Жидкостный ракетный двигатель РД-253

рд253.spw

КП РДЭУ 24.05.02.00 СБ
Соединительное кольуо
Штуцер приварной 6-012 ГОСТ 16045-70
Соединительное кольцо
Штуцер приварной 22-012 ГОСТ 16045-70
Форсунка двухкомпонентная

ПГС34.cdw

KS.cdw

Сборка камеры сгорания проводить по инструкции №
Неуказанные предельные отклонения размеров
расположения поверхности - по ОСТ 100022-80.
Контроль неразьемных соединений (сварка) проводить по
Контроль герметичности рабочих полостей проводить на
специальном оборудовании по инструкции №
Контроль прочности неразьемных соединений проводить по
Маркировать черной краской шрифтом 50.
хранение и консервация по инструкции №
Основные характеристики двигателя:
Назначение первая ступень ракеты
окислитель Тетроксид азота
горючее Диметилгидразин
Удельный импульс 2910
Давление в камере 10
Степень расширения газа 100
КП РДЭУ 24.05.02.00 СБ
Газодинамический профиль

рд253 1.docx

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования «Казанский национальный исследовательский
технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ»
(наименование кафедры)
(шифр и наименование направления подготовки (специальности))
по дисциплине: Основы проектирования ДЛА
(номер группы) (подпись дата) (Ф.И.О.)
(должность) (Ф.И.О.)
В данном курсовом проекте спроектирован однокамерный жидкостной ракетный двигатель. На самовоспламеняющихся компонентах: окислитель - азотный тетраоксид (N2O4) и горючее - несимметричный диметилгидразин (C2H8N2). Тяга двигателя в пустоте 50 тонн давление в камере сгорания 105 МПа. Прототипом для конструирования данного двигателя является РД-253. Для управления вектором тяги используются узел качания камеры сгорания.
This course project is designed single-chamber liquid rocket engine. On the self-igniting components: oxidant - nitrogen tetroxide (N2O4) and fuel - asymmetric dimethyl hydrazine (C2H8N2). The engine in a vacuum of 50 tons the pressure in the combustion chamber of 10.5 MPa. The prototype for the design of this engine is RD-253. To control the thrust vector are used swing nodes of the combustion chamber.
Расчёт параметров и геометрии камеры сгорания9
1 Определение действительных параметров камеры11
1.1 Параметры камеры с учётом пристеночного слоя11
1.2 Вычисление секундно-массового расхода топлива12
1.3 Вычисление секундных расходов компонентов топлива: горючего и окислителя12
2 Определение размеров камеры и профилирование сопла13
2.1 Определение площади минимального сечения сопла13
2.2 Определение диаметра минимального сечения сопла14
2.3 Универсальная газовая постоянная продуктов сгорания14
2.4 Расчет объема камеры сгорания14
2.5 Расчет площади камеры сгорания15
2.6 Определение длины и объема докритической части сопла15
2.7 Радиусы сопряжения элементов камеры16
2.9 Расчет площади и диаметра среза сопла17
2.9 Построение контура сопла методом Рао17
Рис. 1.3. «Геометрический контур камеры сгорания»19
Расчет проточного охлаждения20
2Выбор материала стенки22
3 Начальное распределение температуры22
4 Массовый расход охладителя23
5Относительная температура стенки23
7 Относительный диаметр участка и относительный диаметр участка в степени (182)24
8 Газодинамическая функция 24
9 Комплекс теплофизических параметров S25
10 Плотность конвективного теплового потока26
11 Плотность радиационного потока26
12 Суммарный тепловой поток28
13 Длина образующей участка и площадь поверхности стенки28
14 Тепловой поток на участке28
15 Подогрев охладителя на участке29
16 Температура охладителя на выходе из участка29
17 Средняя температура охладителя на участке29
18 Толщина стенки. Форма и размеры охлаждающего тракта. Число гофр и фрезеровок29
19 Площадь жидкостного сечения Fж охлаждающего тракта31
20 Плотность тока массы охладителя31
21 Скорость охладителя на участке31
22 Гидравлический диаметр. Коэффициент оребрения32
23 Эффективный коэффициент теплоотдачи32
24 Температура стенки со стороны жидкости и температура стенки со стороны газов33
Смесеобразование в камере сгорания38
2 Выбор схемы расположения форсунок. Расчет количества форсунок.38
3 Создание пристеночного слоя в камере.39
3.1 Расчёт поясов завесы.40
4 Расчет основных форсунок40
4.1 Расчет форсунок окислителя41
4.2 Расчет центробежной форсунки для горючего41
Расчет на прочность камеры сгорания.44
Описание конструкции двигателя.47
1 Основные параметры камеры.47
2 Газодинамический профиль камеры.48
3 Форсуночная головка.48
4 Камера сгорания и входной участок докритической части сопла.48
5 Соединение форсуночной головки с цилиндрической частью камеры.49
6 Критическая и закритическая часть сопла.49
7 Система охлаждения.49
8 Воспламенение компонентов топлива.50
Описание работы ПГС и циклограммы двигателя.51
1 Работа двигателя53
1.2 Запуск двигателя53
1.3 Работа схемы в полете54
1.4 Выключение двигателя54
Описание устройства и работы пироклапана55
В современном мире уже никого не удивляют полеты в космос и разнообразие ракетной техники. Но разработка не останавливается. Когда ученые достигли нужных им показателей тяги давления в камере они стали задумываться об облегчении ракетных установок их экологичности и большей экономичности. Поэтому всегда актуально пробовать модернизировать уже созданный двигатель в рамках учебного проекта. Это учит уже проверенным методам и подходам и дает студентам возможность найти еще не опробованный конструкторский ход. В задании на курсовой проект было заданно топливо соотношение компонентов тяга давление в камере и назначение двигателя. Двигатель этого проекта предназначен для второй ступени ракетной установки. Двигатель второй ступени характеризуется тем что для него необходимо обеспечить большую надежность «легкость» и управляемость. Надежность особенно должна быть обеспечена в двигателях с самовоспламеняющимися компонентами. Любое отклонение от нормы по давлению или не герметичности трубопроводов может привести к взрыву как на земле так и в полете. «Легкость» двигателя в некоторых случаях достигается увеличением давления в камере что уменьшает ее размеры. Но не стоит забывать и о минусах. Высокое давление требует большей внимательности к агрегатам и трубопроводам. Они должны быть надежными. Управление вектором тяги двигателя осуществляется например: поворотомкамеры сгорания(или всего двигателя) в карданном подвесе поворотом выхлопных патрубков турбины поворотомсопла камеры сгоранияиспользованием