Свойства окислителей и горючих ЖРД

ФГБОУ ВО «Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)»

(МГТУ им. Н.Э. Баумана)

Кафедра «Космические аппараты и ракеты-носители»

 

 

Домашнее задание №1 по дисциплине
«Основы ракетно-космической техники»

Вариант ##

 

	Выполнил: студент группы СМ 13-5#
	Фамилия И.О. ##.##.2019 /_____________
	Проверил: преподаватель кафедры СМ-1
	Егоров А.В. ____________/ ___________

 

 

Москва 2019

Содержание домашнего задания:

       Исходными данными к заданию являются компоненты ракетного топлива, параметры двигательной установки (ДУ) - p_k, p_a; масса полезного груза - m_пг и дальность, на которую он должен быть доставлен - L.

Целью выполнения данной работы является:

- овладение навыками работы с программой термодинамического расчета параметров двигательной установки «Terra»;

- овладение навыками определения проектно-конструктивных параметров ракеты с использованием готовых программ;

- изучение конструктивно-компоновочной схемы, а также конструкции основных узлов и агрегатов УБР.

Среднее значение показателя изоэнтропы процесса определяется по формуле:

.

 

Стехиометрическое соотношение массовое

– число атомов химического элемента в условной молекуле горючего и окислителя;  – валентность;

 – молярная масса окислителя и горючего

 

НЕОБХОДИМЫЕ СВЕДЕНИЯ ПО ЖИДКИМ И ТВЕРДЫМ ТОПЛИВАМ

Только для тех, которые даны в исходных данных каждого варианта.

Таблица 2

Химические элементы, входящие в состав ракетных топлив

Химический элемент	Обозначение	Относительная атомная масса	Валентность
Вододрод	H	1,0079	-1
Кислород	O	15,999	+2
Углерод	C	12,011	-4
Азот	N	14,0067	0
Фтор	F	18,9984	+1

 

Таблица 3

Свойства окислителей и горючих ЖРД

	Название	Условная формула	Плотность, кг/м3	Энтальпия образования, кДж/кг
Окислитель	АК-27: 27 % N2O4; 71,15 % HNO3; 1,6 % H20; 0,25 % HF	H13,19O46,5N17,16F0,13	1596	-2377,3
Горючее	Несимметричный диметилгидразин (НДМГ)	(CH3)2N2H2	786	823,6

 

Для контроля правильности выполнения расчетов по программе Terra предлагается несколько вариантов двухкомпонентных топлив. Расчеты выполнены для p_k=15 МПа, p_a=0,015 МПа. Данные расчетов приведены в таблице 4.

 

Таблица 4

Обращаем внимание на таблицу 4 (см. выше). Нас интересуют значения K, β и η. В данном варианте в качестве исходных данных является окислитель АК-27. Значит, далее сверять данные будем по столбцу «окислитель» - строчке «27%-ый азотно-кислотный окислитель», на этой же строчке смотрим столбец «горючее» - строчка «НДМГ».

Исходные данные для расчета параметров (вариант #):

ДАННЫЕ ДЛЯ ТЕРМОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА				ДАННЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ УБР ПО ПРОГРАММЕ RK-1
КРТ**	pk, МПа	pa, МПа	Схема ДУ	МПГ, кг	L, км
АК-27 +НДМГ	10	0,06	откр	1350	1200

Исходные данные внимательно сверяем с теми, что даны в условии ДЗ, а далее с введёнными для проведения расчётов.

1. Для заданных компонентов жидкого ракетного топлива и значения коэффициента избытка окислителя (a), также значений давления в камере сгорания (p_k) и на срезе сопла (p_a) при помощи программы Terra я определила параметры ЖРД. При сборе данных  варьировался в пределах [0,1; 1,2] с шагом 0,1. Данные представлены в отдельных таблицах для каждого из 5 (всего 12) значений . Наибольший удельный импульс в пустоте на срезе сопла достигается при значении = 0,8.

