регистрация / вход

Конструирование ДЛА РДТТ

Оглавление. Стр. Аннотация. Задание. Выбор оптимальных параметров. Изменение поверхности горения по времени. Профилирование сопла. Расчет ТЗП. Приближенный расчет выхода двигателя на режим по

Оглавление.

Стр.

1. Аннотация.

2. Задание.

3. Выбор оптимальных параметров.

4. Изменение поверхности горения по времени.

5. Профилирование сопла.

6. Расчет ТЗП.

7. Приближенный расчет выхода двигателя на режим по

начальной поверхности горения. Геометрические характеристики заряда камеры.

8. Расчет на прочность основных узлов камеры.

9. Расчет массы воспламенительного состава.

10. Описание конструкции.

11. Спец. часть проекта. УВТ.

12. Описание ПГС.

13. Литература.

1.Анотация.

Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкое применение. Из опубликованных данных следует, что более 90 % существующих и вновь разрабатываемых ракет оснащаются РДТТ. Этому способствуют такие основные достоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом существенных недостатков: зависимостью скорости горения ТРТ от начальной температуры топливного заряда; относительно низким значением удельного импульса ТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.

РДТТ применяются во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.

Разнообразие областей применения и выполняемых задач способствовало разработке большого числа различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками. Некоторые представления о широте применения могут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся в крайних областях этого диапазона. Для РДТТ малых тяг значение тяги находится в пределах от 0,01 Н до 1600 Н. Тяги наиболее крупных двигателей достигают десятков меганьютонов. Например, для РДТТ диаметром 6,6 м тяга составляет 31 МН.

В данной работе рассмотрен вопрос проектирования в учебных ( с использованием ряда учебных пособий) РДТТ верхней ступени ракеты носителя, на смесевом топливе, полагающий знакомство с основами расчета и проектирования твердотопливных двигателей, методиками определения основных параметров двигателя, расчетом прочности, примерами проектирования топливных зарядов.

3. Выбор оптимальных параметров и топлива.

