кинетическую энергию вытекающих продуктов
сгорания (ПС), в результате чего образуется реактивная сила (тяга).

Химические РД (в зависимости от агрегатного состояния топлива до его
использования в двигателе) можно разделить на следующие основные группы:
жидкостные ракетные двигатели (ЖРД); ракетные двигатели твердого топлива
(РДТТ); гибридные (комбинированные) ракетные двигатели (ГРД), использующие
топливо смешанного агрегатного состояния.
Основной агрегат ЖРД, где создается тяга, — КС двигателя. На рис. 1.2
приведена камера ЖРД, работающая на двухкомпонентном топливе. Она состоит
из камеры сгорания 6 и сопла 7, конструктивно представляют собой одно
целое. Камера сгорания имеет смесительную головку 4, на которой размещены
специальные устройства — форсунки 3 и 5, служащие для подачи компонентов
топлива в КС. Стенки камеры изготавливают, как правило, двойными для
создания зазора между внутренней огневой стенкой 2 и наружной силовой
рубашкой /, связанных между собой с помощью гофр, ребер или выштамповок. По
зазору протекает компонент или компоненты топлива, охлаждающие КС.
Рабочий процесс в камере ЖРД можно представить в следующем виде. Горючее
и окислитель впрыскиваются под давлением в камеру сгорания через форсунки,
дробятся на мелкие капли, перемешиваются, испаряются и воспламеняются.
Воспламенение (зажигание) топлива может осуществляться химии ческими,
пиротехническими и электрическими средствами (часто компоненты топлива
являются самовоспламеняющимися).
[pic]
Топливо после воспламенения горит при высоких давлениях (в некоторых
случаях до 15—20 МПа и более). При горении топлива образуются газообразные
продукты сгорания (рабочее тело), нагретые до высоких температур (3000—4500
К), которые истекают из камеры сгорания в окружающее пространство через
сопло. По мере движения ПС по длине сопла температура и давление их
уменьшаются, а скорость возрастает, переходя через скорости звука в
минимальном (критическом) сечении сопла. На выходе из сопла скорость
истечения достигает 2700—4500 м/с. Чем больше секундный расход массы и
скорость газа на выходе из сопла, тем больше тяга, создаваемая КС.
Примерный характер изменения температуры Т, давления р и скорости w
топлива и газов по длине камеры ЖРД изображен на рис. 1.3. Высокие термо- и
газодинамические параметры (давление, температура, скорость) газа, а также
коррозионное и эрозионное воздействие ПС на стенку камеры создают
чрезвычайно тяжелые условия ее работы. Обычно для надежной работы камеры
помимо интенсивного наружного (регенеративного) охлаждения применяют
специальные методы защиты: пристеночную зону с пониженной температурой газа
(внутреннее охлаждение), специальные термостойкие покрытия стенок и т. д.
Применение внутреннего охлаждения, как правило, уменьшает удельный импульс,
что невыгодно, так как снижается экономичность двигательной установки.
В общем же случае ЖРД состоит из КС (или нескольких камер), систем
регулирования и подачи компонентов топлива, исполнительных устройств для
создания управляющих моментов, соединительных магистралей и т. п. Система
регулирования осуществляет автоматическое поддержание или программированное
изменение параметров в камере для обеспечения заданных величин тяги,
определенного соотношения компонентов, устойчивой работы КС, а также
управляет переходными процессами, например запуском и остановкой двигателя.
Для системы регулирования применяют различные клапаны, редукторы, запальные
устройства и другие элементы, называемые органами автоматики, назначение
которых — осуществлять определенные опеоании в заданной последовательности.

[pic]
Компоненты в камеру сгорания подают или с помощью вытеснительной системы
подачи, или с помощью насоса. В последнем случае систему называют насосной.
Обычно для привода насосов используют турбину. Поэтому агрегат, состоящий
из насосов и турбин, называют турбонасосным (ТНА). Рабочее тело для привода
турбины обычно получают в газогенераторе (ГГ). Моменты, управляющие ЛА, как
правило, создаются либо поворотом камеры ЖРД относительно оси, либо
изменением величины тяг неподвижных камер.

Таким образом, исходное химическое топливо является одновременно источником
энергии и источником рабочего тела для получения тяги. Совокупность
отмеченных признаков определяет класс химических РД, характерная
особенность которых по сравнению с другими РД — высокие удельные расходы
топлива (массовый расход топлива, приходящийся на единицу развиваемой
тяги), вызванные необходимостью иметь на борту аппарата горючее и
окислитель. В связи с этим время работы химических РД ограничено запасами
топлива в аппарате, которое относительно невелико.
Из всего многообразия химических РД ограничимся рассмотрением только
жидкостного ракетного двигателя, который занимает особое место в ракетной
технике и широко используется в освоении космического пространства.

