Проектирование двигательной установки и элементов конструкции второй ступени баллистической ракеты - дипломная работа

Министерство образования и науки Российской Федерации

Омский государственный технический университет

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

Допускается к защите

Зав. кафедрой «АВиРС»

_______ ______________

«____» ________ 2008 г.

ДИПЛОМНЫЙ ПРОЕКТ

на тему: Проектирование двигательной установки и элементов конструкции второй ступени баллистической ракеты с ЖРД

Студента

Пояснительная записка

Шифр проекта: ДП-2068998.45.02.00.00.000.ПЗ

Специальность: 160801 – Ракетостроение

Омск 2008 г

Омский государственный технический университет

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

Утверждаю:

Зав. кафедрой «АВиРС»

__________

« ___» __________ 2007 г.

Задание

на выполнение выпускной квалификационной работы дипломированного специалиста

Студент

Тема проекта: Проектирование двигательной установки и элементов конструкции второй ступени баллистической ракеты с ЖРД

Утверждена распоряжением по Аэрокосмическому факультету № ___ от ____.11. 2007 г.

Срок сдачи студентом законченного дипломного проекта – 12 февраля 2007 г.

Исходные данные к проекту:

Дальность полета - 7000 км; Масса ступени - 12867 кг; Масса головной части - 2000 кг;

Тяга ступени - 208 кН; Время работы - 169 с; Диаметр баллистической ракеты - 1,97 м;

Длина баллистической ракеты - 19,7 м; Топливо - Азотная кислота + Керосин;

Содержание пояснительной записки (перечень подлежащих разработке разделов):

Введение.

1. Проектирование двигательной установки второй ступени (Выбор основных параметров проектируемого двигателя, тепловой расчет камеры сгорания, расчет центробежного насоса окислителя, расчет газовой турбины, расчет охлаждения двигателя, описание проектируемой двигательной установки).

2. Расчет элементов конструкции второй ступени (выбор конструктивно силовой схемы хвостового отсека по условию минимальной массы, расчет фермы полезной нагрузки, компенсация отверстий в баке окислителя).

3. Технологическая часть.

4. Экономическая часть.

5. Раздел безопасность жизнедеятельности.

Перечень графического материала (с указанием обязательных чертежей):

Общий вид второй ступени- 3 л.

ЖРД- 2 л.

Насос окислителя- 1 л.

Турбина- 1 л.

Технологический часть- 1 л.

Схемы, графики- 1-2 л.

Консультанты по дипломному проекту:

1. Технологическая часть – ст. преподаватель

2. Экономическая часть –

3. Раздел охраны труда –

Дата выдачи задания « ___ » ______ 2007 г.

Руководитель ______________.(подпись)

Задание принял к исполнению студент ________________ (подпись)

Задание консультантов по дипломному проектированию:

Технологическая часть дипломного проекта

Технологический процесс сборки фермы полезной нагрузки

Ст. преподаватель кафедры

«Авиа – и ракетостроение» __________________ (подпись, дата)

Экономическая часть дипломного проекта

Расчёт затрат на разработку инженерного проекта.

Ст. преподаватель кафедры «Экономика и организация труда» ____________________ (подпись, дата)

Раздел охраны труда

1. Охрана труда.

2. Защита в чрезвычайных ситуациях.

Ассистент кафедры

«Безопасность жизнедеятельности» ____________________ ( )

Аннотация

В качестве выпускной квалификационной работы был разработан жидкостный ракетный двигатель второй ступени баллистической ракеты, а также рассчитаны отдельные элементы конструкции второй ступени. Проект состоит из пяти разделов: проектирование ЖРД, проектирование элементов конструкции второй ступени, технологического, экономического и раздела охраны труда.

В разделе проектирования ЖРД выполнены следующие задачи: произведен выбор основных параметров проектируемого двигателя, тепловой расчет представленный в виде окончательных результатов, расчет насоса окислителя и газовой турбины, расчет геометрии и прочности охлаждающего тракта, расчет охлаждения двигателя. Расчет элементов конструкции второй ступени.

В технологическом разделе проекта был разработан технологический процесс сборки фермы полезной нагрузки, содержащий сведения о последовательности проводимых операций во время сборки. Спроектировано приспособления для сборки – сварки фермы.

Экономический раздел содержит расчеты затрат на разработку данного проекта: заработная плата проектировщика, амортизация помещения, оборудования, программного обеспечения и т.д.

В разделе охраны труда отражены основные моменты безопасности и экологичности проекта. Рассмотрены факторы окружающей среды, влияющие на проектировщика, а также меры по устранению действия вредных факторов. Произведен расчет искусственного освещения рабочего места. Рассмотрены способы оценки и повышения устойчивости экономических систем.

Общий объём проекта содержит в себе: 117 листов пояснительной записки, оформленной на формате А4 (плюс Приложения), содержащих в себе 38 таблиц и 33 рисунка; 10 листов графического материала, включающих в себя сборочные чертежи проектируемого двигателя, общий вид второй ступени, чертежи насоса и турбины, а также график изменения тепловых потоков и распределения температур по длине КС.

В конечном итоге, после проведённых расчётов были получены следующие технические характеристики ЖРД:

Число камер сгорания1

Время работы169 с

Тяга двигателя в пустоте208 кН

Удельный импульс в пустоте2817 м/с

Окислитель Азотная кислота

Горючее Керосин

Весовое соотношение компонентов топлива

Длина двигателя1,508 м

Давление в камере сгорания6 МПа

Давление на срезе сопла0,02 МПа

Геометрическая степень расширения сопла26,24

Суммарная мощность ТНА

Частота вращения турбины11600 об/мин

Частота вращения насоса горючего11600 об/мин

Частота вращения насоса окислителя11600 об/мин

Abstract

As exhaust skilled work was designed project liquid missile engine second step ballistic rocket, as well as is calculated separate elements to designs second step. The Project consists of five sections: designing LME, designing element to designs second step, technological, economic and labor guard section.

In section of the designing LME are executed following problems: is made choice main parameter designed engine, heat calculation presented in the manner of final result, calculation of the pump окислителя and gas turbine, calculation to geometries and toughness cooling tract, calculation of the cooling the engine.

The technological process of the assembly of the farm of the service load was designed In technological section of the project, containing information about the sequences conducted operation during assembly. The Designed adjustment for assembly of the welding of the farm.

The Economic section contains the calculations of the expenses on development given project: salary of the designer, amortizations of the premises, equipment, software and etc.

In section labor guard reflected main moments to safety and ecological capacities of the project. The Considered factors surrounding ambiences, influencing upon designer, as well as measures on eliminating the action bad factor. Calculation made of the artificial illumination worker place. The Considered ways of the estimation and increasing to stability of the economic systems.

The General volume of the project contains in itself: 116 sheets of the explanatory note, executed on format A4 (the plus of Exhibit), containing in itself 38 tables and 33 drawings; 10 sheets of the graphic material, comprising of itself assembly drawings of the designed engine, the general type second step, drawings of the pump and turbines, as well as graphs heat flow and sharing the temperature on length CC.

Finally, after called on calculation were received following technical features LME:

Number of the cameras of combustion 1

Time of the work 169 sec.

Pulling of the engine in emptiness 208 kN

Specific pulse in emptiness 2817 м/с

Oxygen Nitric acid

Combustible Kerosene

Сcorrelation component fuel 4,75

Length engine 1,508 m

Pressure in camera of combustion 6 MPa

Pressure on cut sniffled 0,02 MPa

Geometric degree of the expansion sniffled 26,24

Total powers

Frequency of the rotation of the turbine 11600 turn/min

Frequency rotations of the pump combustible 11600 turn/min

Frequency rotations of the pump oxygen11600 turn/min

Введение

Жидкостным ракетным двигателем называют реактивный двигатель использующий для своей работы энергию и массу, запасенные на борту аппарата. Основными, характерными особенностями ракетных двигателей являются:

- автономность от окружающей среды, т. е. ЖРД способен работать без использования окружающей среды, но, тем не менее, выходные параметры зависят от окружающего давления (противодавления).

- независимость тяги от скорости движения аппарата, так как тяга создается в нем за счет расхода запасов рабочего тела и энергии, имеющихся на этом аппарате.

- высокая концентрация подводимой энергии на единицу массы рабочего тела и, как следствие, большая энергонапряженность рабочего процесса и малая удельная масса двигателя, приходящаяся на единицу развиваемой тяги.

На сегодняшний день ЖРД, использующие химическую энергию топлива, являются единственными двигателями способными выводить полезные грузы на околоземную орбиту и за ее пределы.

