FABOX.RU                   
дипломы,курсовые,рефераты,контрольные,диссертации на заказ
Рефераты Авиация

Просмотр реферата - Конструирование ДЛА РДТТ

Конструирование ДЛА РДТТ


Скачать реферат Конструирование ДЛА РДТТ в zip архиве





1. Аннотация.
2. Задание.
3. Выбор оптимальных параметров.
4. Изменение поверхности горения по времени.
5. Профилирование сопла.
6. Расчет ТЗП.
7. Приближенный расчет выхода двигателя на режим по
начальной поверхности горения. Геометрические характеристики заряда камеры.
8. Расчет на прочность основных узлов камеры.
9. Расчет массы воспламенительного состава.
10. Описание конструкции.
11. Спец. часть проекта. УВТ.
12. Описание ПГС.
13. Литература.

1.Анотация.
Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкое применение. Из опубликованных данных следует, что более 90 % существующих и вновь разрабатываемых ракет оснащаются РДТТ. Этому способствуют такие основные достоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом существенных недостатков: зависимостью скорости горения ТРТ от начальной температуры топливного заряда; относительно низким значением удельного импульса ТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.
РДТТ применяются во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.
Разнообразие областей применения и выполняемых задач способствовало разработке большого числа различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками. Некоторые представления о широте применения могут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся в крайних областях этого диапазона. Для РДТТ малых тяг значение тяги находится в пределах от 0,01 Н до 1600 Н. Тяги наиболее крупных двигателей достигают десятков меганьютонов. Например, для РДТТ диаметром 6,6 м тяга составляет 31 МН.
В данной работе рассмотрен вопрос проектирования в учебных ( с использованием ряда учебных пособий) РДТТ верхней ступени ракеты носителя, на смесевом топливе, полагающий знакомство с основами расчета и проектирования твердотопливных двигателей, методиками определения основных параметров двигателя, расчетом прочности, примерами проектирования топливных зарядов.

4.Изменение поверхности горения по времени.

Высота свода заряда: е0 = 0,114м.;
Длина заряда: L = 1,328м.;
Длина луча заряда: Н = 0,070м.;
Радиус камеры сгорания: R = 0,198м.;
Величина вылета крышки: b = 0,092м.;
Радиус скругления свода: r = 0,005м.;
Радиус скругления луча: r1 = 0,8?r = 0,0044.;
Полуугол раскрытия лучей: ? = ?/2 = 33,53? = 0,585 рад.;
Угол эл-та звезды:
? = 0,44779 рад.;
Длина луча без радиуса скругления: x = H – r = 0,179-0,006 = 0,0781 м;
Скорость горения топлива: u = 4,558 мм/с = 0,00456м/с.;

Определим периметр и площадь горения в начале и в конце каждой фазы. Начало новой фазы соответствует параметрам конца предыдущей фазы. Полученные данные представлены в таблице.

5.Профилирование сопла.
- геометрическая степень расширения сопла;
Fм = 0,00259 м2;
Диаметр минимального сечения:

Площадь среза сопла:

Диаметр среза сопла:

Радиусы скругления:
R1 = 1,5?Rм = 1,5?0,006/2 = 0,0917м.;
R2 = 0,5? Rм = 0,5?0,006/2 = 0,0306м.;
Угол касательной к контуру сопла на выходе ?а = 0,106 рад. = 6,073?;
Относительная длина сопла:
Угол на входе в сверхзвуковую часть сопла: ?b = 0, 6 рад. = 34,38?;
Длина сопла:
6.Расчет ТЗП.
Определение коэффициентов теплопроводности.
Камера сгорания.
Давление в камере сгорания:
р = 6,15 Мпа;
Температура продуктов сгорания:
Т = 3359,6 К;
Средний молекулярный вес продуктов сгорания:
? = 19,531 кг/кмоль;
Теплоемкость продуктов сгорания:
Ср = 3345 ;
Коэффициент динамической вязкости:
? = 0,9330 ;
Коэффициент теплопроводности:
? = 0,9812;
Массовый расход продуктов сгорания:
кг/сек;
Смоченный периметр заряда:
П = 0,7734 м.;
Начальная площадь проходного сечения:
Fсв = 0,00776 м2;
Эквивалентный гидравлический диаметр:

