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.
СОДЕРЖАНИЕ
ФГАОУ ВО «Омский государственный технический университет» Кафедра «Авиа- и ракетостроение»
Содержание пояснительной записки (перечень подлежащих разработке разделов)
Перечень графического материала (с указанием обязательных чертежей)
Основная рекомендуемая литература
2. Объемный расчет головной части
Объемный расчет топливного отсека РБ2
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 :
-
- в момент старта ракеты (0…3с); -
- на начальном участке полета (3…12с); -
- 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 | ,м | , 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 | ,м | , 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=м |
Длина РБ2 | Lрб2=м |
Длина приборного отсека (ПО) | Lпо=м |
Длина межбакового отсека (МО) | Lмо=м |
Длина хвостового отсека РБ1 (ХО) | Lхо1=м |
Длина хвостового отсека РБ2 (ХО) | Lхо2=м |
Длина топливного отсека РБ1 (ТО) | Lто1=м |
Длина топливного отсека РБ2 (ТО) | Lто2=м |
Длина головной части (ГЧ) | Lгч=м |
Длина ракеты | Lр=м |
Список литературы
-
Конспект лекций по дисциплине «Основы устройства ракет»; -
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. -
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