Конструирование ДЛА РДТТ

Конструирование ДЛА РДТТ

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

, м3=

0,007600335

Площадь
поверхности горения

, 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
eв 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

=

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

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: r1­­­ = 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.

SI.нач = ПI.начּL ;

SI.кон = ПI.конּL

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

ПII.нач = ПI.кон = 0,7733 м.;

SII.нач = SI.кон = 1,0273 м.2;

SII.кон = ПII.конּL

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

ПIII.нач = ПII.кон = 0,8085м.;

SIII.нач = SII.кон = 1,0739 м.2;

SIII.кон = ПIII.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;

Fм = 0,00259 м2;

Диаметр минимального сечения:

Площадь среза сопла:

Диаметр среза сопла:

Радиусы скругления:

R1 = 1,5ּRм = 1,5ּ0,006/2 = 0,0917м.;

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

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

Относительная длина сопла:

;

Угол на входе в сверхзвуковую часть
сопла: βb = 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:

Ср =  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:

Fсв = 0,00776 м2;

Эквивалентный гидравлический диаметр:

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

Средняя длина луча:

l = 0,9ּdсв. = 0,9ּ0,283 = 0,0895м.;

Средняя плотность продуктов сгорания:

Принимаем температуру поверхности  Тст = 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:

εр = 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:

εст. = 0,8;

Эффективная степень черноты:

εэф.ст. = (1+ εст.)/2 = (1+0,8)/2 =
0,9;

Лучистый тепловой поток:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = αл + αк = 3046,02+687,41 = 3733,425

Заднее днище.

Коэффициент конвективной теплоотдачи (вынужденной):

Nu
= 0,023ּRe0,8ּPr0,4;

Определяем скорость продуктов сгорания у заднего днища:

Критерий Рейнольдса:

Критерий Прандтля:

;

Критерий Нюсельта:

Nu = 0,023ּ1826929,5280,8ּ0,30880,4
= 774,04;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

αл = 3046,02

α = αл + αк = 18914,7+3046,02 = 21960

Критическое сечение.

 

Давление продуктов сгорания в критическом сечении:

Ркр = 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:

Fм = 0,0026 м2;

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

Температура поверхности: Тст. = 2300 К;

Критерий Прандтля:

;

Определяющая температура:

Тf = 0,5ּ(Т+Тст)+0,22ּPr1/3(T0-T) = 0,5ּ(3195+2300) +0,22ּ0,3111/3(3411-3195)=2756,1
К;

 Коэффициент динамической вязкости при Тf
:

ηf = 0,0000798

Плотность газа при Тf :

Плотность газа при Т0 :

Поправка:

;

Радиус кривизны:

r = dм/2 = 0,057/2 = 0,0287 м.;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

qл – лучистый тепловой поток в камере сгорания.

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = αл + αк = 2224,73+56687,34 = 58912,068

Срез сопла.

Давление продуктов сгорания в критическом сечении:

Ркр = 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:

Fа = 0,14233 м2;

Диаметр на срезе сопла: dа = 0,458м.;

Температура поверхности: Тст. = 1600 К;

Критерий Прандтля:

;

Определяющая температура:

Тf = 0,5ּ(Т+Тст)+0,22ּPr1/3(T0-T) = 0,5ּ(1480,3+1600) +0,22ּ0,44971/3(3360-1480)=1990
К;

 Коэффициент динамической вязкости при Тf
:

ηf = 0,00006036

Плотность газа при Тf :

Плотность газа при Т0 :

Поправка:

;

Радиус кривизны:

r
= dа/2 = 0,5188/2 = 0,2594 м.;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = αл + αк = 25,678+143,641 = 169,32

Расчет ТЗП.

1.Переднее днище.

Время работы двигателя 25 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρМ = 4510 кг/м3;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586

Теплопроводность: λМ = 16,9

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

Толщина днища: δдн = 0,00445 м.;

Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: ZiO2;

Плотность: ρп = 4400 кг/м3;

Теплоемкость покрытия: СрП = 733

Теплопроводность: λП = 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: ρМ = 4510 кг/м3;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586

Теплопроводность: λМ = 16,9

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

Толщина днища: δдн = 0,00445 м.;

Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: ZiO2;

Плотность: ρп = 4400 кг/м3;

Теплоемкость покрытия: СрП = 733

Теплопроводность: λП = 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

0,8184

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: ρМ = 4510 кг/м3;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586

Теплопроводность: λМ = 16,9

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

Толщина днища: δдн = 0,004 м.;

Допустимая температура стенки: Тg = 800 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: Углерод (пирографит);

Плотность: ρп = 2200 кг/м3;

Теплоемкость покрытия: СрП = 971

Теплопроводность: λП = 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: ρМ = 4510 кг/м3;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586

Теплопроводность: λМ = 16,9

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

Толщина днища: δдн = 0,004 м.;

Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: SiC;

Плотность: ρп = 1700 кг/м3;

Теплоемкость покрытия: СрП = 1250

Теплопроводность: λП = 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:

σв = 950 МПа;

Е = 39,2ּ103 МПа;

Днища:

Титановый сплав:

σв = 1000 МПа;

Толщина обечайки:

δоб = 0,002 м.;

Длина: Lоб. = 1,229 м.;

Диаметр камеры сгорания:

Dк = 0,5443 м.; Rк = 0,200 м.;

Толщина эллиптического днища:

δдн. = 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.

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

mВ = 0,23 кг.

Определяем размер петард:

dнар = 0,068 м.; dвн. = 0,02 м.;

ρВ = 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.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *