Реферат: Двигатели летательных аппаратов - текст реферата. Скачать бесплатно.
Банк рефератов, курсовых и дипломных работ. Много и бесплатно. # | Правила оформления работ | Добавить в избранное
 
 
   
Меню Меню Меню Меню Меню
   
Napishem.com Napishem.com Napishem.com

Реферат

Двигатели летательных аппаратов

Банк рефератов / Транспорт

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Microsoft Word, 6601 kb, скачать бесплатно
Заказать
Узнать стоимость написания уникального реферата

Узнайте стоимость написания уникальной работы

Южно-Уральский Государственный Университет Кафедра «Двигатели летательных аппаратов» Расчетно-пояснительная записка к к урсово му проект у на тему «расчет основных проектных параметров ЖРД» Проект защищен __ июня 200 7 г. с оценкой ______ _______________ Челябинск , 200 7 Аннотация .– Челябинск: ЮУрГУ, АК, 200 7 , 49 с.,10 ил., приложение 5 л. Библиография литературы 6 наименовани й . В данном курсовом проекте проведен расчет параметров камеры сгорания реактивного двигателя тягой 10 0000 Н на компонентах H 2 + F 2 , работающего по закрытой схеме газогенерации; определены основные параметры агрегатов двигательной установки: ТНА, газогенератора, баков. Произведен расчет оптимального давления в газогенераторе с помощью ЭВМ. В специальной части проекта произведена конструктивная разработка камеры сгорания, компоновочный р асчет форсуночной головки, расчет пристеночной форсунки и двухкомпонентной газожидкостной форсунки ядра , построен профиль к амеры сгорания, построена зависимость параметров рабочего тела по длине камеры сгорания . Содержание Задание на проектирование Введение 1. Характеристика используемой топливной пары 2. Выбор компоновочной схемы двигателя 3. Разработка пневмогидравлической схемы двигателя 3.1 Работа ПГС изделия при запуске 3.2 Работа ПГС изделия в полете 3.3 Останов двигательной установки 4. Тепловой расчет двигательной установки 4.1 Термодинамический расчет КС 4.2 Газодинамический расчет КС 4.2.1 Газодинамический расчет идеального канала 4.2.2 Газодинамический расчет реального канала 5. Определение габаритов топливных баков 6. Определение основных параметров и габаритов насосов 6.1 Определение параметров насосов 6.2 Определение параметров турбины 7. Построение профиля камеры сгорания 7.1 Профилирование докритической части канала 7.2 Профилирование закритической части канала 8. Определение параметров истекающего газового потока 9. Ориентировочный расчет смесительной головки канала 10. Расчет форсунок смесительной головки 10.1 Расчет двухкомпонентной форсунки 10.1.1 Расчет форсунки окислителя 10.1.2 Расчет форсунки горючего 10.2 Расчет форсунки пристеночного слоя 11. Расчёт охлаждения Заключение Литература Задание на проектирование Произвести расчет жидкостн ого ракетн ого двигател я со следующими заданными параметрами: 1) Тяга P = 150 кН; 2) Давление в камере сгорания P к = 15 МПа ; 3) Давление на срезе сопла P с = 0,0 6 МПа; 4) Топливные компоненты H 2 + F 2 ; 5) Время работы ф = 250 с. Произвести расчет и конструкторск ую разработк у камеры сгорания двигателя. Графическая часть проекта: Пневмогидравлическая схема ДУ – 1 лист; Общий вид камеры сгорания – 1 лист; Общий вид головки – 1 лист; Деталировка – 1 лист; Изменение параметров рабочего тела по соплу – 1 плакат . На деталировке – детали с общего вида форсуночной головки (днища камеры, форсунки). Введение Двигательная установка является основным элементом ракеты и обуславливает собой ее важнейшие параметры. Проектирование двигательной установки ( ДУ ) – важный и наиболее трудоемкий этап в создании ракеты. Целью проект ирования ДУ является получение при заданных условиях ДУ с наилучшими показателями. Основными показателями ДУ являются: удельный импульс, удельная тяга, надежность, стоимость. Главным из них считается удельный импульс ДУ, показывающий тягу, создаваемую единицей массы расходуемого рабочего тела. Получение высокого удельного импульса является первостепенной задачей при проектировании ДУ. Процесс проектирования ДУ разбивается на проведение серии проектных расчетов различных подсистем, связанных между собой граничными зависимостями. Изменение параметров какой-либо из них зачастую влечет за собой изменение параметров смежных подсистем и ДУ в целом. Также при проведении первоначальных расчетов не все необходимые данные могут быть изначально известны. Их значениями задают ся, исходя из опыта проектирования аналогичных ДУ, а затем, после их уточнения, повторяют расчеты. После проведения проектного расчета производится опытная отработка ра зработанных элементов ДУ, по результатам которой параметры элементов ДУ также могут быть скорректированы. В результате, проектирование ДУ представляет сложный итерационный процесс, состоящий из множества последовательных приближений. ДУ , выполненные по закрытой схеме газогенерации (с дожиганием генераторного газа), характеризуется более тесными взаимосвязями между элементами агрегатов и систем , что существенно