МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С.П. КОРОЛЕВА

РАСЧЕТ ИДЕАЛЬНОГО ГАЗОВОГО ПОТОКА

В КАМЕРЕ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Методические указания к курсовой работе

по механике жидкостей и газов

С А М А Р А 2 0 0 3

Составители: В.А.Курочкин, А.С.Наталевич, А.М.Цыганов, А.А. Диденко

УДК 533.013 (075)

Определение размеров капель распыленного жидкого топлива лазерно-оптическим методом малоуглового дифракционного рассеяния света. Метод. указания / Самар. гос. аэрокосм. ун-т.; Сост. В.А.Курочкин, А.С.Наталевич, А.М.Цыганов, А.А. Диденко, Самара 2003 г. 25 с.

Методические указания обеспечивают выполнение курсовой работы по разделу «Одномерные газовые течения» учебного курса «Механика жидкости и газа».

Курсовая работа выполняется студентами факультета двигателей летательных аппаратов с целью закрепления лекционного материала и овладения умениями и навыками расчетов газовых потоков с использованием газодинамических функций.

Печатаются по решению редакционно-издательского совета Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С.П. Королева.

Рецензент д.т.н., профессор Шахов В.Г.

М етодические указания к курсовой работе

РАСЧЕТ ИДЕАЛЬНОГО ГАЗОВОГО ПОТОКА

В КАМЕРЕ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

В курсовой работе выполняются расчеты идеального газового потока в камере ракетного двигателя, схема которой представлена на рис. 1.

Идеальный газовый поток поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры имеет площадь живого сечения . После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью . На участке от сечения до конечного сечения камеры сгорания газовый поток получает внешнюю теплоту, эквивалентную теплоте сгорания ракетного топлива.

Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением , узким (наименьшей площади) сечением , выходным сечением , площади которых равны , , . Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно .

1. Исходные данные для расчетов

Для курсовой работы задаются значения следующих величин и параметров:

- отношение теплоемкости газа при постоянном давлении к его теплоемкости при постоянном объеме,

- удельная газовая постоянная,

и - температуры торможения газового потока при втекании в камеру сгорания и в конце ее (перед соплом),

- давление в газовом потоке в сечении ,

- отношение площадей ,

- радиус узкого сечения сопла,

, - отношения радиусов камеры сгорания и выходного сечения сопла к радиусу ,

- отношение длины сверхзвуковой части сопла к радиусу ,

и - полууглы раскрытия сверхзвуковой части сопла в узком и выходном сечениях сопла (углы между касательными к профилю сопла в этих сечениях и осью сопла).

2. Допущения для расчетов

Газ идеальный, невязкий. Течение газа в камере сплошное, одномерное, стационарное. Газовый поток между сечениями и энергоизолированный, между сечениями и с получением внешней теплоты, течение газа по соплу энергоизолированное. Давление газа на внутреннем торце камеры сгорания в сечении равно давлению в струе газа . Скачок уплотнения в газовом потоке прямой и энергоизолированный. В живых сечениях газового потока расход газа одинаковый. Живые сечения считать плоскими сечениями, нормальными оси потока (оси камеры).

3. Рассчитываемые варианты газового потока

В курсовой работе рассчитываются следующие варианты идеального газового потока в камере ракетного двигателя:

1. Газовый поток при сверхвуковом расчетном истечении газа из сопла (при ).

2. Газовый поток со скачком уплотнения в выходном сечении камеры (сопла).

3. Газовый поток со скачком уплотнения в сечении .

4. Газовый поток со скачком уплотнения в сечении .

5. Газовый поток с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующем дозвуковом течении газа по соплу.

Каждому варианту газового потока соответствуют значения , определяемые по результатам расчетов.

4. Величины и параметры газового потока

По исходным данным и с учетом допущений определяются и расчитываются для живых сечений газового потока каждого из вариантов потока следующие величины и параметры: радиус и площадь живых сечений; числа ; значения газодинамических функций , , , , ; температура торможения , давление торможения , плотность торможения газового потока; температура , давление и плотность газа в потоке; критическая скорость ; скорость звука в газе ; скорость газового потока ; расход газа ; коэффициенты изменения давления торможения при внезапном расширении газового потока , при передаче потоку внешней теплоты , в прямом скачке уплотнения ; давление во внешней среде ; импульс газового потока ; силы воздействия газового потока на камеру сгорания , на дозвуковую часть сопла , на сверхзвуковую часть сопла , на камеру в целом ; внутренняя тяга камеры , наружная состовляющая тяги камеры , тяга камеры .

5. Построение профиля камеры

Подсчитываются значения длины камеры сгорания , длины дозвуковой части сопла , длины сверхзвуковой части сопла , радиуса камеры сгорания , радиуса газового потока при входе в камеру сгорания , радиуса выходного сечения сопла .

Профиль камеры строится в соответствии с рис. 1 в стандартном масштабе и с указанием размеров в мм.

Профиль дозвуковой части сопла образуется сопряженными дугами двух окружностей с радиусами и . Профиль сферхзвуковой части сопла строится как квадратичная парабола, которая является внутренней огибающей линией для прямых отрезков, соединяющих соответственные точки деления отрезков и на 8 равных частей каждый.

По профилю камеры определяются радиусы промежуточных расчетных сечений , , , в мм.