газовыхрулей в сверхзвуковом потокепродуктов сгорания вторичным впрыском рабочего тела использованием управляющих сопел. В данном курсовом проекте мною используется последний способ управлением вектора тяги. Только вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРДмалой тяги. Преимущества такого управления в том что рулевые двигатели начинают работать еще при работающей первой ступени которая готовится отделиться управляют направлением движения ракетной установки до включения маршевого двигателя во время его работы и после отключения. Тем самым сглаживая негативные эффекты при отделении первой ступени включении и выключении основного двигателя. В современном ракетостроении уже не является проблематичным обеспечение ракеты нужным количеством топлива. Раньше из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителясоотношение расходов компонентов у реального двигателя отличалось от расчётного. Что влекло за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета могла так и не выполнить свою задачу израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляли большим чем расчётное количеством топлива чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). В настоящее время ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расходов компонентов которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному сократить таким образом гарантийный запас топлива и соответственно увеличить массу полезной нагрузки. Так же автоматика выполняет следующие задачи: безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим поддержание стабильного режима работы изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории). Тем самым в ракетной технике всегда есть агрегаты нуждающиеся в усовершенствовании. Но чтобы что-то грамотно изменить нужно изучить уже имеющиеся установки.
Расчёт параметров и геометрии камеры сгорания
В результате термодинамического расчета получены данные необходимые для определения секундного расхода топлива и размеров камеры а также для расчета газодинамических процессов и процессов теплообмена. Такие как удельные параметры камеры параметры потока – температура давление скорость и др. - термодинамические и теплофизические свойства рабочего тела и его химический состав. В совокупности указанные величины называют термодинамическими характеристиками.
Для расчета выбраны данные:
Таблица – 1.1 «Данные из справочника» [5]
Где α – коэффициент избытка окислителя (соотношение между окислительными и горючими элементами);
– степень понижения давления;
Т – температура продуктов сгорания К;
– средний молекулярный вес кгкмоль;
– расходный комплекс мс (Расходным комплексом называют произведение давления в некотором сечении камеры сгорания на площадь минимального сечения отнесенное к секундному расходу топлива через камеру.);
I – удельный импульс в пустоте мс (у удельного импульса есть две составляющие: одна зависящая только от внутрикамерных процессов и вторая обусловленная воздействием окружающей среды);
g – массовая доля компонентов топлива приходящаяся на ядро потока и пристеночный слой;
– геометрическая степень расширения сопла (относительная площадь).
Уже известные данные:
Рn = 4982 кН тяга в пустоте.
Р = 105 МПа давление на входе в сопло.
Кm = 267 – массовое стехиометрическое соотношение компонентов (кг окислителякг горючего)
1 Определение действительных параметров камеры
1.1Параметры камеры с учётом пристеночного слоя
Обычно в камере имеются две зоны распределения топлива – одна в ядре потока определяющая основной процесс горения в в камере при оптимальном соотношении компонентов и вторая – зона топлива у стенки. Для надежного охлаждения стенок коэффициент избытка окислителя в приcтеночном слое выбирается меньшим чем в ядре. Благодаря этому в пристеночном слое образуется восстановительный газ более низкой температуры предохраняющий внутреннюю стенку камеры от окисления и от перегрева. В пристеночно слое в продуктах сгорания обычно достаточно для хорошего охлаждения стенок иметь температуру около 2000 K. Исходя из этого по данным термодинамического расчета назначается коэффициент избытка окислителя в пристеночном слое численные значения его лежат в пределах = 025 04. Выбираем =03. [1]
На создание пристеночного слоя расходуется от 5 до 12% горючего () от обего его расхода в камере (). Большие значения доли горючего следует принять при малых давлениях в камере сгорания ( = 50 Н) для двигателей малых тяг (p 10 H) малые значения – для камер больших тяг и больших давлений в камере сгорания. Принимаем
Наличие пристенного слоя снижает величину удельного импульса всей камеры так как горение в пристенном слое идет далеко не при стехиометрическом соотношении компонентов топлива и следовательно с меньшим тепловыделением. Удельный импульс камеры необходимо подсчитывать с учетом наличия массы топлива в зонах: у стенки и в ядре потока :
Действительный удельный импульс камеры:
где - коэффициент удельного импульса учитывает несовершенство процессов в камере сгорания и сопле
= = (092 – 097). [1]
Действительный расходный комплекс:
где – теоретический расходный комплекс камеры;
– коэффициент расходного комплекса учитывающий несовершенство процессов в камере сгорания совместного с потерями связанными с течением газа в дозвуковой части сопла. Значение определяется экспериментально.
= = (098 – 099). [1]
1.2Вычисление секундно-массового расхода топлива
Действительный секундный расход топлива необходимый для получения действительного удельного импульса:
1.3Вычисление секундных расходов компонентов топлива: горючего и окислителя
Формула для расчета расхода горючего:
Расход окислителя определяется как разница общего расхода и полученного расхода горючего.
Таблица – 1.2. «Сводная таблица проектных параметров камеры»
2 Определение размеров камеры и профилирование сопла
2.1Определение площади минимального сечения сопла
Действительная площадь критического сечения может быть найдена из выражения для расходного комплекса с учетом полноты сгорания и коэффициента расхода:
В формула–коэффициент расхода сопла учитывающий неоднородность поля скоростей в критическом сечении:
– коэффициент расхода учитывающий наличие конденсанта в продуктах сгорания;
– коэффициент учитывающий падение давления по длине камеры зависящий от относительной площади камеры равной отношению площади поперечного сечения камеры сгорания к площади критического сечения .
