Ыхъішш.Ю№у


Яюшёъ:




Ърђхую№шш:

Рёђ№юэюьшџ
Сшюыюушџ
Ухюу№рєшџ
Ф№ѓушх џчћъш
Шэђх№эхђ
Шэєю№ьрђшър
Шёђю№шџ
Ъѓыќђѓ№р
Ышђх№рђѓ№р
Ыюушър
Ьрђхьрђшър
Ьхфшішэр
Ьхѕрэшър
Юѕ№рэр ђ№ѓфр
Яхфруюушър
Яюышђшър
Я№ртю
Яёшѕюыюушџ
ахышушџ
ашђю№шър
бюішюыюушџ
бяю№ђ
бђ№юшђхыќёђтю
вхѕэюыюушџ
в№рэёяю№ђ
дшчшър
дшыюёюєшџ
дшэрэёћ
ешьшџ
нъюыюушџ
нъюэюьшър
ныхъђ№юэшър

 

 

 

 


Џостроение профиля камеры ракетного двигателя.




Рассчитываемые режимы газового потока

 

В курсовой работе рассчитываются следующие режимы идеального потока в сверхзвуковом сопле:

1) Расчетный режим течения газа, соответствующий сверхзвуковому соплу (соплуЛаваля).

2) Нерасчетный режим течения газа, соответствующий сверхзвуковому соплу со скачком уплотнения в выходном сечении a.

3) Нерасчетный режим течения газа, соответствующий сверхзвуковому соплу со скачком уплотнения в сечении 5.

4) Нерасчетный режим течения газа, соответствующий сверхзвуковому соплу со скачком уплотнения в сечении 4.

5) Дозвуковое течение газа по всему каналу, но при критическом состоянии газового потока в узком сечении (λу= 1).

 

Общая идея расчетов

Сначала рассчитываются все режимы при pо=5 МПа=const, а pa=pн=var.

Следующий вариант расчетов подразумевает под собой подбор такого значения pо, чтобы pa=pн=101325 Па (атмосферное давление).

Второй вариант расчетов более приближен к расчету реальной камеры ракетного двигателя, так как в двигателе максимальное давление на выходе из сопла, которое можно достичь, не может превышать атмосферное давление на данной высоте.


Содержание

РЕФЕРАТ........................................................................................................................................................................... 2

ЗАДАНИЕ........................................................................................................................................................................... 3

ИСПОЛЬЗОВАННЫЕ СИМВОЛЫ......................................................................................................................... 5

1. Построение профиля камеры ракетного двигателя....................................................... 6

2. Расчёт первого варианта газового потока............................................................................. 7

3. Расчёт второго варианта газового потока........................................................................... 16

4. Расчёт третьего варианта газового потока........................................................................ 18

5. Расчёт четвёртого варианта газового потока.................................................................. 21

6. Расчёт пятого варианта газового потока............................................................................. 24

7. Расчёт импульсов газового потока............................................................................................ 27

8. Расчёт сил и тяги........................................................................................................................................... 28

Заключение............................................................................................................................................................. 30

Список используемых источников................................................................................................. 31

ПРИЛОЖЕНИЕ I………………………………………………………………………… 32

ПРИЛОЖЕНИЕ II………………………………………………………………………... 33

ПРИЛОЖЕНИЕ III……………………………………………………………………….. 36


ИСПОЛЬЗОВАННЫЕ СИМВОЛЫ

 

 

r –радиус, мм

S –площадь, мм2

q –газодинамическая функция расхода или приведенный расход

λ –приведенная скорость

M –число Маха

τ –ГДФ температуры

π –ГДФ давления

e –ГДФ плотности

T* – температура торможения, К

T – статическая температура, К

p* – давление торможения, Па

p – статическое давление, Па

ρ* – плотность торможения, кг/м3

ρ – статическая плотность, кг/м3

aкр – критическая скорость звука, м/с

a – местная скорость звука, м/с

c – скорость газового потока, м/с

G – расход газового потока, кг/с

ƒ – ГДФ импульса

pн – давление во внешней среде, Па

Ф – импульс газового потока, Н

σп – коэффициент изменения давления в прямом скачке уплотнения

σв.р. – коэффициент изменения давления при внезапном расширении

σТ – коэффициент изменения давления при подводе теплоты

P0-у – сила воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла, Н

Pу-a – сила воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла, Н

P0-a – сила воздействия газового потока на сопло в целом, Н

Pвнут. – внутренняя составляющая полной тяги, Н

Pнар. – наружная составляющая полной тяги, Н

P – полная тяга двигателя, Н


Построение профиля камеры ракетного двигателя.

Рассчитаем параметры ракетного двигателя с помощью исходных данных:

1) длина камеры сгорания:

,

2) длина дозвуковой части сопла:

,

3) длина сверхзвуковой части сопла:

,

4) радиус камеры сгорания:

;

5) радиус газового потока при входе в камеру сгорания:

,

6) радиус выходного сечения сопла:

 

По рассчитанным параметрам построим профиль камеры сгорания (см. приложение стр. 23) По профилю камеры определяем радиусы промежуточных расчётных сечений r2, r3, r4, r5.

Рассчитываем площади всех сечений по формуле S=πr2, где r – радиус, мм.

