Файл: Объемные расчеты двухступенчатой баллистической ракеты с жидкостным ракетным двигателем по дисциплине Основы устройства ракет.docx

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 23.11.2023

Просмотров: 300

Скачиваний: 18

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.




Рис.2. График изменения действительного давления на входе в насос горючего РБ1

5.2.Расчет давления наддува бака окислителя (горючего) из условия бескавитационной


работы насоса РБ2

Исходные данные

Диаметр ракеты

Dр = 2.1 м

Время работы ДУ

τ1= 206 с

Давления в камере сгорания ДУ

МПа

Давление на входе в насос при старте ракеты

МПа

Топливная пара (20% АТ+80% АК) + НДМГ

Расход окислителя

кг/c

Расход горючего

кг/c

Плотность окислителя

ρок=1497 кг/м3

Плотность горючего

ρг= 808 кг/м3

Динамическая вязкость окислителя



Динамическая вязкость горючего



Давление насыщенных паров окислителя

Па

Давление насыщенных паров горючего

Па

Длина бака окислителя

м

Длина бака горючего

м

Длина межбакового отсека

м

Высота сферического днища бака

м

Объем сферического днища бака

м3

Расстояние от нижнего днища бака горючего до оси турбонасосного агрегата

м

Скорость течения окислителя (горючего) на входе в насос

м/c

Примечание. Формула связи между кинематической и динамической вязкостью жидкости:

,

где - кинематическая вязкость жидкости, м2/с;

- динамическая вязкость жидкости, ;

- плотность жидкости, кг/м3.

Кинематическая вязкость окислителя:

м2/с;

м2/с.



Предварительные вычисления

Длина магистрали окислителя (горючего):





Площадь поперечного сечения бака:



Масса окислителя (горючего) в топливном баке в момент старта ракеты (ступени):





Высота столба жидкости, определяемая от зеркала жидкости в топливном баке до входа в насос окислителя (горючего) в момент старта ракеты (ступени):





Падение давления на лопатке насоса:



где - искомое кавитационное падение давления на лопатке насоса;

- кавитационный запас по давлению, представляющий собой превышение заданного давления над срывным. Можно принимать:



Принимаем

Тогда



Окончательно получаем:




Расчет давления наддува Рнад

Диаметр трубопровода низконапорной магистрали окислителя (горючего):





В соответствии с ГОСТ 18482-79 «Трубы прессованные из алюминия и алюминиевых сплавов. Технические условия» принимаем диаметр трубопровода:





Число Рейнольдса:

;

.

Так как Re > 106 , то коэффициент потерь вычисляем по формуле:



Так как , то коэффициент потерь вычисляем по формуле



Для трубопроводов из алюминиевых сплавов принимаем коэффициент шероховатости тогда шероховатость трубопровода подачи окислителя (горючего):





Таким образом, коэффициент потерь:





Потери напора на трение в магистрали окислителя (горючего):





Допустимый напор на входе в насос:





где - коэффициент запаса. Принимаем

- максимальное разряжение на лопатке крыльчатки насоса, вычисляемое по формуле:





Необходимый напор на входе в колесо насоса:





Необходимое давление на входе в колесо насоса:





Гидростатическое давление столба жидкости на входе в колесо насоса:





где - коэффициент осевой перегрузки ракеты;

( )- высота столба жидкости, определяемая от зеркала жидкости в топливном баке до входа в насос окислителя (горючего):





где ( ) - текущая масса окислителя (горючего) в топливном баке в момент времени t, определяемая по формуле:





При вычислении параметров , ( ), ( ) в зависимости от времени полета t принимаем переменный шаг по времени :

  1. - в момент старта ракеты (0…3с);

  2. - на начальном участке полета (3…12с);

  3. - полет после 20с полета.

По результатам вычислений сравниваем необходимое давление на входе в колесо насоса с минимальным гидростатическим давлением столба жидкости.

Минимальное гидростатическое давление столба жидкости равно (в момент старта ракеты), а необходимое давление на входе в колесо насоса равно , .

Таким образом, минимальное давление наддува в баке окислителя ( горючего) из условия бескавитационной работы насоса окислителя (горючего):





Учитывая полученные результаты расчета, а также данные статистики по параметру давления наддува, выбираем ближайшее значение из рекомендуемого диапазона. Принимаем давление наддува в топливном баке окислителя (горючего) для проектируемой ракеты , .

Определяем действительное давление жидкости (окислителя, горючего) на входе в насос с учетом принятого давления наддува топливного бака:





Определяем приведенную высоту гидростатического столба жидкости (окислителя, горючего) с учетом давления наддува топливного бака:





Результаты расчета для бака окислителя приведены в таблице 1. Результаты расчета для бака горючего приведены в таблице 2.


