Результаты расчета параметров двигательной установки в программе Terra

Результаты расчета параметров двигательной установки в программе Terra

Произведён термодинамический расчёт двигательной установки по программе “Terra” с выбором оптимального значения коэффициента избытка окислителя, которому соответствует максимальное значения удельного пустотного импульса на срезе сопла. Получены параметры рабочего тела в камере сгорания, в критическом сечении и на выходе из сопла. Результаты расчёта представлены в Приложении 1. Полученные результаты являются идеальными, в действительности значения данных величин будут отличаться вследствие разного рода потерь.

Построение газодинамического тракта

Определение действительных значений расхода топлива и геометрии сопла

Импульсные коэффициенты:

, .

Расходный комплекс, удельные площади критического и выходного сечений сопла, удельный пустотный импульс, пустотная тяга и расход топлива из распечатки:

Тогда действительные значения удельного пустотного импульса, расходного комплекса, площадей критического и выходного сечений сопла, действительный расход топлива:

Нахождение объема камеры сгорания и её длины

Объем камеры сгорания двигателя найдем по приведённой длине:

Принимаем .

Для нахождения длины камеры сгорания и диаметра камеры сгорания , используем соотношение:

Примем

Выразим объем камеры сгорания через её диаметр

откуда

Построение контура оптимального сопла

Радиус критического сечения:

Радиус скругления входной части на участке до критического сечения:

Радиус скругления образующей на входе в закритическую часть:

Типичные для сопел ЖРД значения угла наклона контура сопла на срезе лежат в диапазоне ([1], стр. 40). Примем .

Радиус среза сопла:

Отношение радиусов будет:

Для дальнейшего построения найдем угол наклона контура в точке касания к образующей на входе в закритическую часть и величину безразмерной длины сопла (см. рис. 1).

. Тогда

Рис. 1

Рис. 2

Разработка пневмогидросхемы двигательной установки

Основные элементы ПГС

Жидкостной ракетный двигатель состоит из камеры, ТНА, ГГ, агрегатов автоматики, устройств для создания управляющих усилий, рам, различных трубопроводов, вспомогательных устройств и агрегатов. В свою очередь, камера ЖРД состоит из камеры сгорания и сопла. Систему подачи компонентов топлива можно разделить на 3 основные части:

· агрегат для создания давления подачи компонентов;

· система агрегатов и трубопроводов, обеспечивающих запуск, остановку и работу двигателя;

· топливные баки.

Система подачи компонентов

Главным элементом системы подачи является ТНА, с помощью которого создается необходимое давление подачи компонентов и обеспечивается заданный расход. Мы разрабатываем двигательную установку, работающую по открытой схеме (без дожигания отработанного в турбине рабочего тела).

Турбонасосная система является системой с ЖГГ - рабочее тело образуется в результате сгорания горючего и окислителя. Используется ЖГГ восстановительного типа.

Исходя из задания, ДУ выполнена по открытой схеме, т.е. без дожигания отработанного в турбине рабочего тела. Для выработки рабочего тела для ТНА будет использоваться ЖГГ восстановительного типа α < 1.

Система управления и регулирования

По задачам, стоящим перед системой управления, можно выделить две группы:

· запуск и остановка ДУ;

· поддержание заданного режима работы камеры двигателя и ДУ, а также переход с одного режима на другой.

Запуск (раскрутка ТНА) осуществляется при помощи ПАДа-пускового устройства.

Схема поддержания заданного режима работы, регулирование тяги осуществляется путем изменения давления в КС за счет изменения массового расхода компонентов топлива в КС.

 

Рис. 3. Пневмогидросхема открытого типа

1 – камера ЖРД; 2 – датчик давления в камере сгорания; 3 – главный пироклапан окислителя; 4 – счетно-решающий прибор системы РКС; 5 – исполнительный дроссель системы РКС; 6 – восстановительный ЖГГ; 7 – пусковой стартер; 8 – исполнительный дроссель системы СОБ; 9 – пиромембраны; 10 – заправочно-сливное устройство; 11 – измеритель уровня; 12 – дренажно-предохранительный клапан; 13 – счётно-решающий прибор СОБ 14 – шар-баллон с сухим азотом; 15 – комплекс: фильтр, редуктор давления, обратный клапан; 16 – торовый баллон с жидким азотом; 17 – теплообменник; 18 – обратные сопла с эксцентриситетом на оси; 19 – клапан горючего; 20 – стабилизатор ЖГГ; 21 – насос окислителя; 22 – насос горючего; 23 – турбина; 24 – бак окислителя; 25 – бак горючего.