ТОПЛИВА ТЕПЛОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Топлива тепловых двигателей являются носителями химический энергии и
источником массы рабочего тела и представляют собой расходуемые
индивидуальные вещества или их совокупность, способные к химическим
превращениям (горению, разложению) с выделением энергии и образованию
рабочего тела — высокотемпературных продуктов. Эти продукты в конечном
итоге используются для совершения механический работы. Для процесса
горения, 1редстав-ляющего собой быстротекущее окисление, требуется
окислитель и горючее. Для некоторых тепловых двигателей (поршневых ДВС,
воздушно-реактивных, гидроракетных) окислителем является вещество,
поступающее в двигатель из окружающей среды: атмосферный воздух или
забортная вода. Так как здесь окислитель не расходуется с борта
транспортного средства, то в этих случаях часто нe делают различия между
понятиями «топливо» и «горючее».
В автономных (ракетных) двигателях окислитель и горючее находится на
борту транспортного средства, под топливом понимают совокупность
окислителя и горючего. В ряде случаев используются
однокомпонентные (унитарные) топлива, способные к экзотермическим реакциям
разложения.
Химические топлива в соответствии с их агрегатным состоянием могут быть
жидкими, твердыми и газообразными. Различает также топлива, соответствующие
различным комбинациям названных состояний: твердожидкие (гибридные),
газожидкие, псевдожидкие, гелеобразные и др.
Топлива для тепловых двигателей должны обладать определенными физико-
химическими, эксплуатационными, экономическими и экологическими
показателями, обеспечивающими эффективную и надежную с заданным ресурсом
работу двигателей в различных климатических, высотных и других условиях.
К эксплуатационным относят свойства топлив, определяющие надежность и
экономичность эксплуатации двигателя. Такими свойствами являются
детонационная стойкость (октановое тело) или склонность к воспламенению
(цетановое число) углеводородных горючих для поршневых ДВС, температурные
и концентрационные пределы воспламенения, пределы устойчивого горения,
температура самовоспламенения, время задержки воспламенения или
самовоспламенения, а также такие свойства, как испаряемость,
прокачиваемость, , склонность к образованию отложений, коррозионную
активность, охлаждающие свойства, совместимость с конструкционными
материалами.
По своему назначению ЖРТ подразделяют на основные, пусковые и
вспомогательные. Основными являются топлива, создающие всю или основную
долю тяги двигательной установки. Пусковое топливо используют в начальный
период запуска двигателя для воспламенения несамо-воспламеняющихся при
контакте основных компонентов. На продуктах сгорания или разложения
вспомогательного топлива могут работать турбины, рулевые сопла и другие
агрегаты, не создающее непосредственно основной доли тяги двигателя.
По числу основных компонентов различают одно-, двух- и трехкомпонентные
топлива. Современные ЖРД наиболее широко используют двухкомпонентныс жидкие
топлива. Такое топливо сравнительно безопасно в эксплуатации, допускает
широкий выбор компонентов. К числу трехкомпонентных топлив можно отнести
топлива, состоящие из окислителя и горючего, обеспечивающих высокий уровень
выделения тепла, и третьего компонента, продукты нагрева или разложения
которого обладают малой молекулярной массой и, следовательно, большой
работоспособностью и удельным импульсом. В качестве третьего компонента
может быть водород, метан и другие легкие вещества. Исследуемые
трехкомпонентные топлива в большинстве своем—топлива металлосодержащие,
представляющие собой окислитель и горючее, в объеме которого равномерно
распределены твердые частицы металла.
Двухкомпонентные топлива можно классифицировать по родственным
окислителям, поскольку именно окислитель, содержание которого в различных
тонливах составляет 75 95% (по массе), определяет особенности топливной
композиции. Различают, в частности, кислородные, азотно-кислотные,
азоттетроксидные, перекись-водородные, хлорные и фторные топлива.
В зависимости от реакционной способности окислителя и горючего при их
непосредственном контакте топлива разделяют на самовоспламеняющиеся и
несамовоспламеняющисся. Самовоспламеняющиеся компоненты топлива во всем
диапазоне эксплуатационных температур и давлений реагируют при контакте в
жидкой фазе с выделением тепла, достаточного для воспламенения топливной
смеси. Воспламенение несамовоспламеняющихся в обычных условиях топливных
пар можно обеспечить каталитическим воздействием, введением в один из
компонентов активизирующих присадок или подводом тепла от внешнего
источника.
По интервалу температур сохранения жидкого состояния топлива или их
компоненты подразделяют на высококипящие и низкокипящие. Высококипящие
компоненты топлива в условиях эксплуатации
имеют температуру кипения выше 298 К и хранятся в обычных условиях без
потерь на испарение. Низкокипящие компоненты топлива при стандартном
давлении имеют температуру кипения ниже 298 К и находится в газообразном
состоянии. Некоторые компоненты (например, аммиак NHg) можно
эксплуатировать как высококипящие при поддержании определенного
(сравнительно небольшого) избыточного давления в баке. Среди низкокипящих
компонентов выделяют группу так называемых криогенных компонентов топлив,
имеющих температуру кипения ниже 120 К (-153°С). Криогенный компонент
нельзя хранить в жидком состоянии без принятия специальных мер его тепловой
изоляции. К криогенным компонентам относятся сжиженные газы: кислород,
водород, фтор, метан и др. Для уменьшения потерь на испарение и увеличение
плотности возможно применение криогенного компонента в шугообразном
состоянии, т.е. в виде подвижной грубодисперсной двухфазной смеси твердой и
жидкой фаз этого компонента.
По физической и химической стойкости в течение длительного времени
различают топлива длительного хранения или стабильные, и топлива
кратковременного хранения. Компоненты стабильных топлив имеют при
максимальной температуре в условиях эксплуатации или хранения давление
насыщенного пара ниже допустимого по условиям прочности баков, обладают
стабильностью физико-химических свойств в течение заданного времени и
допускают хранение в баках ракеты или других емкостях при эксплуатационных
температурах и давлениях без существенных потерь.