Приведенный диаметр проходного сечения (для расчета лучистого теплового потока):

Средняя длина луча:
l = 0,9?dсв. = 0,9?0,283 = 0,0895м.;
Средняя плотность продуктов сгорания:

Принимаем температуру поверхности Тст = 2100К;


Переднее Днище.
Коэффициент конвективной теплоотдачи (свободная конвекция):
, где ? – ускорение = 9,81 м/с.; тогда

Определяем коэффициент лучистой теплоотдачи:
Коэффициент Стефана-Больцмана: C0 = 5,67
Массовая доля конденсата:
Z = 0,317;
Принимаем оптический диметр частиц:
d32 = 3 мкм.;
Степень черноты изотермического потока продуктов сгорания:
?р = 0,229 +0,061?d32 + 0,00011?Т – 0,3684?Z+0.00502?p-0,00338?l =
= 0,229 +0,061?3 + 0,00011?3411 – 0,3684?0,317+0.00502?10-0,00338?0,2547 = 0,6965;
Принимаем степень черноты материала:
?ст. = 0,8;
Эффективная степень черноты:
?эф.ст. = (1+ ?ст.)/2 = (1+0,8)/2 = 0,9;
Лучистый тепловой поток:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:
? = ?л + ?к = 3046,02+687,41 = 3733,425

Заднее днище.
Коэффициент конвективной теплоотдачи (вынужденной):

Nu = 0,023?Re0,8?Pr0,4;
Определяем скорость продуктов сгорания у заднего днища:

Критерий Рейнольдса:

Критерий Прандтля:
;
Критерий Нюсельта:
Nu = 0,023?1826929,5280,8?0,30880,4 = 774,04;
Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:
?л = 3046,02
? = ?л + ?к = 18914,7+3046,02 = 21960

Критическое сечение.

Давление продуктов сгорания в критическом сечении:
Ркр = 3534720 Па;
Температура в основном потоке газа:
Т = 3162,3 К;
Температура торможения:
Т0 = 3359,6 К;
Средний молекулярный вес продуктов сгорания:
? = 19,410 кг/кмоль;
Теплоемкость ПС:
Ср = 1898 ;
Коэффициент динамической вязкости:
? = 0,0000879
?0 = 0,0000915
Коэффициент теплопроводности:
? = 0,8914 ;
Массовый расход ПС:
кг/сек;
Площадь критического сечения:
Fм = 0,0026 м2;
Диаметр минимального сечения: dм = 0,057м.;
Температура поверхности: Тст. = 2300 К;
Критерий Прандтля:

Срез сопла.
Давление продуктов сгорания в критическом сечении:
Ркр = 10270 Па;
Температура в основном потоке газа:
Т = 1480 К;
Температура торможения:
Т0 = 3660 К;
Средний молекулярный вес продуктов сгорания:
? = 19,42 кг/кмоль;
Теплоемкость ПС:
Ср = 1650,1 ;
Коэффициент динамической вязкости:
? = 0,00006452
?0 = 0,00008
Коэффициент теплопроводности:
? = 0,1745 ;
Массовый расход ПС:
кг/сек;
Площадь среза сопла:
Fа = 0,14233 м2;
Диаметр на срезе сопла: dа = 0,458м.;
Температура поверхности: Тст. = 1600 К;
Критерий Прандтля:
;
Определяющая температура:
Тf = 0,5?(Т+Тст)+0,22?Pr1/3(T0-T) = 0,5?(1480,3+1600) +0,22?0,44971/3(3360-1480)=1990 К;
Коэффициент динамической вязкости при Тf :
?f = 0,00006036
Плотность газа при Тf :

Плотность газа при Т0 :

Поправка:
;
Радиус кривизны:
r = dа/2 = 0,5188/2 = 0,2594 м.;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:
? = ?л + ?к = 25,678+143,641 = 169,32