Для гомогенных продуктов сгорания = 10.
Для двухфазных продуктов сгорания
где z – доля конденсата в продуктах сгорания.
Значения в зависимости от даны в табл. 1.3 [1]
2.2 Определение диаметра минимального сечения сопла
2.3 Универсальная газовая постоянная продуктов сгорания
– универсальная газовая постоянная продуктов сгорания
Универсальная газовая постоянная продуктов сгорания:
2.4Расчет объема камеры сгорания
Время пребывания продуктов сгорания в камере сгорания =0003 с.
VКС – объем камеры сгорания.
2.5 Расчет площади камеры сгорания
Значения (приведенная расходонапряженность) лежащие в диапазоне (11 – 13) 10^(-4). В расчетах принята равной 1310^(-4) выбрано при применении различных значений и выборе оптимального для соответствия нужной геометрии.
2.6Определение длины и объема докритической части сопла
Lд – длина докритической части сопла [м]
Vд – объем докритической части сопла [].
Определение длины и объема цилиндрической части сопла
Lц – длина цилиндрической части сопла [м]
Vц – объем цилиндрической части сопла [].
2.7 Радиусы сопряжения элементов камеры
Должно выдерживаться соотношение 2. Контур входной части сопла при этом получается плавным и растянутым в области критического сечения. Такой контур трудно выполняется технологически поэтому при конструировании сопел профиль строят дугами радиусов = 15 и = 164 . При = 2 может оказаться что радиусы и не сопрягаются и между ними оказывается прямой отрезок ab образующей конуса который находится под углом к оси сопла. Угол 2 может быть выбран равным 45 – 90 . Наиболее часто употребляемые значения 2 = 70 80 . [1]
R1 = 15 * 0074 = 0118 м
R2 = 1.64*0074 = 0140 м
Рис. 1.1. «Построение докритической части сопла»
2.9 Расчет площади и диаметра среза сопла
Степень уширения сопла (принимается из таблицы 1.1):
Fa=00282*1298 = 0366 м2.
Fа – площадь среза сопла Rа – радиус среза сопла Dа – диаметр среза сопла.
Dа = 04945*2 = 0989 м
2.9 Построение контура сопла методом Рао
Метод Рао предполагает построение сопла у которого переход из дозвуковой области в сверхзвуковую происходит плавно. Такое сопло обеспечивает максимальный коэффициент тяги при заданной длине закритической части сопла и геометрической степени уширения сопла = . Согласно этому методу околокритическая часть контура сопла образуется дугами окружностей радиусы которых и равны соответственно 15 045 . Контур закритической части сопла ограничивается параболой которая проводится по двум известным точкам Д и В и по известным углам наклона и касательных к ней в этих точках. Значения углов и являются функциями двух безразмерных величин и . [1]
=9 (выбирается из диапазона от 10° до 15°)
из этого соотношения находится длина сверхзвуковой части сопла.
Рис. 1.2. «Применение при построении метода Рао»
Таблица – 1.3. «Сводная таблица геометрических параметров камеры сгорания»
Рис. 1.3. «Геометрический контур камеры сгорания»
Расчет проточного охлаждения
При расчете проточного охлаждения известны компоненты топлива давление в камере сгорания или заторможенного потока на входе в сопло – геометрические размеры камеры и коэффициент избытка окислителя в пристеночном слое. Выбран также вид охладителя и температура охладителя на входе в охлаждающий тракт.
В приемлемом масштабе вычерчивают контур камеры двигателя. Разбивают этот контур сечениями на ряд участков. Количество участков целесообразно выбрать не менее 7 9. При этом в расширяющейся части сопла выбирают не менее 4 5 участков выделяют отдельными участком область минимального сечения. В суживающейся части сопла можно ограничиваться двумя участками. Отдельным участком выделяют цилиндрическую часть камеры. Выбранная разбивка на участки представлена на рис. 2.1.
Выбирают материал внутренней стенки и назначают температуру стенки со стороны газа . В качестве материала внутренней стенки используют медь бронзу нержавеющие стали титановые сплавы и другие материалы.
Из титановых сплавов изготавливаются выходные участки расширяющейся части сопла имеющие большие степени расширения газового потока: Е = 500.
Распределение температуры стенки по тракту камеры в первом приближении принимают либо постоянным либо линейным. В последнем случае максимальному значению соответствует участок минимального сечения. В камере сгорания на 150 250 градусов ниже чем в минимальном сечении. В выходном сечении сопла температура стенки со стороны газа не превышает 500 600 К. Максимальная допустимая температура равна для нержавеющих сталей I200 К для бронзы I100 К для титана I000 К для меди 900 К. [2]
Выбирают место подвода охлаждающего компонента. В соплах имеющих степень расширения газов Е 500 коллектор подвода охладителя расположен обычно на расстоянии 03 06 длины сопла от среза. [2]
Задаются массовым расходом охладителя на участках. Выбором формы и геометрических размеров охлаждающего тракта обеспечивается подача охладителя (от коллектора в сторону среза сопла) 20 40 % его общего расхода. [2]
Рассчитаем охлаждение камеры двигателя работающего на компонентах: АТ + НДМГ.
Давление заторможенного потока в камере сгорания = 105 МПа. Камера охлаждается горючим = 4368 кгс; коэффициент избытка окислителя в пристеночном слое = 03; в ядре потока = 09.
Задаемся температурой охладителя на входе в тракт = 300 К.
Порядок расчета дан в таблице 2.1.
Рис.2.1 «Расчетная схема камеры двигателя»
2Выбор материала стенки
БрХ08 – безоловянная бронза с высокой электрической и тепловой проводимостью. Эта марка представляет собой деформируемый медный сплав содержащий 08% хрома. Легирующий элемент улучшает коррозионную стойкость жаропрочность и износостойкость материала. Бронза БрХ08 легко поддается обработке давлением и хорошо сваривается. Для упрочнения хромистого сплава используют термообработку – закалку и искусственное старение. Из него изготавливают электроды для сварки электродетали и оборудование сварочных машин.