Задание.

Однокамерный ЖРД

Начальная масса m0 = 13 000 кг

Конечная масса m1= 1 300 кг

Тяговооруженность b0 = 1,1

Давление в КС poc = 8,8 МПа

Геометрическая степень расширения сопла [pic]= 600

[pic] = [pic]

Топливо:

О2+ ……. Стабильное горючее (НДМГ).

3. Расчет размеров камеры и действительных параметров двигателя.

Расчет геометрии камеры ЖРД
ТОПЛИВО: О2ж+ НДМГ

Тяга камеры
140.000 кН
Давление на входе в сопло
8.80000 МПа
Удельный импульс
3518.0514 м/с
Расходный комплекс
1729.9965 м/с
Массовые расходы:
окислителя
25.739801 кг/с
горючего
14.291759 кг/с

Параметры камеры сгорания:
а) Общие:
Коэффициент камеры сгорания
0.9800000
Относительная расходонапряженность
1.0000000 с/м
Время пребывания
0.002000 с
Относительная площадь поперечного сечения
5.7803584
Радиус
0.1273693 м
Длина
0.2004792 м
Объем
0.0049648 м3
Радиус скругления R1
0.1018954 м
Радиус скругления R2
0.0794655 м
б) В ядре потока:
Коэффициент избытка окислителя
0.9500000
Идеальный удельный импульс
3678.0345 м/с
Идеальный расходный комплекс
1772.2600 м/с
Идеальная температура
3863.0800 К
Молекулярная масса
25.337700 г/моль
Массовые расходы:
окислителя
23.841951 кг/с
горючего
11.752583 кг/с

в) В пристеночном слое:
Коэффициент избытка окислителя
0.15000000
Относительная доля горючего
0.2000000
Идеальный удельный импульс
2782.8400 м/с
Идеальный расходный комплекс
1400.1200 м/с
Массовые расходы:
окислителя
1.6978500 кг/с
горючего
2.8391759 кг/с

Параметры сопла:
. Коэффициент сопла
0.9800000
. Показатель изоэнтропы расширения на срезе
1.1230300
. Геометрическая степень расширения
48.611800
Радиус скругления R3
0.0264885 м
Радиус минимального сечения
0.0529770 м
Половина угла раствора конического участка
сужающейся части сопла
7.0000000 рад
Коэффициенты потерь удельного импульса на
трение
0.0198067
рассеяние
0.0082720

Таблица 1

Координаты точек сопряжения контура сужающейся части сопла
——————————
Точка¦ X [мм] ¦ Y [мм] ¦
—-+————+————+
A ¦ 232.178 ¦ 127.369 ¦
B ¦ 299.122 ¦ 102.293 ¦
C ¦ 333.271 ¦ 72.533 ¦
D ¦ 385.479 ¦ 52.977 ¦

