Добавил:

Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Самарский национальный исследовательский университет им. ак. С.П. Королёва (бывш. СГАУ, СамГУ)

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

мжг Ленка КУРСАЧ3.doc

Скачиваний:

Добавлен:

14.11.2019

Размер:

2.16 Mб

Скачать

☆

1 / 31 2 3 > Следующая >>>

Министерство образования и науки РФ

Государственное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

«Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П. Королёва

(Национальный исследовательский университет)»

Факультет двигателей летательных аппаратов

Кафедра теплотехники и тепловых двигателей

РАСЧЕТНО-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовой работе

«Расчет параметров идеального газового потока в камере ракетного двигателя»

Вариант №22

Выполнил: студент Рыбальченко М.Д.

группа 2302

Руководитель проекта: Михеенков Е.Л.

Оценка:

Самара 2011

РЕФЕРАТ

Пояснительная записка, 28 страниц, 7 рисунков, 4 таблицы, 3 источника.

КАНАЛ ПЕРЕМЕННОГО СЕЧЕНИЯ, ПРОФИЛЬ СВЕРХЗВУКОВОГО СОПЛА, КРИТИЧЕСКОЕ СЕЧЕНИЕ, СОПЛО ЛАВАЛЯ, ДАВЛЕНИЕ, ТЕМПЕРАТУРА, СКОРОСТЬ, РАСХОД, ПРЯМОЙ СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ, СТРУЯ ГАЗА, РАДИУС СЕЧЕНИЯ СОПЛА, ГАЗОВЫЙ ПОТОК, ДОЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ ГАЗА, ИДЕАЛЬНЫЙ ГАЗ.

В данной работе выполнены расчёты геометрических параметров камеры сгорания ЖРД и параметров идеального газового потока в различных сечениях по длине камеры сгорания на пяти режимах, построены графики изменения основных величин, характеризующих газовый поток.

Газовый поток поступает в камеру ракетного двигателя через сопло с начальным сечением 0, проходит узкое сечение У и покидает камеру через выходное сечение , площади которых равны соответственно , , и . Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно .

СОДЕРЖАНИЕ

Условные обозначения…………………………………………..………4

введение……………………………………………………………………..…5

Исходные данные, допущения и рассчитываемые варианты газового потока…………………………………………….6

1.РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ КАМЕРЫ ДВИГАТЕЛЯ………………….…….8

2.РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА…………………...…..……8

2.1 Расчет параметров для сечения «0» и «k»………………………...…….....11

2.2 Определение параметров газового потока в сечениях «1» - «а»…….......11

2.3 Расчет параметров сечений «2» - «а» со скачками уплотнения…...…...…13

3.РАСЧЕТ ИМПУЛЬСОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА, СИЛ И ТЯГИ……….…..17

ЗАКЛЮЧЕНИЕ………………………………………………………………….18

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ……………………………19

ПРИЛОЖЕНИЕ………………………………………………………………….20

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

Исследуемые сечения:

0, 1, k, 2, 3 – в дозвуковой части камеры ракетного двигателя;

y – узкое (критическое) сечение камеры ракетного двигателя;

4, 5, a – в сверхзвуковой части камеры ракетного двигателя;

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

Дж/кг*К - удельная газовая постоянная;

r – радиус, мм;

S – площадь, мм²

q – газодинамическая функция расхода или приведенный расход;

λ – приведенная скорость;

M – число Маха;

τ – ГДФ температуры;

π – ГДФ давления;

 – ГДФ плотности;

T* – температура торможения, К;

T – статическая температура, К;

p* – давление торможения, Па;

p – статическое давление, Па;

ρ* – плотность торможения, кг/м³;

ρ – статическая плотность, кг/м³;

a_кр – критическая скорость звука, м/с;

a – местная скорость звука, м/с;

c – скорость газового потока, м/с;

G – расход газового потока, кг/с;

ƒ – ГДФ импульса;

p_н – давление во внешней среде, Па;

Ф – импульс газового потока, Н;

σ_п – коэффициент изменения давления в прямом скачке уплотнения;

σ_в.р. – коэффициент изменения давления при внезапном расширении;

σ_Т – коэффициент изменения давления при подводе теплоты;

P_0-у – сила воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла, Н;

P_у-_a – сила воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла, Н;

P_0-_a – сила воздействия газового потока на сопло в целом, Н;

P_внут. – внутренняя составляющая полной тяги, Н;

P_нар. – наружная составляющая полной тяги, Н;

P – полная тяга двигателя, Н.

