Физика \ Конструкция и проектирование агрегатов жидкостных ракетных двигателей

Расчет топлива по составу компонент. Термодинамический расчет., страница 8

dэ, м

Kж

αж, Вт/(м2К)

C_охл, Дж/(кг*К)

S, м2

Tж_i, К

Tж_ст, К

T_ст_сред, К

λ_i, Вт/мК

T'газ_ст, К

Погрешность, %

3,05E-03

1160

8,60E+03

2380

1,95E-01

293

7,43E+02

8,34E+02

21

8,34E+02

-166293,6972

2,03E-03

1170

2,38E+04

2380

5,76E-02

335,5824569

9,64E+02

1,24E+03

22,9

1,24E+03

-442429,7753

2,45E-03

11173

2,30E+04

2380

1,64E-02

343,9234266

8,15E+02

9,75E+02

23

9,75E+02

-372280,2172

2,06E-03

175

4,03E+04

2380

1,11E-02

352,9946683

7,84E+02

1,02E+03

24,1

1,02E+03

-622364,4523

2,03E-03

1178

4,33E+04

2380

1,08E-02

361,9278708

7,68E+02

1,02E+03

24,2

1,02E+03

-626347,3417

2,05E-03

1180

4,26E+04

2380

1,09E-02

370,531995

7,65E+02

1,02E+03

23,2

1,02E+03

-593126,0712

2,52E-03

1182

2,22E+04

2380

1,14E-02

377,9930555

1,01E+03

1,21E+03

22

1,21E+03

-442552,3857

1,58E-03

2200

4,22E+04

2380

2,99E-01

556,0799082

6,83E+02

8,97E+02

19,6

8,97E+02

-525681,6759

3,16E-03

2205

1,77E+04

2380

4,41E-01

649,1124551

8,14E+02

8,95E+02

18,2

8,95E+02

-211756,1982

3,16E-03

2208

1,45E+04

2380

5,77E-01

709,9354434

8,06E+02

8,63E+02

17,6

8,63E+02

-119703,789

Рисунок 5.1

Выводы

В соответствии с техническим заданием в домашнем задании спроектирована камера ЖРД тягой 7,5 кН, с компонентами горючее – керосин, окислитель – HNO3. Определены геометрические характеристики камеры и сопла, рассчитаны теоретический и действительный расходы компонентов топлива:

·  горючее (керосин) – 42,02 кг/с;

·  окислитель (HNO3) – 9,1 кг/с;

Спроектированы дозвуковая и сверхзвуковая части сопла.

Выбрана схема сотового размещения и расчет геометрических характеристик однокомпонентных центробежных форсунок горючего и окислителя.

Кроме того, спроектирован охлаждающий тракт камеры и сопла ЖРД, произведен расчет проточного охлаждения.

Основные геометрические характеристики двигателя:

·  радиус критического сечения: 0,122м;

·  радиус цилиндрической части камеры: 0,1315 м;

·  диаметр среза сопла: 0,400м;

·  общая осевая длина камеры: 0,697 м.

Температура стенки камеры в критическом сечении превышает допустимую (для стали 1150 К), поэтому в целях обеспечения работоспособности камеры необходимые конструктивные меры в виде одного и нескольких поясов завес. Установка поясов завесы внутреннего охлаждения снижает тепловые потоки в стенки камеры нВ 20-25%.


Перечень ссылок

1.  Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания: Справочник / Под ред. Глушко В.П.-т.5.- М.: АН СССР, 1971-1979.

2.  Определение энергетических и конструктивных параметров камер двигателей летательных аппаратов /Под ред. Моторненко А.П., Шерышев В.А. – Харьков: ХАИ. 1987./

3.  Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. Камеры  / Завистовский Д.И., Спесивцев В.В.. -  Учеб. Пособие. – Харьков: Нац. аэрокосм. Ун-т «Харьк.авиац. ин-т», 2006. – 122с.

Скачать файл