Тяга двигателя в пустоте

P(Н)=

30000

Время работы двигателя

t(с)=

25

Давление на срезе сопла

P a(Па)=

10270

Топливо ARCADENЕ 253A

Начальная скорость горения

u1(мм/с)=

1,554

Показатель степени в законе горения

n

0,26

Коэффициент температурного влияния на скорость горения

a t=

0,00156

Начальная температура топлива

tн(°С)=

20

Начальная температура топлива

Tн(К)=

293,15

Плотность топлива

r(кг/м^3)=

1800

Давление в камере сгорания

P k(Па)=

6150000

Скорость горения при заданном давлении

u(мм/с)=

4,558

Температура продуктов сгорания

T(К)=

3359,6

Молекулярный вес продуктов сгорания

m(кг/кмоль)=

19,531

Средний показатель изоэнтропы на срезе сопла

n=

1,152

Расчётный удельный импульс

Iу(м/с)=

2934,8

Расходный комплекс

b(м/с)=

1551,5

Идеальный пустотный удельный импульс

Iуп(м/с)=

3077,3

Удельная площадь среза сопла Fуд

(м^2с/кг)=

30,5

Относительная площадь среза сопла

Fотн=

54,996

Коэффициент камеры

jк=

0,980

Коэффициент сопла

jс=

0,960

Коэффициент удельного импульса

jI=

0,941

Коэффициент расхода

mс=

0,990

Коэффициент расходного комплекса

jb=

0,990

Действительный расходный комплекс

b(м/с)=

1535,828

Действительный удельный пустотный импульс

Iуп(м/с)=

2895,124

Действительный расход газа

m(кг/с)=

10,362

Площадь минимального сечения

Fм(м^2)=

0,003

Средняя поверхность горения

W(м^2)=

1,263

Высота свода

e0(мм)=

113,947

e0(м)=

0,114

Отношение площадей

k=Fсв/Fм=

3,000

Площадь свободного сечения канала

Fсв(м^2)=

0,008

Требуемая масса топлива

mт(кг)=

259,056

Количество лучей звезды

i=

6

Угол

q(°)=

67,000

e=0,7…0,8

0,750

Полуугол

q/2(р рад)=

0,585

Угол элемента звезды

a(рад)=

0,393

Первый вариант расчёта длины топливного заряда

A=

0,817

H=

0,084

Диаметр камеры

D=

0,396

Площадь камеры сгорания

Fк=

0,123

Радиус камеры

R(м)=

0,198

Отношение высоты свода к диаметру камеры

e0/D=

0,288

Относительная величина вылета крышки

m=

0,500

Величина вылета крышки

b(м)=

0,099

Приближённый обьём элиптического днища

V(м^3)=

0,008

Обьём занимаемый двумя днищами

V(м^3)=

0,016

Относительный радиус скругления свода

r/D=

0,015

Радиус скругления свода

r(м)=

0,006

Радиус скругления луча

r1(м)=

0,005

Вспомогательная площадь

F1(м^2)=

0,003

Вспомогательная площадь

F2(м^2)=

0,006

Вспомогательная площадь

F3(м^2)=

0,003

Площадь остаточного топлива

Fост(м^2)=

0,004

Длина обечайки камеры сгорания

L(м)=

1,229

Длина заряда вначале горения

L1(м)=

1,328

Длина камеры сгорания вместе скрышками

L(м)=

1,427

Относительная длина камеры

Lот=L/D=

3,605

Материал обечайки двигателя

Композит материал (стеклопласт ППН)

