Условные обозначения и индексы
ЗАДАНИЕ
Рассчитать параметры идеального газового потока в камере ракетного двигателя при заданном давлении p0 на входе в камеру сгорания (прямая задача) и давлении pa на выходе из сопла (обратная задача), равном стандартному атмосферному давлению при 0 °C.
Таблица 1 – Исходные данные
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, Sу, и Sa. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно pH = pa (исходная постановка задачи). В данной курсовой работе будут представлены расчёты обратной задачи в случае, когда pН = 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 Условные обозначения и индексы
0, 1, к, 2, 3, у, 4, 5, а–живые сечения камеры ракетного двигателя r – радиус сечения, мм S – площадь живых сечений, мм2 λ, q, π, τ, ε, f – газодинамические функции p* – давление торможения газового потока, Па p – давление газового потока, Па pH – давление окружающей среды, Па ρ* – плотность торможения газового потока, кг/м3 ρ – плотность газового потока, кг/м3 T* – температура торможения газового потока, К T – температура газового потока, К М – число Маха a – скорость звука, м/с c – скорость газового потока, м/с G – расход газа, кг/с σП – коэффициент изменения давления торможения в прямом скачке уплотнения σТ – коэффициент изменения давления торможения при передаче потоку внешней теплоты σв.р. – коэффициент изменения давления торможения при внезапном расширении газового потока Ф – импульс газового потока, кН P0-к – сила воздействия газового потока на камеру сгорания, кН Pк-у – сила воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла, кН Pу-а – сила воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла, кН P0-а – сила воздействия газового потока на камеру в целом, кН Pвнутр. – внутренняя составляющая тяги камеры, кН Pнар. – наружная составляющая тяги камеры, кН P – тяга ракетного двигателя, кН ВВЕДЕНИЕ
Камера ракетного двигателя состоит из камеры сгорания и выходного устройства. Главным элементом выходного устройства является сопло, которое служит для расширения газа в целях увеличения кинетической энергии газовой струи. Формой сопла, наиболее целесообразной для данного типа двигателя, является сужающе-расширяющееся сопло. Данная форма сопла позволяет получить сверхзвуковую скорость истечения. Наиболее распространённым сверхзвуковым соплом является сопло Лаваля. Сопло Лаваля имеет два участка канала: сужающийся (дозвуковой) и расширяющийся (сверхзвуковой). На границе этих двух участков находится минимальное проходное сечение сопла, которое называется критическим. При течении газа в пределах дозвукового участка происходит ускорение газового потока до скорости звука, при этом объём газа увеличивается медленнее, чем скорость. При течении газа в пределах сверхзвукового участка газовый поток приобретает сверхзвуковую скорость, при этом сверхзвуковому потоку свойственно более резкое увеличение объема, чем скорости. Расчётный режим сопла Лаваля соответствует равенству давления на срезе сопла и наружного давления . При большом значении имеет место недорасширение газа , а при малом значении – перерасширение . В обоих нерасчётных случаях имеют место значительные потери тяги. Чтобы их избежать, необходимо регулировать критическое и выходное сечение сопла Лаваля, что сопряжено с серьёзными техническими трудностями. 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 к газовому потоку подводится тепловая энергия, эквивалентная теплоте сгорания ракетного топлива. Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением k, узким (наименьшей площади) сечением y, выходным сечением a, площади которых равны , , , соответственно. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно . В данной работе производится расчёт основных параметров газового потока в камере ракетного двигателя на расчётном и нерасчётных режимах. 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).
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).
Популярное: Как построить свою речь (словесное оформление):
При подготовке публичного выступления перед оратором возникает вопрос, как лучше словесно оформить свою... Почему люди поддаются рекламе?: Только не надо искать ответы в качестве или количестве рекламы... ©2015-2024 megaobuchalka.ru Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. (342)
|
Почему 1285321 студент выбрали МегаОбучалку... Система поиска информации Мобильная версия сайта Удобная навигация Нет шокирующей рекламы |