Таблица 2
Координаты контура расширяющейся части сопла
——————————————-+
NN ¦ X [мм] ¦ Y [мм] ¦ Бета [рад] ¦
—-+————+————+————¦
1 ¦ 385.479 ¦ 52.977 ¦ 0.000000 ¦
2 ¦ 400.803 ¦ 57.860 ¦ 0.616910 ¦
3 ¦ 450.446 ¦ 90.763 ¦ 0.555199 ¦
4 ¦ 500.089 ¦ 119.762 ¦ 0.503345 ¦
5 ¦ 549.731 ¦ 145.652 ¦ 0.459031 ¦
6 ¦ 599.374 ¦ 168.990 ¦ 0.420636 ¦
7 ¦ 649.017 ¦ 190.183 ¦ 0.386983 ¦
8 ¦ 698.659 ¦ 209.542 ¦ 0.357195 ¦
9 ¦ 748.302 ¦ 227.308 ¦ 0.330604 ¦
10 ¦ 797.945 ¦ 243.674 ¦ 0.306690 ¦
11 ¦ 847.587 ¦ 258.797 ¦ 0.285045 ¦
12 ¦ 897.230 ¦ 272.807 ¦ 0.265340 ¦
13 ¦ 946.873 ¦ 285.811 ¦ 0.247308 ¦
14 ¦ 996.515 ¦ 297.902 ¦ 0.230731 ¦
15 ¦ 1046.158 ¦ 309.159 ¦ 0.215427 ¦
16 ¦ 1095.800 ¦ 319.649 ¦ 0.201247 ¦
17 ¦ 1145.443 ¦ 329.432 ¦ 0.188061 ¦
18 ¦ 1195.086 ¦ 338.560 ¦ 0.175761 ¦
19 ¦ 1244.728 ¦ 347.079 ¦ 0.164255 ¦
20 ¦ 1294.371 ¦ 355.030 ¦ 0.153462 ¦
21 ¦ 1344.014 ¦ 362.448 ¦ 0.143314 ¦
22 ¦ 1393.656 ¦ 369.367 ¦ 0.133749 ¦
——————————————-+

6. Расчет охлаждения камеры двигателя.
Охлаждение камеры, работающего на компонентах: жидкий кислород + НДМГ
выполняется согласно пособия для курсового и дипломного проектирования ЖРД
[ ].
Охлаждение осуществляется проточным горючим (НДМГ) , далее охладителем.
[pic].
Диаметр минимального сечения равен 106 мм, диаметр выходного сечения сопла
697 мм. Давление заторможенного потока в КС Рос=8,8 МПа. Коэф-т избытка
окислителя в пристеночном слое [pic]ядре потока [pic]. Задаемся
температурой охладителя на входе в тракт Твх.охл.=300 К.
Выбираем в качестве материала стенки сплав БрХ08 и задаемся распределением
температуры стенки по длине камеры. Распределение по длине выбираем
линейное. В сверхзуковом сопле распределение температуры задаем двумя
линейными зависимостями. Значения Тст.г. равны: в минимальном сечении 680
К, на срезе сопла 450 К, В камере сгорания 580 К.
Выбираем 7 расчетных сечений по тракту. Массовый расход охладителя
выбираем на первом участке; [pic] на остальных участках все горючее
проходит через охлаждающий тракт.
Для удобства полученные значения занесены
в таблицу 6.1.
Выбор геометрии охлаждающего тракта.
На всем протяжении камеры проходят фрезеровки.
а = 1,3(3 мм., — ширина канала,
б = 0,5-2 мм., — ширина ребра,
?охл = 2-4 мм., — высота ребра,
?ст =0,5-3 мм., — толщина стенки.

[pic]
[pic]

7. Расчет смесеобразования.

Компоненты топлива:
. Жидкий кислород;
. Подогретый НДМГ.

Смесеобразование в камере сгорания осуществляется двухкомпонентными
форсунками и центробежными жидкостными форсунками горючего для охлаждения
паяного шва и огневого днища. Применение двухкомпонентных форсунок
обеспечивает смешение компонентов в одной фазе вблизи плоскости форсунок в
КС, что приводит к более интенсивному протеканию процессов горения и
уменьшению объема КС. Кроме того пропускная способность головки с
двухкомпонентными форсунками существенно выше. Правда при интенсивном
протекании процессов сгорания вблизи форсунок огневое днище головки и
особенно узлы пайки форсунок в днищах будут работать при повышенных
температурах, поэтому часто приходится организовывать вокруг каждой
форсунки жидкостную завесу. Однако улучшения смесеобразования за счет
двухкомпонентных форсунок дает более существенный выигрыш в повышение
надежности работы всей КС.