Плотность материала обечайки двигателя

r(кг/м^3)=

2070,000

Прочность материала обечайки двигателя

σв (Мпа)=

950

Материал днищ двигателя

Титановый сплав ВТ14

Плотность материала днищь двигателя

r(кг/м^3)=

4510,000

Прочность материала днищь двигателя

σв (Мпа)=

1000

Коэффициент запаса прочности

n=

1,400

Толщина днища

δ дн=

0,002

Толщина обечайки

δ об=

0,002

Масса обечайки двигателя

топливо заполняет одно днище

mоб=

5,679

Масса днища двигателя

mдн=

2,572

Суммарная масса топлива, днищь и обечайки топливо заполняет одно днище

mдв=

269,881

Приближенный расчет выхода двигателя на стационарный режим

Геометрические характеристики заряда и камеры

Диаметр заряда

D , м=

0,387

Длина заряда

l , м=

1,365

Длина камеры сгорания

L , м=

1,462

Диаметр критического сечения

d , м=

0,057

Площадь критического сечения

Fкр , м2 =

0,003

Площадь проходного сечения

F=

0,005

Давление выхода на режим

Давление вскрытия сопловой диафрагмы

Характеристики топлива и условия его горения

Даление в камере сгорания

р , Мпа=

6,15

Давление воспламенения

рВ, Па=

1845000

Начальная скорость горения

u , м/с=

0,001554

Плотность топлива

r , кг/м3=

1800

Температура продуктов сгорания

Т , К=

3359,6

Молекулярный вес продуктов сгорания

m, кг/кмоль=

19,531

Показатель изоэнторпы

K=

1,164

Коэффициент тепловых потерь

c=

0,95

Коэффициент расхода

j2=

0,95

Показатель скорости горения

n=

0,26

Предварительные вычисления

Объем одной крышки

Vт , м3 =

0,007600335

Площадь поверхности горения

Sт , м2 =

1,26

Свободный объем камеры сгорания

Vсв , м3 =

0,014663394

Газодинамическая функция

A (k ) =

0,641445925

Параметр заряжания

N=

7,61987E-06

Расчет установившегося давления

Величина давления при N1 =N

pуст, Па=

8246824,202

Величина e' в первом приближении

0,00337207

Значение N1 в первом приближении

7,64566E-06

Величина установившегося давления

во втором приближении

руст , МПа=

8,209266925

Относительное отклонение давлений

на приближениях

=

0,00455415

Принимаем величину установившегося давления

руст, Мпа

8,209266925

Расчет давления в период выхода двигателя на режим

Величина

а , с-1 =

92,7601292

Время выхода на режим

t,с=

0,0397

Интервалы времени Dt, сек

0,00397

Время t, сек

Относительное давление

Действительное давление

0,004

0,4936

4,052

0,008

0,6406

5,259

0,012

0,7475

6,136

0,016

0,8237

6,762

0,02

0,8774

7,203

0,024

0,915

7,511

0,028

0,9411

7,726

0,032

0,9593

7,875

0,036

0,9718

7,978

0,04

0,9806

8,05

4.Изменение поверхности горения по времени.

Высота свода заряда: е0 = 0,114м.;

Длина заряда: L = 1,328м.;

Длина луча заряда: Н = 0,070м.;

Радиус камеры сгорания: R = 0,198м.;

Величина вылета крышки: b = 0,092м.;

Радиус скругления свода: r = 0,005м.;

Радиус скругления луча: r1­­­ = 0,8ּr = 0,0044.;

Полуугол раскрытия лучей: β = Θ/2 = 33,53˚ = 0,585 рад.;

Угол эл-та звезды:

˚ = 0,44779 рад.;

Длина луча без радиуса скругления: x = H – r = 0,179-0,006 = 0,0781 м;

Скорость горения топлива: u = 4,558 мм/с = 0,00456м/с.;

Определим периметр и площадь горения в начале и в конце каждой фазы. Начало новой фазы соответствует параметрам конца предыдущей фазы. Полученные данные представлены в таблице.

SI.нач = ПI.нач ּL ;

SI.кон = ПI.кон ּL

Периметр и поверхность горения в начале и в конце II фазы:

ПII.нач = ПI.кон = 0,7733 м.;

SII.нач = SI.кон = 1,0273 м.2 ;

SII.кон = ПII.кон ּL

Периметр и поверхность горения в начале и в конце III фазы горения (конец III фазы горения в момент времени τ = 25с.).

ПIII.нач = ПII.кон = 0,8085м.;

SIII.нач = SII.кон = 1,0739 м.2 ;

SIII.кон = ПIII.кон ּ(L-b)

Фаза

I

II

III

Периметр горения

0,77335835

0,80849185

1,2358041

Площадь горения

1,02726667

1,07393517

1,5192155

5.Профилирование сопла.

- геометрическая степень расширения сопла;

Fм = 0,00259 м2 ;

Диаметр минимального сечения:

Площадь среза сопла:

Диаметр среза сопла:

Радиусы скругления:

R1 = 1,5ּRм = 1,5ּ0,006/2 = 0,0917м.;

R2 = 0,5ּ Rм = 0,5ּ0,006/2 = 0,0306м.;

Угол касательной к контуру сопла на выходе βа = 0,106 рад. = 6,073˚;

Относительная длина сопла:

;

Угол на входе в сверхзвуковую часть сопла: βb = 0, 6 рад. = 34,38˚;

Длина сопла:

6.Расчет ТЗП.

Определение коэффициентов теплопроводности.

Камера сгорания.

Давление в камере сгорания:

р = 6,15 Мпа;

Температура продуктов сгорания:

Т = 3359,6 К;

Средний молекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,531 кг/кмоль;

Теплоемкость продуктов сгорания:

Ср = 3345 ;

Коэффициент динамической вязкости:

η = 0,9330 ;

Коэффициент теплопроводности:

λ = 0,9812;

Массовый расход продуктов сгорания:

кг/сек;

Смоченный периметр заряда:

П = 0,7734 м.;

Начальная площадь проходного сечения:

Fсв = 0,00776 м2 ;

Эквивалентный гидравлический диаметр:

Приведенный диаметр проходного сечения (для расчета лучистого теплового потока):

Средняя длина луча:

l = 0,9ּdсв. = 0,9ּ0,283 = 0,0895м.;

Средняя плотность продуктов сгорания:

Принимаем температуру поверхности Тст = 2100К;

Переднее Днище.