Расчет форсуночной головки

Масштаб 1:5

Рис. 4. Форсуночная головка

Выбираем тип форсунок горючего и окислителя – центробежные в ядре и струйные в пристеночном слое. В пристеночном слое только форсунки горючего.

Действительный расход топлива

Перепад давления

Примем

Действительное соотношение компонентов

Число форсунок горючего в ядре

Число форсунок окислителя

Число форсунок горючего в пристеночном слое

Задаемся углом распыливания для всех форсунок

По графику рис. 5 определяем геометрическую характеристику А и коэффициент расхода μ, учитывающий сужение струи и уменьшение действительной скорости течения по сравнению с теоретической.

Рис. 5

А = 1, μ = 0,44.

Расход горючего:

Расход окислителя:

Расход горючего через форсунки пристеночного слоя:

Расход горючего через форсунки ядра:

Рис. 6. Чертеж форсунки горючего

Расчет форсунок окислителя

Плотность окислителя

Динамическая вязкость

Расход горючего через одну форсунку окислителя:

Теоретическая скорость выхода несжимаемой жидкости

Расход жидкости через форсунку

– площадь сопла форсунки в м².

Диаметр сопла форсунки:

Примем

Принимаем Тогда

Определим коэффициент трения .

Значение отличается от на 3,5%, что находится в допустимых пределах. Поэтому считаем определенные в первом приближении значения окончательными.

Определим остальные размеры форсунки:

Радиус камеры загрузки

Высота форсунки Примем

Диаметр форсунки:

Проверка

Расстояние между форсунками должно быть не менее 2 мм. Расстояние между осями форсунок – 16 мм. Самый большой диаметр форсунок у форсунок окислителя. Получаем:

Вывод: размеры форсунок удовлетворяют условию

Расчет охлаждения ЖРД

Исходные данные к расчету

– диаметр критического сечения;

– давление в камере сгорания;

– температура в камере сгорания;

– скорость потока в критическом сечении;

– скорость потока на срезе сопла;

– плотность хладогента;

– удельная теплоемкость хладогента;

– скорость хладогента в критическом сечении;

– массовый расход хладогента;

– температура входа в рубашку охлаждения;

– число Прандтля;

– показатель изоэнтропы.

Материал камеры – бронза хромистая БрХО.

Для расчета охлаждения разобьем камеру двигателя на 15 участков. Более мелкие участки ближе к критическому сечению. Камеру сгорания для удобства принимаем за один участок. Разбиение на участки следующее:

Данное разбиение обусловлено удобством при дальнейших расчетах:

· представлены критическое сечение, срез сопла;

· представлены сечения, в дальнейшем используемые при расчеты лучистых потоков.

Приведенный диаметр камеры двигателя для участков:

Таблица 1

x, м		0,46	0,59	0,69	0,72	0,75	0,775	0,8
D, м	0,46	0,46	0,403	0,264	0,239	0,244	0,22	0,232
D’	2,091	2,091	1,832	1,2	1,086	1,018		1,055
x, м	0,83	0,87	0,95	1,07	1,2	1,4	1,625
D, м	0,273	0,33	0,422	0,55	0,67	0,823	0,95
D’	1,241	1,5	1,918	2,5	3,045	3,741	4,318

 

Рис. 7

Таблица 2

x, м		0,46	0,59	0,69	0,72	0,75	0,775	0,8
Tст.г.I, К		659,355	676,129	689,032	692,903	696,774		694,118
x, м	0,83	0,87	0,95	1,07	1,2	1,4	1,625
Tст.г.I, К	687,059	677,647	658,824	630,588		552,941

Приведенную температуру горячей стенки получаем по формуле:

Таблица 3

x, м		0,46	0,59	0,69	0,72	0,75	0,775	0,8
T’ст.	0,173	0,19	0,195	0,199	0,2	0,201	0,202	0,2
x, м	0,83	0,87	0,95	1,07	1,2	1,4	1,625
T’ст.	0,198	0,195	0,19	0,182	0,173	0,159	0,144

 

Рис. 8

Таблица 5

Tст.г.I, К		659,355	676,129	689,032	692,903	696,774		694,118
S	1,15	1,061	1,036	1,016	1,011	1,05		1,009
Tст.г.I, К	687,059	677,647	658,824	630,588		552,941
S	1,019	1,034	1,062	1,104	1,15	1,221	1,3

 

 

Интерполяция коэффициента B

Проведем расчет комплекса и по заданным значениям из таблицы используем интерполяцию.