Расчет ТЗП.
1.Переднее днище.
Время работы двигателя 25 секунд.
Материал стенки: ВТ-14;
Плотность: ?М = 4510 кг/м3;
Прочность материала днища: ? = 1000 МПа;
Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586
Теплопроводность: ?М = 16,9
Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;
Толщина днища: ?дн = 0,00445 м.;
Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;
Начальная температура материала: Т = 293,15 К;
Материал теплозащитного покрытия: ZiO2;
Плотность: ?п = 4400 кг/м3;
Теплоемкость покрытия: СрП = 733
Теплопроводность: ?П = 0,72
Коэффициент теплопроводности:
Коэффициент теплоотдачи: ? = 4168,836
Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):
Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

2.Заднее днище.
Время работы двигателя 25 секунд.
Материал стенки: ВТ-14;
Плотность: ?М = 4510 кг/м3;
Прочность материала днища: ? = 1000 МПа;
Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586
Теплопроводность: ?М = 16,9
Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;
Толщина днища: ?дн = 0,00445 м.;
Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;
Начальная температура материала: Т = 293,15 К;
Материал теплозащитного покрытия: ZiO2;
Плотность: ?п = 4400 кг/м3;
Теплоемкость покрытия: СрП = 733
Теплопроводность: ?П = 0,72
Коэффициент теплопроводности:
Коэффициент теплоотдачи: ? = 4168,836
Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):
Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:
Температурный симплекс:
3.Критическое сечение.
Время работы двигателя 18 секунд.
Материал стенки: ВТ-14;
Плотность: ?М = 4510 кг/м3;
Прочность материала днища: ? = 1000 МПа;
Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586
Теплопроводность: ?М = 16,9
Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;
Толщина днища: ?дн = 0,004 м.;
Допустимая температура стенки: Тg = 800 К;
Начальная температура материала: Т = 293,15 К;
Материал теплозащитного покрытия: Углерод (пирографит);
Плотность: ?п = 2200 кг/м3;
Теплоемкость покрытия: СрП = 971
Теплопроводность: ?П = 5
Коэффициент теплопроводности:
Коэффициент теплоотдачи: ? = 77954,46

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):
Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:
Температурный симплекс:
4.Срез сопла.
Время работы двигателя 18 секунд.
Материал стенки: ВТ-14;
Плотность: ?М = 4510 кг/м3;
Прочность материала днища: ? = 1000 МПа;
Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586
Теплопроводность: ?М = 16,9
Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;
Толщина днища: ?дн = 0,004 м.;
Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;
Начальная температура материала: Т = 293,15 К;
Материал теплозащитного покрытия: SiC;
Плотность: ?п = 1700 кг/м3;
Теплоемкость покрытия: СрП = 1250
Теплопроводность: ?П = 4,19
Коэффициент теплопроводности:
Коэффициент теплоотдачи: ? = 1227,904

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):
Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:
Температурный симплекс:

Свойство материала корпуса (обечайки):
Стеклопластик:
?в = 950 МПа;
Е = 39,2?103 МПа;
Днища:
Титановый сплав:
?в = 1000 МПа;
Толщина обечайки:
?об = 0,002 м.;
Длина: Lоб. = 1,229 м.;
Диаметр камеры сгорания:
Dк = 0,5443 м.; Rк = 0,200 м.;
Толщина эллиптического днища:
?дн. = 0,002 м.;
Относительная величина вылета крышки:
m= 0,5;
Величина вылета крышки:
b = 0,099 м.;
Напряжения от внутренних сил:
Для обечайки:


Суммарное напряжение:

Коэффициент запаса прочности:

Для эллиптического днища:

Суммарное напряжение:

Коэффициент запаса прочности:

Расчет на устойчивость.

Определяем является ли оболочка длинная. Если выполняется условие , то оболочка считается длинной.
- Оболочка считаем длинной;
Критическое внешнее давление:

Критическое число волн:

Устойчивость от сжатия осевыми силами:
Критическое осевое усилие:

Критическое напряжение сжатие:
=266907МПА
Устойчивость при изгибе обечайки:

Принимаем ? с = 0,5.
9. Расчет массы воспламенителя.

