stify"> P0-а - сила впливу газового потоку на камеру в цілому, кН
Pвнутр.- Внутрішня складова тяги камери, кН
Pнар.- Зовнішня складова тяги камери, кН
P - тяга ракетного двигуна, кН
ВСТУП
Камера ракетного двигуна складається з камери згоряння і вихідного пристрою. Головним елементом вихідного пристрою є сопло, яке служить для розширення газу з метою збільшення кінетичної енергії газового струменя. Формою сопла, найбільш доцільною для даного типу двигуна, є сужающе-расширяющееся сопло. Дана форма сопла дозволяє отримати надзвукову швидкість витікання. Найбільш поширеним надзвуковим соплом є сопло Лаваля.
Сопло Лаваля має дві ділянки каналу: звужується (дозвуковой) і розширюється (надзвуковий). На кордоні цих двох ділянок знаходиться мінімальна прохідний перетин сопла, яке називається критичним. При перебігу газу в межах дозвукового ділянки відбувається прискорення газового потоку до швидкості звуку, при цьому обсяг газу збільшується повільніше, ніж швидкість. При перебігу газу в межах надзвукового ділянки газовий потік набуває надзвукову швидкість, при цьому надзвуковому потоку властиве більш різке збільшення обсягу, ніж швидкості.
Розрахунковий режим сопла Лаваля відповідає рівності тиску на зрізі сопла і зовнішнього тиску. При великому значенні має місце недорасшіреніе газу, а при малому значенні - перерасшіренія. В обох нерозрахованих випадках мають місце значні втрати тяги. Щоб їх уникнути, необхідно регулювати критичне і вихідний перетин сопла Лаваля, що пов'язане з серйозними технічними труднощами.
Ідеальний газовий потік надходить в камеру згоряння у вигляді струменя, яка в початковому перерізі камери 0 має площу живого перерізу. Після входу в камеру згоряння струмінь газу раптово розширюється і в деякому перетині 1 повністю і рівномірно заповнює поперечний переріз камери згоряння з площею. На ділянці від перетину 1 до кінцевого перетину камери згоряння k газовому потоку підводиться теплова енергія, еквівалентна теплоті згорання ракетного палива.
З камери згоряння газовий потік надходить у надзвукове сопло з початковим перетином k, вузьким (найменшої площі) перерізом y, вихідним перетином a, площі яких дорівнюють,,, відповідно. З сопла газ витікає в зовнішнє середовище, тиск в якій одно.
У даній роботі проводиться розрахунок основних параметрів газового потоку в камері ракетного двигуна на розрахунковому і нерозрахованих режимах.
1 ДОПУЩЕННЯ ДЛЯ РОЗРАХУНКІВ
Газ ідеальний, невязкую. Перебіг газу в камері суцільне, одномірне, стаціонарне. Газової потік між перетинами 0 і 1 енергоізолізорованний, між перетинами 1 і kc отриманням зовнішньої теплоти, протягом газу по соплу енергоізолірованное. Тиск газу на внутрішньому торці камери згоряння в перетині 0 дорівнює тиску в струмені газу. Стрибок ущільнення в газовому потоці прямий і енергоізолірованний. У живих перетинах газового потоку витрата газу однаковий. Живі перетину вважати плоскими перерізами, нормальними осі потоку (осі камери).
розраховувати ВАРІАНТИ ГАЗОВОГО ПОТОКУ
У курсовій роботі розраховуються такі варіанти ідеального газового потоку в камері ракетного двигуна:
. Газової потік при надзвуковому розрахунковому закінченні газу з сопла (при);
. Газової потік зі стрибком ущільнення у вихідному перерізі камери (сопла).
. Газової потік зі стрибком ущільнення в перетині 5;
. Газової потік зі стрибком ущільнення в перетині 4;
. Газової потік з критичним станом газу у вузькому перетині сопла і наступному дозвуковом перебігу газу по соплу.
Кожному варіанту газового потоку відповідають значення, що визначаються за результатами розрахунків.
Отримані значення величин газового потоку і параметрів зведені в таблиці (див. додаток Б).
3 ПОБУДОВА ПРОФІЛЮ КАМЕРИ ЗГОРЯННЯ
- довжина камери згоряння
- довжина дозвуковой частини сопла
- довжина надзвуковий частини сопла
- радіус камери згоряння
- радіус газового потоку при вході в камеру згоряння
- радіус вихідного перетину сопла
Профіль дозвуковой частини сопла утворюється сполученими дугами двох кіл з радіусами і. Профіль надзвуковий частини сопла побудований як квадратична парабола, яка є внутрішньою обвідної лінією для прямих відрізків, що з'єднують відповідні точки перетину відрізків yy і aa на 8 рівних частин кожен. Відрізки проведені з перетинів a і y під кутами відповідно (див. Додаток А).
За профілем камери геометрично визначаються радіуси проміжних розрахункових перетинів 2, 3, 4 і 5:
;
;
;
.
У прямій задачі проведені розрахунки газового потоку в камері ракетного двигуна зі стрибками ущільн...