В данном дипломном проекте произведен расчет ЖРД с заданными техническими характеристиками, используемого на второй ступени баллистической ракеты, с применением упрощенных методик. Во время выполнения дипломного проекта необходимо провести различные расчеты для определения основных конструктивных параметров проектируемого ЖРД, обеспечивающие надежную работу на всех рабочих режимах по заданным проектным параметрам. Произвести прочностные расчеты элементов конструкции самой ракеты.

1. Выбор основных параметров проектируемого ЖРД

1.1 Выбор схемы двигателя и системы подачи топлива

По типу агрегата, создающего давление подачи, различают газовытеснительную и турбонасосную подачу топлива.

Отличительной особенностью вытеснительной системы подачи топлива является то, что баки с компонентами топлива находятся под большим давлением, значительно превышающим давление в КС. По этой причине топливные баки приходится делать толстостенными и, как следствие, большой массы.

Применение вытеснительной системы подачи топлива целесообразно при давлениях в КС не больше . Газовытеснительные системы подачи топлива находят в основном применение в двигателях небольшой тяги, рассчитанных на малое время _еботы, с малым удельным импульсом тяги.

При насосной системе подачи топлива нет необходимости поддерживать в баках высокое давление. Небольшое давление воздушной подушки в баках , создаётся для обеспечения бескавитационной работы насосов. Насосная система подачи топлива значительно сложнее вытеснительной, но для двигателей средних и больших тяг она предпочтительнее, т. к. вес всей системы питания ЖРД, включая баки с топливом, будет меньше.

Системы питания ЖРД с насосной подачей топлива бывают:

- с автономной (независимой) турбиной (схема “без дожигания”);

- с предкамерной турбиной (схема “с дожиганием”).

Системы ЖРД с автономной турбиной применяются для маршевых двигателей средней тяги (максимальное значение давления в КС ). Следует учитывать то, что автономные турбины являются высокоперепадными и малорасходными, а также то, что они снижают удельный импульс тяги двигателя на 2-6 % из-за выброса “мятого” газа за борт ракеты.

Системы ЖРД с предкамерной турбиной используются в двигателях большой тяги с высоким давлением в КС . Предкамерные турбины являются высокорасходными и низкоперепадными. Двигатели данной схемы более экономичны, так как в них исключаются потери удельного импульса тяги из-за расходования топлива на питание турбин.

Так как проектируемый двигатель является двигателем средней тяги с давлением в КС , то выбираем насосную систему подачи топлива без дожигания генераторного газа (рис. 1).

Рис.1.1 Схема ЖРД с автономной турбиной: 1- насос горючего, 2- насос окислителя, 3- камера сгорания, 4-газогенератор, 5-турбина, 6-выхлопной патрубок.

1.2 Выбор давления в камере сгорания и на срезе сопла

Величина давления в камере сгорания влияет на удельный импульс, габариты и массу ДУ. Увеличение давления в КС ведет к росту удельного импульса двигателя, уменьшению линейных размеров КС и соответственно, к уменьшению массы двигателя.

Уменьшение площади критического сечения ведет к уменьшению расхода топлива. Но для подачи топлива в КС насосы должны создавать большие давления подачи, что требует повышения мощности турбины и расхода топлива на нее.

Уменьшение размеров КС вызывает трудности с размещением форсунок на форсуночной головке, а также может вызвать проблему охлаждения двигателя, так как растет теплонапряженность.

Выбирая давление в камере сгорания, необходимо учитывать, что выигрыш в увеличении удельного импульса, уменьшения габаритов и массы ДУ может быть потерян из-за увеличения расхода топлива на турбину и увеличения массы ТНА. В зависимости от схемы ЖРД и системы подачи топлива, существуют рекомендации на величину давления в камере сгорания:

- Для вытеснительной системы подачи топлива .

- Для насосной системы подачи топлива без дожигания генераторного газа (с автономной турбиной) .

- Для насосной системы подачи топлива с дожиганием генераторного газа с предкамерной турбиной работающей по схеме «газ-жидкость» .

- Для насосной системы подачи топлива с дожиганием генераторного газа с предкамерной турбиной работающей по схеме «газ-газ» .

Для проектируемого двигателя работающего без дожигания генераторного газа принимаем давление в камере .

Величина давления на срезе сопла, как и величина давления в камере сгорания, влияет на удельный импульс, габариты и массу ДУ.

При малых значениях давления на срезе сопла увеличивается величина удельного импульса. Но при этом размеры закритической части сопла увеличиваются, что приводит к росту массы ЖРД, а также к увеличению габаритов сопловой части двигателя.

Выбираем давление на срезе сопла минимальным при условии, что прирост удельного импульса компенсирует потери появившиеся за счет увеличения массы двигателя, а его габариты не окажут трудностей при компоновке.

В зависимости от назначения ДУ существуют рекомендации по выбору оптимального давления на срезе сопла:

- для первой ступени давление на срезе сопла принимают .

- на второй ступени давление на срезе сопла принимают .

Для проектируемого двигателя выбираем давление на срезе сопла равным .

1.3 Выбор количества камер сгорания двигательной установки

В зависимости от числа камер сгорания ДУ бывают:

- однокамерные – могут иметь один или два турбонасосных агрегата (ТНА);

- многокамерные – имеют один или два общих ТНА на все камеры ДУ;

- блочные – состоят из нескольких автономных независимых двигателей, объединённых общей рамой и общей системой управления.

При одной и той же тяге однокамерный двигатель большей тяги требует большего времени на доводку, чем многокамерная связка двигателей. При этом также повышается вероятность возникновения высокочастотных колебаний. Кроме того, связка двигателей имеет меньшие габаритные размеры по высоте и лучше заполняет объём двигательного отсека. Масса связки сопоставима с массой однокамерного двигателя. Но увеличение числа камер приводит к увеличению количества различных агрегатов, обеспечивающих работу двигателя, что снижает надёжность установки, также существенно усложняется система подачи топлива из-за разветвленной системы трубопроводов.

При выборе схемы двигательной установки мы будем руководствоваться значением тяги проектируемого двигателя. По существующим рекомендациям одна камера двигательной установки должна создавать тягу в интервале от 200 до 300 кН. Проектируемый двигатель имеет тягу равную 208кН, следовательно, выбираем число камер двигательной установки Z=1.

1.4 Управление вектором тяги

Для того, чтобы обеспечить заданную траекторию полёта ракеты, необходимо создать требуемые по величине и направлению управляющие силы и моменты.

Основными способами управления вектором тяги для ЖРД имеющих одну камеру сгорания являются следующие:

1) Основная камера неподвижна, управляющее усилия создаются четырьмя поворотными двигателями (рис.2а) или поворотными соплами, установленными в шарнирных подвесах. В случае использования рулевых двигателей возможно применять для них собственный ТНА, в этом случае возможен раздельный запуск основного и управляющих двигателей. К недостаткам можно отнести худшие массовые характеристики.

2) Основная камера неподвижна, вместо четырех камер используется две камеры (рис. 2б). В этом случае камеры качаются в двух плоскостях (камеры устанавливаются в карданном подвесе). Достоинством данной схемы является то, что сохраняется возможность управления при отказе одного из рулевых двигателей.

3)Основной двигатель расположен в карданном подвесе, следовательно камера качается в двух плоскостях создавая управляющие моменты по рысканью и тангажу. Для управления по крену применяются два качающихся в одной плоскости сопла (рис. 2в).

4) Основной двигатель расположен в карданном подвесе. Для управления по крену применяются управляющие сопла работающие на генераторном газе или двигатели ориентации (рис.2г).

Рис. 1.2 Способы управления вектором тяги

Из представленных вариантов управления вектором тяги на мой взгляд наиболее удобно осуществлять вторым из представленных способов т. к. данная схема обладает большими по сравнению с другими схемами достоинствами.

1.5 Регулирование тяги двигательной установки по величине

Регулирование тяги ЖРД необходимо как для сохранения постоянства тяги при изменении условий работы двигательной установки, так и для изменения тяги с целью обеспечения заданного режима полёта ракеты.

Существуют следующие способы регулирования тяги:

1. Изменение отношения . Однако практически выполнить конструкцию, позволяющую изменять , сложно.

2. Изменение площади критического сечения :

а) размещение в критическом сечении профилированной иглы (рис. 3). При этом обеспечивается возможность большого диапазона изменения тяги. Главный недостаток этого способа – значительное усложнение конструкции, в первую очередь, из-за трудности охлаждения подвижной иглы.

б) впрыском рабочего тела выше по потоку (метод вихревого клапана).

