Процес проектування ДУ розбивається на проведення серії проектних розрахунків різних підсистем, пов'язаних між собою граничними залежностями. Зміна параметрів небудь з них найчастіше спричиняє зміну параметрів суміжних підсистем і ДУ в цілому. Також при проведенні первинних розрахунків не всі необхідні дані можуть бути спочатку відомі. Їх значеннями задаються, виходячи з досвіду проектування аналогічних ДУ, а потім, після їх уточнення, повторюють розрахунки. p> Після проведення проектного розрахунку проводиться досвідчена відпрацювання розроблених елементів ДУ, за результатами якої параметри елементів ДУ також можуть бути скориговані. В результаті, проектування ДУ представляє складний ітераційний процес, складається з безлічі послідовних наближень.
ДУ, виконані за закритою схемою газогенерації (з допалюванням генераторного газу), характеризується більш тісними взаємозв'язками між елементами агрегатів і систем, що суттєво ускладнює процес проектування. Необхідність використання закритою схеми обумовлена ​​прагненням до отримання більш високих характеристик ДУ, порівняно з ДУ, виконаних по відкритій схемі газогенерації. Застосування закритою схеми газогенерації дозволяє істотно підвищити тиск в камері згоряння ДУ, збільшити питому імпульс, зменшити габарити і масу ДУ.
В даний час характерною тенденцією є широке використання ЕОМ на всіх стадіях проектування. Використання ЕОМ дозволяє істотно прискорити цей процес, знизити витрати, збільшити кількість проробляються варіантів, підвищити точність розрахунків.
У ході виконання даного проекту проводиться розрахунок параметрів рухової установки другого щаблі балістичної ракети наземного базування. p> Метою виконання даного проекту є визначення основних параметрів рухової установки другого ступеня балістичної ракети.
У першу чергу розробляється компонувальна схема вироби. Потім розробляється Пневмогідравлічний схема вироби. Далі виробляється тепловий розрахунок камери згоряння двигуна, визначаються габарити баків компонентів. На наступних етапах проводяться розрахунки основних параметрів турбонасосного агрегату і газогенератора.
У спеціальній частини проекту проводиться конструктивний розрахунок камери згоряння основного блоку ДУ. При цьому проводиться побудова профілю сопла, визначаються параметри робочого тіла по довжині сопла, визначаються типи і розміри форсунок. Далі проводиться розрахунок охолодження камери згоряння, міцнісний розрахунок стінок камери.
1. Характеристика використовуваної паливної пари
У ЖРД використовується хімічна енергія, носієм якої є паливо. Хімічна енергія вивільняється у вигляді теплоти при протіканні хімічної реакції окислення. Виділяється теплота сприймається продуктами реакцій - робочим тілом.
Паливо ракетного РРД складається з пального і окислювача, запас яких роздільно зберігається на борту ракети.
В якості палива для двигуна вироби використовується паливна пара рідкий водень (H 2ж ) + рідкий фтор (F 2ж ). Дана паливна пара володіє дуже високими енергетичними характеристиками.
Обидва компоненти палива є низькокиплячими, внаслідок чого необхідні спеціальні заходи з Термостатування паливних баків і магістралей. Заправка повинна вироблятися безпосередньо перед стартом.
Дана пара не є самозаймистою.
Пальним є рідкий водень. (H 2 ). Рідкий водень є безбарвною рідиною, нетоксичний, неагресивний.
Окислювачем є рідкий фтор (F 2 ). Рідкий фтор має високу агресивністю і токсичністю. Для зберігання фтору доцільно застосовувати алюміній або леговані сталі.
Основні фізико-хімічні властивості компонентів палива наведені в таблиці 1 за даними [6]. p> Основні параметри компонентів палива Таблиця 1
Компонент
H 2
F 2
Щільність, кг/м 3
76,8
1512,7
Стандартна ентальпія, кДж/кг
-4465,3
-339,58
Температура плавлення, В° К
14,9
54,39
Температура кипіння, В° К
21,2
85,87
2. Вибір компонувальною схеми двигуна
Основний апарат складається з камери згоряння, встановленої в хитному підвісі, і турбонасосного агрегату. Хитання камери дозволяє забезпечити управління по тангажу і нишпоренню.
Двигуни з тиском у камері згоряння вище P К > 3 ... 4 МПа вимагають використання турбонасосного подачі компонентів. При високих тисках в камері згоряння витискної схема подачі зажадала б значного потовщення стінок баків, що утяжелило б ракету.
Для дося...
