Анализ пневмогидравлической схемы ДУ

Исходные данные расчета ЖРД

1.1. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла ЖРД

Камера ЖРД - это важнейший агрегат РД, работающий в весьма трудных условиях. Сгорание топлива происходит при большой температуре и при больших значениях давления. Увеличение давления в КС ведет к росту удельного импульса двигателя, уменьшению линейных размеров КС и соответственно, к уменьшению массы двигателя.

Уменьшение площади критического сечения ведет к уменьшению расхода топлива. Но для подачи топлива в КС насосы должны создавать большие давления подачи, что требует повышения мощности турбины и расхода топлива на нее.

Уменьшение размеров КС вызывает трудности с размещением форсунок на форсуночной головке, а также может вызвать проблему охлаждения двигателя, так как растет теплонапряженность.

Выбор заданных параметров при проектировании ЖРД назначают в основном из условия реализации оптимального (возможного большего) удельного импульса двигателя , что соответствует высоким значениям давления в камере - р_к =10000 кПа и степени расширения сопла по давлению -

 

1.1.1. Выбор значения давления в камере ЖРД

Выбирая давление в камере сгорания, необходимо учитывать, что выигрыш в увеличении удельного импульса, уменьшения габаритов и массы ДУ может быть потерян из-за увеличения расхода топлива на турбину и увеличения массы ТНА. В зависимости от схемы ЖРД и системы подачи топлива, существуют рекомендации на величину давления в камере сгорания:

- Для вытеснительной системы подачи топлива .

- Для насосной системы подачи топлива без дожигания генераторного газа (с автономной турбиной) .

- Для насосной системы подачи топлива с дожиганием генераторного газа с предкамерной турбиной работающей по схеме «газ-жидкость» .

- Для насосной системы подачи топлива с дожиганием генераторного газа с предкамерной турбиной работающей по схеме «газ-газ» .

Для проектируемого двигателя работающего без дожигания генераторного газа принимаем давление в камере по заданию р_к=10 Мпа.

Оптимальное сочетание взаимно-противоположного влияния р_к и m_гг на соответствует давлению в камере р_к (8000-10000кПа) при давлении в газогенераторе р_гг = (0,75-0,95) р_к.

 

1.1.2. Выбор значения давления на срезе сопла

Величина давления на срезе сопла, как и величина давления в камере сгорания, влияет на удельный импульс, габариты и массу ДУ.

При малых значениях давления на срезе сопла увеличивается величина удельного импульса. Но при этом размеры сужающейся части сопла увеличиваются, что приводит к росту массы ЖРД, а также к увеличению габаритов сопловой части двигателя.

Выбираем давление на срезе сопла минимальным при условии, что прирост удельного импульса компенсирует потери появившиеся за счет увеличения массы двигателя, а его габариты не окажут трудностей при компоновке.

В зависимости от назначения ДУ существуют рекомендации по выбору оптимального давления на срезе сопла:

- для первой ступени давление на срезе сопла принимают .

- на второй ступени давление на срезе сопла принимают .

При определенном значении давления окружающей (наружной) среды р_Н максимальная тяга двигателя реализуется при расчетном режиме работе его сопла (давление на срезе сопла равно давлению окружающей среды р_а=р_Н).

По курсовому заданию заданна баллистическая ракета (БР), скомпонованная ДУ из ЖРД, работа которого подразумевается только в плотных слоях атмосферы, а следовательно при р_Н=1,013*10⁵ Па.

 

1.2. Выбор жидкостного ракетного топлива

В современном ракетостроении наиболее широкое применение получили двухкомпонентные жидкие ракетные топлива, состоящие из двух раздельно хранящихся компонентов: окислителя и горючего. Такие топлива наиболее опробованы на практике, а, следовательно, относительно безопасны в эксплуатации; дают возможность широкого выбора компонентов, что позволяет получать высокие значения удельного импульса тяги.