усложняет процесс проектирования . Необходимость использования закрытой схемы обусловлена стремлением к получению более высоких характеристик ДУ , по сравнению с ДУ, выполненных по открытой схеме газогенерации . Применение закрытой схемы газогенерации позволяет существенно повысит ь давление в камере сгорания ДУ, увеличить удельный импульс, уменьшить габариты и массу ДУ. В настоящее время характерной тенденцией является широкое использование ЭВМ на всех стадиях проектирования. Использование ЭВМ позволяет существенно ускорить этот процесс, снизить затраты, увеличить количество прорабатываемых вариантов, повысить точность расчетов . В ходе выполнения данного проекта производится расчет параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты наземного базирования. Целью выполнения данного проекта является определение основных параметров д вигател ьной установки второй ступени баллистической ракеты . В первую очередь разрабатывается компоновочная схема изделия. Затем разрабатывается пневмогидравлическая схема изделия. Далее производится тепловой расчет камеры сгорания двигателя, определяются габариты баков компонентов. На последующих этапах производятся расчеты основных параметров турбонасосного агрегата и газогенератора. В специальной части проекта производится конструктивный расчет камеры сгорания основного блока ДУ. При этом производится построение профиля сопла, определяются параметры рабочего тела по длине сопла, определяются типы и размеры форсунок. Далее производится расчет охлаждения камеры сгорания, прочностной расчет стенок камеры. 1. Характеристика используемой топливной пары В ЖРД используется химическая энергия , носителем которой является топливо. Химическая энергия высвобождается в виде теплоты при протекании химической реакции окисления. Выделяющаяся теплота воспринимается продуктами реакций – рабочим телом. Топливо ракетного ЖРД состоит из горючего и окислителя, запас которых раздельно хранится на борту ракеты. В качестве топлива для двигателя изделия используется топливная пара жидкий водород ( H 2ж ) + жидкий фтор ( F 2ж ). Данная топливная пара обладает очень высокими энергетическими характеристиками . Оба компонента топлива являются низкокипящими , вследствие чего необходимы специальные мероприятия по термостатированию топливных баков и магистралей . Заправка должна производиться непосредственно перед стартом. Данная пара не является самовоспламеняющейся . Горючим является жидкий водород. ( H 2 ) . Жидкий водород является бесцветной жидкостью , нетоксичен, неагрессивен . Окислителем является жидкий фтор ( F 2 ) . Жидкий фтор обладает высокой агрессивностью и токсичностью . Для хранения фтора целесообразно применять алюминий или легированные стали. Основные физико-химические свойства компонентов топлива приведены в таблице 1 по данным [6] . Основные параметры компонентов топлива Таблица 1 Компонент H 2 F 2 Плотность , кг/м 3 76 ,8 1512,7 Стандартная энтальпия , кДж/кг - 4465,3 -339,58 Температура плавления , °К 14,9 54,39 Температура кипения , °К 21,2 85,87 2 . Выбор компоновочной схемы двигателя Основной блок состоит из камеры сгорания , установленной в качающемся подвесе, и турбонасосного агрегата. Качание камеры позволяет обеспечить управление по тангажу и рысканию. Двигатели с давлением в камере сгорания выше P К > 3…4 МПа требуют использования турбонасосной подачи компонентов. При высоких давлениях в камере сгорания вытеснительная схема подачи потребовала бы значит ельного утолщения стенок баков, что утяжелил о бы ракету. Для достижения большей эффективности использования энергии, получаемой при сгорании топлива, целесообразно применить схему двигателя с дожиганием генераторного газа . Рабочее тело для привода ТНА образуется в газогенераторе, работающем на основных компонентах топлива ( H 2 + F 2 ) с полной газификацией горючего . После совершения работы на турбине отработанный газ поступает в камеру сгорания, где обогащается окислителем и дожигается. Наддув бака горючего осуществляется газом, отбираемым после турбины ТНА. Бак окислителя наддувается инертным газом (гелием) . 3. Разработка пневмогидравлической схемы двигателя Конструктивно двигательная у становка состоит из блок а двигател я , баков компонентов , подающих магистралей, элементов управления и автоматики . Двигательный длок состоит из камеры сгорания, турбонасосного агрегата и газогенератора. В конструкции ДУ широко применяются элементы пироавтоматики. Их основными преимуществами является низкое время срабатывания , простота конструкции. Заправка изделия компонентами топлива производится на стартовой позиции. Двигательная установка включается по команде после отделения первой ступени . Управление тягой ДУ в полёте осуществляется бортовой системой управления ракеты (БСУ). Регулирование тяги производится путем изменения расхода компонентов в камеру и газогенератор . Для уменьшения остатков недозабора компонентов топлива в баках, в составе ПГС ракеты предусматривается система одновременного опорожнения баков (СООБ), измеряющая уровень топливных компонентов в баках и корректирующая соотношение компонентов в камере сгорания основного блока. Для предотвращения попадания в КС компонентов топлива, находящихся в момент остановки двигателя за отсечными клапанами, в составе ПГС изделия присутствуют клапаны сброса, через которые компоненты сбрасываются в окружающее пространство. В приложении к пояснительной записке, в рамках выполнения графической части проекта , приводится пневмогидравлическая схема изделия, выполненная в соответствии с ГОСТ 2.701-84, ГОСТ 2.704-76 , ГОСТ 2.780-96 . Обозначения элементов , приведенные в описании работы ПГС , соответствуют обозначениям на схеме. 