Определение количества форсунок на головке камеры.
Расчеты проведены согласно указаниям источников [], [].
Расположение форсунок на головке ( концентрическое, шаг а между центрами
для двухкомпонентных форсунок может быть в пределах а = 18…50 мм: а = 24
мм. Для нормального закрепления форсунки на днище вблизи стенки камеры
необходимо, чтобы между стенкой камеры и центром корпуса форсунки было
расстояние, равное 5…10 мм.
Если эффективную площадь головки, занятую форсунками, поделить на площадь,
занятую одной форсункой на головке, то получим количество форсунок,
уместившихся на головке:
[pic],
Эффективная площадь головки Fк.эф.=?R2к.эф.
Rк.эф = Rк(а/2 = 127 ( 24/2 = 115 мм,
Rк ( радиус камеры сгорания, а ( шаг между форсунками.
Для концентрического расположения форсунок найдем количество окружностей,
умещающихся на поверхности головки. Примем расстояние между окружностей
равным шагу между форсунками, а на окружностях форсунки расположены на
расстоянии шага, измеренного по хорде окружности.
Количество окружностей
[pic];
Очевидно, на первой окружности число форсунок будет
[pic]
На второй окружности число форсунок
[pic]
На третьей окружности
[pic]
На четвертой окружности
[pic]
Общее число форсунок с центральной составит
n = n1 + n2 + n3 = 1+6 + 12 + 18 +24 = 61.
Шаг между форсунками по мере удаления от центра чуть-чуть возрастает.

Создание пристеночного слоя в камере.
Для обеспечения надежного охлаждения горячих стенок камеры необходимо
создать вблизи стенок слой продуктов сгорания с пониженной температурой.
Это достигается постановкой дополнительный струйных форсунок горючего по
периферии головки. При этом в пристеночном слое создается местное
соотношение компонентов меньше, чем расчетное в ядре.
Необходимо обеспечить пристеночный слой наименьшим количеством топлива,
чтобы доля удельного импульса в пристеночном слое, как неоптимального, была
минимальной в общем удельном импульсе камеры.
Для более равномерного распределения компонентов в пристеночном слое
необходимо ставить увеличенное число форсунок. При этом пристеночный слой
получается устойчивым по длине камеры и сохраняется газовая завеса с
пониженной температурой по всей длине камеры.
Однокомпонентная центробежная форсунка предназначена для охлаждения паяного
шва и его расход от основного горючего составит 20%. (2,8 кг/сек)
Количество форсунок — 30. Плотность НДМГ= 786 [pic].
1. Выбираем угол распыла для форсунки горючего 2? = 40?.
2. Перепад давления на форсунке Г: ?Рф.гор.= 800000 Па
3. По графику (рис.5.6., [4]) находим Аг = 1; ?ф.г.=0,44; ?г = 0,66.
4. Определяем площадь сопла форсунки горючего
[pic];

dcф.г.=[pic][pic]2,76 мм rc=1,38 мм
5)Примем число входных отверстий i=4 .
Rвх/ rc= 2,5; следовательно R вх= 2,5rc =3,45 мм
Находим [pic]
6) Определяем число Рейнольдса Reвх и выбираем коэффициент трения [pic]
[pic][pic]550186,9
[pic][pic]-1,72
[pic]0,0192
7) Определяем эквивалентную геометрическую характеристику.
Аэ1=[pic][pic]0,986

Геометрическая характеристика с учетом вязкости отличается от расчетной
идеальной менее чем на 5%, то найденные размеры форсунки принимаем
действительными.

Окончательные размеры однокомпонентной центробежной форсунки горючего для
пристеночного слоя:

|Размеры |Мм |
|R k |3,84 |
|h форсун |8,00 |
|r c |1,28 |
|r нар сопл |3,33 |
|? стенки |1,20 |
|r вх |1,51 |
|d вх |3,02 |
|R вх |2,56 |

Расчет двухкомпонентной форсунки.
Рассчитаем сначала форсунку окислителя, находящуюся внутри форсунки
окислителя.
1. Выбираем угол распыла для форсунки горючего 2? = 100?.
2. Перепад давления на форсунке Г: ?Рф.гор.= 1500000 Па
3. По графику (рис.5.6., [4]) находим Аг = 4; ?ф.г.=0,19; ?г = 0,38.
4. Определяем площадь сопла форсунки окислителя
[pic];

dcф.ок.=[pic][pic]6,98 мм rcг=3,49 мм.
Принимая толщину стенки [pic]0,95мм, получаем наружный радиус сопла
rнг=4,44 мм
5)Примем число входных отверстий i=4 .
Rвх/ rc= 2,25; следовательно R вх= 2,25rc =7,85 мм
Находим [pic]
) Определяем число Рейнольдса Reвх и выбираем коэффициент трения [pic]
[pic][pic]992161,9
[pic][pic]-1,75
[pic]0,018
7) Определяем эквивалентную геометрическую характеристику.
Аэ1=[pic][pic]3,83

Геометрическая характеристика с учетом вязкости отличается от расчетной
идеальной менее чем на 5%, то найденные размеры форсунки принимаем
действительными.
|Размеры |мм |
|R k |10,41 |
|h форсун |8,72 |
|r c |4,36 |
|r нар сопл |5,31 |
|? стенки |0,95 |
|r вх |1,68 |
|d вх |3,37 |
|R вх |8,72 |