Вид ЖРТ определяется в основном назначением и условиями эксплуатации жидкостной ракетной системы. В настоящее время существуют тенденции широкого использования для баллистических ракет (БР) ЖРТ с высококипящими компонентами(температура кипения Т_КИП > 290 K), а для (РН) ракетоносителей ЖРТ с низкокипящими и криогенным (Т_КИП < 120 K) компонентам. Для баллистических ракет применяют высококипящие топлива, предпочтительнее четырехокись азота в качестве окислителя и несимметричный диметилгидразин в качестве топлива (АТ+НДМГ), которое обеспечивает высокую готовность ракеты к пуску в заправленном состоянии в течении 10-15 лет. Но очень высокая вредность этого топлива, требует высокой осторожности в работе с ним и в специальных костюмах и противогазах. Представленное в курсовом проекте топливо “АТ + НДМГ” является:

- азотнокислым;

- высококипящим;

- токсичным;

- стабильным;

- коррозионноактивным;

- самовоспламеняющимся.

Большое преимущество данного топлива в том, что оно не дефицитно для отечественных ресурсов, и имеет низкую стоимость в получении при переработке основного сырья для топлива.

Профилирование сопла

 

5.1. Профилирование сужающей части сопла

Форма сужающейся части сопла практически не влияет на удельный импульс тяги, но в то же время от геометрии сопла зависит подогрев охладителя, т.к. плотность теплового потока от газа к огневой стенке обратно пропорциональна радиусу проточной части.

Согласно методике построения газодинамического профиля сопла, радиус округлений в зоне критического сечения со стороны сужающейся части равен 1,5r_* , то есть существенно меньше, чем в случае выполнения указанной зоны сопла параболической формы. Поэтому подогрев охладителя при параболической форме сопла будет меньше, чем в случае проектирования профиля сопла методом дуг и окружностей.

Параболическая форма сужающей части сопла не влияет на потери в месте сопряжения с расширяющейся частью сопла, т. к. обтекание тупого угла сверхзвуковым потоком протекает без завихрения (являются безотрывным).

В курсовом проекте примем метод профилирования сопла параболической формой.

Уравнение параболы для сужающейся части примем:

Исходными данными для нахождения и являются:

- радиус критического сечения сопла- м.

- радиус цилиндрической части камеры- м.

Угол касательной в месте соединения параболы с расширяющейся частью сопла принимается в пределах , а с цилиндрической частью камеры . С ростом значений углов и протяженность сужающейся части при заданных значениях и увеличивается, а энергетические потери падают.

Примем , а тогда , следовательно .

Составим уравнение:

прологарифмируем:

получаем:

n_c=3,133.

 

Найдем :

Уравнение параболы сужающейся части

Длину сужающейся части сопла определим из уравнения параболы (от точки пересечения параболы с осью камеры - точка "0", рис. 5.1, см. Приложение)

Длина сужающейся части сопла может варьироваться изменением углов и . Для построения параболы (профиля сопла) зададим несколько значений радиусов в диапазоне от и и определим по формуле . Результаты расчетов сведем в Таблицу №5.1.

Таблица №5.1.

м	0,067	0,085	0,105	0,135	0,155
, м	=0,036	0,075	0,145	0,318	0,491	=0,604

 

По полученным расчетам произведем построение и профилирование сужающей части сопла (Рис. 5.1.).

Рис. 5.1. Построение профиля сужающейся части сопла.

 

5.2. Протяженность цилиндрической части камеры сгорания

Длина цилиндрической части камеры рассчитаем на базе геометрических предпосылок и соотношений. Объем сужающейся части сопла приравниваем объему эквивалентного усеченного конуса с диаметрами оснований и .

Объем цилиндрической части камеры сгорания:

протяженность цилиндрической части камеры сгорания:

 

5.3. Профилирование расширяющейся части сопла

Форма расширяющейся части сопла определяет вес сопла, величину подогрева охладителя, потери и плотность теплового потока в критическом сечении.

В настоящее время расширяющаяся часть сопла профилируется методом характеристик; при этом получаемая форма сопла близка к параболической. В современных двигателях расширяющаяся часть сопла выполняется с угловым входом. Этим достигается уменьшение длины и массы сопла, снижения подогрева охладителя, что обеспечивает падение плотности теплового потока в критическом сечении и улучшает условия охлаждения.

Исходные данные:

- радиус критического сечения сопла- м.

- радиус среза сопла - м.

- угол касательной в критическом сечении , примем что .