3.1 Работа ПГС изделия при запуске Так как двигательная установка работает на низкокипящих компонентах, заправка и захолаживание магистралей осуществляется непосредственно на стартовой позиции. Заправка топливных баков производится в вертикальном положении через штуцеры 15 и 16 при открытых клапанах 27 и 28. Перед стартом производится захолаживание основных магистралей газообразным гелием. Гелий подаётся через клапаны 33 и 34 и собирается в ресивер через клапаны 22 и 25. По команде на запуск после отделения первой ступени открываются клапаны 7 и 8, после чего прорываются мембраны принудительного прорыва 13 и 14. Компоненты заполняют магистрали и полости насосов. После срабатывает пороховой газогенератор 32 и пороховые газы раскручивают пусковую турбину 6. Открываются клапаны 23 и 24. Насосы начинают подавать компоненты в камеру и основной газогенератор. Пирозажиганием инициируется горение в газогенераторе и камере сгорания. Двигатель выходит на режим. 3.2 Работа ПГС изделия в полете Тяга двигателя регулируется при помощи регулятора кажущейся скорости, установленного на линии горючего, идущего в газогенератор. Этот регулятор получает информацию о текущей кажущейся скорости и сравнивает её с программной. Регулированием расхода рабочего тела через турбину, осуществляется управление оборотами ТНА. На линии расхода окислителя в КС расположен регулятор системы одновременно го опорожнения топливных баков. Наддув бака горючего в полёте осуществляется отбором газа после турбины и управляется клапаном 26, наддув бака окислителя осуществляется инертным газом (гелием) и управляется клапаном 29. 3.3 Останов двигательной установки По команде на останов ДУ прекращается наддув баков, клапан 24 закрывается, прекращая подачу окислителя в ГГ. Горение в ГГ прекращается, рабочее тело перестаёт поступать на турбину, ТНА останавливается. Закрываются клапаны 7 и 8, прекращая подачу компонентов в насосы, так же закрывается клапан 24. Открываются пироклапаны 17 и 18 и в магистрали за насосами начинает поступать гелий, обеспечивающий дренаж оставшихся компонентов через открывшиеся клапаны 22 и 25 в окружающее пространство. 4 . Тепловой расчет двигательной установки Целью проведения теплового расчета является определение основных параметров рабочего тела в камере сгорания и на срезе сопла, определение основных геометрических размеров двигателя . Тепловой расчет состоит из следующих частей – термодинамического и газодинамического расчетов. Целью проведения термодинамического расчета является определение термодинам ических параметров рабочего тела (температуры, состава, газовой постоянной) в зад анных сечениях камеры сгорания. Результаты термодинамического расчета камеры сгорания двигателя необходимы для проведения газодинамического расчета, при котором определяются основные характеристики двигательной установки (удельный импульс, массовый расход компонентов) и определяющие размеры камеры сгорания (диаметр критического сечения, диаметр среза сопла). В настоящее время существуют таблицы р езультат ов стандартных термодинамических расчетов , полученных для различных вариантов значений коэффициента избытка окислителя, давлений в камере сгорания и на срезе сопла. Результаты термодинамического расчета для заданных давлений и коэффициента избытка окислителя могут быть получены при помощи интерполяции значений, взятых из таблицы. Выбор значения коэффициента избытка окислителя б в соответствии графиком функции I уд (б) при заданных давлениях в камере сгорания P К и на срезе сопла P С . Критерием выбора значения б является максимально е значение удельного импульса I уд . При проведении данного расчета считается, что выбранное соотношение компонентов постоянно по сечению камер ы сгорания. Однако, для улучшения условий охлаждения камеры сгорания , возле стенок создается пристеночный слой, в котором коэффициент избытка окислителя отличается от сво его значения в ядре потока. За счет увеличения содержания горючего в пристеночном слое температура газовой стенки падает, что уменьшает конвективный тепловой поток, передаваемый стенке камеры. Продукты сгорания в пристеночном слое имеют иные термодинамические параметры, нежели в основном потоке. Соответственно, удельный импульс, создаваемый продуктами