Необходимо привести 5 таблиц полных (см. ниже). В выбранном варианте выделить значения I и α . Сверяем полученные значения K, β и η с теми, которые в таблице 4: они должны быть относительно близки .

Параметр двигательной установки (при = 1,2)	Значение
	в камере сгорания	в критическом сечении	на срезе сопла
Удельный импульс в пустоте (м/с)	-¾	2207,9	3391,28
Температура (К)	3681,65	3494,42	2237,38
Давление (МПа)	10	5,78807	0,06
Среднее значение показателя изоэнтропы	1,131	1,131	1,131
Расходный комплекс (м/с)	-¾	1791,01	-¾
Относительная площадь сопла	-¾	1	21,0514
Удельная площадь сопла (м2 с/кг)	-¾	0,0001791	0,0037703
Скорость истечения (м/с)	-¾	1171,25	3165,06

 

Параметр двигательной установки (при = 1,1)	Значение
	в камере сгорания	в критическом сечении	на срезе сопла
Удельный импульс в пустоте (м/с)	-¾	2236,06	3441,38
Температура (К)	3709,66	3522,11	2301
Давление (МПа)	10	5,78839	0,06
Среднее значение показателя изоэнтропы	1,128	1,128	1,128
Расходный комплекс (м/с)	-¾	1813,86	-¾
Относительная площадь сопла	-¾	1	21,3171
Удельная площадь сопла (м2 с/кг)	-¾	0,0001814	0,0038666
Скорость истечения (м/с)	-¾	1186,12	3209,38

 

Параметр двигательной установки (при = 1)	Значение
	в камере сгорания	в критическом сечении	на срезе сопла
Удельный импульс в пустоте (м/с)	-¾	2266,44	3490,69
Температура (К)	3732,85	3544,22	2339,62
Давление (МПа)	10	5,78767	0,06
Среднее значение показателя изоэнтропы	1,126	1,126	1,126
Расходный комплекс (м/с)	-¾	1838,39	-¾
Относительная площадь сопла	-¾	1	21,4456
Удельная площадь сопла (м2 с/кг)	-¾	0,0001838	0,0039425
Скорость истечения (м/с)	-¾	1202,43	3254,13

 

Параметр двигательной установки (при = 0,9)	Значение
	в камере сгорания	в критическом сечении	на срезе сопла
Удельный импульс в пустоте (м/с)	-¾	2298,71	3528,9
Температура (К)	3746,71	3555,56	2283,86
Давление (МПа)	10	5,78485	0,06
Среднее значение показателя изоэнтропы	1,132	1,132	1,132
Расходный комплекс (м/с)	-¾	1864,29	-¾
Относительная площадь сопла	-¾	1	21,0203
Удельная площадь сопла (м2 с/кг)	-¾	0,0001864	0,0039188
Скорость истечения (м/с)	-¾	1220,24	3293,77

 

Параметр двигательной установки (при = 0,8)	Значение
	в камере сгорания	в критическом сечении	на срезе сопла
Удельный импульс в пустоте (м/с)	-¾	2331,53	3538,66
Температура (К)	3742,56	3545,82	2075,88
Давление (МПа)	10	5,77766	0,06
Среднее значение показателя изоэнтропы	1,151	1,151	1,151
Расходный комплекс (м/с)	-¾	1890,24	-¾
Относительная площадь сопла	-¾	1	19,6928
Удельная площадь сопла (м2 с/кг)	-¾	0,000189	0,0037224
Скорость истечения (м/с)	-¾	1239,41	3315,31

2. Далее я определила по программе RK1 проектно-конструктивные параметры УБР, задавая в качестве исходных данных параметры ДУ, полученные в программе Terra, стремясь к минимуму стартовой массы.