Рис. 1.3. Схема изменения профилированной иглой: 1 – игла, 2 – уплотнение иглы

Данные способы регулирования тяги сложны, и ведут к изменению рабочих параметров КС (рост давления, уменьшение перепада давления на форсунках и т.д.) поэтому практически не применяются.

3. Изменение давления в КС путём изменения расхода компонентов (табл. 1.1). Это наиболее распространённый способ, который даёт возможность регулировать тягу в широком диапазоне изменений в 3 – 5 раз.

Таблица №1.1

Способы регулирования тяги путём изменения давления в камере сгорания

Принимая во внимание достоинства и недостатки указанных способов, а также учитывая схему ЖРД, для регулирования тяги ДУ по величине будем изменять число оборотов ТНА за счёт варьирования расхода рабочего тела на турбину при постоянной температуре

Схема крепления ЖРД на ракете

Для того, чтобы передать силу тяги ДУ на корпус ракеты используют различные конструктивные схемы крепления двигателя (рис. 4).

Рис. 1.4 Некоторые конструктивные схемы крепления двигателя: а, в – поворотные двигатели; б – крепление с помощью конической оболочки; г – крепление кронштейнами; д – крепление в виде фермы.

Передачу силы тяги от ДУ на корпус ракеты будем осуществлять с помощью конической оболочки, которой является нижнее днище бака горючего. Все остальные агрегаты будут крепится к камере сгорания.

1.6 Размещение ТНА на ДУ

При размещении ТНА, помимо компактности, с целью уменьшения габаритов и массы всей установки, необходимо по возможности обеспечить наиболее прямой путь топлива от баков к насосам (для уменьшения потерь давления), удобный подвод рабочего тела к турбине и отвод газов от неё. Кроме того, следует учитывать возникновение при работе ТНА крутящего момента, сообщаемого ракете, что может потребовать дополнительной компенсации.

Так как проектируемый двигатель имеет одну камеру сгорания, то в хвостовой части УБР остается достаточно пространства для размещения ТНА сбоку от камеры сгорания на самой камере.

На рис. 6 приведены возможные схемы совместной компоновки ТНА и камеры двигателя.

Рис. 1.5. Схемы размещения ТНА относительно камеры двигателя

1.7 Система зажигания

Воспламенение компонентов, поступающих в КС – ответственный момент пуска двигателя. Система зажигания должна гарантированно обеспечить воспламенение топлива во время выхода на рабочий режим.

В зависимости от используемого топлива, типа двигателя и условий эксплуатации зажигание бывает (для несамовоспламеняющихся топлив):

- химическое;

- пиротехническое;

- электроискровое.

Химическое зажигание происходит за счёт самовоспламенения пускового горючего с окислителем, используемым в двигателе, после чего в КС подаются основные компоненты топлива. Схемы исполнения этого метода достаточно надёжны и отработаны, _ей_я_твют осуществлять многократный запуск в полёте.

Пиротехническое зажигание осуществляется с помощью пирозапального устройства (ПЗУ). Мощный факел из продуктов пиротехнического заряда воспламеняет смесь основных компонентов, поступающих через форсуночную головку. Пиротехническое зажигание надёжно, отличается простотой. Электрическая мощность, необходимая для срабатывания пиропатронов, невелика. Но такая система зажигания требует повышенной предосторожности во избежании случайного срабатывания при регламентных проверках заправленной ракеты. Главный недостаток – однократность запуска.

Электроискровое зажигание производится с помощью пусковой электрической свечи. Схема используется преимущественно при запуске кислородно – водородных двигателей. Данный способ допускает многократное включение, может быть использован после длительного хранения двигателя, достаточно прост и безопасен.

С учётом приведённых характеристик различных способов зажигания, остановим свой выбор на химическом зажигании с использованием пускового топлива.

1.8 Характеристика топлива

В современном ракетостроении наиболее широкое применение получили двухкомпонентные жидкие ракетные топлива, состоящие из двух раздельно хранящихся компонентов: окислителя и горючего. Такие топлива наиболее опробованы на практике, а, следовательно, относительно безопасны в эксплуатации; дают возможность широкого выбора компонентов, что позволяет получать высокие значения удельного импульса тяги.

Требования к компонентам жидких ракетных топлив в значительной мере определяются назначением летательного аппарата (ЛА). В зависимости от его назначения различны требования к характеристикам топлива.

Представленное в дипломном проекте топливо “АК + керосин” является:

- азотнокислым;

- высококипящим;

- токсичным;

- стабильным;

- коррозионноактивным.

Большое преимущество данного топлива в том, что оно не дефицитно для отечественных ресурсов, обеспечивает безопасность при эксплуатации, имеет низкую стоимость и возможность утилизации в народном хозяйстве.

Энергетическая характеристика топлива представлена в табл. 1.2.

Физико-химические характеристики окислителя и горючего приведены в табл. 1.3.

Таблица №1.2

Энергетическая характеристика топлива

Таблица №1.3

Физико-химические характеристики окислителя и горючего

Выбор прототипа проектируемого двигателя

Выбор прототипа проектируемого двигателя будем проводить, руководствуясь следующими требованиями:

- минимальная разность тяг прототипа и проектируемого двигателя;

- по назначению двигателя.

Таблица №1.4

Характеристика двигателя – прототипа

2. Тепловой расчет камеры сгорания

Цель расчета: Расчет проводят с целью определения размеров сопла, удельного импульса тяги и расхода топлива.

Исходные данные для расчета:

Топливо АК + Керосин

Тяга двигателя

Удельный импульс в пустоте

Давление в КС

Давление на срезе сопла

Коэффициент избытка окислителя

- в ядре

- в пристеночном слое

- среднее по КС

Относительный расход топлива

- в ядре

- в пристеночном слое

Весовое соотношение компонентов топлива

- в ядре

- в пристеночном слое

- среднее по КС

Угол раствора на срезе сопла

Тепловой расчет двигателя проводился с использованием таблиц справочника Глушко для данной топливной пары.

Результаты расчета:

Действительное значение удельного импульса тяги в пустоте:

.

Массовый секундный расход топлива:

;

массовый секундный расход горючего:

.

массовый секундный расход окислителя:

.

Рис. 1.6 Расчетная схема определения продольных размеров двигателя.

Диаметр цилиндрической части камеры сгорания:

.

Диаметр критического сечения:

.

Диаметр среза сопла:

.

Длина форсуночной головки:

.

Длина цилиндрической части камеры сгорания:

.

Длина входа в сопло:

.

Длина раструба сопла:

.

Длина сопла:

.

Длина двигателя:

.

Рис.1.7 Профиль сверхзвуковой части сопла построенной графическим методом

Радиус горловины сопла:

.

Угол раскрытия сопла:

.

3. Расчет центробежного насоса окислителя

Цель расчета: Целью данного расчета является определение основных параметров центробежного насоса окислителя второй ступени УБР, к которым относятся: частота вращения вала насоса, геометрические характеристики основных элементов насоса (подвода, центробежного колеса, отвода), а также определение формы колеса в меридиональном сечении, профиля лопаток, размеров улитки, мощности и КПД насоса.

Исходные данные:

Рабочее тело насоса Азотная кислота

Массовый секундный расход окислителя

Максимальная температура окислителя

Плотность окислителя

Давление насыщенных паров окислителя при

Кинематическая вязкость

Объемный расход компонента через насос

Определение основных расчетных характеристик насоса

Минимальное давление на входе в насос :

,

где - давление наддува в топливном баке;

- давление столба жидкости;

- гидравлические сопротивления магистрали, подводящей к насосу жидкость;

- скорость потока жидкости на входе. Принимаем ;

- плотность окислителя;

- высота столба жидкости от зеркала жидкости в баке до входа в насос;

- коэффициент осевой перегрузки.

Полное давление подачи компонента :

;

где - давление в камере сгорания;

- перепад давления на форсунках;

- сопротивление топливной магистрали от выхода из насоса до ФГ;

Коэффициент быстроходности:

;

где

– напор насоса.

- частота вращения насоса.

где - число оборотов вала насоса.

Коэффициент лежит в диапазоне от 40 до 80, следовательно, колесо является тихоходным.

Объемный КПД определяем по формуле:

.

Приведенный диаметр (эквивалентный диаметр входа):

,

где - безразмерный коэффициент. Принимаем .

Расчетный гидравлический КПД:

.

Механический КПД насоса принимаем: .

Полный КПД насоса:

.

Мощность, затрачиваемая на привод насоса:

.

Крутящий момент на валу насоса:

.

Диаметр вала насоса:

,

где - допускаемое напряжение материала вала насоса на кручение.

материал вала – легированная сталь с .

Диаметр втулки выбирается в диапазоне . Принимаем:

.