Полученные данные приведены в таблице 1:

 

Таблица 1

№ сечения     к     у     а
r, мм 27.512 43.5 43.5 35.48 29.99   36.23 47.87 55.97
S, 2377.90 5944.68 5944.68 3954.73 2825.55 2642.08 4123.69 7199.08 9841.48
x, мм   20.30   55.638 71.621 82.276 101.3 139.348 177.396

 

 


2. Расчёт первого расчетного варианта газового потока (результаты исследования pо= var, pн=101325 МПа)

 

Рассчитаем параметры потока при сверхзвуковом истечении газа из сопла.

 

1) Рассчитаем параметры газового потока для сечения «к»:

Приведенный расход для данного сечения:

;

С использованием математического пакета MathCAD определяем величину k из решения нелинейного уравнения, учитывая что в данном сечении дозвуковой поток, т. е. :

, ;

Газодинамические функции определяем по формулам:

Параметры газового потока определяем по формулам:

 

2) Рассчитаем параметры газового потока для сечения «0»:

С использованием математического пакета MathCAD определяем величину 0 из решения преобразованного уравнения количества движения для газа, находящегося в камере сгорания между сечениями «0» и «k», учитывая что в данном сечении дозвуковой поток, т. е. :

,

Для нахождения примем

Решение

Газодинамические функции определяем по формулам:

Параметры газового потока определяем по формулам:

 

3) Вычислим оставшиеся параметры газового потока в сечении «k»:

Найдем значение давления из преобразованного уравнения неразрывности для живых сечений «0» и «k» газового потока: ;

Остальные параметры вычислим следующим образом:

 

4) Рассчитаем параметры газового потока для сечения «1»:

С использованием математического пакета MathCAD определяем величину 1 из решения преобразованного уравнения количества движения для газа, находящегося в камере сгорания между сечениями «1» и «К», учитывая что в данном сечении дозвуковой поток, т. е. :

, где ;

Для нахождения примем

Решение

Газодинамические функции определяем по формулам:

Параметры газового потока определяем по формулам:

Найдем значение p1 из решения преобразованного уравнения неразрывности:

5) Рассчитаем параметры газового потока для сечения «2»:

Приведенный расход для данного сечения:

;

С использованием математического пакета MathCAD определяем величину из решения нелинейного уравнения, учитывая что в данном сечении дозвуковой поток, т. е. :

, ;

Газодинамические функции определяем по формулам:

Параметры газового потока определяем по формулам:

После сечения «k» давление и плотность торможения остаются постоянными:

 

6) Рассчитаем параметры газового потока для сечения «3»:

Приведенный расход для данного сечения:

;

С использованием математического пакета MathCAD определяем величину из решения нелинейного уравнения, учитывая что в данном сечении дозвуковой поток, т. е. :

, ;

Газодинамические функции определяем по формулам:

Параметры газового потока определяем по формулам:

После сечения «k» давление и плотность торможения остаются постоянными:

 

7) Рассчитаем параметры газового потока для сечения «у»:

Данное сечение критическое, поэтому: q(λ)=1, λ =1, M=1.

Газодинамические функции определяем по формулам:

Параметры газового потока определяем по формулам:

После сечения «k» давление и плотность торможения остаются постоянными:

8) Рассчитаем параметры газового потока для сечения «4»:

Приведенный расход для данного сечения:

;

С использованием математического пакета MathCAD определяем величину из решения нелинейного уравнения, учитывая что в данном сечении сверхзвуковой поток, т. е. :

, ;

Газодинамические функции определяем по формулам:

Параметры газового потока определяем по формулам:

После сечения «k» давление и плотность торможения остаются постоянными:

 

9) Рассчитаем параметры газового потока для сечения «5»:

Приведенный расход для данного сечения:

;

С использованием математического пакета MathCAD определяем величину из решения нелинейного уравнения, учитывая что в данном сечении сверхзвуковой поток, т. е. :

, ;

 

Газодинамические функции определяем по формулам:

Параметры газового потока определяем по формулам:

После сечения «k» давление и плотность торможения остаются постоянными:

 

10) Рассчитаем параметры газового потока для сечения «a»:

Приведенный расход для данного сечения:

;

С использованием математического пакета MathCAD определяем величину из решения нелинейного уравнения, учитывая что в данном сечении сверхзвуковой поток, т. е. :

, ;

 

Газодинамические функции определяем по формулам:

Параметры газового потока определяем по формулам:

После сечения «k» давление и плотность торможения остаются постоянными:

 






Яюфхышђќёџ ё ф№ѓчќџьш:


Фрђр фюсртыхэшџ: 2016-11-12; Ьћ яюьюцхь т эряшёрэшш трјшѕ №рсюђ!; я№юёьюђ№ют: 333 | Эр№ѓјхэшх ртђю№ёъшѕ я№рт


Яюшёъ эр ёрщђх:

Ыѓїјшх шч№хїхэшџ:

Хёђќ ђюыќъю юфшэ ёяюёюс шчсхцрђќ ъ№шђшъш: эшїхую эх фхырщђх, эшїхую эх уютю№шђх ш сѓфќђх эшъхь. Љ Р№шёђюђхыќ
==> їшђрђќ тёх шч№хїхэшџ...

1655 - | 1625 -


© 2015-2024 lektsii.org - Ъюэђръђћ - Яюёыхфэхх фюсртыхэшх

Ухэ: 0.098 ё.