Баллистическая ракета РД-583 (РН Зенит-3)
Государственное
Образовательное Учреждение
Высшего
Профессионального Образования
Ижевский
Государственный Технический Университет
Кафедра
«Тепловые двигатели и установки»
Отчет
по домашнему заданию
курса
«Устройство и проектирование ЛА»
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ
РАКЕТА С ЖРД,
АНАЛОГ
РАКЕТЫ Р-5
Проверил
Ст.
преподаватель Лошкарев А.Н.
Выполнил
Студент
гр.5-57-2 Буторин А.В
2009
Содержание
Введение
1. Краткие теоретические сведения
о Р-5
2. Термодинамический расчет
3. Профилирование камеры
сгорания и сопла
4. Определение полиномов {RaTa},
{Wa} и {na}
от α
Заключение
Литература
Введение
Домашнее задание по курсу «Устройство и
проектирование ЛА» является следующим этапом в конструировании летательного
аппарата, начатом в курсовом проекте по дисциплине «Механика полета» в 4
семестре. Все расчеты в домашнем задании ведутся для жидкостного двигателя.
Исходными данными для домашнего задания являются
характеристики прототипа летательного аппарата: компоненты топлива, тяга
двигателя и давление в камере сгорания.
По доступной литературе и в соответствии с
результатами, полученными на предыдущем этапе конструирования разрабатывается
общий вид летательного аппарата
1) Провести
термодинамический расчет.
2) Профилирование
камеры сгорания и сопла.
3) Построить график
изменения газодинамических характеристик потока: скорости W, давления p и
температуры T по длине сопла.
1.Краткие теоретические сведения о
Р-5
В конструкции ракеты Р-5 впервые оба топливных
бака были сделаны несущими. Опыт эксплуатации ракет Р-1 и Р-2, а также расчеты
и эксперименты показали, что испарения жидкого кислорода во время нахождения
ракеты на стартовом устройстве и на участке выведения не столь значительны, как
представлялось ранее, и что при соответствующей подпитке кислородного бака на
старте можно обойтись без теплоизоляции. В дальнейшем такой подход стал обычным
для всех конструкций ракет, использующих жидкий кислород в качестве одного из
компонентов топлива.
На ракете Р-5 установили специальный насадок на
сопло двигателя, что позволило увеличить дальность полета до 1200 км, а также
исключили герметичный приборный отсек. Все приборы системы управления, за
исключением чувствительных элементов (гироприборов и интеграторов),
располагались в отсеке, который был прямым продолжением хвостового отсека, а
чувствительные элементы размещались, во избежание влияния вибраций, подальше от
двигателя, в межбаковом пространстве на специальных кронштейнах. Впервые,
наряду с автономной системой управления, стали использовать системы
радиоуправления дальностью, боковой радиокоррекции и аварийного выключения
двигателя. В конструкции баков были предусмотрены специальные воронкогасители,
уменьшающие остатки незабора компонентов топлива.
2.Термодинамический расчет
Термодинамический расчет рекомендуется проводить
по справочнику «Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания
». Топливная пара керосин - кислород рассматривается во 2 томе указанного
справочника. Для дальнейших расчетов определяю давление в камере сгорания- зная
камерное давление двигателя прототипа, в Р-5 оно равно рк= 25 атм
,нужно принять ближайшее ему давление, имеющееся в справочнике, ему
соответствует величина 5000 кПа = 50атм. Это давление и будет расчетным, т.е рк
= 5000 кПа. Далее строим зависимости произведения газовой постоянной и
температуры на срезе сопла RaTa,
скорости продуктов сгорания на срезе сопла Wa
и коэффициента изэнтропы на срезе сопла na
от коэффициента избытка окислителя αок,
имея в виду, что газовая постоянная на срезе сопла равна отношению
универсальной газовой постоянной к молекулярному весу продуктов сгорания на
срезе сопла. За срез сопла следует принять столбец таблицы, давление в котором
равно 50 кПа, или 0.5 атм.
