я кожної ділянки визначаються його геометричні форми.
Далі орієнтовно задаються значення газової стінки по довжині каналу і визначаються значення конвективної складової за формулами (формули наведені для циліндричної нешвидкісного камери):
В В
де: - дійсні значення температури і газової постійної в камері, - газова постійна недіссоціірованних продуктів згоряння палива того ж складу, - коефіцієнт, що дорівнює 0,214, - середнє значення в діапазоні температур, - температура стінки камери зі боку гарячих газів, - товщина стінки, - діаметр критичного перерізу, - температура гальмування ядра потоку, - ефективна температура гальмування в ядрі потоку (за В. М. ІЄВЛЄВА), - повна питома ентальпія (кДж/кг), - (відстань від ефективного фронту полум'я) приймається рівним, - кут нахилу ділянки, - значення в камері, - коефіцієнт в'язкості газу при ефективної температурі гальмування потоку, - тиск гальмування в ядрі потоку.
На другому етапі визначаються променисті теплові потоки. Так як продуктами згоряння є тільки двухатомарние гази, то частка променистих потоків буде не велика.
Після цього можна визначити сумарний тепловий потік до стінки каналу:
В
На наступному етапі перевіряється достатність витрати охолоджувача для зняття надходить до стінок тепла. Для цього використовується рівняння теплового балансу:
В
де: - площа поверхні стінки i-тої ділянки, - середня теплоємність рідини, певна при температурі.
Звідси можна знайти температуру рідини на виході з тракту. Так само, за допомогою рівняння теплового балансу знаходяться температури охолоджувача на кожній дільниці.
На четвертому етапі знаходяться коефіцієнти тепловіддачі від стінки до рідини на кожній дільниці з урахуванням форми і типу охолоджуючого тракту, за методикою, викладеною в [3].
Далі визначається температура В«рідинноїВ» стінки і В«газовоїВ» стінки за формулами:
В
Після цього отримані значення В«газовоїВ» стінки порівнюються з попередньо заданими на першому етапі. Якщо розбіжність становить більше 5%, то розрахунок проводять заново, прийнявши попередні значення В«газовоїВ» стінки рівними проміжним значенням, більш наближеним до значень, отриманих на четвертому етапі попереднього розрахунку.
У даній роботі розрахунок був проведений з використанням програмного пакета MathCad. За результатами розрахунку температура охолоджувача на виході склала 153,7 Вє К, що свідчить про те, що застосовувати обрану схему охолодження не можна. Для двигунів, охолоджуваних при допомогою рідкого водню в [3] рекомендується використовувати схему з подкіпаніем компонента в охолодному тракті, але необхідно так само провести дослідження ефективності інших методів теплозахисту (створення рідинної плівки).
Висновок
У даному проекті були вироблені конструкторські розрахунки рухової установки на кріогенних компонентах H 2 + F 2 . У результаті була спроектована рухова установка зі наступними параметрами:
Тяга на землі, кН
100
Тяга в порожнечі, кН
104
Коефіцієнт надлишку окислювача
0,24
Питома імпульс на Землі, м/с
3950,56
Питома імпульс у порожнечі, м/с
4135,2
Маса палива, кг
25,313
У проекті було вироблено профілювання каналу камери згоряння і отримані наступні геометричні характеристики:
Діаметр критичного перетину, мм
73,8
Діаметр сопла, мм
362,4
Довжина сопловой частини, мм
463
Діаметр циліндричної частини камери, мм
160
Профілювання докритичній частини каналу вироблялося за методом двох дуг, закритичній - по методу параболи.
У даному курсовому проекті був зроблений орієнтовний розрахунок головки камери, в результаті якого була розроблена схема розташування форсунок і спроектовані самі форсунки ядра і пристінкового шару.
У проекті було вироблено первинне конструювання стінок камери і тракту охолодження.
Надалі, при проведенні розрахунків у рамках дипломного проекту передбачається більш детальна опрацювання конструкції, більш повне вивчення проблеми охолодження і методів її рішення, проведення уточнюючих розрахунків, розробка систем автоматичного регулювання.
Література
1. Термодинамічні і теплофізичні властивості продуктів згоряння. Довідник/За ред. В.П.Глушко. - М.: ВІНІТІ АН СРСР, 1971-1973. - 513 с. p> 2. Основи теорії та розрахунку рідинних ракетних ...