-угол касательной на срезе сопла , примем что .

С ростом значений углов и при неизменных радиусах критического сечения и среза сопла наблюдается снижение энергетических потерь в двигателе с одновременным увеличением протяженности расширяющейся части сопла.

Уравнение параболы расширяющейся части сопла

Получим значения углов по касательной:

, .

Составим уравнение:

прологарифмируем:

получаем:

n_р=1,961.

 

Найдем :

Длину расширяющейся части сопла определим из уравнения параболы

Для построения параболы (профиля сопла) зададим несколько значений радиусов в диапазоне от и и определим по формуле

. Результаты расчетов сведем в Таблицу №5.2.

 

Таблица № 5.2.

м	0,1656	0,157	0,172	0,207	0,215
, м	=0,028	0,150	0,179	0,257	0,277	=0,321

 

Результаты проектирования расширяющейся части сопла показали, что ее протяженность входит в рамки разумных пределов.

По полученным расчетам произведем построение профиля расширяющейся части сопла (Рис. 5.2.).

Рис. 5.2. Построение профиля расширяющейся части сопла.

 

5.4. Построение газодинамического профиля камеры ЖРД

На изображения газодинамического профиля указываются конкретные размеры, полученные в результате расчетов. (Рис. 5.3.).

рис 5.3. Газодинамический профиль камеры.

 

Расчет основных параметров турбонасосного агрегата (ТНА) и газогенератора (ГГ)

7.1. Расчет потребных значений давлений компонентов на входе и выходе из насосов и турбины

Значения давлений рассчитываются исходя из заданной к разработке ПГС по магистралям окислителя, горючего и рабочего тела газогенератора и турбины. При этом учитываются значения давлений в соответствующих агрегатах(камеры сгорания р_к или газогенераторе р_гг) и сумма потерь давлений на рассматриваемом участке магистрали:

где n- количество местных сопротивлений.

Давление в камере двигателя р_к определенно заданием на курсовой проект.

Давление в газогенераторе р_гг в ЖРД без дожигания статистически равно

р_гг=(0,75-0,95)р_к. Потери давления на трения и на местные сопротивления магистралей рассчитываются исходя из параметров соответствующих магистралей по курсу Гидравлики. На данном этапе курсового проекта параметры магистралей не известны, поэтому воспользуемся и проведем расчет на основе статистических данных.

Потери давления на элементах магистралей:

на охлаждающем тракте , примем что

* Данное значение потери давления применяется только для расчетов параметров насоса окислителя, т.к. по заданной ПГС ЖРД в качестве охладителя принят окислитель четырехокись азота.

на форсунках ,

примем что .

на трение в магистралях "насос-камера", "насос-газогенератор"

на элементах автоматики примем что

давление наддува баков с компонентами топлива примем что

По принятой к разработке ПГС наддува баков нету.

Определим потребные значения давлений на входе и выходе из насосов и турбины.

Горючего

Давление на входе в насос равно:

=

= Па.

где: и - давление насыщенного пара и плотность компонента соответственно.

Давления на выходе из насоса подачи горючего определим по наиболее напряженной ветви магистрали для ЖРД без дожигания:

Окислителя:

Давление на входе в насос равно:

=

Па.

где: и - давление насыщенного пара и плотность компонента соответственно.

Давления на выходе из насоса подачи окислителя определим по наиболее напряженной ветви магистрали для ЖРД без дожигания:

Турбины:

Давление на входе в турбину:

Так как ПГС ЖРД без дожигания и генераторный газ выбрасывается в атмосферу, то получим давление на выходе из турбины:

 

§ Спецвещество:

=

Па

=

Па

 

7.2. Уравнение баланса мощностей ТНА

Развернутая схема уравнения баланса мощностей турбины, исходя из которой мы найдем массовый секундный расход компонентов топлива на газогенератор (

 

где:

удельная работа турбины;

массовый секундный расход компонентов

действительная удельная работа насоса окислителя

массовые секундные расходы окислителя, подаваемые в головку камеры ЖРД и газогенератор, соответственно.

действительная удельная работа насоса горючего

массовый секундный расход компонентов через газогенератор.

