Авиация и космонавтика: Конструирование ДЛА РДТТ, Реферат

Оглавление.

Стр.

1.    Аннотация.

2.    Задание.

3.    Выбор оптимальных параметров.

4.    Изменение поверхности горения по времени.

5.    Профилирование сопла.

6.    Расчет ТЗП.

7.    Приближенный расчет выхода двигателя на режим по

начальной поверхности горения. Геометрические характеристики заряда камеры.

8.    Расчет на прочность основных узлов камеры.

9.    Расчет массы воспламенительного состава.

10.  Описание конструкции.

11.  Спец. часть проекта. УВТ.

12.  Описание ПГС.

13.  Литература.

1.Анотация.

Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкое применение. Из опубликованных данных следует, что более 90 % существующих и вновь разрабатываемых ракет оснащаются РДТТ. Этому способствуют такие основные достоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом существенных недостатков: зависимостью скорости горения ТРТ от начальной температуры топливного заряда; относительно низким значением удельного импульса ТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.

РДТТ применяются во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.

Разнообразие областей применения и выполняемых задач способствовало разработке большого числа различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками. Некоторые представления о широте применения могут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся в крайних областях этого диапазона. Для РДТТ малых тяг значение тяги находится в пределах от 0,01 Н до 1600 Н. Тяги наиболее крупных двигателей достигают десятков меганьютонов. Например, для РДТТ диаметром 6,6 м тяга составляет 31 МН.

В данной работе рассмотрен вопрос проектирования в учебных ( с использованием ряда учебных пособий) РДТТ верхней ступени ракеты носителя, на смесевом топливе, полагающий знакомство с основами расчета и проектирования твердотопливных двигателей, методиками определения основных параметров двигателя, расчетом прочности, примерами проектирования топливных зарядов.

3.  Выбор оптимальных параметров и топлива.

Тяга двигателя в пустоте		P(Н)=		30000
Время работы двигателя		t(с)=		25
Давление на срезе сопла		P a(Па)=		10270
Топливо ARCADENЕ 253A
Начальная скорость горения		u1(мм/с)=		1,554
Показатель степени в законе горения		n		0,26
Коэффициент температурного влияния на скорость горения		a t=		0,00156
Начальная температура топлива		tн(°С)=		20
Начальная температура топлива		Tн(К)=		293,15
Плотность топлива		r(кг/м^3)=		1800
Давление в камере сгорания		P k(Па)=		6150000
Скорость горения при заданном давлении		u(мм/с)=		4,558
Температура продуктов сгорания		T(К)=		3359,6
Молекулярный вес продуктов сгорания		m(кг/кмоль)=		19,531
Средний показатель изоэнтропы на срезе сопла		n=		1,152
Расчётный удельный импульс		Iу(м/с)=		2934,8
Расходный комплекс		b(м/с)=		1551,5
Идеальный пустотный удельный импульс		Iуп(м/с)=		3077,3
Удельная площадь среза сопла Fуд		(м^2с/кг)=		30,5
Относительная площадь среза сопла		Fотн=		54,996
Коэффициент камеры		jк=		0,980
Коэффициент сопла		jс=		0,960
Коэффициент удельного импульса		jI=		0,941
Коэффициент расхода		mс=		0,990
Коэффициент расходного комплекса		jb=		0,990
Действительный расходный комплекс		b(м/с)=		1535,828
Действительный удельный пустотный импульс		Iуп(м/с)=		2895,124
Действительный расход газа		m(кг/с)=		10,362
Площадь минимального сечения		Fм(м^2)=		0,003
Средняя поверхность горения		W(м^2)=		1,263
Высота свода		e0(мм)=		113,947
		e0(м)=		0,114
Отношение площадей		k=Fсв/Fм=		3,000
Площадь свободного сечения канала		Fсв(м^2)=		0,008
Требуемая масса топлива		mт(кг)=		259,056
Количество лучей звезды		i=		6
Угол		q(°)=		67,000
e=0,7…0,8				0,750
Полуугол		q/2(р рад)=		0,585
Угол элемента звезды		a(рад)=		0,393
Первый вариант расчёта длины топливного заряда
A=				0,817
H=				0,084
Диаметр камеры		D=		0,396
Площадь камеры сгорания		Fк=		0,123
Радиус камеры		R(м)=		0,198
Отношение высоты свода к диаметру камеры		e0/D=		0,288
Относительная величина вылета крышки		m=		0,500
Величина вылета крышки		b(м)=		0,099
Приближённый обьём элиптического днища		V(м^3)=		0,008
Обьём занимаемый двумя днищами		V(м^3)=		0,016
Относительный радиус скругления свода		r/D=		0,015
Радиус скругления свода		r(м)=		0,006
Радиус скругления луча		r1(м)=		0,005
Вспомогательная площадь		F1(м^2)=		0,003
Вспомогательная площадь		F2(м^2)=		0,006
Вспомогательная площадь		F3(м^2)=		0,003
Площадь остаточного топлива		Fост(м^2)=		0,004
Длина обечайки камеры сгорания		L(м)=		1,229
Длина заряда вначале горения		L1(м)=		1,328
Длина камеры сгорания вместе скрышками		L(м)=		1,427
Относительная длина камеры		Lот=L/D=		3,605
Материал обечайки двигателя		Композит материал (стеклопласт ППН)
Плотность материала обечайки двигателя		r(кг/м^3)=		2070,000
Прочность материала обечайки двигателя		σв (Мпа)=		950
Материал днищ двигателя		Титановый сплав ВТ14
Плотность материала днищь двигателя		r(кг/м^3)=		4510,000
Прочность материала днищь двигателя		σв(Мпа)=		1000
Коэффициент запаса прочности		n=		1,400
Толщина днища		δ дн=		0,002
Толщина обечайки		δ об=		0,002
Масса обечайки двигателя
топливо заполняет одно днище		mоб=		5,679
Масса днища двигателя		mдн=		2,572
Суммарная масса топлива, днищь и обечайки топливо заполняет одно днище		mдв=		269,881