Действительный, объемный расход жидкости через колесо:

.

3.1 Размеры и параметры входа на колесо

Диаметр входа на колесо:

.

Скорость движения жидкости на входе в насос:

.

Выбираем колесо с наклонной формой лопатки:

Определяем ширину входа на колесо

.

где = ;

- скорость потока жидкости при входе на лопатку рабочего колеса;

- относительное уменьшение ширины проточной части колеса.

Окружная скорость колеса на расчетном диаметре:

.

Угол входа жидкости на лопатки без учета стеснения потока лопатками:

.

Величина дополнительного угла атаки:

Угол наклона лопатки на входе в рабочее колесо:

.

Принимаем .

Задаемся толщиной лопатки на входе: .

Предварительно выбираем число лопаток: .

Коэффициент стеснения потока на входе в колесо:

;

Действительная скорость потока жидкости при входе на лопатку:

.

Действительный угол атаки при условии :

.

где - меридиональная скорость, с которой жидкость поступает на лопатки.

Действительная разность (действительный угол атаки):

.

Величина находится в рекомендованных пределах .

3.2 Расчет основных размеров выхода из колеса

Окружная скорость на выходе из колеса:

;

где - коэффициент, определяемый конструкцией насоса. Принимаем =0,5.

Условие прочности колеса выполняется.

Наружный диаметр колеса:

.

Задаемся углом выхода потока колеса (угол лопатки) из диапазона .

Принимаем .

Проверяем выбранное число лопаток:

;

Принятое число лопаток считаем допустимым.

Коэффициент стеснения потока на выходе из колеса:

,

где - толщина лопатки на выходе. Принимаем = =0,003.

Необходимая ширина колеса на выходе при :

;

принимаем (ширина проточной части - условие технологического минимума выполняется).

3.3 Уточнение параметров выхода из колеса

Действительная меридиональная скорость на выходе колеса:

.

Теоретический напор насоса при конечном числе лопаток:

.

Теоретический напор бесконечном числе лопаток:

,

где р – поправочный коэффициент, учитывающий снижение напора за счет конечного числа лопаток:

.

- коэффициент, учитывающий качество обработки колеса и величину выходного угла лопатки

.

Окружная скорость на выходе из колеса (уточненная формула):

.

Уточненный диаметр на выходе колеса:

.

Сравниваем диаметры колеса и :

.

полученный результат считаем удовлетворительным. Принимаем .

Уточняем ширину колеса:

.

Ширина колеса не изменилась.

3.4 Расчет центробежного насоса на кавитацию

Условие работы центробежного насоса без кавитационного срыва:

;

где - давление срыва на входе в насос;

- коэффициент, определяющий кавитационные качества насоса:

где

.

Проверяем выполнение условия:

;

- условие работы без кавитационного срыва выполняется.

3.5 Профилирование колеса в меридиональном сечении

Для определения формы меридионального сечения, строим линейный график изменения меридиональной скорости и коэффициента стеснения в зависимости от радиуса колеса насоса и находим их значения для каждой расчетного сечения. По полученным значениям , , находим ширину колеса в каждом расчетном сечении по формуле

.

Рис.1.8 График изменения скорости в меридиональном сечении.

Таблица №1.5

Характеристики расчетных сечений

Далее строим плавную кривую – среднюю линию меридионального сечения. На расстоянии от оси колеса насоса строим окружности радиусом с центром на средней линии меридионального сечения. К построенным окружностям строим две касательные, которые образуют контур меридионального сечения колеса насоса окислителя.

3.6 Профилирование лопаток колеса

Для построения профиля лопатки строим линейный график изменения угла наклона лопатки в зависимости от изменения радиуса колеса насоса. Находим величину угла наклона лопатки для каждого расчетного сечения.

Таблица №1.6

Угол наклона лопатки в расчетном сечении

Рис.1.9 График изменения угла наклона лопатки.

На чертеже, в плане, на окружности радиусом , выбираем начальную точку построения ; из нее проводим луч, составляющий с касательной к данной окружности угол , и продолжаем его до пересечения со вспомогательной окружностью радиусом (точка ). Из точки проводим другой луч под углом до пересечения с окружностью (точка ).

3.7 Подвод насоса

Так как ТНА размещается сбоку от камеры сгорания и ось вала параллельна оси двигателя, будем использовать осевой подвод. Данный подвод обладает целым рядом преимуществ: наиболее прост в изготовлении, обладает наименьшим гидравлическим сопротивлением.

3.8 Профилирование улитки насоса

Рис. 1.10 Расчетная схема спирального отвода

Принимаем вид сечения улитки в виде прямоугольника с фиксированной шириной и, изменяемой в зависимости от угла, высотой . Построим ряд подобных по гидравлической форме сечений, для каждого сечения найдем площадь , размеры стороны , радиус центра тяжести сечения , и радиус (наиболее удаленной точки сечения от оси вращения колеса).

Принимаем ширину спирального отвода

Таблица №1.7

Характеристики спирального отвода по сечениям

По полученным значениям строим графики функций , .

Рис.1.11 График зависимости , от угла .

С помощью данных графиков можно получить необходимые размеры улитки в любом ее сечении и выполнить построение улитки.

В спроектированной улитке получились весьма большие скорости, что может вызвать ухудшение гидравлического КПД за счет высоких гидравлических потерь. Для уменьшения этих потерь целесообразно применять лопаточный диффузор.

3.9 Профилирование выходного патрубка улитки

Скорость движения окислителя в трубопроводах ЖРД:

, принимаем .

Площадь выходного сечения патрубка выполненного в виде круга:

.

Диаметр выходного сечения патрубка:

;

принимаем .

Находим длину конического выходного патрубка. Принимаем угол , , получаем:

.

4. Расчёт газовой турбины

Цель расчета: Определение потребного расхода газа через турбину, параметров газового потока в осевом зазоре между сопловым аппаратом и колесом турбины, спрофилировать сверхзвуковые лопатки рабочего колеса турбины. Определить размер соплового аппарата состоящего из конических сопел, работу, мощность и КПД турбины. Произвести расчет на прочность лопаток рабочего колеса турбины.

Исходные данные:

Мощность насоса окислителя

Мощность насоса горючего

Угловая скорость вращения вала турбины

Наружный диаметр колеса насоса горючего

Топливо газогенератора АК + Керосин

Давление в камере сгорания ЖРД

Стехиометрическое соотношение КТ

Коэффициент избытка окислителя

Материал лопаток турбины ЭИ – 598.

Плотность материала лопаток .

4.1 Параметры рабочего тела турбины

В качестве рабочего тела турбины выбираем генераторный газ восстановительного типа. Принимаем температуру генераторного газа . Энергетические характеристики генераторного газа при данной температуре:

- газовая постоянная;

- показатель адиабаты.

Определение основных расчетных характеристик

Давление на входе в турбину:

.

где

,

, .

.

Двигатель второй ступени УБР, как правило, осуществляет работу при низком давлении окружающей среды или в безвоздушном пространстве. Следовательно, давление окружающей среды достаточно мало. Принимаем давление за бортом УБР равным .

Исходя из этого, находим:

;

где

, .

Перепад давлений на турбине:

.

Перепад давлений для существующих турбин лежит в пределе от 20 до 50. Полученный перепад давлений на турбине лежит в данном диапазоне.

Средний диаметр колеса турбины:

.

Окружная скорость:

.

Проектируемая турбина может быть одноступенчатой так как .

Адиабатная работа турбины:

.

где

.

Адиабатная скорость газового потока:

.

Отношение скоростей:

.

Задаёмся минимальным осевым и радиальным зазорами между колесом и корпусом турбины из условия . Принимаем .

Определяем относительный минимальный зазор:

.

Определяем коэффициент быстроходности турбины:

где ряд значений адиабатного расхода газа на входе в рабочее колесо турбины.

,

где - массовый секундный расход турбинного газа (варьируемый параметр);

.

.

где

.

- критическая скорость звука на входе в турбину:

.

Внутренняя (располагаемая) мощность турбины:

;

где - КПД турбины. Принимаем .

Задаёмся начальным значением и, с шагом , для каждого из значений определяем адиабатный расход газа на входе в рабочее колесо, коэффициент быстроходности, внутреннюю (располагаемую) мощность турбины результат занесем в таблицу 1.8.

Таблица №1.8

Результаты расчета

Потребная мощность турбины:

.

По таблице 1.8 выбираем значение , при котором наиболее совпадает с потребной мощностью . Принимаем .

Погрешность выбранной мощности:

.

Удельная работа турбины:

.

Коэффициент работы турбины:

.