Максимальная дальность	1200 [км]
Масса полезного груза	1350 [кг]
Число блоков ГО	1
Давление в камере сгорания	10 [МПа]
Давление в выходном сечении	0,06 [МПа]
Расходный комплекс	180,82 [сек]
Показатель изоэнтропы	1,151
Число двигателей в ДУ	4 (Внимание! На схеме должно быть изображено такое же количество ДУ)
Плотность горючего	786 [кг/м3]
Плотность окислителя	1596 [кг/м3]
Стехиометрическое соотношение	3,33
Коэффициент избытка окислителя	0,8
Давление наддува бака А	0,3 [МПа]
Давление наддува бака Б	0,3 [МПа]
Вылет днищ баков	0,3

ДУ открытой схемы

Управление рулевыми или поворотными двигателями

Полезный груз – обычный

Блок ГО – маневрирующий

Есть межбаковый отсек

Баки наддуваются горячим газом

Для наддува используется ВАД

Окислитель находится в баке Б

Есть отдельный приборный отсек

Хвостовой отсек нормальной длины

Стабилизаторы отсутствуют

Одновременно присутствуют межбаковый и отдельный приборный отсек. Возникает вопрос: а для чего межбаковый отсек, если есть приборный отсек? Да и на схеме это отражено не верно (изображён 1 из 2 описанных в этом пункте).

П Р О Е К Т Н Ы Е П А Р А М Е Т Р Ы

Привести 3 варианта расчёта, из которых выбран оптимальный по массе.

масса стартовая - 12316.9 [кг] (Можно снизить, если убрать ненужный отсек)

масса конечная - 2887.0 [кг]

масса головного отсека - 1724.7 [кг]

тяга нулевая - 236.0 [Кн]

тяга пустотная - 264.7 [Кн]

нагрузка на тягу - 0.512

относительная конечная масса - 0.234

Параметры конца активного участка

скорость Vк -3085.0 [м/сек]

угол траектории Teta - 40.58 [град.]

координата Xк - 67.3 [км]

координата Yк - 72.9 [км]

время активного участка Tк -101.2 [сек]

Габаритные размеры [м]

диаметр -1.300

длина ракеты -11.172

длина ГО - 2.996

длина ПО - 0.991

длина БА - 1.922

длина МБО - 1.040

длина ББ - 2.892

длина ХО - 1.331

Параметры ДУ 

удельный импульс нулевой -2532.7 [м/сек]

удельный импульс пустотный -2840.5 [м/сек]

площадь кр. сечений - 0.01704 [кв.м]

площадь среза сопел - 0.35015 [кв.м]

диаметр кр. сеч. одной камеры - 0.07364 [м]

диаметр среза сопла одной камеры - 0.33385 [м]

3. Наиболее подходящая по характеристикам ракета из уже существующих - Р-5 (8К51). (Аналог подбирается на основании характеристик, полученных из расчёта)

Конструкция ракеты

Корпус баллистической ракеты с ЖРД, управляемой комбинированной СУ (автономной и радиотехнической), представляет собой цилиндр, головная часть выполнена в виде конуса. Устойчивое движение ракеты по заданной траектории осуществляется автономной аппаратурой автомата стабилизации. Управление боковым движением центра тяжести ракеты обеспечивается системой боковой радиокоррекции (БРК). Ракета состоит из головной части (ГЧ или ГО), топливных баков для горючего (БГ) и окислителя (БО), двигателя РД-103 и системы управления (СУ). Приборы СУ расположены в межбаковом отсеке (МБО) и в хвостовой части (ХО). Стартовая масса ракеты 12316,9 кг; конечная масса = 2887 кг.

Упомянутые в описании значения (например, массы), составляющие части должны совпадать с результатами расчёта, обозначениях на схеме, т.к. даётся описание проектируемого(!) изделия, а не его аналога. Описание ведётся с учётом полученных из расчёта данных и, от части, ракеты-аналога.

Головная часть

В головной части размещается боевой заряд. Она соединяется с корпусом ракеты только при полете на активном участке траектории. После выключения двигателя головная часть отделяется от корпуса ракеты с помощью механизма отделения, расположенного на переднем днище бака для горючего. Поверхность головной части и головного стабилизатора покрыты ТМП-2, что предохраняет боевой заряд и металлическую оболочку головной части от действия высоких температур при входе в плотные слои атмосферы. Головной стабилизатор обеспечивает устойчивый полет головной части на нисходящей ветви траектории. Блок ГО - маневрирующий.