 

Приближенный расчет выхода двигателя на стационарный режим

 

Геометрические характеристики заряда и камеры
Диаметр заряда	D, м=	0,387
Длина заряда	l, м=	1,365
Длина камеры сгорания	L, м=	1,462
Диаметр критического сечения	d, м=	0,057
Площадь критического сечения	Fкр, м2=	0,003
Площадь проходного сечения	F=	0,005
Давление выхода на режим
Давление вскрытия сопловой диафрагмы

Характеристики топлива и условия его горения
Даление в камере сгорания	р, Мпа=	6,15
Давление воспламенения	рВ, Па=	1845000
Начальная скорость горения	u, м/с=	0,001554
Плотность топлива	r, кг/м3=	1800
Температура продуктов сгорания	Т, К=	3359,6
Молекулярный вес продуктов сгорания	m, кг/кмоль=	19,531
Показатель изоэнторпы	K=	1,164
Коэффициент тепловых потерь	c=	0,95
Коэффициент расхода	j2=	0,95
Показатель скорости горения	n=	0,26

Предварительные вычисления
Объем одной крышки	Vт, м3=			0,007600335
Площадь поверхности горения	Sт, м2=			1,26
Свободный объем камеры сгорания	Vсв, м3=			0,014663394
Газодинамическая функция	A(k) =		0,641445925
Параметр заряжания	N=		7,61987E-06

Расчет установившегося давления
Величина давления при N1=N	pуст, Па=			8246824,202
Величина e' в первом приближении				0,00337207
Значение N1 в первом приближении				7,64566E-06
Величина установившегося давления
во втором приближении	руст, МПа=			8,209266925
Относительное отклонение давлений
на приближениях	Dр=		0,00455415
Принимаем величину установившегося давления  руст, Мпа			8,209266925

Расчет давления в период выхода двигателя на режим
Величина	а, с-1=	92,7601292
Время выхода на режим	t,с=	0,0397
Интервалы времени Dt, сек		0,00397

Время t, сек	Относительное давление	Действительное давление
0,004	0,4936	4,052
0,008	0,6406	5,259
0,012	0,7475	6,136
0,016	0,8237	6,762
0,02	0,8774	7,203
0,024	0,915	7,511
0,028	0,9411	7,726
0,032	0,9593	7,875
0,036	0,9718	7,978
0,04	0,9806	8,05

4.Изменение поверхности горения по времени.