3 Начальное распределение температуры
Задаемся начальным распределением температуры стенки со стороны газа по длине контура камеры (Рис. 2.1):
Вход в камеру сгорания: 700 К;
Критическое сечение: 800 К;
Температура на срезе сопла: 500 К.
Так как критическое сечение является самым нагруженным участком показательный расчёт будет производиться на нём.
4 Массовый расход охладителя
Участок 1 является возвратным. Расход охладителя равен кгс.
На участках с 3 по 15 расход охладителя равен кгс.
5 Относительная температура стенки
Тос.пс. – температура заторможенного потока на входе в сопло при значении коэффициента избытка окислителя пристеночной зоны.
Тг.ст – среднее значение температуры газов со стороны стенки на участке.
На 9 участке Тг.ст. = 700 К
Функция В зависит только от относительной температуры стенки. Для ее нахождения использован график(Рис 2.2) для 9 участка B= 000859
7 Относительный диаметр участка и относительный диаметр участка в степени (182)
Относительный диаметр – отношение среднего диаметра участка к диаметру минимального сечения
На 9 участке: d` = 2.64 . В степени (182) (для удобства последующего расчета теплового потока): d`^(182) = 5.85
8 Газодинамическая функция
Рис. 2.3. «газодинамическая функция »
Сомножитель (1 – ^2) равен газодинамической функции температуры торможения: = (ТгТос)пс. В расчете для определения величины использовалась графическая зависимость «Рис.2.3» при среднем значении показателя изоинтропы расширения n (125)
9 Комплекс теплофизических параметров S
Для выбранного топлива АТ + НДМГ выбирается по графику «Рис. 2.4.» комплекс теплофизических параметров S для пристеночного слоя при заданной температуре Тст.г.
Для 9 участка S = 2350.
Рис. 2.4. «комплекс теплофизических параметров S для топливной пары АТ+НДМГ»
10 Плотность конвективного теплового потока
В конвективном теплообмене со стенками действует лишь относительно холодный пристеночный слой создаваемый смесительной головкой камеры. Вычисляют ее по следующему соотношению:
Значения параметров необходимые для нахождения конвективного теплового потока были вычислены выше.
С учетом того что Pr=075 - число Прандтля Рос=10.5 МПа и d*=01486 м формула примет следующий вид:
Зависимость конвективных тепловых потоков построена по тракту камеры «Рис. 2.6.».
11 Плотность радиационного потока
Уровень радиационных тепловых потоков определяется высокотемпературной газовой смесью ядра потока. Относительно холодный пристеночный слой в некоторой мере ослабляет радиационные тепловые потоки к стенкам за счет поглощения. Однако его влиянием на практике можно пренебречь. Ввиду приближенного характера расчетов радиационные тепловые потоки могут быть определены только в цилиндрическом участке камеры сгорания с учетом излучения паров воды и углекислого газа. Если пренебречь излучением стенок камеры плотность радиационных тепловых потоков может быть выражена следующей зависимостью:
Приведенная степень излучательной способности стенок определяется соотношением::
ст" = 0.5*(1+08) = 09
ст – для окисленных материалов может быть принята равной 08..09 (в решении данной задачи принимается 08).
Излучательная способность продуктов сгорания вычисляется по формуле:
Величины Н2О СО2 – определяются соответственно по графикам зависимостей Рис. 2.4..
Рис. 2.5. «Графики излучательных способностей продуктов сгорания (Н2О и СО2)»
Длину пути луча l цилиндрической части камеры при этом можно принять равной диаметру.
г = 0456 qр = 5764 * 09 * 0456 * (3898100)^4 = 3570 кВтм2
В сужающейся части сопла радиационный поток равен потоку в цилиндрической части. В расширяющейся части сопла при d` = 15 qр = 015pк; при d` = 25 qр = 004pк. В минимальном сечении qр = 05qрк.
Так как расчёт ведётся по критическому сечению то в 9 сечении qрк=05*qр=4779 кВтм2
12 Суммарный тепловой поток
для 10 участка: кВтм2
13 Длина образующей участка и площадь поверхности стенки
Длина образующей участка находится по чертежу и по участкам.
Для 9 участка l = 0.15 м
Площадь поверхности теплообмена находится как произведение длинны образующей и среднего диаметра на участке:
Для 9 участка S = 314 * 0226*015 = 0208 м2
14 Тепловой поток на участке
Тепловой поток на участке равен произведению площади поверхности теплообмена на суммарный тепловой поток.
Q = 8319*0208 = 17329 кВт на 9 участке.
15 Подогрев охладителя на участке
Сначала рассчитывается подогрев охладителя и остальные температурные параметры для 1 участка. Температура на выходе из 1 участка является исходной для выбора значения теплоемкости охладителя на 2 участке и так далее. При этом Твых. Из последнего участка должна быть в пределах допустимой для данного охладителя. Она должна быть ниже температуры кипения жидкости при данном давлении и температуры термического разложения. Тпр = 522 К для охладителя НДМГ.
где с – теплоемкость охладителя Дж(кгК); m – массовый расход охладителя через участке кгс.
ΔТ = 1386 для 9 участка.
16 Температура охладителя на выходе из участка
Для 9 участка: Твых = 34684+ 1386= 3659 К
17 Средняя температура охладителя на участке
Для 9 участка: Тж = 34684 + 13862 = 359004 К
18 Толщина стенки. Форма и размеры охлаждающего тракта. Число гофр и фрезеровок
Рекомендации по выбору форм и размеров в нормальном к канавкам сечению охлаждающего приведены на Рис.2.7.
С учетом всех рекомендаций по всей длине конструкции были выбраны ребра. Толщина стенки (предварительная) была выбрана с учетом наработанных рекомендаций и особенностей материала стенки.