и - кпд турбины и насосов; ; ;

Свойства газогенераторных тел для топливной пары АТ+НДМГ при

Выражая из развернутой схемы уравнения значение допустим, что:

, а значение выражения

Получим значение А:

Получим значение Б:

Найдем значение массового расхода компонентов через газогенератор:

Следуя из этого, определим массовые секундные расходы компонентов топлива, затрачиваемых на газогенераторных газ:

 

7.3. Расчет параметров насосов

Горючего

1. Удельная работа

 

2. Потребная мощность насоса

3. Объемная подача компонента

4. Динамический напор перед насосом

5. Угловая скорость вращения ротора

где 3000 - критический антикавитационный коэффициент для шнекоцентробежного насоса.

6. Число оборотов ротора

7. Коэффициент быстроходности колеса насоса горючего

Окислителя

1. Удельная работа

 

2. Потребная мощность насоса

3. Объемная подача компонента

4. Динамический напор перед насосом

5. Угловая скорость вращения ротора

где 3000- критический антикавитационный коэффициент для шнекоцентробежного насоса.

6. Число оборотов ротора

 

Спецвещество:

1. Удельная работа

 

2. Потребная мощность насоса

3. Объемная подача компонента

4. Динамический напор перед насосом

5. Угловая скорость вращения ротора

где 3000- критический антикавитационный коэффициент для шнекоцентробежного насоса.

6. Число оборотов ротора

 

7. Коэффициент быстроходности колеса насоса окислителя

 

7.4. Расчет параметров турбины

1. Удельная полезная работа

2. Перепад давления на турбине.

3. Потребная мощность турбины.

4. Число оборотов ТНА

Число оборотов ротора турбины равно минимальному значению оборотов

насоса окислителя, исходя из условия предотвращения кавитации в нем.

 

По подведенным итогам следует, что весь ротор ТНА вращается с одной частотой, а следовательно коэффициент быстроходности колеса насоса горючего изменится и будет:

7.5. Проверка сходимости уравнения баланса мощностей

Вт

Литература

 

1. Куликов Г.В., Ярославцев Н.Л. Расчет камеры жидкостного ракетного двигателя – М.: «МАТИ» – РГТУ им. К.Э. Циолковского, 2004, 50 с.

2. Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. Жидкостные ракетные двигатели – М.: Издательско-типографический центр «МАТИ» – РГТУ им. К.Э.Циолковского, 2001, 171 с.

3. Ярославцев Н.Л. Лабораторный практикум по курсу «Теория, расчет и проектирование РД» – М.: «МАТИ» – РГТУ им. К.Э. Циолковского, 2001, 100 с.

4. Куликов Г.В., Ярославцев Н.Л. Альбом конструкций элементов камер ЖРД – М.: «МАТИ» – РГТУ им. К.Э. Циолковского, 2005, 55 с.

 

 

Исходные данные расчета ЖРД

1.1. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла ЖРД

Камера ЖРД - это важнейший агрегат РД, работающий в весьма трудных условиях. Сгорание топлива происходит при большой температуре и при больших значениях давления. Увеличение давления в КС ведет к росту удельного импульса двигателя, уменьшению линейных размеров КС и соответственно, к уменьшению массы двигателя.

Уменьшение площади критического сечения ведет к уменьшению расхода топлива. Но для подачи топлива в КС насосы должны создавать большие давления подачи, что требует повышения мощности турбины и расхода топлива на нее.

Уменьшение размеров КС вызывает трудности с размещением форсунок на форсуночной головке, а также может вызвать проблему охлаждения двигателя, так как растет теплонапряженность.

Выбор заданных параметров при проектировании ЖРД назначают в основном из условия реализации оптимального (возможного большего) удельного импульса двигателя , что соответствует высоким значениям давления в камере - р_к =10000 кПа и степени расширения сопла по давлению -

 

1.1.1. Выбор значения давления в камере ЖРД

Выбирая давление в камере сгорания, необходимо учитывать, что выигрыш в увеличении удельного импульса, уменьшения габаритов и массы ДУ может быть потерян из-за увеличения расхода топлива на турбину и увеличения массы ТНА. В зависимости от схемы ЖРД и системы подачи топлива, существуют рекомендации на величину давления в камере сгорания:

- Для вытеснительной системы подачи топлива .