Высота свода заряда: е₀ = 0,114м.;

Длина заряда: L = 1,328м.;

Длина луча заряда: Н = 0,070м.;

Радиус камеры сгорания: R = 0,198м.;

Величина вылета крышки: b = 0,092м.;

Радиус скругления свода: r = 0,005м.;

Радиус скругления луча: r_1­­­ = 0,8ּr = 0,0044.;

Полуугол раскрытия лучей: β = Θ/2 = 33,53˚ = 0,585 рад.;

 Угол эл-та звезды:

˚ = 0,44779 рад.;

Длина луча без радиуса скругления: x = H – r = 0,179-0,006 = 0,0781 м;

Скорость горения топлива: u = 4,558 мм/с = 0,00456м/с.;

Определим периметр и площадь горения в начале и в конце каждой  фазы. Начало новой фазы соответствует параметрам конца предыдущей фазы. Полученные данные представлены в таблице.

S_I.нач = П_I.начּL ;

S_I.кон = П_I.конּL

Периметр и поверхность горения в начале и в конце II фазы:

П_II.нач = П_I.кон = 0,7733 м.;

S_II.нач = S_I.кон = 1,0273 м.²;

S_II.кон = П_II.конּL

Периметр и поверхность горения в начале и в конце III фазы горения (конец III  фазы горения в момент времени τ = 25с.).

П_III.нач = П_II.кон = 0,8085м.;

S_III.нач = S_II.кон = 1,0739 м.²;

S_III.кон = П_III.конּ(L-b)

Фаза	I	II	III
Периметр горения	0,77335835	0,80849185	1,2358041
Площадь горения	1,02726667	1,07393517	1,5192155

5.Профилирование сопла.

- геометрическая степень расширения сопла;

F_м = 0,00259 м²;

Диаметр минимального сечения:

Площадь среза сопла:

Диаметр среза сопла:

Радиусы скругления:

R₁ = 1,5ּR_м = 1,5ּ0,006/2 = 0,0917м.;

R₂ = 0,5ּ R_м = 0,5ּ0,006/2 = 0,0306м.;

Угол касательной к контуру сопла на выходе β_а = 0,106 рад. = 6,073˚;

Относительная длина сопла:

;

Угол на входе в сверхзвуковую часть сопла: β_b = 0, 6 рад. = 34,38˚;

Длина сопла:

6.Расчет ТЗП.

Определение коэффициентов теплопроводности.

Камера сгорания.

Давление в камере сгорания:

 р = 6,15 Мпа;

Температура продуктов сгорания:

Т = 3359,6 К;

Средний молекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,531 кг/кмоль;

Теплоемкость продуктов сгорания:

С_р =  3345 ;

Коэффициент динамической вязкости:

η = 0,9330 ;

Коэффициент теплопроводности:

λ = 0,9812;

Массовый расход продуктов сгорания:

 кг/сек;

Смоченный периметр заряда:

П = 0,7734 м.;

Начальная площадь проходного сечения:

F_св = 0,00776 м²;

Эквивалентный гидравлический диаметр:

Приведенный диаметр проходного сечения (для расчета лучистого теплового потока):

Средняя длина луча:

l = 0,9ּd_св. = 0,9ּ0,283 = 0,0895м.;

Средняя плотность продуктов сгорания:

Принимаем температуру поверхности  Т_ст = 2100К;

Переднее Днище.

