Коротко о файле:КНИТУ-КАИ / Кафедра реактивных двигателей и энергоустановок / по дисциплине: Основы проектирование двигателей летательных аппаратов / Проектирование однокамерного жидкостного ракетного двигателя. / Состав: 2 листа чертежи (конструкция, пневмогидросхема) + спецификация + ПЗ (58 страниц)
В данном курсовом проекте спроектирован однокамерный жидкостной ракетный двигатель. Исходные данные: окислитель - азотный тетраоксид (N2O4) и горючее - несимметричный диметилгидразин (C2H8N2). Тяга двигателя в пустоте 50 тонн, давление в камере сгорания 10,5 МПа. Прототипом для конструирования данного двигателя является РД-253. Для управления вектором тяги используются узел качания камеры сгорания.
Содержание:
Задание на проект
Аннотация
Введение
1.Расчёт параметров и геометрии камеры сгорания
1.1 Определение действительных параметров камеры
1.1.1 Параметры камеры с учётом пристеночного слоя
1.1.2 Вычисление секундно-массового расхода топлива
1.1.3 Вычисление секундных расходов компонентов топлива: горючего и окислителя
1.2 Определение размеров камеры и профилирование сопла
1.2.1 Определение площади минимального сечения сопла
1.2.2 Определение диаметра минимального сечения сопла
1.2.3 Универсальная газовая постоянная продуктов сгорания
1.2.4 Расчет объема камеры сгорания
1.2.5 Расчет площади камеры сгорания
1.2.6 Определение длины и объема докритической части сопла
1.2.7 Радиусы сопряжения элементов камеры
1.2.9 Расчет площади и диаметра среза сопла
1.2.9 Построение контура сопла методом Рао
Рис. 1.3. «Геометрический контур камеры сгорания»
2. Расчет проточного охлаждения
2.1 Исходные данные
2.2 Выбор материала стенки
2.3 Начальное распределение температуры
2.4 Массовый расход охладителя
2.5 Относительная температура стенки
2.6 Функция В
2.7 Относительный диаметр участка и относительный диаметр участка в степени (1,82)
2.8 Газодинамическая функция τ
2.9 Комплекс теплофизических параметров S
2.10 Плотность конвективного теплового потока
2.11 Плотность радиационного потока
2.12 Суммарный тепловой поток
2.13 Длина образующей участка и площадь поверхности стенки
2.14 Тепловой поток на участке
2.15 Подогрев охладителя на участке
2.16 Температура охладителя на выходе из участка
2.17 Средняя температура охладителя на участке
2.18 Толщина стенки. Форма и размеры охлаждающего тракта. Число гофр и фрезеровок
2.19 Площадь жидкостного сечения Fж охлаждающего тракта
2.20 Плотность тока массы охладителя
2.21 Скорость охладителя на участке
2.22 Гидравлический диаметр. Коэффициент оребрения
2.23 Эффективный коэффициент теплоотдачи
2.24 Температура стенки со стороны жидкости и температура стенки со стороны газов
3. Смесеобразование в камере сгорания 38
3.2 Выбор схемы расположения форсунок. Расчет количества форсунок.
3.3 Создание пристеночного слоя в камере.
3.3.1 Расчёт поясов завесы.
3.4 Расчет основных форсунок
3.4.1 Расчет форсунок окислителя
3.4.2 Расчет центробежной форсунки для горючего
3.5 Сводная таблица
4. Расчет на прочность камеры сгорания.
5. Описание конструкции двигателя.
5.1 Основные параметры камеры.
5.2 Газодинамический профиль камеры.
5.3 Форсуночная головка.
5.4 Камера сгорания и входной участок докритической части сопла.
5.5 Соединение форсуночной головки с цилиндрической частью камеры.
5.6 Критическая и закритическая часть сопла.
5.7 Система охлаждения.
5.8 Воспламенение компонентов топлива.
5.9 Материалы.
6. Описание работы ПГС и циклограммы двигателя.
6.1 Работа двигателя
6.1.1 Заправка
6.1.2 Запуск двигателя
6.1.3 Работа схемы в полете
6.1.4 Выключение двигателя
Описание устройства и работы пироклапана
Заключение
Список литературы
Основные характеристики двигателя:
Назначение первая ступень ракеты
Топливо:
окислитель Тетроксид азота
горючее Диметилгидразин
несиметричный
Удельный импульс 2910,51 м/с
Тяга 50 т
Давление в камере 10,5 МПа
Секундный расход:
окислителя 96,2 кг/с
горючего 43,68 кг/с
Степень расширения газа 100
Время работы 200 с
Заключение
В данном курсовом проекте была спроектирована камера сгорания ЖРД. Была определена геометрия двигателя, произведен расчет охлаждения и расчет на прочность камеры сгорания, выбрано оптимальное смесеобразование в форсунках. В качестве прототипа был использован двигатель РД-253. Также была спроектирована пирогидравлическая схема для управления двигателем во время полета.