Теперь рассчитаем форсунку Горючего.
1. Выбираем угол распыла для форсунки горючего 2? = 115?.
2. Перепад давления на форсунке Г: ?Рф.гор.= 800000 Па
3. По графику (рис.5.6., [4]) находим Аг = 6; ?ф.г.=0,13; ?г = 0,3.
4. Определяем площадь сопла форсунки Окислителя
[pic];

[pic]

5. Проверяем условие rвг > rнок:
[pic]мм
Т.к. 4,76>4,44 , то форсунка окислителя будет работать с расчетным
коэффициентом расхода.

6. Примем число входных отверстий i=4 .
Rвх/ rc= 1,85; следовательно R вх= 1,85rc =10,52 мм
Находим [pic]
7. Определяем число Рейнольдса Reвх и выбираем коэффициент трения [pic]
[pic][pic]354316
[pic][pic]-1,69
[pic]0,020
7) Определяем эквивалентную геометрическую характеристику.
Аэ1=[pic][pic]5,75

Геометрическая характеристика с учетом вязкости отличается от расчетной
идеальной менее чем на 5%, то найденные размеры форсунки принимаем
действительными.
|Размеры |мм |
|R k |12,03 |
|h форсун |10,07 |
|r c |6,71 |
|r нар сопл |8,51 |
|? стенки |2,00 |
|r вх |1,96 |
|d вх |3,92 |
|R вх |10,07 |

9. Спецчасть работы — пироклапан отсечки окислителя.

Пироклапан предназначен для перекрытия линии подачи окислителя в камеру
сгорания при выключении двигателя. Для срабатывания пироклапана применен
пиропатрон ДП1А-3, устанавливаемый в гнездо угольника 2.

Материалы основных деталей пироклапана следующие:

. корпус 1 и клапан 5- алюминиевый сплав Д16;
. поршень 3- алюминиевый сплав АК8;
. чека 4- бронза БрАЖ-9;
. пружина 6- сталь 1Х18Н9Т;

Работа клапана отсечки окислителя.
В открытом положении ( до начала пуска, а также в процессе его работы)
клапан 5 удерживается чекой 4. При подаче напряжения на пиропатрон
происходит воспламенение его заряда; силой давления продуктов сгорания на
поршень 3 срезается уплотнительный буртик чеки 4, которая выходит из
зацепления с клапаном 5 и заклинивается по конусной поверхности в угольнике
2. Под действием силы пружины 6 и перепада давлений клапан 5 перемещается и
заклинивается в седле, выполненном в выходном штуцере корпуса 1, прекращая
доступ окислителя в камеру сгорания.

Расчет клапана отсечки окислителя.
На подвижную часть клапана действуют следующие силы:

1. Со стороны входа действует сила:
[pic][pic]23589,3 Па
D- диаметр входа (выхода)

2. Со стороны выхода давление за клапаном:
[pic][pic][pic]22222,1 Па
d- диаметр поршня.
3. В газовой полости начальное давление ргн создает:
[pic][pic]67,3 Па
D1- диаметр газовой полости между пирозарядом и поршнем
ргн — примем равное нормальному атмосферному давлению ([pic]).
4. Под действием этих сил, уплотнительный буртик чеки должен выдержать
приложенные нагрузки. Определим усилие на его срез:
[pic][pic]3382214,8 Па
кн- коэффициент запаса на непрорыв кн=1,2…..2
[pic]- толщина срезаемого буртика.
5. Давление в газовой полости после сгорания заряда:
[pic][pic]
=5225104,2 Па
кп — коэффициент запаса на прорыв, кп=0,6….0,7
6. Из уравнения состояния [pic], определяем массу заряда:
[pic][pic]0,002248 кг = 2,25 гр.
Vг – объем газовой полости между пирозарядом и поршнем
z- массовая доля конденсата в ПС
[pic]- коэффициент, учитывающий теплоотвод в стенки, окружающую среду и
т.д.
[pic]

9. Расчет общей несущей способности оболочки камеры сгорания.
Несущая способность конструкции при пластичном состоянии представляет
собой ее способность сопротивляться приложенным нагрузкам, с сохранением
ее размеров и формы в допускаемых пределах.

Принимаются следующие допущения:
1. Материал оболочек упруго-пластичный, одинаково работает на сжатие и
растяжение.
2. Оболочки цилиндрические, тонкие ([pic])
3. Связи оболочек абсолютно жесткие в радиальном направлении, их работой
в продольном направлении пренебрегаем.
4. Влияние краевого эффекта на напряженное состояние оболочек не
учитывается ( бесконечно длинная оболочка).
5. Давление газов в расчетном сечение считаются равно распределенным по
периметру оболочки.
6. Температурное поле в оболочках осесеметрично. Температура определяется
как среднее значение между температурами на внутренних и наружних
поверхностях оболочки.