Индексы:

КР – критический режим.

ВВЕДЕНИЕ

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

Идеальный газовый поток поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь живого сечения . После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью . На участке от сечения 1 до конечного сечения камеры сгорания K газовый поток получает внешнюю теплоту, эквивалентную теплоте сгорания поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением k, узким сечением y, выходным сечением a, площади которых равны , , . Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно p_H.

Все расчёты производились с использованием математического пакета «MathCad v15.0».

Исходные данные, допущения и рассчитываемые варианты газового потока

Исходные данные для расчёта приведены в таблице 1.

Таблица 1 – Исходные данные

Показатель адиабаты k	Удельная газовая постоянная R, Дж/(кг∙К)	Давление на входе в КС p₀, МПа	Температура торможения газового потока при втекании в КС T₀^*, К	Температура торможения газового потока в конце КС (перед соплом) Т_к^*, К
1,278	290,7	5	293	1866

Радиус узкого сечения r_у, мм	Отношение площадей	Отношение радиуса КС к радиусу узкого сечения	Отношение радиуса выходного сечения сопла к радиусу узкого сечения	Отношение длины СЗС к радиусу узкого сечения	Полуугол раскрытия сопла в узком сечении β_у, град	Полуугол раскрытия сопла в выходном сечении β_а, град
50	0,35	1,7	1,7	4	23	6

Газ идеальный, невязкий. Течение газа в сопле сплошное, стационарное, энергоизолированное. Расход в каждом сечении одинаковый. В сечении 0 – дозвуковой газовый поток_. Скачок уплотнения в газовом потоке прямой и энергоизолированный. Из канала газовый поток вытекает в окружающую среду с давлением равным давлению наружному (p_a=p_н). Живые сечения считать плоскими сечениями, нормальными оси потока (оси сопла).

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

1. Газовый поток при сверхзвуковом расчетном истечении газа из сопла (при p_a=p_н).

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

3. Газовый поток со скачком уплотнения в сечении «5».

4. Газовый поток со скачком уплотнения в сечении «4».

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

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

1 Расчёт и построение камеры двигателя

Геометрические параметры камеры ракетного двигателя найдём по следующим зависимостям:

Длина КС:

Длина дозвуковой части сопла:

Длина сверхзвуковой части сопла:

Радиус КС:

Радиус газового потока при входе в КС:

Радиус выходного сечения сопла:

По найденным размерам строится профиль камеры РД по рекомендациям [3] (рисунок 1).

С построенного профиля снимаются размеры промежуточных сечений 1-5:

Далее определяем площади сечений:

2 Расчёт параметров газового потока

2.1 Расчёт параметров для сечений «0» и «k»

Вычислим значение газодинамической функции q для сечения «k»:

По найденному значению определяем величину λ_k:

;

Определяем значения остальных газодинамических функций:

;

Находим величину числа Маха:

Величина критической скорости звука в газовом потоке будет равна:

м/с.

Определяем значение критической скорости газового потока:

м/с.

Значение температуры:

К.

Находим значение скорости звука в газовом потоке:

м/с.

Тогда скорость газового потока будет равна:

м/с.

Рассчитаем сечение «0». Запишем преобразованное уравнение количества движения для газа, находящегося в камере сгорания между сечениями «0» и «k». С помощью математического пакета MathCAD определяем величину λ₀, учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, то есть λ<1:

;