Рис. 2.7. «Параметры гофр и ребер»
С учётом знания максимальной скорости рекомендуемых геометрических и прочностных параметров
Число ребер вычисляется по формуле:
В некоторых случаях канавки фрезеровок составляют с образующей камеры угол φ.
охл – высота охлаждающего тракта b – толщина ребра а – ширина канала между ребрами.
Полученное по формулам число округляется до ближайшего целого значения.
На 9 участке по формуле n = 350
19 Площадь жидкостного сечения Fж охлаждающего тракта
Для ребер вычисляется по формуле:
Fж = 0.0025*0.0015*350 = 0.001312 м2
20 Плотность тока массы охладителя
21 Скорость охладителя на участке
Рекомендуемые скорости охладителя в межрубашечном пространстве составляют: в минимальном сечении 40-70 мс; в цилиндрическом участке 20-45 мс; у выходного участка сопла 5-15 мс.
w = 3328072539 = 4587 мс.
По рис.2.8 определяют приведенный коэффициент теплоотдачи .
22 Гидравлический диаметр. Коэффициент оребрения
Гидравлический диаметр для рёбер вычисляется по формуле:
Коэффициент оребрения вычисляется по следующей зависимости:
Для 9 участка F()=0.79
23 Эффективный коэффициент теплоотдачи
Где коэффициент теплоотдачи гладкой стенки:
Для 9 участка: ж = 25000 000187502 = 8776871 Вт(м2 К)
Тогда с учетом выше представленных формул:
Для 9 участка: жр =8776871 1224 = 1074925 Вт(м2К)
Приведенный коэффициент теплоотдачи αжр инвариантен к форме охлаждающего тракта зависит лишь от теплофизических свойств охладителя при данной температуре Тж и плотности тока.
24 Температура стенки со стороны жидкости и температура стенки со стороны газов
При дальнейшем расчете выбрана форма поверочного расчета. В этом случае расчет выполняется для уже полученной конструкции охлаждающего тракта формы и размеры гофров и фрезеровок считаются заданными и не изменяются в ходе дальнейших расчетов. Хладоресурс охладителя позволяет вариацию Тст.г. в широких пределах. После определения значения αжр рассчитывается значение температуры стенки со стороны жидкости по соотношению:
Тст.ж=Тж+qжр = 359 + 8319910749 = 568 К
Далее определяют величину λ материала при средней температуре стенки:
Тст=(Тст..г+Тст.ж)2 К
Тст=(Тст..г+Тст.ж)2 = (700 + 4364)2 = 5682 К
И вычисляют температуру стенки со стороны газов:
Тст.г=Тст.ж+qст =4364 + 83199*0001634713 = 60654 К
Вычисленное по формуле значение температуры стенки со стороны газа должно отличаться не более чем на 10% от заданного. При большем отклонении для полученного Тст.г расчет повторяется до тех пор пока отклонение значений предыдущего и последующего приближений не будет меньше допустимой погрешности.
С помощью данного расчёта удалось получить довольно точные показатели температур стенок хоть они и являются теоретическими. Проблема заключается в том что температуры стенки в критическом сечении очень близко подошли к температуре плавления БрХ08=1073 °C. Несмотря на запас почти в 90°C использовать материал при таких температурах не рекомендуется. В связи с чем в будущую конструкция будет добавлено 2 завесы охлаждения каждая плотностью 15г(см*с) встроенные прямиком в охлаждающий тракт что существенно снизит температуру стенки. В заключительную таблицу не внесены пробные варианты конструкции которые не подошли в силу различных причин. Скорости охладителя в окончательной геометрии удовлетворяют нормам. Удалось избежать больших скоростей которые сопровождаются большими гидравлическими потерями путём существенного увеличения высоты охлаждающего тракта.
Смесеобразование в камере сгорания
2Выбор схемы расположения форсунок. Расчет количества форсунок.
Для данного двигателя выбрано расположение форсунок по концентрическим окружностям. Сначала найдем количество окружностей умещающихся на поверхности головки. Примем расстояние между окружностями равным шагу между форсунками а на окружностях форсунки расположены на расстоянии шага измеренного по хорде окружности.
Количество окружностей
Число Z может оказаться дробным тогда нужно подобрать шаг таким чтобы количество окружностей было целым числом.
Очевидно на первой окружности число форсунок будет
где – радиус первой окружности равный а тогда = 1 . [1]
На второй окружности число форсунок
На третьей окжуности
На любой i – й окружности число форсунок будет
На последней z – й окружности
Если в центре камеры расположить первую форсунку то общее количество форсунок на головке
n = 1 + z (z+1)=1+3.
По уравнениям для любой окружности получается количество форсунок равное не целому числу а величине . Нужно принять число форсунок на окружностях равным целому числу округляя дробные числа по общим правилам округления. Вероятно на первой окружности будет равно 6 на второй – 13 на третьей – 19 на четвертой – 25 на пятой – 31 и т.д. При делении окружности иметь числа 13 25 31 и т.п. неудобно при разметке центров форсунок на заготовке поэтому можно принять значение равным 6 и тогда соответственно количество форсунок будет : = 6; = 12; = 18; = 24; = 30; = 36 и т.д. [1]
Шаг между форсунками по мере удаления от центра чуть – чуть возрастает.
3 Создание пристеночного слоя в камере.
Для обеспечения надежного охлаждения горячих стенок камеры необходимо создать вблизи стенок слой продуктов сгорания с пониженной температурой. Это достигнуто постановкой 2 поясов завесы камеры вдоль камеры не доходя до критики.
Расход горючего пояса завесы составляет 12% от общего расхода топлива:
ст = 4368 * 012= 524 кгс
3.1 Расчёт поясов завесы.
Основным параметром описывающим пояс завесы является его плотность потока.
Она рассчитывается как ;
Где l периметр окружности установки коллектора.
Оптимальными значениями для плотности потока завесы являются значения от 5 до 25 г(см*с).
Расход горючего между всеми двумя завесами сделаем равным.
= 2= с.пз2=5242=262 кгс=2620 гс
Расчёт первой и второй завесы.