Коэффициент конвективной теплоотдачи (свободная конвекция):

, где γ – ускорение = 9,81 м/с.; тогда

Определяем коэффициент лучистой теплоотдачи:

Коэффициент Стефана-Больцмана: C0 = 5,67

Массовая доля конденсата:

Z = 0,317;

Принимаем оптический диметр частиц:

d32 = 3 мкм.;

Степень черноты изотермического потока продуктов сгорания:

εр = 0,229 +0,061ּd32 + 0,00011ּТ – 0,3684ּZ+0.00502ּp-0,00338ּl =

= 0,229 +0,061ּ3 + 0,00011ּ3411 – 0,3684ּ0,317+0.00502ּ10-0,00338ּ0,2547 = 0,6965;

Принимаем степень черноты материала:

εст. = 0,8;

Эффективная степень черноты:

εэф.ст. = (1+ εст. )/2 = (1+0,8)/2 = 0,9;

Лучистый тепловой поток:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = αл + αк = 3046,02+687,41 = 3733,425

Заднее днище.

Коэффициент конвективной теплоотдачи (вынужденной):

Nu = 0,023ּRe0,8 ּPr0,4 ;

Определяем скорость продуктов сгорания у заднего днища:

Критерий Рейнольдса:

Критерий Прандтля:

;

Критерий Нюсельта:

Nu = 0,023ּ1826929,5280,8 ּ0,30880,4 = 774,04;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

αл = 3046,02

α = αл + αк = 18914,7+3046,02 = 21960

Критическое сечение.

Давление продуктов сгорания в критическом сечении:

Ркр = 3534720 Па;

Температура в основном потоке газа:

Т = 3162,3 К;

Температура торможения:

Т0 = 3359,6 К;

Средний молекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,410 кг/кмоль;

Теплоемкость ПС:

Ср = 1898 ;

Коэффициент динамической вязкости:

η = 0,0000879

η0 = 0,0000915

Коэффициент теплопроводности:

λ = 0,8914 ;

Массовый расход ПС:

кг/сек;

Площадь критического сечения:

Fм = 0,0026 м2 ;

Диаметр минимального сечения: dм = 0,057м.;

Температура поверхности: Тст. = 2300 К;

Критерий Прандтля:

;

Определяющая температура:

Тf = 0,5ּ(Т+Тст )+0,22ּPr1/3 (T0 -T) = 0,5ּ(3195+2300) +0,22ּ0,3111/3 (3411-3195)=2756,1 К;

Коэффициент динамической вязкости при Тf :

ηf = 0,0000798

Плотность газа при Тf :

Плотность газа при Т0 :

Поправка:

;

Радиус кривизны:

r = dм /2 = 0,057/2 = 0,0287 м.;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

qл – лучистый тепловой поток в камере сгорания.

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = αл + αк = 2224,73+56687,34 = 58912,068

Срез сопла.

Давление продуктов сгорания в критическом сечении:

Ркр = 10270 Па;

Температура в основном потоке газа:

Т = 1480 К;

Температура торможения:

Т0 = 3660 К;

Средний молекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,42 кг/кмоль;

Теплоемкость ПС:

Ср = 1650,1 ;

Коэффициент динамической вязкости:

η = 0,00006452

η0 = 0,00008

Коэффициент теплопроводности:

λ = 0,1745 ;

Массовый расход ПС:

кг/сек;

Площадь среза сопла:

Fа = 0,14233 м2 ;

Диаметр на срезе сопла: dа = 0,458м.;

Температура поверхности: Тст. = 1600 К;

Критерий Прандтля:

;

Определяющая температура:

Тf = 0,5ּ(Т+Тст )+0,22ּPr1/3 (T0 -T) = 0,5ּ(1480,3+1600) +0,22ּ0,44971/3 (3360-1480)=1990 К;

Коэффициент динамической вязкости при Тf :

ηf = 0,00006036

Плотность газа при Тf :

Плотность газа при Т0 :

Поправка:

;

Радиус кривизны:

r = dа /2 = 0,5188/2 = 0,2594 м.;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = αл + αк = 25,678+143,641 = 169,32

Расчет ТЗП.

