Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

«Самарский государственный аэрокосмический университет

им. академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет)»

Факультет двигателей летательных аппаратов

Кафедра теплопередачи и тепловых двигателей

Расчёт газового потока в камере ракетного двигателя

Вариант № 13

Выполнил:

студент группы 2301

Сабанин Д.А.

Проверил:

Чечет И.В.

Самара 2015

Реферат

Курсовая работа

Страниц: 25 рисунков: 16 таблиц: 4

ИДЕАЛЬНЫЙ ГАЗ, ГАЗОВЫЙ ПОТОК, СВЕРЗВУКОВОЕ СОПЛО, ДОЗВУКОВОЕ СОПЛО, КАМЕРА СГОРАНИЯ, СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ.

В курсовой работе выполняется расчёт идеального газового потока в камере ракетного двигателя, схема которого представлена на рис. 1.

Идеальной газ поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь живого сечения S₀. После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сеченииIполностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадьюS_k. На участке от сеченияIдо конечного сечения камеры сгоранияkгазовый поток получает внешнюю теплоту, эквивалентную теплоте сгорания ракетного топлива.

Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением k, узким(наименьшей площади) сечениемy, выходным сечениемa, площади которых равныS_k, S_y,S_a. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равноp_h.

Рисунок 1 – Сопло Лаваля

Содержание

Перечень условных обозначений ………………………………………………………………4

Введение………………………………………………………………………………………….5

Задание……………………………………………………………………………………………6

Допущения для расчётов………………………………………………………………………...6

Расчётные зависимости……………………………………………………………………… ... 7

1. Построение профиля камеры…………………………………………………………………9

2. Расчёт таблицы 1

2.1. Определение параметров сечения k………………………………………………………10

2.2. Определение параметров сечения 0………………………………………………………11

2.3. Определение параметров сечения 1…………………………………………………........12

2.4. Определение параметров сечения от 2 до а……………………………………………...13

2.5. Определение параметров сечения а_за……………………………………………………..13

3. Расчёт таблицы 2……………………………………………………………………………..13

4. Расчёт таблицы 3,4……………………………………………………………………….…..13

Приложение А………………………………………………………………………………..…15

Приложение Б………………………………………………………………………………..…17

Приложение В………………………………………………………………………………..…20

Заключение……………………………………………………………………………………...24

Список использованных источников………………………………………………………….25

Перечень условных обозначений

Обозначения:

k - показатель адиабаты

q- газодинамическая функция расхода

λ – приведённая скорость

π – газодинамическая функция давления

ε - газодинамическая функция плотности

τ - газодинамическая функция температуры

f- газодинамическая функция полного импульса

М – число Маха

R– удельная газовая постоянная

T^*- температура торможения

Т – температура

p^*- давление торможения

p– давление

p_h– давление во внешней среде

а_кр– критическая скорость

а – скорость звука в газе

с – скорость газового потока

G – расход газа в потоке

σ – коэффициент изменения давления торможения

Ф – импульс газового потока

P– сила воздействия газового потока, тяга

Индексы:

в.р. – внезапное расширение газового потока

т – внешняя теплота

п – прямой скачок уплотнения

0-k– на камеру сгорания

k-y– на дозвуковую часть сопла

y-a– на сверхзвуковую часть сопла

0-а – на камеру

вн – внутренняя тяга

нар – наружная тяга

за - за скачком уплотнения