Т.к первая и вторая завесы обе находятся на камере сгорания их периметры равны и их значения плотностей потоков будут одинаковы.
l=*d=396*314=1244 см
4 Расчет основных форсунок
Для распыла компонента в камере сгорания выбраны двухкомпонентные газожидкостный центробежные форсунки. Двухкомпонентная форсунка состоит из двух однокомпонентных форсунок одна из которых вписывается внутрь другой. Принято что по внутренней форсунке подается газофицированный окислитель а по наружной горючее. Расчет сводится к расчету каждой форсунки отдельно. Расчет наружной форсунки учитывает радиус вихря rв.г который должен быть больше наружного радиуса корпуса внутренней форсунки.
4.1Расчет форсунок окислителя
Рассчитаем потребную действительную площадь сопла форсунки для генераторного газа если секундный массовый расход через форсунку перепад давления на форсунке 1 МН давление в камере сгорания 105 МН . RвхТвх=9036103 n=12.
Получаем плотность продуктов сгорания на входе в форсунку.
На выходе из форсунки:
Площадь сопла форсунки:
4.2 Расчет центробежной форсунки для горючего
Выбираем угол распыла 2α=80
Находим по графику [1] Ao=24; о=024; о=02
Находим площадь сопла
Определяем радиус сопла форсунки учитывая что площадь сопла – кольцевая щель.
Проверяем условие rво>rнг
Условие выполняется.
Находим радиус входного отверстия.
Далее назначаем толщины стенок из условий
Определяем число Рейнольдса на входе в форсунку и коэффициент трения λ.
Определяем эквивалентную геометрическую характеристику:
Ошибка меньше 5% и по всем геометрическим параметрам данная форсунка удовлетворяет всем требованиям поэтому можно принять полученное значение геометрической характеристики и всех остальных полученных параметров.
Толщину стенки примем
Таблица 3.1. «Сводная таблица расчета форсунок»
Радиус камеры сгорания
Эффективный радиус камеры сгорания
Шаг между форсунками
Количество окружностей приведенное
Общее количество форсунок
Расход горючего на 1 форсунку
Расход окислителя на 1 форсунку
Расход горючего на завесы
Температура окислителя
Плотность окислителя на входе
Плотность окислителя на выходе
Температура горючего
Динамическая вязкость
Тангенсальная струйно-газовая форсунка
Диаметр сопла окислителя
Диаметр наружной стенки окислителя
Диаметр сопла форсунки горючего
Диаметр крайнего слоя жидкости
Радиус входа большой
Количество тангенсальных отверстий
Наружный диаметр форсунки
Ниже приведен окончательный вариант геометрии форсунок. Форсунки сборные и соединяются серебряным припоем ПМ-17.
Рис. 3.2. «Конструкция газоструйной тангенсальной форсунки.
Расчет на прочность камеры сгорания.
Внутренняя стенка - БрХ08
Наружная стенка - 12X21H5T (ЭИ811)
Задаемся начальными данными (давление в камере радиус камеры толщиной стенок коэффициентом температуропроводности температурой.)
Результаты расчета приведены в таблице 4.
Рис.4. Зависимость у’у’’ и Рr от R.
Коэффициент запаса прочности не превышает нормативные значения.
Описание конструкции двигателя.
Двигатель состоит из камеры сгорания ТНА системы окислителя системы горючего системы газогенерации агрегатов системы управления регулирования и контроля режима двигателя.
Камера сгорания представляет собой паяно-сварной неразъемный агрегат и состоит из газовода форсуночной головки средней цилиндрической части двух сопловых блоков и бандажа.
Окислитель в камеру поступает в составе генераторного газа через газовод выравнивающую поток решетку и форсунки.
Горючее по подводящему трубопроводу поступает в коллектор откуда поступает в охлаждающий тракт сопла затем по выходе из тракта через двухкомпонентные форсунки поступает в камеру сгорания.
Из охлаждающего тракта часть горючего вводится в камеру для организации внутреннего охлаждения камеры с помощью завесы.
Для предотвращения возможности попадания во внутреннюю полость камеры влаги пыли и т.д. в проточной части камеры в районе критики на клею устанавливается заглушка выбиваемая давлением при запуске.
1 Основные параметры камеры.
окислитель азотный тетраоксид (N2O4);
горючее НДМГ (C2H8N2);
Весовое соотношение компонентов .267
Коэффициент избытка окислителя 09
в камере сгорания . 105 атм
в выходном сечении сопла ..1 атм
2 Газодинамический профиль камеры.
При принятой геометрии камеры сгорания имеют место потери как статического так и полного давления по длине цилиндрического участка камеры. Входная дозвуковая часть сопла характеризуется плавными переходами для обеспечения минимальных потерь при течении газа в суживающемся канале.
Все расчеты и профиль камеры представлены в разделе 1.
3 Форсуночная головка.
Форсуночная головка имеет две полости полость горючего образованную силовым и огневым днищами и полость окислителя. Горючее в полость головки поступает из межрубашечного тракта камеры двигателя. Окислитель поступает через выравнивающую сетку в полость между сеткой и силовым днищем. На головке по концентрическим окружностям размещены двухкомпонентные газожидкостные струйно-тангенсальные форсунки.
4 Камера сгорания и входной участок докритической части сопла.
Внутренняя стенка выполнена из теплопроводного материала (БрХ08) и имеет фрезерованные ребра по длине до коллектора охлаждения. Рубашка выполнена из стали (12X21H5T) и соединяется со стенкой пайкой по вершинам ребер твердым припоем (ПМ17).
5 Соединение форсуночной головки с цилиндрической частью камеры.
Соединение головки с цилиндрической частью камеры производится с помощью сварки внутренней стенки с огневым днищем.
6 Критическая и закритическая часть сопла.
Рубашка закритической части сопла состоит из двух штампованных частей соединенных между собой силовым кольцом. Соединение стенок и рубашки осуществляется пайкой по вершинам ребер припоем ПМ-17. Рубашка и стенка соединены между собой пайкой твердым припоем по вершинам ребер и сваркой у среза сопла через замыкающее кольцо.