Таблица 1

t,c



, кг



, Па

, Па

, м

0

0.85

10891

3.972

4.959

2.996

20.4

1

1.41

10840

3.962

8.205

3.32

22.611

2

1.42

10788

3.953

8.242

3.324

22.636

3

1.42

10737

3.943

8.222

3.322

22.622

6

1.44

10582

3.913

8.274

3.327

22.658

9

1.46

10427

3.883

8.325

3.333

22.693

12

1.48

10272

3.853

8.374

3.337

22.726

20

1.54

9860

3.773

8.534

3.353

22.835

30

1.6

9344

3.674

8.633

3.363

22.902

40

1.67

8828

3.574

8.766

3.377

22.993

50

1.75

8312

3.745

8.931

3.393

23.105

60

1.83

7796

3.376

9.072

3.407

23.201

70

1.91

7280

3.276

9.189

3.419

23.281

80

2.01

6765

3.177

9.377

3.438

23.408

90

2.11

6249

3.077

9.535

3.453

23.516

100

2.22

5733

2.978

9.707

3.471

23.634

110

2.34

5217

2.878

9.89

3.489

23.758

120

2.47

4701

2.779

1.008

3.508

23.887

130

2.61

4185

2.679

1.027

3.527

24.016

140

2.78

3670

2.58

1.053

3.553

24.195

150

2.96

3154

2.48

1.078

3.578

24.365

160

3.17

2638

2.381

1.108

3.608

24.57

170

3.41

2122

2.281

1.142

3.642

24.802

180

3.69

1606

2.182

1.182

3.682

25.074

190

3.72

1090

2.082

1.138

3.638

24.769

200

4.03

575

1.983

1.173

3.673

25.014

206

4.26

265

1.923

1.203

3.703

25.216




Рис.1. График изменения действительного давления на входе в насос окислителя РБ2

Таблица 2

t,c



, кг



, Па

, Па

, м

0

0.85

3231

1.846

1.244

3.024

38.155

1

1.41

3216

1.84

2.057

3.106

39.181

2

1.42

3201

1.835

2.065

3.107

39.192

3

1.42

3186

1.829

2.059

3.106

39.184

6

1.44

3140

1.813

2.069

3.107

39.197

9

1.46

3094

1.796

2.079

3.108

39.209

12

1.48

3048

1.78

2.088

3.109

39.221

20

1.54

2925

1.736

2.119

3.112

39.26

30

1.6

2772

1.682

2.133

3.113

39.277

40

1.67

2619

1.627

2.154

3.115

39.303

50

1.75

2466

1.572

2.181

3.118

39.338

60

1.83

2313

1.517

2.201

3.12

39.363

70

1.91

2160

1.463

2.215

3.121

39.38

80

2.01

2007

1.408

2.243

3.124

39.416

90

2.11

1854

1.353

2.264

3.126

39.442

100

2.22

1701

1.299

2.285

3.129

39.469

110

2.34

1548

1.244

2.307

3.131

39.497

120

2.47

1395

1.189

2.328

3.133

39.524

130

2.61

1242

1.135

2.347

3.135

39.548

140

2.78

1089

1.08

2.38

3.138

39.588

150

2.96

936

1.025

2.405

3.141

39.621

160

3.17

782

0.971

2.439

3.144

39.663

170

3.41

629

0.916

2.475

3.148

39.709

180

3.69

476

0.861

2.519

3.152

39.764

190

3.72

323

0.806

2.378

3.138

39.586

200

4.03

170

0.752

2.401

3.14

39.616

206

4.26

78

0.719

2.428

3.143

39.649




Рис.2. График изменения действительного давления на входе в насос горючего РБ2
Заключение. Учитывая полученные результаты расчета, а также данные статистики по параметру давления наддува, принимаем давление наддува в топливном баке окислителя РБ1: , горючего: .

Давление наддува в топливном баке окислителя РБ2 : , горючего: .




Заключение



гч
В данном курсовом проекте были выполнены расчеты приборного, переходного, топливного и межбакового отсеков, головной части. Нашли погрешность длины головной части первого приближения: L определили расхождение со значением длины ракеты

 2% . Определены основные технические характеристики спроектированной первой и второй ступени баллистической ракеты с ЖРД:

Топливо




Стартовая масса ракеты

m0 кг

Масса РБ1

mрб1 кг

Масса РБ2

mрб2 кг

Давление в камере сгорания ДУ первой ступени

Pк1 МПа

Давление в камере сгорания ДУ второй ступени

Pк2 МПа

Давление на срезе сопла первой ступени

Pа1 МПа

Давление на срезе сопла второй ступени

Pа2 МПа

Тяга ДУ первой ступени на Земле

P01 кН

Тяга ДУ первой ступени в пустоте

PП1 кН

Тяга ДУ второй ступени в пустоте

PП2 кН

Время работы ДУ первой ступени

τ1= с

Время работы ДУ второй ступени

τ2= с

Диаметр ракеты

Dр= м

Длина РБ1

Lрб1

Длина РБ2

Lрб2

Длина приборного отсека (ПО)

Lпо

Длина межбакового отсека (МО)

Lмо

Длина хвостового отсека РБ1 (ХО)

Lхо1

Длина хвостового отсека РБ2 (ХО)

Lхо2

Длина топливного отсека РБ1 (ТО)

Lто1

Длина топливного отсека РБ2 (ТО)

Lто2

Длина головной части (ГЧ)

Lгч

Длина ракеты

Lр

Список литературы





  1. Конспект лекций по дисциплине «Основы устройства ракет»;

  2. Ракеты-носители ЖРД: Методические указания к курсовому и дипломному проектированию по дисциплине «Основы проектирования, конструирования и производства ЛА» / Сост. И.Н. Гречух, Л.И. Гречух. Омск: Изд. ОмГТУ, 2016г. – 100 с.

  3. Объемные расчеты баллистических ракет: Методические указания к курсовому проектированию по дисциплине «Основы устройств ракет» / Сост. И.Н. Гречух, Л.И. Гречух. – Омск: Изд-во. ОмГТУ, 2014 г. – 57 с.

.

Приложение А


Приложение Б

Приложение В