- Для насосной системы подачи топлива без дожигания генераторного газа (с автономной турбиной) .

- Для насосной системы подачи топлива с дожиганием генераторного газа с предкамерной турбиной работающей по схеме «газ-жидкость» .

- Для насосной системы подачи топлива с дожиганием генераторного газа с предкамерной турбиной работающей по схеме «газ-газ» .

Для проектируемого двигателя работающего без дожигания генераторного газа принимаем давление в камере по заданию р_к=10 Мпа.

Оптимальное сочетание взаимно-противоположного влияния р_к и m_гг на соответствует давлению в камере р_к (8000-10000кПа) при давлении в газогенераторе р_гг = (0,75-0,95) р_к.

 

1.1.2. Выбор значения давления на срезе сопла

Величина давления на срезе сопла, как и величина давления в камере сгорания, влияет на удельный импульс, габариты и массу ДУ.

При малых значениях давления на срезе сопла увеличивается величина удельного импульса. Но при этом размеры сужающейся части сопла увеличиваются, что приводит к росту массы ЖРД, а также к увеличению габаритов сопловой части двигателя.

Выбираем давление на срезе сопла минимальным при условии, что прирост удельного импульса компенсирует потери появившиеся за счет увеличения массы двигателя, а его габариты не окажут трудностей при компоновке.

В зависимости от назначения ДУ существуют рекомендации по выбору оптимального давления на срезе сопла:

- для первой ступени давление на срезе сопла принимают .

- на второй ступени давление на срезе сопла принимают .

При определенном значении давления окружающей (наружной) среды р_Н максимальная тяга двигателя реализуется при расчетном режиме работе его сопла (давление на срезе сопла равно давлению окружающей среды р_а=р_Н).

По курсовому заданию заданна баллистическая ракета (БР), скомпонованная ДУ из ЖРД, работа которого подразумевается только в плотных слоях атмосферы, а следовательно при р_Н=1,013*10⁵ Па.

 

1.2. Выбор жидкостного ракетного топлива

В современном ракетостроении наиболее широкое применение получили двухкомпонентные жидкие ракетные топлива, состоящие из двух раздельно хранящихся компонентов: окислителя и горючего. Такие топлива наиболее опробованы на практике, а, следовательно, относительно безопасны в эксплуатации; дают возможность широкого выбора компонентов, что позволяет получать высокие значения удельного импульса тяги.

Вид ЖРТ определяется в основном назначением и условиями эксплуатации жидкостной ракетной системы. В настоящее время существуют тенденции широкого использования для баллистических ракет (БР) ЖРТ с высококипящими компонентами(температура кипения Т_КИП > 290 K), а для (РН) ракетоносителей ЖРТ с низкокипящими и криогенным (Т_КИП < 120 K) компонентам. Для баллистических ракет применяют высококипящие топлива, предпочтительнее четырехокись азота в качестве окислителя и несимметричный диметилгидразин в качестве топлива (АТ+НДМГ), которое обеспечивает высокую готовность ракеты к пуску в заправленном состоянии в течении 10-15 лет. Но очень высокая вредность этого топлива, требует высокой осторожности в работе с ним и в специальных костюмах и противогазах. Представленное в курсовом проекте топливо “АТ + НДМГ” является:

- азотнокислым;

- высококипящим;

- токсичным;

- стабильным;

- коррозионноактивным;

- самовоспламеняющимся.

Большое преимущество данного топлива в том, что оно не дефицитно для отечественных ресурсов, и имеет низкую стоимость в получении при переработке основного сырья для топлива.

Анализ пневмогидравлической схемы ДУ

Рис.2.1. Заданная схема ПГС для проектируемого РД. 1- насос горючего, 2- насос окислителя, 3- камера сгорания, 4-газогенератор, 5-турбина, 6-выхлопной патрубок.

 

2.1. Система газогенерации

Многообразие ГГ обусловлено сферами их применения, комплексом технических требований, предъявляемых к выходным параметрам продуктов газогенерации, физико-химическими особенностями компонентов топлива. При создании ГГ должны быть решены следующие основные задачи:
- обеспечение высокой степени совершенства рабочего процесса и приемлемого уровня неравномерности температурного поля на выходе из ГГ;
- обеспечение устойчивости рабочего процесса;
- получение высокой работоспособности конструкции с точки зрения исключения плавлений.