Коллектор состоит из кольца коллектора и штампованной секции соединенных сваркой. Толщина стенок коллектора 4 мм. К патрубку коллектора приварен фланец. К нему присоеденяется трубопровод подвода охладителя. В кольце коллектора выполнены два кольцевых отверстия через которые в охлаждающий тракт поступает горючее.
7 Система охлаждения.
Система охлаждения камеры наружная. Осуществляется горючим проходящим по межрубашечному тракту. Горючее подводится через патрубок в коллектор и через отверстия кольца коллектора поступает в межреберные каналы. Горючее идет по межреберным каналам в направлении форсунок. Для создания пристеночного слоя кроме форсунок используется 2 пояса пояс завесы забирающие горючее из тракта охлаждения. Вставка завесы имеет систему тангенциальных отверстий обеспечивающих закрутку горючего на выходе в выходные щели.
8 Воспламенение компонентов топлива.
Компоненты топлива смешиваясь после распыления форсунками самовоспламеняются за счет химической реакции между собой.
Для изготовления основных деталей камеры применяются следующие материалы:
Наименование деталей
Внутренние стенки цилиндрической части и области критического сечения огневое днище.
Внутренняя стенка закритической части форсунки.
Корпус головки выпрямляющая решетка газовод фланец газовода.
Рубашки цилиндрической части области критического сечения и закритической части сопла накладка и кольцевая проставка головки переходное кольцо силовые и переходные кольца рубашки переходник коллектора.
Кольцо коллектора секция коллектора
-для пайки узлов камеры сгорания и критической области сопла
-для пайки узла закритической части сопла
Описание работы ПГС и циклограммы двигателя.
Двигатель состоит из камеры сгорания 1 ТНА 2 системы окислителя системы горючего системы газогенерации агрегатов системы управления регулирования и контроля режима двигателя.
Система окислителя включает в себя магистраль 3 подвода окислителя к преднасосу "О" 4 мембрана принудительного прорыва 5 окислителя насос окислителя магистраль подвода окислителя в газогенератор 6 с клапаном отсечки окислителя 7.
Система горючего включает в себя магистраль 8 подвода горючего к преднасосу "Г" 9 мембрана принудительного прорыва 10 горючего насос горючего магистрали подвода горючего к камере 1 и газогенератору 6.
На магистрали подвода горючего к камере установлены дроссель 11 - исполнительный орган системы СОБ клапан отсечки 12 горючего от камеры.
На магистрали подвода горючего к газогенератору установлены стабилизатор соотношения расходов 13 горючего в газогенератор исполнительный орган системы регулирования тяги двигателя в системе РКС 14 и клапан отсечки 15 горючего от газогенератора.
Для слива компонентов топлива из магистралей двигателя после клапанов пуска в случае несостоявшегося старта служат ручные вентили.
Система газогенерации обеспечивает выработку окислительного газогенераторного газа - рабочего тела турбины турбонасосного агрегата. По выходе из турбины газ подается в камеру где используется в качестве окислителя. Горючее на газогенератор 6 отбирается от насоса "Г" проходит регулятор расхода "Г" 14 - исполнительный орган системы регулирования тяги двигателя в системе РКС клапан отсечки 15 горючего газогенератора поступает в рубашку охлаждения газогенератора 6 и через форсунки впрыскивается в камеру сгорания ГГ.
Окислитель в газогенератор подается непосредственно от насоса "О" по магистрали на которой установлен клапан отсечки 7 окислителя.
Окислительный газ вырабатываемый в газогенераторе подается на турбину и после нее по газоводу 16 вводится в камеру сгорания камеры двигателя где дожигается.
К агрегатам системы управления регулирования и контроля режима двигателя относятся: регулятор 14 расхода "Г" в газогенераторе - исполнительный орган системы регулирования двигателя по тяге в системе РКС дроссель 11 исполнительный орган системы регулирования двигателя по соотношению компонентов в системе СОБ мембрана принудительного прорыва окислителя 5 мембрана принудительного прорыва горючего 10 клапан эжектора (преднасоса) окислителя 18 клапан эжектора (преднасоса) горючего 19 сигнализатор давления 20 клапан отсечки окислителя 7 клапан отсечки горючего от газогенератора 15 клапан отсечки горючего от камеры 12 стартовый пороховой заряд 17.
Регулятор 14 установленный на линии питания горючим газогенератора обеспечивает двухступенчатый запуск и выход автономного двигателя на заданный режим работы. При работе двигателя регулятор обеспечивает устойчивую работу двигателя на заданном режиме а также изменение режима работы двигателя (тяги) по команде от системы РКС ракеты.
Дроссель 11 является исполнительным органом системы синхронного опорожнения баков (СОБ). Сигнализатор 20 предназначен для выключения РД в случае преждевременного падания давления в камере.
Датчик обратной связи 21 установленный на камере обеспечивает устойчивую работу двигателя на заданном режиме а также изменение режима работы двигателя (тяги) по команде от системы РКС ракеты. Клапаны пуска окислителя 5 и горючего 10 обеспечивают отделение в исходном состоянии полостей ТНА от залитых компонентами магистралей и поступление топливных компонентов в полости при вскрытии клапанов (мембранного типа). Тарели обратных клапанон 18 19 преднасосов "О" и "Г" - отжимаются давлением компонентов в процессе выхода двигателя на режим предварительной ступени.
Клапаны отсечки окислителя 7 горючего газогенератора 15 и горючего камеры 12 обеспечивает останов двигателя.
Клапаны 7 12 и регулятор 14 в исходном состоянии открыты.
Заправка баков изделия обеспечивает заполнение топливными компонентами магистралей двигателя до пусковых клапанов окислителя 5 и горючего 10.
Клапаны пуска "О" 5 пуска "Г" 10 клапаны 18 19 преднасосов "О" и "Г" - закрыты.
В открытом состоянии находятся клапан отсечки "О" 7 клапан "Г" главной ступени 12. В состоянии открытия находится также и регулятор расхода "Г" 14.