Параметры газового потока в осевом зазоре между сопловым аппаратом и колесом турбины.

Принимаем угол установки сопел . Скоростной коэффициент соплового аппарата .

Скорость на выходе из соплового аппарата:

.

Приведенная скорость:

.

Коэффициент полного давления:

.

Полное давление в осевом зазоре:

.

Статистическая температура в зазоре:

.

Плотность газа в зазоре:

.

Скорость звука в осевом зазоре:

.

Число Маха:

- турбина сверхзвуковая.

Угол потока на выходе из соплового аппарата:

,

где , при .

Угол потока на входе в колесо в относительном движении:

.

Относительная скорость на входе в колесо:

.

Температура торможения в относительном движении:

.

Критическая скорость:

.

Приведенная скорость на входе в колесо:

.

Число Маха в относительном движении:

Полное давление в относительном движении:

.

4.2 Профилирование сверхзвуковых лопаток рабочего колеса турбины

Ширина лопаточной решетки:

,

где - относительная ширина решетки.

Относительный шаг решетки:

.

Высота лопатки колеса турбины на входе лопаточной решетки:

,

где - относительная высота лопатки (выбирается из условия ).

Высота лопатки колеса турбины на выходе лопаточной решетки:

.

Таким образом

- лопатка выбрана с постоянным профилем.

Проверка:

Высота лопатки по отношению к ширине колеса турбины:

- необходимое условие выполняется.

Высота лопатки по отношению к диаметру колеса турбины:

- необходимое условие выполняется.

Выбираем углы входа и выхода лопатки рабочего колеса:

, .

Рис.1.12 Зависимость коэффициента от .

По графику (рис.11) выбираем скоростной коэффициент потерь на лопатках колеса в зависимости от числа . При , .

Относительная скорость потока на выходе:

.

Действительная скорость газа на выходе из колеса:

.

Приведенная скорость:

.

Действительная приведенная скорость:

.

Температура торможения в относительном движении на выходе для активной осевой турбины:

.

Полная температура торможения потока на выходе колеса:

.

Угол потока на выходе из колеса в относительном движении:

.

Угол потока на выходе из рабочего колеса :

.

Абсолютная скорость потока:

.

Оптимальный шаг лопаток рабочего колеса:

.

Число лопаток:

.

Принимаем , тогда шаг лопаток .

Профилирование лопаток рабочего колеса:

Рис.1.13 Профилирование лопатки.

Радиус вогнутой стороны лопатки:

.

Принимаем толщину лопатки:

, .

Ширина канала:

.

где

.

Определение размеров соплового аппарата состоящего из конических сопел.

Высота соплового аппарата:

.

где , .

Суммарное минимальное сечение сопел соплового аппарата:

.

Рис.1.14 Развертка соплового аппарата.

Степень уширения сопла:

;

где , . Принимаем .

Площадь сопел в конце конической части:

.

Площадь выхода из сопел:

.

Степень парциальности турбины:

.

Количество сопел:

.

Принимаем: .

Большая ось сечения эллипса сечения сопел на выходе:

.

Шаг сопел:

.

Минимальный диаметр сопла:

.

Диаметр сопла в конце конической части:

.

Длина сопла:

.

где .

Определение работы, мощности и КПД турбины

Определяем окружной КПД:

Окружная работа:

.

Выбираем коэффициент расхода утечек через зазор. По рекомендации , принимаем .

Расход утечек через турбину:

.

Расход газа через решетку колеса:

.

Расходный КПД:

.

Окружная мощность:

.

Мощность дискового трения:

.

где

- коэффициент дискового трения.

Значением числа Рейнольдса задаемся на основании рекомендаций.

Мощность потерь связанных с парциальным впуском газа на турбинное колесо:

Эффективная мощность турбины:

.

Эффективная работа турбинного газа:

.

Полученное значение лежит в диапазоне , что отвечает данным статистики.

Коэффициент работы:

.

Полученное значение удовлетворяет данным статистики.

Эффективный КПД турбины:

,

где

.

5. Расчет охлаждения КС

Организация охлаждения камер является одной из важнейших задач проектирования ЖРД и по сравнению с другими типами тепловых машин значительно усложняется особенностями процесса теплообмена в ЖРД.

Первая особенность состоит в том, что процесс в КС протекает при высоких температурах (3000…4000К) и давлениях (до 25 Мпа и более). Поскольку продукты сгорания движутся по КС с очень большой скоростью, резко возрастают коэффициент конвективной теплоотдачи от горячих продуктов сгорания в стенки КС.

Второй особенностью теплообмена в ЖРД является высокий уровень лучистого теплового потока достигающего 20 – 40% общего теплового потока направленного в стенку КС.

Третья особенность теплообмена в ЖРД состоит в том, что вследствие мощных суммарных конвективных и лучистых тепловых потоков в стенку камеры температура может достигать недопустимо высоких величин. Поэтому для ЖРД следует применять жаропрочные материалы, обладающие возможно большей теплопроводностью.

Четвертая особенность теплообмена вытекает из условия применения ЖРД как ДУ ЛА (ракеты, спутника, самолета). Поэтому использовать для охлаждения КС специальную жидкость в большинстве случаев нерационально. Обычно ЖРД охлаждают каким-либо из компонентов топлива, пропуская его до подачи в КС ЖРД через полость охлаждения. Такой принцип охлаждения усложняет конструкцию камеры и выдвигает дополнительные требования к применяемым компонентам топлива.

Температуру стенок КС можно поддерживать в допустимых пределах с помощью одного из следующих способов:

- наружного (или регенеративного) охлаждения.

- внутреннего охлаждения.

- смешанного охлаждения.

- радиационного охлаждения.

- абляционного охлаждения.

- защита внутренних стенок термостойкими покрытиями.

- емкостного охлаждения.

- транспирационного охлаждения.

На процесс теплообмена в КС также оказывает влияние форма и размеры охлаждающего тракта. В оребренном охлаждающем тракте теплообмен увеличивается за счет увеличения поверхности охлаждения и возможности выполнения более тонкой огневой стенки. Помимо улучшения теплообмена применение оребрения увеличивает прочность и жесткость камеры.

Для расчета эффективности системы охлаждения ЖРД необходимо определить конструкцию и основные размеры охлаждающего тракта, выбрать способ охлаждения.

Для проектируемого двигателя, в качестве основного, принимаем наружное охлаждение с помощью одного из компонентов топлива. Данный способ организации охлаждения получил название проточного.

Охлаждающий тракт с продольными ребрами, выполненными фрезерованием. Данный выбор обусловлен тем, что КС охлаждается небольшим количеством охладителя т. е. предъявляются высокие требования к точности изготовления охлаждающего тракта.

Достоинствами КС с фрезерованными пазами являются:

-высокая (по сравнению с КС имеющих гофрированные проставки) прочность.

-качество тракта охлаждения. Пазы любой конфигурации получают механической обработкой, т. е. наиболее точным способом (особенно на станках с программным управлением).

К недостаткам конструкции данного типа относятся большая масса и значительная трудоемкость изготовления.

5.1 Расчет максимального шага оребрения КС

Максимальный шаг ребер рассчитывается для закритической части сопла в режиме гидроопрессовки.

Исходные данные:

Толщина внутренней стенки: .

Материал огневой стенки:12Х18Н10Т

Предел прочности материала огневой стенки (при ): .

Давление в КС: .

Материал припоя:ПЖК-1000

Предел прочности материала припоя:

Рабочее давление в межрубашечном зазоре:

где - гидравлические потери в охлаждающем тракте.

- перепад давления на форсунках.

Давление гидроопрессовки:

.

По рекомендациям давление гидроопрессовки . Расчетное давление гидроопрессовки получилось выше рекомендуемого. Принимаем давление гидроопрессовки равным наибольшему рекомендуемому значению .

Максимальный шаг ребер из условия прочности внутренней стенки:

;

где - толщина ребра, - коэффициент запаса прочности.

Максимальный шаг ребер из условия прочности спая:

.

Из двух полученных расчетных значений выбираем наименьшее, которое и будет определять местную прочность КС. По данным статистики шаг ребер лежит в диапазоне от 2 до 6,5 мм. Принимаем максимальный шаг ребер, с учетом рекомендаций, равным .

Рис. 1.15 Геометрические параметры охлаждающего тракта

Расчет местной прочности внутренней оболочки КС

Изгибающий момент в зоне защемления внутренней стенки КС:

.

где

.

Момент сопротивления защемленной балки единичной ширины, толщиною :

.

Рис.1.16 Схема нагружения огневой стенки при гидроопрессовке

Напряжение местного изгиба в точке защемления:

.