Состав воспламенителя:
Горючее: Бор + Алюминий;
Окислитель: PbCrO4 ;
Воспламенитель находится в петардах.
Воспламенительное устройство корзинного типа.
Давление при котором начинается воспламенение основного заряда
Pк нач.=3500000 Па;
Расчет массы воспламенителя.
Выбираем на 1 м2 горящей по поверхности заряда 0,13 … 0,2 кг. Воспламенительного состава.
SI,П = 1,26 м2 – начальная площадь поверхности горения.
mВ = 0,23 кг.
Определяем размер петард:
dнар = 0,068 м.; dвн. = 0,02 м.;
?В = 1640
Определяем объем занимаемый петардами:

Определяем площадь поперечного сечения:

Определяем длину воспламенителя:

Определяем число петард:
Максимальное число шашек может быть до 20 мм. Выбираем 10 мм.
Выбираем число петард 14.
Между петардами помещаются резиновые площадки для уменьшения образование пороховой «пыли». Наличие пороховой «пыли» нежелательно, т.к. она может привести к нестабильной работе воспламенителя и к увеличению полей разбросов его характеристик .

10. Описание конструкции.
Корпус двигателя выполнен из стеклопластика, методом спирально-поперечной намотки.
На внутреннюю поверхность корпуса нанесено ТЗП. Днища корпуса, как переднее, так и заднее – эллиптические, которые при одинаковых параметрах имеет больший объем, чем сферическое днище. В переднем днище располагается воспламенитель корзинного типа. Горючее: Бор + Алюминий; Окислитель: PbCrO4 ;Воспламенитель находится в петардах.
РДТТ снабжается поворотным соплом с жидким шарниром, который обеспечивает предельное отклонение +- 4?.
Сопло состоит из утопленной входной части, жидкого шарнира. Расширяющаяся часть сопла профилированная (методом Рао). Жидкий шарнир защищен от действия горячих газов теплозащитным кожухом.
Заряд выполнен из топлива марки Arcadene-253A. Конструкция заряда выполнена таким образом, чтобы обеспечить нейтральный закон горения. Канальная часть заряда имеет форму 6-лучевой звезды.

11.Спец. часть проекта. УВТ.

Для управления движения ЛА в соответствии с требуемой траекторией необходимо иметь возможность измять величину и направление вектора скорости, а также ориентацию осей ЛА в пространстве. С этой целью используются реактивные двигатели и различные органы управления, действие которых создает необходимые для управления силы и моменты.
Управление ЛА осуществляется с помощью органов управления, построенных с использованием аэродинамических сил или энергии истекающей струи двигателя. Иногда применяют комбинированные органы управления, в которых используется аэродинамическая сила и сила истекающей газовой струи.
Одним из наиболее простых методов управления вектором тяги является поворотное сопло. Здесь сопло соединяется с корпусом двигателя через жидкий шарнир. Данный шарнир представляет собой опору и фланцем между которым располагается полостью, заполненной маслом. Полость состоит из корпуса (титанового сплава), сама оболочка состоит из эластомера заполненного жидкостью под давлением. Применение такого шарнира позволяет отклонять сопло в двух плоскостях (тангажу и рыскания) на 4 (максимум) градуса.

12.Описание ПГС.

Два руль привода 10 питаются жидкостью. Вся магистраль от руль приводов до бачка 6 заранее заполнена несжимаемым маслом, вытесняется из бачка газом, из аккумулятора давления. Заправка шарболона 1 происходит через заправочный кран 2. Газ закачивается под давлением, которое контролируется манометром от заправочной станции.
При подаче сигнала срабатывает пиропатрон пироклапана 3. Газ поступает через понижающий редуктор 4 (для поддержания постоянного давления) и разделительную мембрану 5 в бачок с несжимаемым маслом 6. Далее масло поступает на регулятор вектора тяги 7 , которая контролируется системой управления и стабилизации летательным аппаратом 8. Далее магистраль с маслом разделяется в двух направлениях, к 1-ой и 2-й руль машинке 10. При получении электрического импульса срабатывает электро-жидкостный клапан 9 и масло заполняет полость А руль привода и двигает его поршень, масло из полости Б дренажируется через ЭЖК 9. Таким образом происходит поворот сопла в одну сторону. Если нужно повернуть сопло в другом направлении, то электрический импульс поступает на ЭЖК, заполняется полость Б. Дренаж из полости А через ЭЖК 9.