1.2 Запуск двигателя
Пусковая система по команде "ЗАПУСК" обеспечивает подачу напряжения в пусковой пиропатрон который воспламеняет пороховой заряд 17 откуда нагретый газ поступает на лопатки турбины приводя ее ротор во вращение. Одновременно действием напряжения пиропатрон пускового клапана "Г" 10 прорывает мембрану и горючее начинает поступать в полость насоса горючего.
Через 0.44±0.028 с после команды "ЗАПУСК" подается напряжение на пиропатрон клапана пуска “O” 5 и осуществляется его открытие. Окислитель поступает в полость насоса “O”. Оба насоса двигателя включаются в работу. Горючее от насоса "Г" через регулятор 14 клапан отсечки горючего газогенератора 15 поступает в охлаждающий тракт форсуночную головку и далее камеру сгорания газогенератора. Одновременно по линии питания камеры горючее через дроссель 11 клапаны 12 поступает в рубашку охлаждения камеры полость ее форсуночной головки и далее камеру сгорания.
Окислитель от насоса через клапан окислителя 7 находящийся в открытом состоянии поступает в газогенератор (характеристики систем совокупно с циклограммой запуска обеспечивают опережение окислителя при поступлении компонентов в камеру сгорания ГГ). По поступлении в камеру сгорания газогенератора горючего процесс в газогенераторе завязывается генераторный газ поступает на лопатки турбины обеспечивая повышение ее оборотов и по газоводам направляется в камеру. При поступлении в камеру сгорания горючего в камере происходит воспламенение топливных компонентов двигатель выходит на номинальный режим включаются системы РКС и СОБ.
1.3 Работа схемы в полете
Заданный режим поддерживается датчиком обратной связи 17 установленном на камере двигателя. Регулирование двигателя по тяге производится путем перекладки регулятора 14 по сигналу подаваемому от системы РКС на привод регулятора. Ограничение сверху режима форсирования двигателя обеспечивается изменением температуры генераторного газа и при достижении ею 700К – прекращением перекладки регулятора на увеличение расхода вне зависимости от команды РКС.
Обеспечение одновременного опорожнения баков изделия осуществляется системой СОБ. В случае рассогласования относительных уровней компонентов сигнал от датчиков уровня расположенных в баках топливных компонентов подается на привод дросселя.
1.4 Выключение двигателя
При достижении изделием заданной скорости полета от системы управления изделия подается команда на проведение "НОРМАЛЬНОГО ОТКЛЮЧЕНИЯ" двигателя.
По этой команде подается напряжение на пиропатрон клапана отсечки 15 горючего от газогенератора. Через 0.12 ±0.044 с подается напряжение на пиропатроны клапанов отсечки "О" от газогенератора 7 и отсечки горючего от камеры 12. Одновременно выключается РКС и СОБ. Двигатель прекращает работу.
В случае преждевременного израсходования горючего или падения давления в камере сгорания двигателя ниже 75% от номинального значения сигнализатор давления 20 выдает команду на выключение двигателя которое происходит аналогично нормальному выключению.
Описание устройства и работы пироклапана
Пироклапан предназначен для прекращения подачи окислителя в газогенератор при выключении изделия.
Основные детали пироклапана выполнены из следующих материалов: корпус 1 клапана 2 и крышка 8 – из алюминиевого сплава АВ; шток 3 – из алюминиевого сплава АД угольник 5 и корпус 12 – из алюминиевого сплава АК8 поршень 4 – из стали ЭИ654 направляющая 6 – из стали 1Х18Н9Т панель 10 – из пластмассы ФКП-1 мембрана 14 – из алюминия АД-М. [4]
Работает пироклапан следующим образом. При подаче напряжения из клеммы пиропатрона пирозаряд сгорая создает давление газов над поршнем 4; под действием этого давления поршень перемещаясь передает усилие на шток 3 который срезает уплотнительный буртик А и приводит в движение клапан 2. Клапан 2 заклинивается в седле корпуса 1 при этом пода окислителя прекращается. При движении штока 3 сминается конический буртик штока (как только он дойдет до кольцевого упора направляющей); дальнейшее движение штока в направляющей происходит по прессовой посадке; при этом окислитель надежно разобщается с горячими газами.
Для срабатывания пироклапана в нем применены два пиропатрона устанавливаемые в резьбовые штуцера угольника 5. Основным элементом пиропатрона является пирозаряд 13. Полость в корпусе 12 в которой размещен пирозаряд герметизирована с одной стороны панелью 10 с запрессованными в нее двумя латунными клеммами 9 и алюминиевой прокладкой 11 с другой стороны – мембраной 14 приклеенной к корпусу 12.
Подводящие проводники пирозаряда 13 герметично впаяны в клеммы 9. Крышка 8 с зажимом 7 обеспечивает крепление кабельного ствола.
В данном курсовом проекте была спроектирована камера сгорания ЖРД. Была определена геометрия двигателя произведен расчет охлаждения и расчет на прочность камеры сгорания выбрано оптимальное смесеобразование в форсунках. В качестве прототипа был использован двигатель РД-253. Также была спроектирована пирогидравлическая схема для управления двигателем во время полета.
In this project was designed combustion chamber LRE. The geometry of the engine was determined the calculation of cooling and the calculation of the strength of the combustion chamber were made the optimum mixing in the nozzles was selected. As a prototype an RD-253 engine was used. A pyro-hydraulic circuit was also designed to control the engine during the flight.
Ермолаев В. М. Расчет и проектирование камер ДЛА. Учебное пособие. Казань 1983. 66 с.
Шигапов А. Б. Проточное охлаждение двигателя на жидком топливе. Казань 1994. 44 с.
Глушко В.П. Альбом конструкций ЖРД ч.3. Москва 1969 204.c.
Глушко В.П. Альбом конструкций ЖРД ч.4. Москва 1972 212.c.
В. Е. Алемасов А. Ф. Дрегалин А. П. Тишин В. А. Худяков. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Т. 4: Топлива на основе четырехокиси азота. Москва 1973. 528 с