Напряжение среза во внутренней стенке в месте защемления:

.

Эквивалентное напряжение для внутренней стенки:

.

Коэффициент запаса прочности:

.

5.2 Расчет числа секций оребрения в закритической части сопла

Под секцией будем понимать участок, в пределах которого число ребер охлаждающего тракта остается постоянным. Изменение числа ребер в секциях связано с увеличением шага ребер по диаметру , при движении от критического сечения к срезу сопла вдоль образующей, что ведет к уменьшению прочности огневой стенки. Увеличение количества ребер происходит в момент, когда шаг ребер достигает критического значения определенного выше и равного .

Число каналов критического сечения:

;

где - диаметр критического сечения.

- размер паза ребра охлаждающего тракта. По рекомендациям в критическом сечении .

Принимаем число каналов в критическом сечении равным .

Рис.1.17 Изменение числа ребер по длине КС

Шаг ребер в крайнем сечении i-ой секции докритической части сопла:

.

где - некоторый запас по шагу.

Диаметр крайнего сечения первой секции:

.

Количество ребер второй секции:

.

Диаметр крайнего сечения второй секции:

.

Количество ребер третьей секции:

.

Диаметр крайнего сечения третьей секции:

.

Диаметр крайнего сечения третьей секции больше диаметра среза сопла. Следовательно, необходимость расчета последующей секции отпадает.

Шаг ребер на срезе сопла:

.

5.3 Расчет числа проставок для докритической части сопла

Для докритической части сопла расчет ведется по тем же зависимостям, что и для закритической части.

Уменьшим шаг крайнего сечения секции до , что не повлияет на кол-во секций (как видно из предыдущего расчета) но увеличит скорость движения охладителя и, как следствие, возрастет теплообмен между огневой стенкой и охладителем.

Шаг ребер в крайнем сечении i-ой секции в докритической части сопла:

.

где - запас по шагу.

Диаметр крайнего сечения первой секции:

.

Количество ребер второй секции:

.

Диаметр крайнего сечения второй секции:

.

5.4 Расчет охлаждения КС

Исходные данные:

Материал огневой стенки:12Х18Н10Т.

Толщина огневой стенки: .

Теплопроводность материала огневой стенки: .

Охладитель:Керосин.

Плотность охладителя: .

Расход охладителя в охлаждающем тракте: .

Температура охладителя на входе в охлаждающий тракт: .

Теплоемкость охладителя: .

Теплопроводность охладителя: .

Динамическая вязкость охладителя: .

Высота межрубашечного тракта .

Рис.1.18 Расчетная схема к расчету охлаждения

Камеру двигателя разбиваем на участки. Шаг разбиения камеры на участки, в пределах каждой из частей сопла (дозвуковой и сверхзвуковой) остается постоянным. Дозвуковую часть сопла разбиваем на 4 участка, сверхзвуковую часть сопла на 16 участков. Камеру сгорания на участки не разбиваем. Всего участков j=21. Сечений i=22.

Для расчета необходимо определить диаметр КС , температуру газовой стенки , значение теплоемкости , коэффициент динамической вязкости , а также мольные доли и парциальное давление газообразных индивидуальных веществ (H2O; СО2) продуктов сгорания (ПС) для каждого из сечений. Параметры ПС, а также температуру газовой стенки определяем для трех сечений (вход в сопло, критическое сечение, срез сопла). В дальнейшем будем считать, что параметры ПС по длине КС изменяются по линейному закону.

Термодинамические параметры ПС определяем по справочнику Глушко. Температурой газовой стенки задаемся на основании рекомендаций.

Диапазон температур газовой стенки для жаропрочных сталей:

- в камере сгорания . Принимаем .

- в критическом сечении . Принимаем .

- на срезе сопла . Принимаем .

Парциальное давление газов рассчитывается по следующим зависимостям:

- в камере сгорания .

- в критическом сечении .

- на срезе сопла .

Таблица №1.9

Термодинамические параметры ПС

Значение термодинамических параметров ПС и температуры газовой стенки по расчетным сечениям занесем в таблицу №1.10

Таблица №1.10

Для каждого из участков определим средние значения параметров: диаметра КС , температуры газовой стенки , теплоемкости , коэффициента динамической вязкости , а также парциальных давлений .

Результат занесем в таблицу №1.11

Таблица №1.11

Коэффициент конвективной теплоотдачи от горячих газов к стенке :

;

где - абсолютная температура заторможенного потока (величина известная из теплового расчета двигателя);

- имеет размерность .

Конвективный тепловой поток в стенку КС:

.

Лучистый тепловой поток в стенку КС:

;

где и - тепловые потоки излучаемые газами.

Лучистые тепловые потоки газов:

где - приведенная длина луча на j-ом участке.

Парциальные давления газов и имеют размерность – атм.

Суммарный тепловой поток для j-го участка КС:

.

Площадь боковой поверхности j-го участка:

.

Температура охладителя на выходе из охлаждающего тракта:

.

Давление на выходе из охлаждающего тракта:

где - перепад давлений на форсунках.

Температура кипения охладителя на выходе из охлаждающего тракта .

- компонента достаточно для охлаждения.

Подогрев охладителя на j-ом участке:

.

Температура охладителя на j-ом участке:

.

Результаты расчетов заносим в таблицу №1.12.

Таблица №1.12

Коэффициент теплопередачи от жидкой стенки к охладителю:

;

где - средняя площадь охлаждающего тракта на j-ом участке;

- количество ребер на j-ом участке;

- средний шаг ребер на j-ом участке;

- комплекс физических параметров охладителя;

- средний гидравлический диаметр охлаждающего тракта на j-ом участке;

Средняя температура жидкой стенки на j-ом участке:

.

Средняя температура газовой стенки на j-ом участке:

.

Средняя температура материала огневой стенки на j-ом участке:

.

Разница между принятой и расчетной температурой «газовой» стенки:

Результат расчета считаем удовлетворительным если разница между принятым значением температуры газовой стенки и расчетным будет составлять менее 5%. Если разница превышает 5% расчет проводим заново приняв за температуру газовой стенки среднюю между принятой и расчетной температурами.

Результаты расчетов заносим в таблицу №1.13.

Таблица №1.13

Как видно из таблицы №1.3, разница между заданной и расчетной температурами газовой стенки значительна. Задаемся новыми значениями температуры и повторяем расчет.

Таблица №1.14

Таблица №1.15

Как видно из таблицы №1.15, разница между заданной и расчетной температурами газовой стенки на некоторых участках больше 5%. Задаемся новыми значениями температуры и повторяем расчет.

Таблица №1.16

Таблица №1.17

Погрешность между принятой и расчетной температурами менее 5%, точность расчета считаем удовлетворительной.

Из таблицы №9 видно, что температура жидкой стенки значительно превышает допустимую температуру перегрева охладителя , в связи с чем охлаждение двигателя не будет надежным.

Для уменьшения теплового потока в стенку КС и, как следствие, уменьшения температуры жидкой стенки необходима организация внутреннего охлаждения.

Внутреннее охлаждение организуется созданием пристеночного слоя и позволяет уменьшить тепловой поток на 50-70%. Организовать пристеночный слой возможно двумя способами: периферийными форсунками горючего или с помощью поясов завесы. Первый из способов конструктивно более прост, но менее экономичен, второй наоборот, конструктивно более сложен, но создает равномерный пристеночный слой по длине КС и более экономичен.

Выбираем первый способ для создания пристеночного слоя. Уменьшаем суммарный тепловой поток на 55% и повторяем расчет.

Таблица №1.18

По результатам расчета, приведенным в таблице №1.18 видно, что температура жидкой стенки не превышает температуру кипения охладителя по всей длине КС. Температура огневой стенки не превышает критическую температуру для материала стенки равную 1073 0К.

Рис.1.19 Изменение суммарного теплового потока, температуры газовой и жидкой стенок по длине КС

Рис.1.20 Изменение термодинамических параметров продуктов сгорания по длине КС

5.5 Расчет периферийных форсунок горючего

Относительный расход газа в пристеночном слое (для камер с тягой кН)

; выбираем

Суммарный расход через периферийные форсунки горючего:

.

Для создания пристеночного слоя используются струйные форсунки установленные по концентрической окружности с шагом t=3…4мм.

Количество периферийных форсунок:

.

Расход через одну форсунку:

.

Потребный диаметр форсунки:

;

где - коэффициент расхода; - перепад давления на форсунках.

Полученные геометрические параметры форсунок пристеночного слоя, удовлетворяют среднестатистическим данным для струйных форсунок и, следовательно, могут быть изготовлены.