1.Переднее днище.

Время работы двигателя 25 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρМ = 4510 кг/м3 ;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586

Теплопроводность: λМ = 16,9

Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2 /сек;

Толщина днища: δдн = 0,00445 м.;

Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: ZiO2 ;

Плотность: ρп = 4400 кг/м3 ;

Теплоемкость покрытия: СрП = 733

Теплопроводность: λП = 0,72

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 4168,836

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

Коэффициенты аппроксимации, при μ = 0,2…20;

;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К)

600

650

700

750

800

850

q=

0,8999

0,8836

0,8673

0,8510

0,8347

0,8184

lgq0=

0,0122

С=

0,4000

А=

0,4500

lgq-lgq0=

-0,0580

-0,0659

-0,0740

-0,0823

-0,0907

-0,0992

1/М=

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

δп(м)=

0,0067

0,0061

0,0056

0,0051

0,0048

0,0045

2.Заднее днище.

Время работы двигателя 25 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρМ = 4510 кг/м3 ;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586

Теплопроводность: λМ = 16,9

Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2 /сек;

Толщина днища: δдн = 0,00445 м.;

Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: ZiO2 ;

Плотность: ρп = 4400 кг/м3 ;

Теплоемкость покрытия: СрП = 733

Теплопроводность: λП = 0,72

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 4168,836

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

Коэффициенты аппроксимации, при μ = 0,2…20;

;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К)

600

650

700

750

800

850

q=

0,8999

0,8836

0,8673

0,8510

0,8347

0,8184

lgq0=

0,0122

С=

0,4000

А=

0,4500

lgq-lgq0=

-0,0580

-0,0659

-0,0740

-0,0823

-0,0907

-0,0992

1/М=

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

δп(м)=

0,0068

0,0062

0,0057

0,0053

0,0050

0,0046

3.Критическое сечение.

Время работы двигателя 18 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρМ = 4510 кг/м3 ;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586

Теплопроводность: λМ = 16,9

Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2 /сек;

Толщина днища: δдн = 0,004 м.;

Допустимая температура стенки: Тg = 800 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: Углерод (пирографит);

Плотность: ρп = 2200 кг/м3 ;

Теплоемкость покрытия: СрП = 971

Теплопроводность: λП = 5

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 77954,46

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

Коэффициенты аппроксимации, при μ = 0,2…20;

;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К)

600

650

700

750

800

850

q=

0,8931

0,8756

0,8582

0,8408

0,8233

0,8059

lgq0=

0,0122

С=

0,4000

А=

0,4500

lgq-lgq0=

-0,0613

-0,0699

-0,0786

-0,0875

-0,0966

-0,1059

1/М=

0,0049

0,0049

0,0049

0,0049

0,0049

0,0049

δп(м)=

0,0271

0,0250

0,0233

0,0218

0,0205

0,0194

4.Срез сопла.

Время работы двигателя 18 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρМ = 4510 кг/м3 ;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586

Теплопроводность: λМ = 16,9

Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2 /сек;

Толщина днища: δдн = 0,004 м.;

Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: SiC;

Плотность: ρп = 1700 кг/м3 ;

Теплоемкость покрытия: СрП = 1250

Теплопроводность: λП = 4,19

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 1227,904

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

Коэффициенты аппроксимации, при μ = 0,2…20;

;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К)

600

650

700

750

800

850

q=

0,7415

0,6994

0,6573

0,6152

0,5731

0,5309

lgq0=

0,0122

С=

0,4000

А=

0,4500

lgq-lgq0=

-0,1421

-0,1675

-0,1944

-0,2232

-0,2540

-0,2872

1/М=

0,0037

0,0037

0,0037

0,0037

0,0037

0,0037

δп(м)=

0,0022

0,0014

0,0008

0,0002

0,0002

0,0005

8.Расчет на прочность камеры сгорания.