Коэффициент конвективной теплоотдачи (свободная конвекция):

, где γ – ускорение = 9,81 м/с.; тогда

Определяем коэффициент лучистой теплоотдачи:

Коэффициент Стефана-Больцмана: C₀ = 5,67

Массовая доля конденсата:

Z = 0,317;

Принимаем оптический диметр частиц:

d₃₂ = 3 мкм.;

Степень черноты изотермического потока продуктов сгорания:

ε_р = 0,229 +0,061ּd₃₂ + 0,00011ּТ – 0,3684ּZ+0.00502ּp-0,00338ּl =

    = 0,229 +0,061ּ3 + 0,00011ּ3411 – 0,3684ּ0,317+0.00502ּ10-0,00338ּ0,2547 = 0,6965;

Принимаем степень черноты материала:

ε_ст. = 0,8;

Эффективная степень черноты:

ε_эф.ст. = (1+ ε_ст.)/2 = (1+0,8)/2 = 0,9;

Лучистый тепловой поток:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = α_л + α_к = 3046,02+687,41 = 3733,425

Заднее днище.

Коэффициент конвективной теплоотдачи (вынужденной):

Nu = 0,023ּRe^0,8ּPr^0,4;

Определяем скорость продуктов сгорания у заднего днища:

Критерий Рейнольдса:

Критерий Прандтля:

;

Критерий Нюсельта:

Nu = 0,023ּ1826929,528^0,8ּ0,3088^0,4 = 774,04;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

α_л = 3046,02

α = α_л + α_к = 18914,7+3046,02 = 21960

Критическое сечение.

Давление продуктов сгорания в критическом сечении:

Р_кр = 3534720 Па;

Температура в основном потоке газа:

Т = 3162,3 К;

Температура торможения:

Т₀ = 3359,6 К;

Средний молекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,410 кг/кмоль;

Теплоемкость ПС:

Ср = 1898 ;

Коэффициент динамической вязкости:

η = 0,0000879

η₀ = 0,0000915

Коэффициент теплопроводности:

λ = 0,8914 ;

Массовый расход ПС:

 кг/сек;

Площадь критического сечения:

F_м = 0,0026 м²;

Диаметр минимального сечения: d_м = 0,057м.;

Температура поверхности: Т_ст. = 2300 К;

Критерий Прандтля:

;

Определяющая температура:

Т_f = 0,5ּ(Т+Т_ст)+0,22ּPr^1/3(T₀-T) = 0,5ּ(3195+2300) +0,22ּ0,311^1/3(3411-3195)=2756,1 К;

 Коэффициент динамической вязкости при Т_f :

η_f = 0,0000798

Плотность газа при Т_f :

Плотность газа при Т₀ :

Поправка:

;

Радиус кривизны:

r = d_м/2 = 0,057/2 = 0,0287 м.;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

q_л – лучистый тепловой поток в камере сгорания.

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = α_л + α_к = 2224,73+56687,34 = 58912,068

Срез сопла.

Давление продуктов сгорания в критическом сечении:

Р_кр = 10270 Па;

Температура в основном потоке газа:

Т = 1480 К;

Температура торможения:

Т₀ = 3660 К;

Средний молекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,42 кг/кмоль;

Теплоемкость ПС:

Ср = 1650,1 ;

Коэффициент динамической вязкости:

η = 0,00006452

η₀ = 0,00008

Коэффициент теплопроводности:

λ = 0,1745 ;

Массовый расход ПС:

 кг/сек;

Площадь среза сопла:

F_а = 0,14233 м²;

Диаметр на срезе сопла: d_а = 0,458м.;

Температура поверхности: Т_ст. = 1600 К;

Критерий Прандтля:

;

Определяющая температура:

Т_f = 0,5ּ(Т+Т_ст)+0,22ּPr^1/3(T₀-T) = 0,5ּ(1480,3+1600) +0,22ּ0,4497^1/3(3360-1480)=1990 К;

 Коэффициент динамической вязкости при Т_f :

η_f = 0,00006036

Плотность газа при Т_f :

Плотность газа при Т₀ :

Поправка:

;

Радиус кривизны:

r = d_а/2 = 0,5188/2 = 0,2594 м.;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = α_л + α_к = 25,678+143,641 = 169,32

Расчет ТЗП.

1.Переднее днище.