Головной стабилизатор - ? ТМП-2 - ? Всё, что пишете в описании, необходимо чётко понимать, как это выглядит и для чего используется.

Баки горючего и окислителя, межбаковый отсек

Основные требования к конструкции баков:

Баки изготавливают из прочных и легких материалов, чтобы при заданной конструкции была достигнута наименьшая масса. Особенно важна при работе ЖРД и при длительном хранении ракеты в заправленном состоянии устойчивость баков к коррозии. Простая конструкция баков должна обеспечивать быструю заправку топливом, требуемую точность заправки и удобный слив топлива. Также должны быть минимизированы остатки незабора топлива. Конструкция баков и их относительное расположение должны быть такими, чтобы перемещение центра масс ракеты во время полета было минимальным. При заданном количестве топлива форма баков и их взаимное расположение определяют размеры ракеты и ее массу.

Баки горючего и окислителя выполнены по несущей схеме, т.е. воспринимают внешнюю нагрузку.

Бак горючего представляет собой сварную тонкостенную конструкцию из алюминиевого сплава, подкрепленную изнутри шпангоутами. Задняя часть оболочки подкреплена стрингерами и образует боковую стенку межбакового отсека. Состоит из переднего, среднего (среднее днище - ?) и заднего днищ. При сборке бака в переднем днище имеется люк-лаз, закрытый штампованной крышкой. В центре крышки установлен толкатель системы отделения головной части. На переднем днище установлен указатель наполнения. Клапаны наддува крепятся к переднему днищу с помощью хомутика и соединяются с воздухозаборником. Через отверстие в переднем днище пропущена внутрь бака трубка перелива горючего. Средняя часть бака состоит из обечаек, изготовленных из листов алюминиевого сплава толщиной 2,5 мм, каждая из которых прикреплена изнутри двумя шпангоутами. Обечайки необходимы для снятия осевых нагрузок. Заднее днище бака состоит из днища, обечайки (днище состоит из днища? Когда тут же присутствует обечайка...) и стыковочного шпангоута. Днище – штамповка сферической формы из листового алюминиевого сплава толщиной 2,5 мм. С внутренней стороны для усиления к нему приварен шпангоут.

Межбаковый отсек предназначен для размещения приборов системы управления. Образуется обечайкой и задним днищем бака для горючего и передним днищем бака для окислителя. Обечайка сделана из листа алюминиевого сплава толщиной 3,5 мм и подкреплена стрингерами. На поверхности заднего днища БГ приварены кронштейны для крепления приборов СУ. Для доступа к ним в обечайке имеются специальные люки.

Бак окислителя – тонкостенная сварная конструкция из алюминиевого сплава, подкрепленная изнутри шпангоутами. Передний стыковочный шпангоут БО соединяется болтами со стыковочным шпангоутом БГ. Задний же соединяется со стыковочным шпангоутом хвостового отсека. К этому же шпангоуту крепится кольцо рамы двигателя. На переднем днище бака установлены предохранительный клапан, указатель наполнения, приварен ряд кронштейнов для крепления приборов СУ. Внутри бака установлены две трубы. Тоннельная, на поверхности которой расположены зиги для повышения жесткости, служит для прокладки трубопровода горючего. Снабжена компенсатором для поглощения температурных деформаций и вибрационных нагрузок. Трубопровод горючего проложен внутри этой трубы. Дренажная труба нужна для контакта внутренности бака с атмосферой и перелива избытка окислителя при заправке ракеты. БО состоит из: переднее днище, средняя часть из обечаек, заднее днище. Конструкции этих составных частей аналогичны конструкциям БГ.

