Мегаобучалка Главная | О нас | Обратная связь


Условные обозначения и индексы



2016-01-05 332 Обсуждений (0)
Условные обозначения и индексы 0.00 из 5.00 0 оценок




ЗАДАНИЕ

 

Рассчитать параметры идеального газового потока в камере ракетного двигателя при заданном давлении p0 на входе в камеру сгорания (прямая задача) и давлении pa на выходе из сопла (обратная задача), равном стандартному атмосферному давлению при 0 °C.

 

Таблица 1 – Исходные данные

Параметры Значения
Показатель адиабаты
Удельная газовая постоянная
Давление в газовом потоке в сечении 0 камеры сгорания
Температура торможения газового потока при втекании в камеру сгорания
Температура торможения газового потока перед соплом
Радиус узкого сечения сопла
Отношение площади сечения 0 к площади сечения k камеры сгорания,
Отношение радиуса сечения k камеры сгорания к радиусу узкого сечения сопла,
Отношение радиуса выходного сечения к радиусу узкого сечения сопла,
Отношение длины сверхзвуковой части сопла к радиусу узкого сечения сопла,
Полуугол раскрытия сверхзвуковой части сопла в узком сечении
Полуугол раскрытия сверхзвуковой части сопла в выходном сечении

РЕФЕРАТ

 

Курсовая работа: 32 страниц, 7 таблиц, 6 рисунков, 5 источников, 3 приложения.

 

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, КАМЕРА СГОРАНИЯ, СВЕРХЗВУКОВОЕ СОПЛО, ГАЗОВЫЙ ПОТОК, ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ, РАСЧЁТНЫЙ РЕЖИМ, НЕРАСЧЁТНЫЙ РЕЖИМ, ЖИВОЕ СЕЧЕНИЕ, РАСХОД, ПРЯМОЙ СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ, ИМПУЛЬС ГАЗОВОГО ПОТОКА, СИЛЫ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ.

 

Газовый поток поступает в камеру ракетного двигателя через сопло с начальным сечением 0, проходит узкое сечение у и покидает камеру через выходное сечение a, площади которых равны соответственно S0, Sу, и Sa. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно pH = pa (исходная постановка задачи). В данной курсовой работе будут представлены расчёты обратной задачи в случае, когда pН = 101325 Па.

 

В курсовой работе выполнены расчёты геометрических параметров камеры ракетного двигателя и параметров идеального газового потока в различных сечениях по длине камеры ракетного двигателя на пяти режимах. Схема камеры представлена в приложении А, результаты вычислений сведены в таблицах в приложении Б, а так же построены графики изменения основных величин (см. приложение В).

Все построения и непосредственные вычисления осуществлялись в программах «Компас» (в режиме "черчения") и MathCAD, а так же вручную.


СОДЕРЖАНИЕ

Условные обозначения и индексы.................................................................... 5

Введение............................................................................................................. 6

1. Допущения для расчётов............................................................................. 7

2. Рассчитываемые варианты газового потока............................................... 7

3. Построение профиля камеры сгорания....................................................... 7

4. Расчёт параметров газового потока. Обратная задача.............................. 9

4.1 Расчёт величин газового потока для варианта 2.................................... 11

5. Определение значений полных импульсов для вариантов 1-5 в сечениях 0, k, y, a 14

6. Расчёт значений сил и тяги для вариантов 1-5 в сечениях 0, k, y, a.......... 16

Заключение........................................................................................................ 18

Список использованных источников................................................................ 20

Приложение А................................................................................................... 21

Приложение Б.................................................................................................... 22

Приложение В................................................................................................... 27


Условные обозначения и индексы

 

0, 1, к, 2, 3, у, 4, 5, аживые сечения камеры ракетного двигателя

r – радиус сечения, мм

S – площадь живых сечений, мм2

λ, q, π, τ, ε, f – газодинамические функции

p* – давление торможения газового потока, Па

p – давление газового потока, Па

pH – давление окружающей среды, Па

ρ* – плотность торможения газового потока, кг/м3

ρ – плотность газового потока, кг/м3

T* – температура торможения газового потока, К

T – температура газового потока, К

М – число Маха

a – скорость звука, м/с

c – скорость газового потока, м/с

G – расход газа, кг/с

σП – коэффициент изменения давления торможения в прямом скачке

уплотнения

σТ – коэффициент изменения давления торможения при передаче потоку

внешней теплоты

σв.р. – коэффициент изменения давления торможения при внезапном

расширении газового потока

Ф – импульс газового потока, кН

P0-к – сила воздействия газового потока на камеру сгорания, кН

Pк-у – сила воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла, кН

Pу-а – сила воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла, кН

P0-а – сила воздействия газового потока на камеру в целом, кН

Pвнутр. – внутренняя составляющая тяги камеры, кН

Pнар. – наружная составляющая тяги камеры, кН

P – тяга ракетного двигателя, кН


ВВЕДЕНИЕ

 