сгорания в пристеночном слое, будет отличаться (в меньшую сторону) от удельного импульса основного потока. П ри проведении стандартных термодинамических расчетов считается, что вся энергия, получаемая в результате сгорания топлива, переходи т в кинетическую энергию частиц истекающих газов. При этом не учитыва ется энергия, затрачиваемая на привод предкамерной турбины . О днако величины потерь составляют небольшую часть от общей термодинамической энергии рабочего тела и не могут быть оценены до проведения расчетов параметров предкамерной турбины . По результатам проведения расчетов предкамерной турбины, влияния пристеночного слоя , параметры двигательной установки могут быть скорректированы, что потребует повторного проведения теплового и всех последующих расчетов. 4 .1 Те рмодинамический расчет КС Термодинамический расчёт КС со схемой с дожиганием производится в несколько этапов. В начале находятся параметры в газогенераторе. Горение в газогенераторе осуществляется с большим избытком горючего , температура не должна превышать 1100 є К. при такой температуре продукты сгорания находятся в неравновесном состоянии, а следовательно, рассчитать их параметры по обычной методике невозможно. Для восстановительного газогенератора на фторе и водороде в [ 4 ] приведены следующие экспериментальные параметры : б=0,06, R =2052, Т=1051 є К, n =1,386, С р =2154 кДж/кг* є К (выбор произведён для наименьшей температуры). На втором этапе проводится ряд приближённых расчётов по схе м е без дожигания при заданном значении давления и найденных с учётом поправки на давление значениях энтальпии компонентов. Значения энтальпии находятся по формуле: Полная методика определения энтальпии изложена в [1]. где – энтальпия компонента при заданной температуре, – давление в камере сгорания. С учётом этих поправок энтальпии будут равны: Выбор предварительного значения б производится по наибольшему значению произведения ( RT ) кс . Выберем б =0,24 На третьем этапе производится серия уточняющих расчётов для схемы с дожиганием. Для этого зададимся значениями: где – потери от насосов до ГГ, – потери от ГГ до КС, – КПД насосов и турбины. Далее рассматривается баланс мощностей насосов и турбины: где – давления на входах в насосы. Задаваясь значениями , построим графики и определим их пересечение. После этого найдём , сработанную на турбине : Определим новую энтальпию генераторных газов после срабатывания на турбине и реальный состав (условную формулу) горючего, поступающего в КС. Далее проводится повторный термодинамический расчёт параметров в камере сгорания и находится новое оптимальное значение б кс , после чего оно сравнивается с предыдущим. Если: то примем новое значение б кс как искомое, в противном случае уточняющий расчёт проводится заново, с новыми параметрами. После получения б кс проводится расчёт истечения по каналу при известном значении n и находятся параметры на срезе сопла. Полученные данные приведены в таблице 2 : Результаты термодинамического расчета Таблица 2 Сечение камеры Горение в камере Срез сопла Давление в сечении P , МПа 15 0,06 Температура Т , 0 К 3322,97 885,583 Молярная масса Мг , кг/кмоль 9,90011 10,0173 Коэффициент избытка окислителя б 0,24 0,24 Показатель изоэнтропы расширения n - 1,315 Р асчёты проведены в программе «Термодинамика». 4 .2 Газодинамический расчет КС Целью газодинамического расчета является определение параметров истекающего газового потока в характерных сечениях КС, удельного импульса ДУ основного блока, геометрических размеров критического сечения и среза сопла. 4.2.1 Газодинамический расчёт идеального канала 1) Расчет термодинамических величин в канале и на его срезе. Наедем газовую постоянную: где R 0 = 8314 Дж/моль·кг - универсальная газовая постоянная; Определяем удельный объем: По результатам программы «Термодинамика»: Показатель процесса: 2) Расчет параметров критического сечения: Степень расширения в критическом сечении канала : Определим скорость потока в критическом сечении канала: Удельный объём продуктов сгорания: Находим удельную площадь критического сечения: 3) Расчет параметров на срезе сопла: Определяем степень расширения на срезе канала: Скорость потока на срезе канала, , По результатам программы «Термодинамика»: Определяем удельную площадь сопла: Геометрическая степень расширения сопла, 4) Расчет параметров двигателя: Найдем удельный импульс на земле: Расход топлива: Определяем удельный импульс в пустоте: Найдем тягу в пустоте: Площадь критического сечения и среза сопла: Определим расходный комплекс и коэффициент тяги: 4.2.2 Газодинамический расчёт реального канала 1). Расчет коэффициентов потерь Коэффициент, учитывающий потери, связанные с недогоранием топлива: ц к =0,97. Коэффициент, учитывающий потери на рассеивание потока: ц б = 0,992 для б с =10є - угла полураскрытая сопла канала. Коэффициент, учитывающий все остальные потери в закритической части канала: ц w
1Архитектура и строительство
2Астрономия, авиация, космонавтика
 