Таблица 6

T’ст.	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7
B	0,008454	0,008484	0,008533	0,008594	0,008667	0,008746	0,008837

Рис. 9

Таблица 7

T’ст	0,173	0,19	0,195	0,199	0,2	0,201	0,202	0,2
B	0,008479	0,008482	0,008483	0,008484	0,008484	0,008484	0,008485	0,008484
T’ст	0,198	0,195	0,19	0,182	0,173	0,159	0,144
B	0,008484	0,008483	0,008482	0,00848	0,008479	0,008476	0,008473

 

Рис. 10

Таблица 8

x, м		0,46	0,59	0,69	0,72	0,75	0,775	0,8
w, м/с		664,184	851,891	996,28	1039,596	1082,913	1119,01	1173,75
x, м	0,83	0,87	0,95	1,07	1,2	1,4	1,625
w, м/с	1239,438	1327,022	1502,19	1764,942	2049,59	2487,51	2980,17

Расчет конвективных потоков

камеры двигателя.

Таблица 9

D’	2,091	2,091	1,832	1,2	1,086	1,018		1,055
	0,999872	0,99872	0,9977	0,9851	0,974	0,956	0,93458	0,8848
D’	1,241	1,5	1,918	2,5	3,045	3,741	4,318
	0,8195	0,763	0,7	0,642	0,603	0,5673	0,541

 

Рис. 11

Рассчитываем конвективные потоки по формуле:

Рис. 12

Таблица 10

x, м		0,46	0,59	0,69	0,72	0,75	0,775	0,8
, Вт/м^2	7,382	6,813	8,455	17,692	20,845	22,891	23,014	19,953
x, м	0,83	0,87	0,95	1,07	1,2	1,4	1,625
, Вт/м^2	13,887	9,282	5,591	3,2292	2,248	1,543	1,207

Расчет лучистых потоков

Определяем распределение лучистых тепловых потоков по длине камеры сгорания и сопла.

Расчеты лучистых тепловых потоков сложны и ресурсозатратны. Во входной части сопла происходит резкое падение значений , и в закритической части они по сравнениo со значениями в камере сгорания пренебрежимо малы. Поэтому при расчете лучистых тепловых потоков нет смысла определять для каждого сечения камеры сгорания и сопла, а найдя значения в камере сгорания, можно с достаточной степенью использовать приближенные формулы расчета, основанные на экспериментальных данных.

части сопла при диаметре поперечного сечения сопла

части сопла при диаметре поперечного сечения сопла

Рис. 13

Рис. 14

Таблица 11

x, м		0,46	0,59	0,69	0,72	0,75	0,775	0,8
, Вт/м^2	8,268	7,921	9,562	18,8	21,76	23,61	23,57	20,39
x, м	0,83	0,87	0,95	1,07	1,2	1,4	1,625
, Вт/м^2	14,18	9,393	5,666	3,314	2,265	1,553	1,208

 

Рис. 18

Рис. 19

Рис. 20

Рис. 21

Список литературы

 

1. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования. – М.: Машиностроение, 1968.

2. Медведев В.Е. Курс лекций: двигательные установки космических аппаратов.

3. Кудрявцев В.М. Основы теории и расчёта жидкостных ракетных двигателей. – М.: Высшая школа, 1993.

4. Александренков В.П. Расчет наружного проточного охлаждения камеры ЖРД: электронное учебное издание: методические указания к домашнему заданию по дисциплине «Теплозащита и прочность конструкций ЖРД». – М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012.

Результаты расчета параметров двигательной установки в программе Terra

Произведён термодинамический расчёт двигательной установки по программе “Terra” с выбором оптимального значения коэффициента избытка окислителя, которому соответствует максимальное значения удельного пустотного импульса на срезе сопла. Получены параметры рабочего тела в камере сгорания, в критическом сечении и на выходе из сопла. Результаты расчёта представлены в Приложении 1. Полученные результаты являются идеальными, в действительности значения данных величин будут отличаться вследствие разного рода потерь.