Камера ракетного двигателя состоит из камеры сгорания и выходного устройства. Главным элементом выходного устройства является сопло, которое служит для расширения газа в целях увеличения кинетической энергии газовой струи. Формой сопла, наиболее целесообразной для данного типа двигателя, является сужающе-расширяющееся сопло. Данная форма сопла позволяет получить сверхзвуковую скорость истечения. Наиболее распространённым сверхзвуковым соплом является сопло Лаваля.

Сопло Лаваля имеет два участка канала: сужающийся (дозвуковой) и расширяющийся (сверхзвуковой). На границе этих двух участков находится минимальное проходное сечение сопла, которое называется критическим. При течении газа в пределах дозвукового участка происходит ускорение газового потока до скорости звука, при этом объём газа увеличивается медленнее, чем скорость. При течении газа в пределах сверхзвукового участка газовый поток приобретает сверхзвуковую скорость, при этом сверхзвуковому потоку свойственно более резкое увеличение объема, чем скорости.

Расчётный режим сопла Лаваля соответствует равенству давления на срезе сопла и наружного давления . При большом значении имеет место недорасширение газа , а при малом значении – перерасширение . В обоих нерасчётных случаях имеют место значительные потери тяги. Чтобы их избежать, необходимо регулировать критическое и выходное сечение сопла Лаваля, что сопряжено с серьёзными техническими трудностями.

Идеальный газовый поток поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь живого сечения . После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью . На участке от сечения 1 до конечного сечения камеры сгорания k к газовому потоку подводится тепловая энергия, эквивалентная теплоте сгорания ракетного топлива.

Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением k, узким (наименьшей площади) сечением y, выходным сечением a, площади которых равны , , , соответственно. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно .

В данной работе производится расчёт основных параметров газового потока в камере ракетного двигателя на расчётном и нерасчётных режимах.


1 ДОПУЩЕНИЯ ДЛЯ РАСЧЁТОВ

 

Газ идеальный, невязкий. Течение газа в камере сплошное, одномерное, стационарное. Газовой поток между сечениями 0 и 1 энергоизолизорованный, между сечениями 1 и k c получением внешней теплоты, течение газа по соплу энергоизолированное. Давление газа на внутреннем торце камеры сгорания в сечении 0 равно давлению в струе газа . Скачок уплотнения в газовом потоке прямой и энергоизолированный. В живых сечениях газового потока расход газа одинаковый. Живые сечения считать плоскими сечениями, нормальными оси потока (оси камеры).

 

 

РАССЧИТЫВАЕМЫЕ ВАРИАНТЫ ГАЗОВОГО ПОТОКА

 

В курсовой работе рассчитываются следующие варианты идеального газового потока в камере ракетного двигателя:

1. Газовой поток при сверхзвуковом расчётном истечении газа из сопла (при );

2. Газовой поток со скачком уплотнения в выходном сечении камеры (сопла).

3. Газовой поток со скачком уплотнения в сечении 5;

4. Газовой поток со скачком уплотнения в сечении 4;

5. Газовой поток с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующем дозвуковом течении газа по соплу.

Каждому варианту газового потока соответствуют значения , определяемые по результатам расчётов.

Полученные значения величин газового потока и параметров сведены в таблицы (см. приложение Б).

 

 



2016-01-05 332 Обсуждений (0)
Условные обозначения и индексы 0.00 из 5.00 0 оценок









Обсуждение в статье: Условные обозначения и индексы

Обсуждений еще не было, будьте первым... ↓↓↓

Отправить сообщение

Популярное:
Как распознать напряжение: Говоря о мышечном напряжении, мы в первую очередь имеем в виду мускулы, прикрепленные к костям ...
Почему люди поддаются рекламе?: Только не надо искать ответы в качестве или количестве рекламы...
Почему двоичная система счисления так распространена?: Каждая цифра должна быть как-то представлена на физическом носителе...



©2015-2020 megaobuchalka.ru Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. (332)

Почему 1285321 студент выбрали МегаОбучалку...

Система поиска информации

Мобильная версия сайта

Удобная навигация

Нет шокирующей рекламы



(0.009 сек.)