Время работы двигателя 25 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρ_М = 4510 кг/м³;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: Ср_М = 586

Теплопроводность: λ_М = 16,9

Коэффициент теплопроводности: а_М = 0,00000642 м²/сек;

Толщина днища: δ_дн = 0,00445 м.;

Допустимая температура стенки: Т_g = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: ZiO₂;

Плотность: ρ_п = 4400 кг/м³;

Теплоемкость покрытия: Ср_П = 733

Теплопроводность: λ_П = 0,72

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 4168,836

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

Коэффициенты аппроксимации, при μ = 0,2…20;

;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К)	600	650	700	750	800	850
q=	0,8999	0,8836	0,8673	0,8510	0,8347	0,8184
lgq0=	0,0122
С=	0,4000
А=	0,4500
lgq-lgq0=	-0,0580	-0,0659	-0,0740	-0,0823	-0,0907	-0,0992
1/М=	0,0036	0,0036	0,0036	0,0036	0,0036	0,0036
δп(м)=	0,0067	0,0061	0,0056	0,0051	0,0048	0,0045

2.Заднее днище.

Время работы двигателя 25 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρ_М = 4510 кг/м³;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: Ср_М = 586

Теплопроводность: λ_М = 16,9

Коэффициент теплопроводности: а_М = 0,00000642 м²/сек;

Толщина днища: δ_дн = 0,00445 м.;

Допустимая температура стенки: Т_g = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: ZiO₂;

Плотность: ρ_п = 4400 кг/м³;

Теплоемкость покрытия: Ср_П = 733

Теплопроводность: λ_П = 0,72

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 4168,836

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

Коэффициенты аппроксимации, при μ = 0,2…20;

;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К)	600	650	700	750	800	850
q=	0,8999	0,8836	0,8673	0,8510	0,8347	0,8184
lgq0=	0,0122
С=	0,4000
А=	0,4500
lgq-lgq0=	-0,0580	-0,0659	-0,0740	-0,0823	-0,0907	-0,0992
1/М=	0,0036	0,0036	0,0036	0,0036	0,0036	0,0036
δп(м)=	0,0068	0,0062	0,0057	0,0053	0,0050	0,0046

3.Критическое сечение.

Время работы двигателя 18 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρ_М = 4510 кг/м³;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: Ср_М = 586

Теплопроводность: λ_М = 16,9

Коэффициент теплопроводности: а_М = 0,00000642 м²/сек;

Толщина днища: δ_дн = 0,004 м.;

Допустимая температура стенки: Т_g = 800 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: Углерод (пирографит);

Плотность: ρ_п = 2200 кг/м³;

Теплоемкость покрытия: Ср_П = 971

Теплопроводность: λ_П = 5

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 77954,46

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

Коэффициенты аппроксимации, при μ = 0,2…20;

;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К)	600	650	700	750	800	850
q=	0,8931	0,8756	0,8582	0,8408	0,8233	0,8059
lgq0=	0,0122
С=	0,4000
А=	0,4500
lgq-lgq0=	-0,0613	-0,0699	-0,0786	-0,0875	-0,0966	-0,1059
1/М=	0,0049	0,0049	0,0049	0,0049	0,0049	0,0049
δп(м)=	0,0271	0,0250	0,0233	0,0218	0,0205	0,0194

4.Срез сопла.

Время работы двигателя 18 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρ_М = 4510 кг/м³;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: Ср_М = 586

Теплопроводность: λ_М = 16,9

Коэффициент теплопроводности: а_М = 0,00000642 м²/сек;

Толщина днища: δ_дн = 0,004 м.;

Допустимая температура стенки: Т_g = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: SiC;

Плотность: ρ_п = 1700 кг/м³;

Теплоемкость покрытия: Ср_П = 1250

Теплопроводность: λ_П = 4,19

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 1227,904

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

Коэффициенты аппроксимации, при μ = 0,2…20;

;

Допустимы ряд темпер-тур Т (К)	600	650	700	750	800	850
q=	0,7415	0,6994	0,6573	0,6152	0,5731	0,5309
lgq0=	0,0122
С=	0,4000
А=	0,4500
lgq-lgq0=	-0,1421	-0,1675	-0,1944	-0,2232	-0,2540	-0,2872
1/М=	0,0037	0,0037	0,0037	0,0037	0,0037	0,0037
δп(м)=	0,0022	0,0014	0,0008	0,0002	0,0002	0,0005

8.Расчет на прочность камеры сгорания.