6. Описание камеры сгорания и ТНА проектируемого двигателя

Проектируемый двигатель предназначен для использования на второй ступени УБР. Двигатель состоит из камеры, турбонасосного агрегата, газогенератора, работающего на основных компонентах топлива, четырех поворотных сопел системы управления.

Таблица №1.19

Основные параметры двигателя.

6.1 Газодинамический профиль камеры

Дозвуковая часть сопла выполнена в виде плавных переходов с прямолинейным участком под углом для обеспечения наименьших потерь при течении газа в сужающемся канале.

Сверхзвуковая часть сопла спрофилирована графическим методом. Камера представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую из форсуночной головки, цилиндрического и докритического участков с закритической частью, и закритической части сопла.

6.2 Форсуночная головка

Форсуночная головка состоит из силового кольца, огневого днища, среднего днища, сферического наружного днища и двухкомпонентных форсунок.

Полость горючего образована наружным сферическим и средним днищами. Полость окислителя – средним и огневым днищами.

Среднее и огневое днища связаны между собой однокомпонентными форсунками посредством развальцовки и пайки кислотостойким припоем, устанавливаемым в местах соединений в виде колец. Пайка производится в вакууме. Всего форсунок 499, из них 409 центробежных и 90 струйных.

Из 409 однокомпонентных центробежных форсунок 325 выполнены с увеличенным расходом и установлены в центре ФГ по сотовой схеме. Вокруг ядра по двум концентрическим окружностям установлены 84 центробежных форсунок окислителя уменьшенного расхода, аналогичных по конструкции форсункам увеличенного расхода. На периферии огневого днища по концентрической окружности установлены 90 форсунок горючего для создания пристеночного слоя. Такое расположение форсунок обеспечивает эшелонированный фронт пламени по длине камеры сгорания, что приводит к устойчивой форме горения, к ликвидации высокочастотных колебаний и создания защитного пристеночного слоя.

В центре огневого днища приварен стакан с 6 антидетонационными ребрами, которые дополнительно привариваются к огневому днищу прерывистым швом с двух сторон и к силовому кольцу по внутренней его поверхности. В силовом кольце для подвода компонентов к форсункам окислителя и горючего просверлено по 45 отверстий во взаимно перпендикулярных плоскостях. Между сферическим днищем и средним установлены два перфорированных стакана для придания жесткости блоку плоских днищ. К силовому кольцу приварен коллектор горючего с двумя патрубками с двумя трубопроводами, к которым приварен наконечник с дроссельной шайбой. К наконечнику приварен штуцер для отвода горючего к стабилизатору соотношения компонентов.

Кроме того, на головке камеры приварены штуцер для замера давления окислителя в полости перед форсунками, штуцер для замера давления перед форсунками горючего и три кронштейна для крепления к раме ракеты. Все детали головки, кроме форсунок соединены между собой аргонно-дуговой сваркой.

6.3 Цилиндрический и докритический участки камеры с частью закритического участка сопла

Цилиндрический участок камеры выполнен из двух оболочек, связанных между собой с помощью ребер при помощи пайки кислотостойким припоем.

Докритический участок сопла с частью закритического участка выполнен также из двух оболочек, связанных между собой кислотостойким припоем. Внутренняя оболочка выполнена из легированной стали. Каналы для охлаждения указанной части сопла на внутренней оболочке выполнены фрезерованием. Закритический участок внутренней оболочки из первоначальной цилиндрической доводится до заданного профиля после сборки с внешней оболочкой путем обкатки роликом. Наружная оболочка также выполнена стальной. К внутренней оболочке цилиндрической части камеры сгорания с двух сторон приварены кольца большей толщины для обеспечения более качественной сварки оболочки с силовым кольцом головки, с одной стороны, и для осуществления сварки внутренней стальной цилиндрической оболочки с внутренней оболочкой докритической части сопла с другой стороны. На цилиндрической части камеры сгорания установлено два штуцера для замера давления в ней.

6.4 Закритическая часть сопла

Указанная часть сопла аналогична по конструкции цилиндрической части камеры. Выполнена она из двух стальных конических оболочек, соединенных между собой ребрами при помощи кислотостойкого припоя. Каналы ребер выполнены вдоль образующей сопла.

Коллектор с двумя трубопроводами, переходящими в патрубок с наконечником и дроссельной шайбой, служит для подвода горючего в межрубашечное пространство. К наконечнику приварен штуцер для отбора окислителя к стабилизатору соотношения компонентов. Сопло заканчивается кольцом жесткости, к которому приварены обе оболочки. В кольце жесткости для образования поворотной полости коллектора, выполнена кольцевая проточка.

6.5 Соединение узлов камеры сгорания

Цилиндрический участок камеры соединяется с головкой при помощи сварки: внутренняя оболочка с силовым кольцом – через кольцо большей толщины, чем сама оболочка, а внешняя оболочка с силовым кольцом – через переходное кольцо.

Цилиндрический участок соединяется с докритическим участком также при помощи сварки: внутренние оболочки, стальная цилиндрическая и стальная докритическая – через кольцо из пластичной нержавеющей стали, а внешние оболочки через переходное разрезное кольцо.

Закритическая часть сопла присоединяется также сваркой: по внутренним оболочкам через переходное кольцо из пластичной стали, а по внешним оболочкам – через переходное разрезное кольцо, имеющее продольный шов. Вокруг критического сечения приварено кольцо с кронштейнами. К кронштейну крепится турбонасосный агрегат, регулятор и шар-баллон. Кроме того, к кронштейну крепится сигнализатор давления.

6.6 Система охлаждения

Охлаждение двигателя наружное и внутреннее. Наружное охлаждение осуществляется горючим, идущим по межрубашечному зазору со стороны среза сопла. Внутреннее охлаждение осуществляется при помощи пристеночного слоя создаваемого рядом периферийных струйных форсунок. Внутренние оболочки цилиндра и сопла выполнены толщиной 0,8 мм, высота межрубашечного зазора постоянная – 2,5 мм. Ребра выполнены фрезерованием толщиной 1 мм. Внутренняя оболочка входа докритической части сопла покрыта блестящим хромом толщиной 40-60 микрон.

Таблица №1.20

Материалы, примененные в конструкции прототипа

6.7 Описание насоса окислителя

Таблица №1.21

Основные параметры проектируемого насоса

6.8 Корпус

Корпус насоса изготовлен из алюминиевого сплава совместно с улиткой. На наружной поверхности корпус насоса усилен семью ребрами жесткости. В корпусе насоса в полости импеллера выполнено отверстие диаметром 10 мм для образования перепускной магистрали из полости подшипника на вход в насос. Эта полость с входом в насос соединена внешним трубопроводом. Фланец трубопровода крепится к корпусу насоса двумя шпильками.

Входной патрубок насоса окислителя выполнен стальным за одно целое с развитым фасонным фланцем. На входе в патрубок установлена конусная втулка на трех пилонах под передний подшипник вала ротора насоса окислителя.

По наружной поверхности входного патрубка приварен коллектор для приема компонента из импеллерной полости. Трубопровод приваривается к этому коллектору. Под коллектором в корпусе входного патрубка выполнено 36 отверстий диаметром 2 мм под углом 450 к оси патрубка.

Улитка спрофилирована переменным радиусом при постоянной ширине канала. Диффузор выполнен за одно целое с улиткой. Входная его часть имеет прямоугольную форму. Заканчивается диффузор фасонным фланцем с шестью шпильками М8.

6.9 Рабочее колесо

Рабочее колесо представляет собой единый узел, состоящий из центробежного колеса и осевого шнекового преднасоса. Центробежное колесо насоса выполнено из алюминиевого сплава. Крыльчатка имеет 7 фрезерованных лопаток. Закрытые каналы колеса образованы при помощи пайки к лопаткам крыльчатки двух крышек.

На ступицы крышек насоса напрессованы стальные втулки для образования плавающих уплотнений.

Стальной шнек двухзаходный, с правым направлением винтовой линии постоянного шага. Цапфа шнека запрессована в вал ротора насоса. При запрессовке вал нагревается до температуры 1500 С.

Фиксация шнека относительно вала ротора насоса осуществлена радиальным штифтом, который закрыт дистанционным кольцом, установленным между ступицей колеса и внутренней обоймой фиксирующего подшипника. Крутящий момент от вала передается на вал насоса через рессору. Вал насоса воспринимает крутящий момент через шлицы, нарезанные на его внутреннем диаметре, а передает к насосу через шлицы, нарезанные по наружному диаметру вала. Для устранения осевых перемещений рессоры в процессе работы ТНА рессора со стороны насоса окислителя прижата к диску турбины пружиной, вставленной в цилиндрическую проточку цапфы шнека.