α
ок
|
na
|
Ta
|
Wa
|
μ
a
|
Ra,Ra=R/μ
a
|
RT
|
0,4
|
1,231
|
962,2
|
2498
|
17,84
|
466,031
|
448412
|
0,5
|
1,229
|
1326
|
2625
|
19,11
|
435,06
|
500931
|
0,6
|
1,208
|
1548
|
2929
|
21,52
|
386,338
|
598052
|
0,7
|
1,165
|
1964
|
3009
|
23,92
|
347,575
|
682638
|
0,8
|
1,129
|
3020
|
26,18
|
317,57
|
750100
|
0,9
|
1,115
|
2537
|
2983
|
27,73
|
299,819
|
760640
|
1
|
1,112
|
2555
|
2933
|
28,71
|
289,585
|
739890
|
1,1
|
1,112
|
2528
|
2883
|
29,44
|
282,404
|
713921
|
1,2
|
1,114
|
2481
|
2834
|
30,01
|
277,04
|
687341
|
1,5
|
1,124
|
2267
|
2701
|
31,04
|
267,847
|
607212
|
2
|
1,157
|
1818
|
2502
|
31,50
|
263,936
|
479836
|
Построив указанную зависимость, можно определить
расчетное значение рабочего коэффициента избытка окислителя αр.
Максимумы функций RaTa
= f(αок)
и Wa= f(αок),
как правило, не совпадают, поэтому теоретический рабочий коэффициент избытка
окислителя определяется, как средний между максимумами указанных функций.
В зависимостях, построенных в данной работе, αр
= 0,8. Таким образом, однозначно определим все прочие газодинамические
характеристики продуктов сгорания в камере и по соплу (соответствующую страницу
из справочника «Термодинамические и теплофизические свойства продуктов
сгорания»
3.Профилирование камеры сгорания и
сопла
Исходные данные:
Тяга ракетного двигателя P=440
кН
Давление на срезе сопла pa=50кПа
Давление за срезом сопла ph=100кПа
Газовая постоянная на срезе сопла Ra=317
Температура на срезе сопла Ta=2362
К
Скорость продуктов сгорания на срезе сопла Wa=3020
м/с
Газовая постоянная в критическом сечении сопла Rkp=
343.837
Температура в критическом сечении сопла Tkp=3463
К
Скорость продуктов сгорания в критическом
сечении сопла Wkp=1159м/с
Давление в критическом сечении сопла pkp=2894
кПа
-
определяется расход топлива через камеру сгорания
Определение
площадь критического сечения:
Определение
радиуса критического сечения:
Определение
объем камеры сгорания исходя из приведенной длины камеры сгорания:
Определение
площади поперечного сечения камеры сгорания:
Определение
длины цилиндрической части камеры сгорания:
Определение
радиуса поперечного сечения камеры сгорания rк
Определение
профиля входной части сопла
Определение диаметра среза сопла Da
Определение угла на выходе из сопла βа
βа=11о=0,192rad
Определение угла на входе в сопло βm
и длины сопла Lc
с
использованием монограмм:
Определение
зависимости Ts, Ws, ps по длине сопла(Ls):
Ts
|
Ws
|
ps
|
Ls
|
3463
|
1159
|
2362
|
0
|
2974
|
2267
|
2558
|
0.207
|
2558
|
2834
|
2974
|
0.379
|
2362
|
3020
|
3463
|
1.014
|
4. Определение полиномов {RaTa},
{Wa}
и {na}
от α
Для
аппроксимации графиков R·T=RT(), W=W(), n=n() полиномом
второй степени нужно решить следующую систему уравнений:
где
правая часть - искомый полином, а левая - значение функции, которую
аппроксимирует данный полином. Требуется найти коэффициенты полиномов.
Запишем систему уравнений в матричном виде
Тут
матрицы-столбцы a, b и c -
неизвестные коэффициенты полинома, а квадратная матрица - матрица,
содержащая значения расчётного коэффициента избытка окислителя и двух соседних,
которые есть в таблицах справочника [1].
Задачу
решаем с использованием MathCad
Результатом
работы которой станут матрицы-столбцы искомых коэффициентов:
Получаем систему аппроксимирующих полиномов для
заданных функций
-3271800∙+6649880∙α+2006060=RT
В результате выполнения домашнего задания был
произведен термодинамический расчет, в результате которого определили расчетные
значения давления в камере сгорания и коэффициенты избытка окислителя , было
провидено профилирование камеры сгорания, определили полиномы аппроксимацией
графиков зависимостей произведения газовой постоянной и температуры на срезе
сопла RaTa,
скорости продуктов сгорания на срезе сопла Wa
и коэффициента изэнтропы на срезе сопла na
от коэффициента избытка окислителя άок,
построение теоретического профиля камеры сгорания, чертеж
конструктивно-компоновочной схемы ракеты.
Список используемых источников
1 Газодинамические
и теплофизические свойства продуктов сгорания /под ред. В.П. Глушко. - М.:
изд-во Академии Наук СССР.
2 Добровольский
М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1968.- 396 с.
3 Новиков
В.Н. и др. Основы устройства и конструирования летательных аппаратов. - М.:
Машиностроение, 1991. - 368 с.