Свойство материала корпуса (обечайки):

Стеклопластик:

σ_в = 950 МПа;

Е = 39,2ּ10³ МПа;

Днища:

Титановый сплав:

σ_в = 1000 МПа;

Толщина обечайки:

δ_об = 0,002 м.;

Длина: L_об. = 1,229 м.;

Диаметр камеры сгорания:

D_к = 0,5443 м.; R_к = 0,200 м.;

Толщина эллиптического днища:

δ_дн. = 0,002 м.;

Относительная величина вылета крышки:

m= 0,5;

Величина вылета крышки:

b = 0,099 м.;

Напряжения от внутренних сил:

Для обечайки:

Суммарное напряжение:

Коэффициент запаса прочности:

Для эллиптического днища:

Суммарное напряжение:

Коэффициент запаса прочности:

Расчет на устойчивость.

Определяем является ли оболочка длинная. Если выполняется условие , то оболочка считается длинной.

- Оболочка считаем длинной;

Критическое внешнее давление:

Критическое число волн:

Устойчивость от сжатия осевыми силами:

Критическое осевое усилие:

Критическое напряжение сжатие:

=266907МПА

Устойчивость при изгибе обечайки:

Принимаем α­­ _с = 0,5.

9.  Расчет массы воспламенителя.

Состав воспламенителя:

Горючее: Бор + Алюминий;

Окислитель: PbCrO₄ ;

Воспламенитель находится в петардах.

Воспламенительное устройство корзинного типа.

Давление при котором начинается воспламенение основного заряда

Pк _нач.=3500000 Па;

Расчет массы воспламенителя.

Выбираем на 1 м² горящей по поверхности заряда 0,13 … 0,2 кг. Воспламенительного состава.

S_I,П = 1,26 м² – начальная площадь поверхности горения.

m_В = 0,23 кг.

Определяем размер петард:

d_нар = 0,068 м.; d_вн. = 0,02 м.;

ρ_В = 1640

Определяем объем занимаемый петардами:

Определяем площадь поперечного сечения:

Определяем длину воспламенителя:

Определяем число петард:

Максимальное число шашек может быть до 20 мм. Выбираем 10 мм.

Выбираем число петард 14.

Между петардами помещаются резиновые площадки для уменьшения образование пороховой «пыли». Наличие пороховой «пыли» нежелательно, т.к. она может привести к нестабильной работе воспламенителя и к увеличению полей разбросов его характеристик .

10. Описание конструкции.

Корпус двигателя выполнен из стеклопластика, методом спирально-поперечной намотки.

На внутреннюю поверхность корпуса нанесено ТЗП. Днища корпуса, как переднее, так и заднее – эллиптические, которые при одинаковых параметрах имеет больший объем, чем сферическое днище. В переднем днище располагается воспламенитель корзинного типа. Горючее: Бор + Алюминий; Окислитель: PbCrO₄ ;Воспламенитель находится в петардах.

РДТТ снабжается поворотным соплом с жидким шарниром, который обеспечивает предельное отклонение +- 4˚.

Сопло состоит из утопленной входной части, жидкого шарнира. Расширяющаяся часть сопла профилированная (методом Рао). Жидкий шарнир защищен от действия горячих газов теплозащитным кожухом.

Заряд выполнен из топлива марки Arcadene-253A. Конструкция заряда выполнена таким образом, чтобы обеспечить нейтральный закон горения. Канальная часть заряда имеет форму 6-лучевой звезды.

11.Спец. часть проекта. УВТ.

