Курсова робота
з дисципліни «Механіка рідин і газів»
«Розрахунок параметрів ідеального газового потоку в камері ракетного двигуна»
ЗАВДАННЯ
Розрахувати параметри ідеального газового потоку в камері ракетного двигуна при заданому тиску p0 на вході в камеру згоряння (пряма задача) і тиску pa на виході з сопла (зворотна задача), рівному стандартному атмосферному тиску при 0 ° C.
Таблиця 1 - Вихідні дані
ПараметриЗначеніяПоказатель адіабати Питома газова стала Тиск в газовому потоці в перетині 0 камери згоряння Температура гальмування газового потоку при втеканія в камеру згоряння Температура гальмування газового потоку перед соплом Радіус вузького перетину сопла Відношення площі перетину 0 до площі перетину k камери згоряння, Відношення радіуса перетину k камери згоряння до радіусу вузького перетину сопла, Відношення радіуса вихідного перетину до радіусу вузького перетину сопла, Відношення довжини надзвуковий частини сопла до радіусу вузького перетину сопла, Полуугол розкриття надзвуковий частини сопла в вузькому перетині Полуугол розкриття надзвуковий частини сопла у вихідному перерізі РЕФЕРАТ
газовий ракетний двигун
РАКЕТНИЙ ДВИГУН, КАМЕРА ЗГОРЯННЯ, надзвуковому соплі, ГАЗОВИЙ ПОТІК Газодинамічні ФУНКЦІЇ, РОЗРАХУНКОВИЙ РЕЖИМ, нерозрахованих РЕЖИМ, ЖИВЕ ПЕРЕРІЗ, витрати, прямі стрибок ущільнення, ІМПУЛЬС ГАЗОВОГО ПОТОКУ, сили взаємодії.
Газовий потік надходить у камеру ракетного двигуна через сопло з початковим перетином 0, проходить вузьке перетин у і покидає камеру через вихідний перетин a, площі яких дорівнюють відповідно S0, Sу, і Sa. З сопла газ витікає в зовнішнє середовище, тиск в якій одно pH=pa (вихідна постановка завдання). У цій роботі будуть представлені розрахунки оберненої задачі у випадку, коли pН=101 325 Па.
У курсовій роботі виконано розрахунки геометричних параметрів камери ракетного двигуна і параметрів ідеального газового потоку в різних перетинах по довжині камери ракетного двигуна на п'яти режимах. Схема камери представлена ??в додатку А, результати обчислень зведені в таблицях в додатку Б, а так само побудовані графіки зміни основних величин (див. Додаток В).
Всі побудови і безпосередні обчислення здійснювалися в програмах «Компас» (в режимі креслення ) і MathCAD, а так само вручну.
ЗМІСТ
Умовні позначення та індекси
Введення
. Допущення для розрахунків
. Розраховуються варіанти газового потоку
. Побудова профілю камери згоряння
. Розрахунок параметрів газового потоку. Зворотній завдання
. Визначення значень повних імпульсів для варіантів 1-5 в перетинах 0, k, y, a
. Розрахунок значень сил та тяги для варіантів 1-5 в перетинах 0, k, y, a
Висновок
Список використаних джерел
Додаток А
Додаток Б
Додаток В
Умовні позначення та індекси
, 1, к, 2, 3, у, 4, 5, а - живі перетину камери ракетного двигуна
r - радіус перетину, мм
S - площа живих перетинів, мм2
? , Q,?,? ,? , F - газодинамічні функції
p * - тиск гальмування газового потоку, Па
p - тиск газового потоку, Па
pH - тиск навколишнього середовища, Па
? * - щільність гальмування газового потоку, кг/м3
?- Щільність газового потоку, кг/м3
T * - температура гальмування газового потоку, К
T - температура газового потоку, К
М - число Маха
a - швидкість звуку, м/с
c - швидкість газового потоку, м/с
G - витрата газу, кг/с
? П - коефіцієнт зміни тиску гальмування в прямому стрибку ущільнення
? Т - коефіцієнт зміни тиску гальмування при передачі потоку зовнішньої теплоти
? в.р.- Коефіцієнт зміни тиску гальмування при раптовому
розширенні газового потоку
Ф - імпульс газового потоку, кН
P0-к - сила впливу газового потоку на камеру згоряння, кН
Pк-у - сила впливу газового потоку на дозвукову частина сопла, кН
Pу-а - сила впливу газового потоку на надзвукову частину сопла, кН