Свойство материала корпуса (обечайки):

Стеклопластик:

σв = 950 МПа;

Е = 39,2ּ103 МПа;

Днища:

Титановый сплав:

σв = 1000 МПа;

Толщина обечайки:

δоб = 0,002 м.;

Длина: Lоб. = 1,229 м.;

Диаметр камеры сгорания:

Dк = 0,5443 м.; Rк = 0,200 м.;

Толщина эллиптического днища:

δдн. = 0,002 м.;

Относительная величина вылета крышки:

m= 0,5;

Величина вылета крышки:

b = 0,099 м.;

Напряжения от внутренних сил:

Для обечайки:

Суммарное напряжение:

Коэффициент запаса прочности:

Для эллиптического днища:

Суммарное напряжение:

Коэффициент запаса прочности:

Расчет на устойчивость.

Определяем является ли оболочка длинная. Если выполняется условие , то оболочка считается длинной.

- Оболочка считаем длинной;

Критическое внешнее давление:

Критическое число волн:

Устойчивость от сжатия осевыми силами:

Критическое осевое усилие:

Критическое напряжение сжатие:

=266907МПА

Устойчивость при изгибе обечайки:

Принимаем α­­ с = 0,5.

9. Расчет массы воспламенителя.

Состав воспламенителя:

Горючее: Бор + Алюминий;

Окислитель: PbCrO4 ;

Воспламенитель находится в петардах.

Воспламенительное устройство корзинного типа.

Давление при котором начинается воспламенение основного заряда

нач. =3500000 Па;

Расчет массы воспламенителя.

Выбираем на 1 м2 горящей по поверхности заряда 0,13 … 0,2 кг. Воспламенительного состава.

SI,П = 1,26 м2 – начальная площадь поверхности горения.

mВ = 0,23 кг.

Определяем размер петард:

dнар = 0,068 м.; dвн. = 0,02 м.;

ρВ = 1640

Определяем объем занимаемый петардами:

Определяем площадь поперечного сечения:

Определяем длину воспламенителя:

Определяем число петард:

Максимальное число шашек может быть до 20 мм. Выбираем 10 мм.

Выбираем число петард 14.

Между петардами помещаются резиновые площадки для уменьшения образование пороховой «пыли». Наличие пороховой «пыли» нежелательно, т.к. она может привести к нестабильной работе воспламенителя и к увеличению полей разбросов его характеристик .

10. Описание конструкции.

Корпус двигателя выполнен из стеклопластика, методом спирально-поперечной намотки.

На внутреннюю поверхность корпуса нанесено ТЗП. Днища корпуса, как переднее, так и заднее – эллиптические, которые при одинаковых параметрах имеет больший объем, чем сферическое днище. В переднем днище располагается воспламенитель корзинного типа. Горючее: Бор + Алюминий; Окислитель: PbCrO4 ;Воспламенитель находится в петардах.

РДТТ снабжается поворотным соплом с жидким шарниром, который обеспечивает предельное отклонение +- 4˚.

Сопло состоит из утопленной входной части, жидкого шарнира. Расширяющаяся часть сопла профилированная (методом Рао). Жидкий шарнир защищен от действия горячих газов теплозащитным кожухом.

Заряд выполнен из топлива марки Arcadene-253A. Конструкция заряда выполнена таким образом, чтобы обеспечить нейтральный закон горения. Канальная часть заряда имеет форму 6-лучевой звезды.

11.Спец. часть проекта. УВТ.

