1 Допущения для расчётов

Газ идеальный, невязкий. Течение газа в камере сплошное, одномерное, стационарное. Газовой поток между сечениями 0 и 1 энергоизолизорованный, между сечениями 1 и k c получением внешней теплоты, течение газа по соплу энергоизолированное. Давление газа на внутреннем торце камеры сгорания в сечении 0 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).

2 Рассчитываемые варианты газового потока

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

1. Газовой поток при сверхзвуковом расчётном истечении газа из сопла (при );

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

3. Газовой поток со скачком уплотнения в сечении 5;

4. Газовой поток со скачком уплотнения в сечении 4;

5. Газовой 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 расчётов.

Полученные значения величин газового потока и параметров сведены в таблицы (см. приложение Б).

3 Построение профиля камеры сгорания

– длина камеры сгорания

– длина дозвуковой части сопла

– длина сверхзвуковой части сопла

– радиус камеры сгорания

– радиус газового потока при входе в камеру сгорания

– радиус выходного сечения сопла

Профиль дозвуковой части сопла образуется сопряженными дугами двух окружностей с радиусами и . Профиль сверхзвуковой части сопла построен как квадратичная парабола, которая является внутренней огибающей линией для прямых отрезков, соединяющих соответствующие точки сечения отрезков y-y и a-a на 8 равных частей каждый. Отрезки проведены из сечений a и y под углами соответственно (см. приложение А).

По профилю камеры геометрически определяются радиусы промежуточных расчётных сечений 2, 3, 4 и 5:

;

;

;

.

В прямой задаче проведены расчёты газового потока в камере ракетного двигателя со скачками уплотнения и без них. В результате расчётов получены значения основных параметров газового потока, значения скоростей газового потока, величины расхода по сечениям камеры, значения сил взаимодействия потока со стенками камеры и тяга двигателя. Полученные значения сведены в таблицы 1-4 (см. приложение Б).

4 Расчёт параметров газового потока. Обратная задача

Как и в случае расчёта прямой задачи проводим численный эксперимент, изучая течение газового потока в камере ракетного двигателя. Давление в газовом потоке на выходе из камеры принимаем стандартному атмосферному давлению, т.е. . При этом T; T*; c; π(λ); q(λ); ε(λ); = const (из расчётов прямой задачи, см. приложение Б, таблицы 1-4).

В данной задаче производится расчёт p, p*, ρ, ρ*, а также расхода газа в потоке, полных импульсов, сил газового потока и тяги в камере ракетного двигателя при заданном давлении газового потока на выходе из камеры.

Вариант 1 (без скачка уплотнения):

, где берётся из табл. 2, вар. 1, сечение а;

.

Вариант 2 (скачок уплотнения в сечении а):

, где берётся из табл. 2, вар. 2, сечение а_за;

, гдеберётся из таблицы 5, вар. 2;

.

Вариант 3 (скачок уплотнения в сечении 5):

, где берётся из табл. 3, вар. 3, сечение а;

, где берётся из таблицы 5, вар. 3;

.

Вариант 4 (скачок уплотнения в сечении 4):

, где берётся из табл. 3, вар. 4, сечение а;

, гдеберётся из таблицы 5, вар. 4;

.

Вариант 5 (скачок уплотнения в сечении у):

, где берётся из табл. 3, вар. 5, сечение а;

.