Исходные данные:

. Толщина стенки- [pic]
[pic]
[pic]
. Радиус камеры – R
R= 170 мм
. Температура стенки – t
t1=500 0C
t2=100 0C

1. Задаем Еп 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. Определяем при заданных температурах:
При t1=500 0C [pic] 1/град
При t2=100 0C [pic] 1/град
Зная [pic], находим Et — коэффициент температурного расширения:
[pic] [pic]
Et1=0,0096500 Et2=0,0009600

3. Находим окружную деформация для каждой 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. Принимаем окружные напряжения для каждой оболочки, согласно их
температурам и деформации En по диаграмме деформирования стали ЭП53 и
сплава БрХ08: (значения в 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. Находим давление в камере сгорания 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. Строим графики:

[pic]
[pic]

10. ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ.

Перед заправкой баков ракеты компонентами топлива электропневмоклапаны
5, 6, 8 и 14 находятся в обесточенном состоянии, клапаны горючего 17 и
окислителя 7 открыты на предварительную ступень.
При подаче в управляющую полость клапана 7 воздуха давлением 50±2 атм с
предыдущей ступени ракеты клапан окислителя закрывается. Производится
заполнение шаробаллона 13 газообразным азотом давлением 200 ±5 атм от
наземной установки через обратный клапан 12.
При заправке баков ракеты компонентами топлива жидкий кислород
заполняет насос до клапана окислителя 7; горючее, заполнив магистрали
двигателя, через клапан 29 перепускается в бак ракеты.
Перед запуском двигателя включается продувка форсуночной головки по
линии горючего и пояса дополнительного охлаждения камере сгорания. Продувка
осуществляется газообразным азотом, подаваемым с предыдущей ступени ракеты
через обратные клапаны 3 и 34. В процессе продувки в камере сгорания
лепестковой диафрагмой пирозажигательного устройства 2, установленного в
критическом сечении, поддерживается определенное давление, обеспечивающее
надежное воспламенение пиропатронов.
Запуск двигателя в полете производится автоматически от системы
управления при работающем двигателе предыдущей ступени ракеты. По команде
на запуск двигателя подается напряжение на пиропатроны пирозажигательного
устройства. Одновременно подается напряжение на пироклапан запуска 14, и
азот из шаробаллона через редуктор давления поступает в управляющую систему
двигателя.
Через 0,8 сек после воспламенения пиропатронов подается напряжение на
электропневмоклапаны 5 и 6; воздух стравливается из управляющей полости
клапана окислителя 7, клапан открывается на предварительную ступень и
удерживается в этом положении разрывным болтом; отсечной клапан горючего 32
открывается при поступлении азота в управляющую полости. Одновременно с
командой на открытие топливных клапанов (мембраны принудительного прорыва 4
и 42) прекращает продувка камеры сгорания с предыдущей ступени ракеты.
Компоненты топлива поступают в камеру сгорания и воспламеняются. Двигатель
выходит на режим предварительной ступени.
Через 0,95 сек после команды на запуск двигателя воспламеняется
пороховая шашка газогенератора. Пороховая шашка при своем сгорании
обеспечивает раскрутку турбины 22, а также создает необходимый тепловой
импульс для начала процесса термического разложения НДМГ в газогенераторе
25. В конце горения пороховой шашки подаете напряжение на
электропневмоклапан 8, управляющий клапаном 29. При открытии клапана 29
горючее подходит к обратному клапану 24, одновременно прекращается перепуск
горючего в бак ракеты.
При снижении давления пороховых газов горючее, открывая обратный клапан
24, поступает в газогенератор и разлагается, обороты турбонасосного
агрегата увеличиваются. С увеличением давления компонентов топлива за
насосами клапаны горючего 17 и окислителя 7 открываются на главную ступень
(клапан окислителя резко открывается после разрушения разрывного болта).
При повышении давления газов в камере сгорания происходит выброс
пирозажигательного устройства.
При работе двигателя на режиме главной ступени жидкий кислород через
обратный клапан 15 поступает в испаритель 23, где испаряется засчет тепла
отработанных газов турбины и идет на наддув бака окислителя. Наддув бака
горючего осуществляется продуктами разложения НДМГ, которые отбираются
после газогенератора и балластируются жидким горючим в смесителе 20.
Для управления полетом ракеты отработанный газ после турбины и
испарителя по трубопроводам подается в рулевые сопла 26, 37 и 40.
Необходимый для управления полетом момент сил создается перераспределением
расходов газа через неподвижно закрепленные рулевые сопла при помощи
заслонок газораспределителей 27, 35 и 38.
При выключении двигателя срабатывает пироклапан окислителя 31,
одновременно снимается напряжение с электропневмоклапанов 5, 6, 8, 14 и все
пневмоклапаны, за исключением клапана окислителя 7, закрываются.
Одновременно открывается перепуск горючего в бак ракеты. Двигатель
выключается.
11. Описание конструкции двигателя по разрезу, представленному в
графической части.