3Безопасность жизнедеятельности
4Биология
 
5Военная кафедра, гражданская оборона
 
6География, экономическая география
7Геология и геодезия
8Государственное регулирование и налоги
 
9Естествознание
 
10Журналистика
 
11Законодательство и право
12Адвокатура
13Административное право
14Арбитражное процессуальное право
15Банковское право
16Государство и право
17Гражданское право и процесс
18Жилищное право
19Законодательство зарубежных стран
20Земельное право
21Конституционное право
22Конституционное право зарубежных стран
23Международное право
24Муниципальное право
25Налоговое право
26Римское право
27Семейное право
28Таможенное право
29Трудовое право
30Уголовное право и процесс
31Финансовое право
32Хозяйственное право
33Экологическое право
34Юриспруденция
 
35Иностранные языки
36Информатика, информационные технологии
37Базы данных
38Компьютерные сети
39Программирование
40Искусство и культура
41Краеведение
42Культурология
43Музыка
44История
45Биографии
46Историческая личность
47Литература
 
48Маркетинг и реклама
49Математика
50Медицина и здоровье
51Менеджмент
52Антикризисное управление
53Делопроизводство и документооборот
54Логистика
 
55Педагогика
56Политология
57Правоохранительные органы
58Криминалистика и криминология
59Прочее
60Психология
61Юридическая психология
 
62Радиоэлектроника
63Религия
 
64Сельское хозяйство и землепользование
65Социология
66Страхование
 
67Технологии
68Материаловедение
69Машиностроение
70Металлургия
71Транспорт
72Туризм
 
73Физика
74Физкультура и спорт
75Философия
 
76Химия
 
77Экология, охрана природы
78Экономика и финансы
79Анализ хозяйственной деятельности
80Банковское дело и кредитование
81Биржевое дело
82Бухгалтерский учет и аудит
83История экономических учений
84Международные отношения
85Предпринимательство, бизнес, микроэкономика
86Финансы
87Ценные бумаги и фондовый рынок
88Экономика предприятия
89Экономико-математическое моделирование
90Экономическая теория

 Анекдоты - это почти как рефераты, только короткие и смешные Следующий
Поздний вечер 21 декабря. Сижу на даче - дрова, консервы, спички, свечи, соль, макароны - все с собой. Чувствую себя полным кретином.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по транспорту "Двигатели летательных аппаратов", также как и все другие рефераты, курсовые, дипломные и другие работы вы можете скачать бесплатно.

Смотрите также:


Банк рефератов - РефератБанк.ру
© РефератБанк, 2002 - 2016
Рейтинг@Mail.ru