Хвостовой отсек

Корпус хвостовой части представляет собой цилиндрическую оболочку из листов дюралюминиевого сплава, подкрепленную с внутренней стороны поперечным и продольным набором силовых элементов, и служит опорой при установке ракеты на пусковой стол, основанием для крепления рулевых машинок и рулевого агрегата. Внутри корпуса находится двигатель ракеты и приборы СУ. К днищу корпуса крепятся графитовый насадок, который продолжает сопло камеры сгорания двигателя, и опорные кронштейны. Насадок увеличивает степень расширения газов, выходящих из сопла, увеличивая тем самым тягу двигателя. В оболочке есть люки для доступа к агрегатам двигателя и приборам СУ в хвостовой части. Рулевой агрегат преобразует команды от СУ в момент поворота ракеты относительно ее центра тяжести. Схема агрегата позволяет использовать газоструйные рули (А на схеме это где изображено?), расположенные за срезом сопла камеры сгорания в вырезах графитового насадка, для управления полетом ракеты по всем трем каналам стабилизации и использовать воздушные рули для управления по каналам тангажа и рысканья (Только по этим углам происходит управление?).

Двигательная установка

На ракете Р5 установлен жидкостной реактивный двигатель 8Д71 (РД-103). Горючее и окислитель подаются в камеру сгорания при помощи центробежных насосов, приводимых в движение турбиной. На двигателе установлены агрегаты автоматики, необходимые для запуска и управления работой двигателя в полете. Продукты сгорания топлива поступают в сопло камеры сгорания, где расширяются и приобретают скорость порядка 2200 м/сек. ЖРД – блок агрегатов, смонтированных на общей раме. Основные: камера сгорания, турбонасосный агрегат, рама, агрегаты системы парогазогенерации, управления и автоматики. Камера сгорания крепится шаровыми опорами, которые позволяют регулировать общую длину двигателя и выдерживать соосность камеры сгорания с рамой. Система охлаждения камеры сгорания двигателя обеспечивает надежное охлаждение стенок камеры сгорания и предотвращает их прогар. Двигатель на предварительной ступени развивает тягу до 600 кгс, давление достигает 0,5 атм. На главной ступени секундный расход топлива достигает номинального значения, горение в камере происходит на расчетном режиме. Тяга = 44 тс. По предварительной команде на выключение двигателя уменьшается секундный расход топлива, давление в камере сгорания снижается, наступает режим конечной ступени с тягой 15 тс. По главной команде на выключение прекращается подача топлива.

Общие выводы:

 

Отсутствие газовых рулей ведёт к уменьшению массы ракеты. (А почему в пункте «Хвостовой отсек» идёт упоминание о газовых рулях? Газовые рули присутствуют в конструкции? Выводы только касаемо спроектированной конструкции, а не вообще)
Нормальный хвостовой отсек уменьшает длину и увеличивает массу ракеты по сравнению с укороченным хвостовым отсеком.
Постановка приборов в отдельный приборный отсек увеличивает длину ракеты.
С увеличением вылета днищ топливных отсеков, длина и масса ракеты тоже увеличиваются.
Для выбора проектных параметров ракеты (при заданных в домашнем задании требованиях к УБР) минимальной массы с рекомендуемым удлинением (8 – 12) была принята конструктивная схема, в которой используется 4 двигателя с рулевым управлением, с нормальным хвостовым отсеком и отдельным приборным отсеком, с наддувом топливных отсеков горячим газом от ВАДов.

(При горячем наддуве баков температура газов над свободной поверхностью компонента выше температуры самого компонента. Поэтому в полёте происходит подогрев компонентов за счёт теплопроводности жидкости и конвективного теплообмена из-за движения жидкости и газа внутри бака, зависящего от конструкции насадки, через которую газ подаётся в бак.)

Общая схема ракеты

(Описание конструкции не соответствует изображению на схеме. На схеме указываются размеры и обозначения основных отсеков, топливных баков... На схеме необходимо изобразить все составляющие, описанные выше, в т.ч. и количество двигателей. Например, если говориться о 4 ДУ, то почему на схеме изображена только 1 ДУ даже на конкретно представленном виде?)