Проверка результатов расчета

Результаты расчета массы проверяются на соответствие их данным статистики. В рассматриваемом случае можно осуществить две проверки: по удельной массе проектируемого двигателя и по отношению массы КС к массе двигателя согласно формулам:

; .

По данным статистики известно:

1) удельная масса двигателя .

2) отношение массы КС к массе двигателя .

Вывод: если оба контрольных показателя расчета попадают в интервалы статистических значений, то результат вычислений считают удовлетворительным.

Пример расчета массы ЖРД

Исходные данные к расчету массы ЖРД представлены в таблице 11:

Таблица 11

№	Наименование величины	Обозна­чение	Размер- ность	Величина
	Давление в КС		МПа
	Давление на срезе сопла		МПа	0,02
	Диаметр критики		м	0,155
	Диаметр камеры		м	0,31
	Диаметр среза сопла		м	0,864
	Тяга двигательной установки		кН
	Удельный импульс тяги		м/с
	Расход топлива двигательной установки		кг/с	52,2
	Топливо	Марка	–	–
	Плотность окислителя		кг/м^3
	Плотность горючего		кг/м^3
	Соотношение компонентов топлива		–	2,14
	Показатель адиабаты		–	1,14
	Давление насыщенных паров окислителя		кПа	101,3
	Число камер сгорания		–
	Угол наклона образующей на срезе сопла		град
	Кавитационный коэффициент быстроходности		–
	Давление наддува бака окислителя, бака горючего		МПа	0,4
	Приведенная длина ДУ		м
	Перепад давления на форсунках		МПа	0,8

Результаты расчета массы однокамерной двигательной установки верхней ступени баллистической ракеты с ЖРД представлены в таблице 12:

Таблица 12

№	Наименование величины	Обозна­чение	Размер- ность	Вели­чина
	Площадь сечения камеры сгорания		0,075	м^2
	Площадь критического сечения		0,0189	м^2
	Длина бака горючего		1,72	м
	Длина бака окислителя		2,34	м
	Длина межбакового отсека (совмещенные баки)			м
	Высота газовой подушки бака окислителя		0,47	м
	Высота газовой подушки бака горючего		0,47	м
	Расстояние от бака горючего до оси ротора ТНА		0,35	м
	Высота столба жидкости (окислителя) от зеркала до оси ротора ТНА (рис. 14)		3,47	м
	Высота столба жидкости (горючего) от зеркала до оси ротора ТНА		1,6	м
	Давление на входе в насос окислителя		449,4	кПа
	Давление на входе в насос горючего		415,5	кПа
	Удельная масса камеры сгорания		21,48	кг/м^2
	Удельная масса сопла		14,02	кг/м^2
	Относительная расходонапряженность КС			с/м
	Проверка. По статистике с/м
	Вывод. Полученное значение не противоречит статистическим данным.
	Расходный комплекс		1831,4	м/с
	Проверка. По статистике м/с
	Вывод. Полученное значение не противоречит статистическим данным.
	Относительная боковая поверхность сужающейся части сопла		8,59	–

Окончание табл. 12

№	Наименование величины	Обозна­чение	Вели­чина	Размер- ность
	Относительная боковая поверхность цилиндрического участка КС		19,45	–
	Относительная боковая поверхность раструба сопла			–
	Масса камеры сгорания			кг
	Гидравлические потери в магистрали горючего		1,25	МПа
	Расход горючего однокамерной двигательной установки		16,4	кг/с
	Расход окислителя однокамерной двигательной установки		35,166	кг/с
	Давление на выходе насоса горючего		7,05	МПа
	Давление на выходе насоса окислителя		5,64	МПа
	Перепад давления на насосе горючего		6,634	МПа
	Перепад давления на насосе окислителя		5,19	МПа
	Допустимое кавитационное падение полного давления на входе в насос окислителя		348,1	кПа
	Частота вращения ротора ТНА (насоса окислителя с односторонним входом)			с^–1
	Сумма весовых коэффициентов насосов горючего и окислителя			–
	Масса ТНА		23,96	кг
	Масса двигателя без дожигания генератор­ного газа с тягой		297,6	кг
	Удельная масса двигателя		1,64	кг/кН
	Результат проверки удовлетворительный
	Отношение массы КС к массе двигателя		0,48	–
	Результат проверки удовлетворительный
	Вывод. Оба параметра проверки попадают в интервалы статистических значений, таким образом, точность вычислений удовлетворительна

 

Вывод: результаты расчета массы двигательной установки соответствуют данным статистики.

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

1. Добровольский, М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учеб. для вузов / М.В. Добровольский; под ред. Д.А. Ягодникова. – 2-е изд. – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. – 488 с.

2. Павлюк, Ю.C. Баллистическое проектирование ракет: учеб. пособие для вузов / Ю.C. Павлюк. – Челябинск: Изд-во ЧГТУ, 1996. – 92 с.

3. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания: справ.: в 10 т. / под. ред. В.П. Глушко. – М.: ВИНИТИ, 1971–75. – Т. 1, 2, 4, 5.

4. Козлов, А.А. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок / А.А. Козлов, В.Н. Новиков, Е.В. Соловьев. – М.: Машиностроение, 1988. – 352 с.

5. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей: учеб. для вузов / Г.Г. Гахун [и др.]; под общ. ред. Г.Г. Гахуна. – М.: Машиностроение, 1989. – 424 с.

 

Приложение 1