Камера сгорания (КС) выполнена в виде паяно- сварной неразъемной
конструкции и состоит из форсуночной головки 1 и нижней части, включающие
среднюю часть 2 и две секции сопла.
Форсуночная головка состоит из 37 центробежных двухкомпонентных
форсунок и 24 центробежных однокомпонентных жидкостных форсунок горючего
для охлаждения паяного шва и огневого днища. Расположение форсунок
концентрическое с переменным шагом: а=28 мм для двухкомпонентных, и а=20 мм
для однокомпонентных. Применение двухкомпонентных форсунок обеспечивает
смешение компонентов в одной фазе вблизи плоскости форсунок в КС, что
приводит к более интенсивному протеканию процессов горения и уменьшению
объема КС.
Скрепление наружного днища с внутренним и средним выполнено с помощью
форсунок штырей. Проточная часть форсунок штырей не отличается от основных
форсунок.

Стык между форсуночной головкой и нижней частью образован сваркой по
огневой стенке, а также по опорному и биметаллическому кольцам .
В связи с тем что при силовых нагрузках титановые сплавы могут
самопроизвольно возгораться в среде жидкого кислорода, все детали полости
окислителя форсуночной головки выполнены из стали или бронзы. Для стыковки
стального корпуса головки с рубашкой средней части, выполненной из
титанового сплава, предусмотрено биметаллическое кольцо. Кольцо состоит из
внутренней стальной и наружной титановой частей, спаянных между собой
твердым медно-серебряным припоем по специальной резьбе, имеющей круглый
профиль, а также по круговым торцовым шипам. Так как паяное соединение
биметаллического кольца недостаточно пластично то осевые и радиальные
нагрузки, возникающие при работе камеры, воспринимаются резьбой и круговыми
шипами, припой же-предназначен только для герметизации соединения.
В районе стыка форсуночной головки с нижней частью расположено шесть
гнезд под клапаны отсечки горючего и три опорных выступа для крепления
камеры сгорания к ракете. На опорном кольце установлены кронштейн под
вибродатчик, штуцер отбора горючего на питание газогенератора.
На камере сгорания предусмотрены замеры давления перед форсунками
окислителя и горючего, давления газов в камере, температуры горючего перед
форсунками; штуцер замера давления газа выполнен биметаллическим (медно-
стальным).
Средняя часть камеры сгорания, включающая цилиндрический участок,
область втекания и начальный участок закритической части сопла, состоит из
наружных рубашек с силовыми кольцами внутренних оребренных стенок,
гофрированной проставки.
Соединение рубашек и колец с внутренними стенками осуществляется путем
пайки твердым медно-серебряным припоем по вершинам ребер и кольцевым буртам
стенок, а также по гофрированной проставке. Со стороны стыка с первой
секцией сопла стенка средней части припаяна к титановому кольцу,
являющемуся продолжением рубашки и имеющему отверстия для протока горючего.
Принятое конструктивное оформление стыкового торца позволило получить
простой и надежный переход к цельнотитановой первой секции сопла и
разгрузить паяное соединение первой секции сопла в районе стыка со средней
частью.
Сварной стык бронзовых стенок средней части удален от критического
сечения в направлении к срезу и поддерживается гофрированной проставкой.
Первая секция сопла состоит из наружной рубашки, соединенной с
внутренней стенкой диффузионной пайкой по вершинам двух гофрированных
проставок. К торцам рубашки и стенки приварены кольца, улучшающие условия
сварки со средней частью и второй секцией сопла. Рубашка и стенка второй
секции сопла соединены между собой диффузионной пайкой по вершинам
гофрированной проставки , а также по кольцам установленным на торцах узла.
Для обеспечения требуемого расхода охлаждающей жидкости в направлении к
срезу сопла со стороны кольца в наружные зиги гофрированной проставки
(попарно через один зиг) установлены заглушки , запирающие проток части
горючего в сторону к критическому сечению.
Соединение узлов нижней части между собой производится сваркой по
стенкам и через соединительные кольца. Форма соединительных колец со
стороны жидкости выбрана таким образом, чтобы скорости горючего на участках
стыков были близки к скорости горючего в прилегающих участках зарубашечного
тракта.

————————
[pic]