Кроме того, если применительно к ГГ, предназначенным для систем наддува, а также используемым в турбонасосных агрегатах ЖРД схем без дожигания, массовые и габаритные характеристики не играют заметной роли, то для ГГ схем с дожиганием в числе проблем проектирования стоит также и вопрос о минимизации их массы и габаритов.

Особо сложная задача - обеспечение устойчивости рабочего процесса. Кроме вероятности возникновения поперечных колебаний во внутрикамерном объеме, из-за наличия присоединенных к реакционной камере дополнительных объемов различной конфигурации и протяженности (газоводы, объемы статоров турбин и т. д.) могут возникать акустические колебания сложных продольных мод.

Система газогенерации в двигателях без дожигания принимается из условия обеспечения минимального расхода топлива на привод ТНА. Это достигается более высокой температурой восстановительного газа Т_ГГ примерно меньше или равно 1400 К и большим значением газовой постоянной, по сравнению с окислительным. Кроме того давление в газогенераторе назначается чуть меньше давления чем в камере сгорания ((0,8-0,95)р_к), что определяет срабатывание большого перепада давления и температуры на турбине ТНА. Такие меры обеспечивают уменьшение расхода газа на привод турбины ТНА.

 

 

2.2. Конструктивная схема ТНА

В ЖРД широко применяется система подачи топлива с ТНА, который включает себя насосы (один или более), подающие компоненты топлива с заданными параметрами (объемные или массовые расходы и давление на выходе), и привод насосов - газовую турбину.

Предъявляемые к ТНА требования формулируются исходя из задач, решаемых ДУ, в которую он входит как составная часть, и компонуется в единый блок. К ТНА предъявляется ряд обязательных мер:

- обеспечение работоспособности и основных параметров при заданном ресурсе с необходимыми возможными паузами установленной продолжительности и многократным запуском.

-обеспечение на всех режимах работы двигателя подачи компонентов топлива требуемого расхода и давления при высокой степени надежности с приемлемыми КПД всего агрегата и минимальной стоимости изготовления;

- обеспечение минимальных размеров и массы всей ДУ за счет наименьших габаритных размеров и массы самого ТНА.

Конструктивная схема ТНА проектируемого двигателя является - однороторная конструкция и, как следствие, более надежная к отношению к другим схемам. Однороторная конструктивная схема ТНА с активной турбиной на консоли (рис2.1.). Такая конструкция упрощает уплотнения насоса горючего, что важно для проектируемого двигателя, работающего на самовоспламеняющихся компонентах, а осевой подвод в насосе окислителя способствует его высоким антикавитационными характеристикам. Однако из-за однако при равенстве угловых скоростей турбины и насосов условия их работы неоптимальные, и это является недостатком этой конструктивной схемы. Значения угловой скорости ротора такого такой конструктивной схемы ТНА принимают исходя из максимально допустимой для насоса окислителя. Для насоса горючего расчетное значение угловой скорости всегда больше, чем для насоса окислителя. На рис. 2.2. приведена зависимость отношений наиболее возможных угловых скоростей ротора насоса и окислителя из-за разницы плотностей компонентов при условии равенства у обоих насосов. К примеру в ТНА в кислородно-водородных двигателей разница угловых скоростей насосов горючего и окислителя отличаются почти в шесть раз. В нашем случае в двигателе без дожигания при однороторной схеме разница угловых скоростей не допустима, так как ввиду низкой угловой скорости насоса окислителя, турбина будет работать с низким КПД.

Рис. 2.2. Зависимость отношений наиболее возможных угловых скоростей ротора насоса и окислителя из-за разницы плотностей компонентов.

К основным факторам, определяющий выбор данной конструктивной схемы и расположения насосов, относится уровень температуры подаваемого компонента; рабочего тела турбины, а именно - высококипящие жидкости; склонность компонентов к самовоспламенению в контакте между собой или рабочими газами турбины. То есть, например насос с высококипящей жидкостью окислителя не стоит располагать вблизи корпуса турбины, так ка