6.10 Уплотнения

Для уменьшения перетекания компонента из полостей высокого давления насоса в полости пониженных давлений на колесе выполнены узлы плавающих уплотнений. Плавающее уплотнение, установленное со стороны входа, имеет внутреннее плавающее кольцо. Уплотнение по валу насоса окислителя осуществлено аналогично уплотнению насоса горючего манжетным узлом и импеллером. Просочившийся через манжетное уплотнение окислитель по кольцевому каналу между внутренним диаметром трубки разделительного корпуса уплотнения и рессорой отводится к диску турбины и через отверстие в валу ротора выбрасывается в полость турбины.

На рабочем режиме насосная полость уплотняется импеллером, установленным на резьбовой части вала окислителя. Импеллер относительно вала фиксирован пластинчатым замком по пазу на валу.

Окислитель, просочившийся через плавающее уплотнение на ступице центробежного колеса, проходит через подшипник в импеллерную полость, осуществляя смазку и охлаждение подшипника, и отводится на вход насоса. Окислитель, просочившийся через плавающее уплотнение передней крышки колеса, сразу попадает на вход в колесо насоса.

6.11 Описание турбины ТНА

Таблица №1.22

Параметры проектируемой турбины

6.12 Описание конструктивного прототипа турбины

Одноступенчатая, активная турбина состоит из корпуса с сопловым и выхлопным аппаратами и рабочего колеса с валом.

6.13 Корпус

Корпус турбины выполнен из жаропрочной стали в виде фасонной цилиндрической втулки. К левому торцу корпуса турбины приварен корпус выхлопного аппарата. К правому торцу по наружной поверхности его, приварен сопловой аппарат турбины.

Сопловой аппарат выполнен в форме венца с семью фрезерованными рабочими соплами и одним пусковым соплом.

К пусковому соплу приваривается корпус пиростартера, а к корпусу соплового венца – входной газовый коллектор переменной площади сечения. К цилиндрической части входного газового коллектора приварен фланец, к которому, в свою очередь приваривается газогенератор. Сопловой венец выполнен из поковки (может выполняться и из штамповки) с последующей механической обработкой (точением и фрезерованием).

Входной газовый коллектор выполнен в виде патрубка из двух штампованных секторов, сваренных между собой. Двумя конусными диафрагмами сопловой аппарат приварен к стальному фасонному корпусу подшипника. В наружной конусной диафрагме выполнено семь окон для возможности крепления при помощи шпилек насоса горючего. Наружная диафрагма усилена семью ребрами жесткости. Жесткость внутренней конической диафрагмы повышена двенадцатью радиальными выштамповками. На корпусе соплового аппарата приварен штуцер для замера давления газа перед турбиной.

Выхлопной аппарат состоит из выхлопного коллектора с двумя выхлопными патрубками. Для увеличения жесткости выхлопного аппарата к нему приварены четыре ребра, цилиндрическая втулка и точеное кольцо Г- образного профиля, которое используется для крепления ТНА к раме двигателя.

Выхлопные патрубки установлены в двух диаметрально противоположных плоскостях. Они имеют коническую форму и состоят из трех штампованных секторов, сваренных между собой. Патрубки заканчиваются цилиндрическими участками, к которым привариваются фланцы для стыковки их с выхлопными трубами.

6.14 Рабочее колесо с валом

Ротор турбины состоит из диска и вала. Лопатки (96 шт.) выполнены электроэрозионным способом зацело с диском. Крепление бандажа к лопаткам диска осуществляется пайкой.

В диске турбины выполнена проточка для напрессовки его на вал. Фиксация диска относительно вала осуществлена шестью штифтами (диаметром 8 мм). Штифты от выпадения защищены кольцом, которое, в свою очередь, зафиксировано от осевых перемещений двумя штифтами (диаметром 3 мм). Штифты после запрессовки заварены по наружной поверхности, места сварки зачищены.

Внутри вала выполнены эвольвентные шлицы для передачи через рессору крутящего момента к насосу окислителя. В валу выполнено шесть отверстий диаметром 4мм для отвода в полость турбины компонентов, просочившихся из насосов сквозь манжетные уплотнения. Кроме того, на внешнем диаметре вала просверлено одно глубокое отверстие диаметром 3мм под штифт для передачи крутящего момента от вала к коллектору. На внешнем диаметре вала выполнены эвольвентные шлицы для передачи крутящего момента колесу насоса горючего.

7. Расчет элементов конструкции второй ступени

7.1 Выбор конструктивно-силовой схемы корпуса хвостового отсека

Сухие отсеки – это приборные, межбаковые, хвостовые отсеки, различного рода обтекатели. Сухие отсеки стрингерной и лонжеронной конструкции в связи с их легкостью, прочностью, простотой и технологичностью нашли наиболее широкое применение на ракетах большой дальности. С расширением возможностей технологий все чаще используют монолитные, гофрированные и многослойные обечайки.

Рис.2.1 Классификация сухих отсеков

При выборе материала необходимо учитывать множество требований, которые очень сложно оптимально сочетать в одном материале. Поэтому, в зависимости от конструктивного применения материала выделяют определяющие требования. Как правило, определяющим является требование минимальной массы при условии неразрушаемости конструкции. Наиболее эффективными являются конструкционные материалы с большой удельной жесткостью . Это отношение позволяет выбрать оптимальный материал не только по жесткости, но также и по массе. По этому показателю используемые для сухих отсеков материалы располагаются в следующем порядке: бериллиевые сплавы (5,24); магниевые сплавы (МА8-3,64); алюминиевые сплавы (Д16Т-3,16); стали (Х18Н9Т-1,72).

Выбираем для обшивки и силовых элементов сплав Амг6, руководствуясь его хорошей свариваемостью и большим модулем упругости. Этот материал широко распространен в ракетостроении, недорог и обладает хорошими прочностными показателями.

Характерным воздействием для сухих отсеков ракеты является сжатие этих отсеков. Поэтому разрушающим усилием будет являться усилие, приводящее к потере устойчивости. Потеря устойчивости может привести к разрушению всей системы, в то время как, например, явление текучести в растянутом элементе не всегда опасно для конструкции.

В приведенных ниже расчетах рассмотрены гладкая, стрингерная и вафельная конструктивно-силовые схемы хвостового отсека с определением массы каждой из схем. Расчет приводится для случая максимального нагружения хвостового отсека второй ступени, которое он испытывает в конце активного участка траектории первой ступени.

Для определения параметров конца активного участка траектории первой ступени воспользуемся программой Полет R.

Рис.2.2 Фрагмент отчета программы Полет R.

Исходные данные:

Перегрузка в конце АУТ первой ступени .

Скоростной напор .

Масса второй ступени и полезной нагрузки .

Коэффициент безопасности .

Длина хвостового отсека .

Материал обшивки хвостового отсекаАмг6.

Плотность материала

Предел прочности (при )

Предел текучести (при ) .

Модуль упругости (при ) .

Коэффициент Пуассона .

Сжимающая расчётная сила:

;

где

ускорение свободного падения в расчетной точке.

Расчет хвостового отсека с неподкрепленной, «гладкой» оболочкой

Толщина обшивки хвостового отсека:

.

где - коэффициент устойчивости.

Масса хвостового отсека с неподкрепленной обечайкой:

.

Расчет хвостового отсека подкрепленного стрингерами

Принимаем разрушающее напряжение для отсека из условия:

.

Шаг стрингеров из условия местной устойчивости обшивки:

;

где - толщина обшивки хвостового отсека.

Определяем число стрингеров:

.

Принимаем .

Сжимающее усилие, действующее на один стрингер:

.

Площадь поперечного сечения стрингера:

.

Рис.2.3 Расчётная схема стрингерного отсека

В качестве стрингера выбираем равнобокий уголок 410078 по ГОСТ 13737-90.

Таблица №2.1

Параметры профиля

Ширина присоединенной обшивки:

.

Площадь присоединенной обшивки:

.

Определяем совместную площадь стрингера и присоединённой обшивки:

.

Вычисляем момент инерции стрингера с присоединённой обшивкой относительно наружной поверхности обшивки:

момент инерции присоединённой обшивки относительно собственной центральной оси:

;

координата центра тяжести присоединённой обшивки относительно наружной поверхности обшивки:

;

координата центра тяжести совместного сечения присоединённой обшивки и стрингера относительно наружной поверхности обшивки:

.

момент инерции стрингера с присоединённой обшивкой относительно центральной оси совместного сечения стрингера и обшивки:

.

Общая устойчивость стрингерного отсека