Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

Самарский государственный аэрокосмический университет

(научный исследовательский университет)

имени академика С.П. Королёва

Кафедра теплотехники и тепловых двигателей

Расчётно-пояснительная записка к курсовой работе

«расчЁт ПАРАМЕТРОВ идеального ГАЗОВГО ПОТОКА В КАМЕРЕ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ»

по дисциплине «Механика жидкостей и газов»

Вариант №10

Выполнила: студентка гр.2306

Малыхина О.Н.

Проверил: Чечет И.В.

Самара 2011

Задание

Рассчитать параметры идеального газового потока в камере ракетного двигателя при заданном давлении p₀ на входе в камеру сгорания (прямая задача) и давлении p_a на выходе из сопла (обратная задача), равном стандартному атмосферному давлению при 0 °C.

Таблица 1 – Исходные данные

Параметры	Значения
Показатель адиабаты
Удельная газовая постоянная
Давление в газовом потоке в сечении 0 камеры сгорания
Температура торможения газового потока при втекании в камеру сгорания
Температура торможения газового потока перед соплом
Радиус узкого сечения сопла
Отношение площади сечения 0 к площади сечения k камеры сгорания,
Отношение радиуса сечения k камеры сгорания к радиусу узкого сечения сопла,
Отношение радиуса выходного сечения к радиусу узкого сечения сопла,
Отношение длины сверхзвуковой части сопла к радиусу узкого сечения сопла,
Полуугол раскрытия сверхзвуковой части сопла в узком сечении
Полуугол раскрытия сверхзвуковой части сопла в выходном сечении

Реферат

Курсовая работа: 32 страниц, 7 таблиц, 6 рисунков, 5 источников, 3 приложения.

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, КАМЕРА СГОРАНИЯ, СВЕРХЗВУКОВОЕ СОПЛО, ГАЗОВЫЙ ПОТОК, ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ, РАСЧЁТНЫЙ РЕЖИМ, НЕРАСЧЁТНЫЙ РЕЖИМ, ЖИВОЕ СЕЧЕНИЕ, РАСХОД, ПРЯМОЙ СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ, ИМПУЛЬС ГАЗОВОГО ПОТОКА, СИЛЫ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ.

Газовый поток поступает в камеру ракетного двигателя через сопло с начальным сечением 0, проходит узкое сечение у и покидает камеру через выходное сечение a, площади которых равны соответственно S₀, S_у, и S_a. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно p_H = p_a (исходная постановка задачи). В данной курсовой работе будут представлены расчёты обратной задачи в случае, когда p_Н = 101325 Па.

В курсовой работе выполнены расчёты геометрических параметров камеры ракетного двигателя и параметров идеального газового потока в различных сечениях по длине камеры ракетного двигателя на пяти режимах. Схема камеры представлена в приложении А, результаты вычислений сведены в таблицах в приложении Б, а так же построены графики изменения основных величин (см. приложение В).

Все построения и непосредственные вычисления осуществлялись в программах «Компас» (в режиме "черчения") и MathCAD, а так же вручную.

Содержание

Условные обозначения и индексы 5

Введение 6

1. Допущения для расчётов 7

2. Рассчитываемые варианты газового потока 7

3. Построение профиля камеры сгорания 7

4. Расчёт параметров газового потока. Обратная задача 9

4.1 Расчёт величин газового потока для варианта 2 11

5. Определение значений полных импульсов для вариантов 1-5 в сечениях 0, k, y, a 14

6. Расчёт значений сил и тяги для вариантов 1-5 в сечениях 0, k, y, a 16

Заключение 18

Список использованных источников 20

Приложение А 21

Приложение Б 22

Приложение В 27