Для управления движения ЛА в соответствии с требуемой траекторией необходимо иметь возможность измять величину и направление вектора скорости, а также ориентацию осей ЛА в пространстве. С этой целью используются реактивные двигатели и различные органы управления, действие которых создает необходимые для управления силы и моменты.

Управление ЛА осуществляется с помощью органов управления, построенных с использованием аэродинамических сил или энергии истекающей струи двигателя. Иногда применяют комбинированные органы управления, в которых используется аэродинамическая сила и сила истекающей газовой струи.

Одним из наиболее простых методов управления вектором тяги является поворотное сопло. Здесь сопло соединяется с корпусом двигателя через жидкий шарнир. Данный шарнир представляет собой опору и фланцем между которым располагается полостью, заполненной маслом. Полость состоит из корпуса (титанового сплава), сама оболочка состоит из эластомера заполненного жидкостью под давлением. Применение такого шарнира позволяет отклонять сопло в двух плоскостях (тангажу и рыскания) на 4 (максимум) градуса.

12.Описание ПГС.

Два руль привода 10 питаются жидкостью. Вся магистраль от руль приводов до бачка 6 заранее заполнена несжимаемым маслом, вытесняется из бачка газом, из аккумулятора давления. Заправка шарболона 1 происходит через заправочный кран 2. Газ закачивается под давлением, которое контролируется манометром от заправочной станции.

При подаче сигнала срабатывает пиропатрон пироклапана 3. Газ поступает через понижающий редуктор 4 (для поддержания постоянного давления) и разделительную мембрану 5 в бачок с несжимаемым маслом 6. Далее масло поступает на регулятор вектора тяги 7 , которая контролируется системой управления и стабилизации летательным аппаратом 8. Далее магистраль с маслом разделяется в двух направлениях, к 1-ой и 2-й руль машинке 10. При получении электрического импульса срабатывает электро-жидкостный клапан 9 и масло заполняет полость А руль привода и двигает его поршень, масло из полости Б дренажируется через ЭЖК 9. Таким образом происходит поворот сопла в одну сторону. Если нужно повернуть сопло в другом направлении, то электрический импульс поступает на ЭЖК, заполняется полость Б. Дренаж из полости А через ЭЖК 9.

13.Литература.

1.Алемасов В.Е. и др.: «Теория ракетных двигателей», Учебное пособие для студентов высших технич. уч. Заведений./ В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин: Под редакцией В.П. Глушко, М. Машиностроение, 1989 –464с.

2.Ермолаев В.М., Абрамов Ю.Н., Магсумов Т.М. и др.: «Проектирование двигателей ЛА»,: Уч. Пособие – Казань, КАИ, 1972 – 206с.

3.Ермолаев В.М. «Расчет и проектирование камер ДЛА», Уч. Пособие – Казань, КАИ, 1983 – 68 с.

4.Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю. «Термодинамические и баллистические основы проектирования РДТТ» : Уч. Пособие для вузов - М. Машиностроение, 1979 – 392 с.

5.Семенихин П.В., «Выбор оптимальных параметров и расчет параметров и массы твердотопливного двигателя» Уч. Пособие – Казань, КАИ. 1988 – 16с.

6.Семенихин П.В., «Расчет параметров и проектирование твердотопливного двигателя », Часть II – Казань, КАИ, 1989 – 20с.

7.Соколов Б.И., Черенков А.С.: «Смесевые тв. Ракетные топлива », Уч. пособие – Казань, КАИ, 1981 – 76с.

8.Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В., «Конструкция и проектирование РДТТ» : Уч. Пособие для машиностроительных вузов. – М. Машиностроение, 1987- 328 с.

ОТКРЫТЬ САМ ДОКУМЕНТ В НОВОМ ОКНЕ

ДОБАВИТЬ КОММЕНТАРИЙ  [можно без регистрации]

Ваше имя:

Комментарий

Все материалы в разделе "Авиация и космонавтика"