13.Литература.

1.Алемасов В.Е. и др.: «Теория ракетных двигателей», Учебное пособие для студентов высших технич. уч. Заведений./ В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин: Под редакцией В.П. Глушко, М. Машиностроение, 1989 –464с.
2.Ермолаев В.М., Абрамов Ю.Н., Магсумов Т.М. и др.: «Проектирование двигателей ЛА»,: Уч. Пособие – Казань, КАИ, 1972 – 206с.
3.Ермолаев В.М. «Расчет и проектирование камер ДЛА», Уч. Пособие – Казань, КАИ, 1983 – 68 с.
4.Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю. «Термодинамические и баллистические основы проектирования РДТТ» : Уч. Пособие для вузов ? М. Машиностроение, 1979 – 392 с.
5.Семенихин П.В., «Выбор оптимальных параметров и расчет параметров и массы твердотопливного двигателя» Уч. Пособие – Казань, КАИ. 1988 – 16с.
6.Семенихин П.В., «Расчет параметров и проектирование твердотопливного двигателя », Часть II – Казань, КАИ, 1989 – 20с.
7.Соколов Б.И., Черенков А.С.: «Смесевые тв. Ракетные топлива », Уч. пособие – Казань, КАИ, 1981 – 76с.
8.Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В., «Конструкция и проектирование РДТТ» : Уч. Пособие для машиностроительных вузов. – М. Машиностроение, 1987- 328 с.





Обзор других работ по космонавтике



Испытание и обеспечение надёжности ДЛА

ежности двигателя в целом. При этом расчет нижней доверительной границы надежности по параметру тяги целесообразно выполнить по схеме «параметр - поле допуска», а вычисление остальных оценок надежности (точечных и интервальных) для всех систем - по схеме «успех-отказ».

Методика расчета надежности по результатам огневых испытаний
Точечные оценки надежности систем вычисляются по формуле
где Ni-общее количество испытаний i-й системы;
Mi-количество отказов i-й системы в Ni испытаниях.
Для системы обеспечения тяги в качестве числа отказов М используется число испытаний, при которых измеренные значения тяги R вышли за пределы заданного допуска [Rmin – Rmax]. Измерения тяги представлены в табл. П 1 для двух базовых вариантов статистики.
Нижние доверительные границы надежности для схемы «успех - отказ» оцениваются по формуле
в которой значения ?(?,? определяются по табл. П 2 в зависимости от величины доверительной вероятности и числа степеней    Читать       

Международное сотрудничество в освоении космического пространства

оветская сторона отклонила подготовленный план стыковки КК ”Аполлон” и станции “Салют”. Советская сторона предложила провести в 1975 г. стыковку кораблей “Союз” и “Аполлон”.
По итогам этой встречи был подписан “Итоговый документ по вопросу создания совместимых средств сближения и стыковки пилотируемых космических кораблей и станций СССР и США”. Указанный документ лег в  основу межгосударственного соглашения о совместном полете, подписанного 24.05.72 в Москве А.Косыгиным и Р.Никсоном (в присутствии Генерального Секретаря ЦК КПСС Л.И.Брежнева).

В июле 1972 г. в Хьюстоне прошла очередная встреча по ЭПАСу, где были  созданы еще две совместные советско-американские рабочие группы:
-  четвертая  (по системам связи и измерениям дальности),  руководители: Б.Н.Никитин (от СССР), Р.Дитц (от США);
-  пятая  (по системам жизнеобеспечения), руководители: И.В.Лавров, Ю.С.Долгополов (от СССР), Р.Смайл, У.Гай (от США).

09-19.10.72   Читать

  
© 2000 — 2017, Все права защищены