Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя

КУРСОВАЯ РАБОТА На тему:

«Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя»

Самара 2009

Введение

Целью данной курсовой работы является закрепление теоретических знаний по курсу механике жидкостей и газа.

Идеальный газ поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь проходного сечения S₀. После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью S_К. На участке от сечения 1 до конечного сечения камеры сгорания К газовый поток получает внешнюю теплоту, эквивалентную теплоте сгорания ракетного топлива.

Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным течением К, узким (наименьшей площади) сечением У, выходным сечением а, площади которых равны S_К, S_У u S_а. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно р_н.

1. Построение профиля канала переменного сечения

Найдем размеры, необходимые для построения профиля сопла:

— длина камеры сгорания:

мм;

— длина дозвуковой части сопла мм;

— длина сверхзвуковой части сопла:

мм;

— радиус камеры сгорания:

мм;

— радиус потока при входе в камеру сгорания:

мм;

— радиус выходного сечения сопла:

мм;

— величины для построения профиля сопла:

мм;

мм;

— величины для нахождения характерных сечений:

мм;

мм;

мм;

мм;

мм.

По найденным размерам строим профиль сопла (рисунок 1 в приложении).

После построения снимаем с чертежа недостающие величины радиусов поперечных сечений, необходимые для расчетов:

мм;

мм;

мм;

мм;

мм;

мм;

мм;

мм;

мм.

Рассчитаем площади этих сечений:

м²;

м²;

м²;

м²;

м²;

м²;

м²;

м²;

м².

2. Расчет параметров газового потока

2.1 Расчет параметров для сечения 0 и k

Вычислим значение газодинамической функции для сечения k:

.

По найденному значению с помощью математического пакета MathCAD по формуле газодинамической функции определяем соответствующие значение :

.

Находим значения остальных газодинамических функций, числа Маха, температуры, критической скорости, скорости газового потока и скорости звука в газе для сечения k по следующим формулам:

Запишем преобразованное уравнение количества движения для газа, находящегося в камере сгорания между сечениями 0 и k. С помощью математического пакета MathCAD определяем величину, учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, то есть :

Получаем .

Находим значения газодинамических функций, числа Маха, температуры, критической скорости, скорости газового потока и скорости звука в газе для сечения 0 по следующим формулам:

Вычислим оставшиеся параметры газового потока в сечении «к»:

Запишем преобразованное уравнение неразрывности для сечений «0» и «к» газового потока:

МПа.

Остальные параметры вычислим следующим образом:

кг/с.

Аналогично рассчитаем значения этих же параметров газового потока для сечения «1».

Для сечения «2» определяем методом подбора величину из решения уравнения количества движения для газа, учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, т. е.

где Принимаем

Рассчитаем значения газодинамических функций и параметров по аналогии с расчетами для сечения «1».

Параметры для сечений «3», «у», «4», «5», «а» определим по аналогии учитывая, что в сечении 3 в сечении «у», в сечениях «4», «5», «а»

Полученные значения приведены в таблице 1 (см. Приложение)

2.2 Расчет параметров для сечения «2» — «a»

Рассчитаем параметры потока со скачком уплотнения в выходном сечении сопла.

Сначала вычислим значение :

Соответствующее ему q:

Расчет остальных параметров проведем по аналогии с сечением «а». Нужно иметь ввиду, что в прямом скачке уплотнения Т^* не изменяется, р^* и ?^* скачкообразно уменьшаются.

МПа.

Все вычисления сведем в таблицу 1 (см. Приложение) Аналогично просчитаем и заполним таблицу 2 (см. Приложение)

2.3 Расчет значений для таблиц 3,4

;

;

;

.

.

.

Некоторые вычисления:

;

кН;

МПа;

кН;

кН;

кН;

кН;

кН;

кН;

кН.

По результатам расчетов (таблицы 1−4) в форме графиков, выполняется построение расчетных зависимостей (рисунок 2−7, см. Приложение).

Заключение

В данной работе был произведен расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя.

По исходным данным для живых сечений газового потока 0, 1, k, 2, 3, у, 4, 5 и а были рассчитаны газодинамические функции, параметры торможения, а также рассчитаны варианты идеального газового потока со скачком уплотнения в 5,4, выходном сечениях и с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующим дозвуковым течением газа по соплу. По расчетов были построены графики изменения параметров газового потока по длине камеры ракетного двигателя.

В конце работы были определены силы воздействия потока на камеру и тяга камеры при различных вариантах газового потока.

Список источников

Абрамович Г. Н. «Прикладная газовая динамика», 4-е издание. М.: Наука, 1976 г., 888 с.

Лекции по механике жидкостей и газов.

В.А. Курочкин, А. С. Наталевич, А. М. Цыганов «Методические указания к курсовой работе по газовой динамике», Самара: СГАУ, 1994 г.

Приложение

Результаты расчета параметров газового потока, варианты 3, 4, 5

Результаты расчета импульсов газового потока

Результаты расчета сил и тяги

Рисунок 1 — Схема камеры ракетного двигателя Рисунок 2 — Изменение температуры газа по длине камеры ракетного двигателя Рисунок 3 — Изменение давления газа по длине камеры ракетного двигателя Рисунок 4 — Изменение плотности газа по длине камеры ракетного двигателя Рисунок 5 — Изменение скорости газового потока по длине камеры ракетного двигателя