Курсовая работа: 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 {R_a T_a }, {W_a } и {n_a } 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 р_к = 25 атм ,нужно принять ближайшее ему давление, имеющееся в справочнике, ему соответствует величина 5000 кПа = 50атм. Это давление и будет расчетным, т.е р_к = 5000 кПа. Далее строим зависимости произведения газовой постоянной и температуры на срезе сопла R_a T_a , скорости продуктов сгорания на срезе сопла W_a и коэффициента изэнтропы на срезе сопла n_a от коэффициента избытка окислителя α_ок , 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.

Построив указанную зависимость, можно определить расчетное значение рабочего коэффициента избытка окислителя α_р .

Максимумы функций R_a T_a = f(α_ок ) и W_a = f(α_ок ), как правило, не совпадают, поэтому теоретический рабочий коэффициент избытка окислителя определяется, как средний между максимумами указанных функций.

В зависимостях, построенных в данной работе, α_р = 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 p_a =50кПа

Давление за срезом сопла p_h =100кПа

Газовая постоянная на срезе сопла R_a =317

Температура на срезе сопла T_a =2362 К

Скорость продуктов сгорания на срезе сопла W_a =3020 м/с

Газовая постоянная в критическом сечении сопла R_kp = 343.837

Температура в критическом сечении сопла T_kp =3463 К

Скорость продуктов сгорания в критическом сечении сопла W_kp =1159м/с

Давление в критическом сечении сопла p_kp =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 сгоранияr_к

Определение профиля входной части сопла

Определение диаметра среза сопла D_a

Определение угла на выходе из сопла β_а

β_а =11^о =0,192rad

Определение угла на входе в сопло β_m и длины сопла L_c с использованием монограмм:

Определение зависимости T_s , W_s , p_s по длине сопла(L_s ):

4. Определение полиномов {R_a T_a }, {W_a } и {n_a } 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

Заключение

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 R_a T_a , скорости продуктов сгорания на срезе сопла W_a и коэффициента изэнтропы на срезе сопла n_a от коэффициента избытка окислителя ά_ок , 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.