Для управления движения ЛА в соответствии с требуемой траекторией необходимо иметь возможность измять величину и направление вектора скорости, а также ориентацию осей ЛА в пространстве. С этой целью используются реактивные двигатели и различные органы управления, действие которых создает необходимые для управления силы и моменты.

Управление ЛА осуществляется с помощью органов управления, построенных с использованием аэродинамических сил или энергии истекающей струи двигателя. Иногда применяют комбинированные органы управления, в которых используется аэродинамическая сила и сила истекающей газовой струи.

Одним из наиболее простых методов управления вектором тяги является поворотное сопло. Здесь сопло соединяется с корпусом двигателя через жидкий шарнир. Данный шарнир представляет собой опору и фланцем между которым располагается полостью, заполненной маслом. Полость состоит из корпуса (титанового сплава), сама оболочка состоит из эластомера заполненного жидкостью под давлением. Применение такого шарнира позволяет отклонять сопло в двух плоскостях (тангажу и рыскания) на 4 (максимум) градуса.

12.Описание ПГС.

Два руль привода 10 питаются жидкостью. Вся магистраль от руль приводов до бачка 6 заранее заполнена несжимаемым маслом, вытесняется из бачка газом, из  аккумулятора давления. Заправка шарболона 1 происходит через заправочный кран 2. Газ закачивается под давлением, которое контролируется манометром от заправочной станции.

При подаче сигнала срабатывает пиропатрон пироклапана 3. Газ поступает через понижающий редуктор  4 (для поддержания постоянного давления) и разделительную мембрану 5 в бачок с несжимаемым маслом 6. Далее масло поступает на регулятор вектора тяги 7 , которая контролируется системой управления и стабилизации летательным аппаратом 8. Далее магистраль с маслом разделяется в двух направлениях, к 1-ой и 2-й руль машинке 10. При получении электрического импульса срабатывает электро-жидкостный клапан 9 и масло заполняет полость А руль привода и двигает его поршень, масло из полости Б дренажируется через ЭЖК 9. Таким образом происходит поворот сопла в одну сторону. Если нужно повернуть сопло в другом направлении, то электрический импульс поступает на ЭЖК, заполняется полость Б. Дренаж из полости А через ЭЖК 9.

13.Литература.

1.Алемасов В.Е. и др.: «Теория ракетных двигателей», Учебное пособие для студентов высших технич. уч. Заведений./ В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин: Под редакцией В.П. Глушко, М. Машиностроение, 1989 –464с.

2.Ермолаев В.М., Абрамов Ю.Н., Магсумов Т.М. и др.: «Проектирование двигателей ЛА»,: Уч. Пособие – Казань, КАИ, 1972 – 206с.

3.Ермолаев В.М. «Расчет и проектирование камер ДЛА», Уч. Пособие – Казань, КАИ, 1983 – 68 с.

4.Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю. «Термодинамические и баллистические основы проектирования РДТТ» : Уч. Пособие для вузов - М. Машиностроение, 1979 – 392 с.

5.Семенихин П.В., «Выбор оптимальных параметров и расчет параметров и массы твердотопливного двигателя» Уч. Пособие – Казань, КАИ. 1988 – 16с.

6.Семенихин П.В., «Расчет параметров и проектирование твердотопливного двигателя », Часть II – Казань, КАИ, 1989 – 20с.

7.Соколов Б.И., Черенков А.С.: «Смесевые тв. Ракетные топлива », Уч. пособие – Казань, КАИ, 1981 – 76с.

8.Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В., «Конструкция и проектирование РДТТ» : Уч. Пособие для машиностроительных вузов. – М. Машиностроение, 1987- 328 с.

Еще из раздела Авиация и космонавтика:

• Реферат: Советские авиационные конструкторы А.М.Люлька и Н.Д.Кузнецов
• Шпаргалка: Мореходная астрономия
• Курсовая работа: Авиационно-космические отрасли в российской провинции
• Реферат: Сучасна космологія
• Курсовая работа: Экзопланеты: история открытия и современные достижения
• Реферат: Космонавтика: Вчера, Сегодня, Завтра
• Реферат: Созвездие Ориона

---