Конструирование ДЛА РДТТ

Оглавление.

Стр.

1.       Аннотация.

2.       Задание.

3.       Выбор оптимальных параметров.

4.       Изменение поверхности горения по времени.

5.       Профилирование сопла.

6.       Расчет ТЗП.

7.       Приближенный расчет выхода двигателя на режим по

начальной поверхности горения. Геометрические характеристики заряда камеры.

8.       Расчет на прочность основных узлов камеры.

9.       Расчет массы воспламенительного состава.

10.  Описание конструкции.

11.  Спец. часть проекта. УВТ.

12.  Описание ПГС.

13.  Литература.

1.Анотация.

Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкое применение. Из опубликованных данных следует, что более 90 % существующих и вновь разрабатываемых ракет оснащаются РДТТ. Этому способствуют такие основные достоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом существенных недостатков: зависимостью скорости горения ТРТ от начальной температуры топливного заряда; относительно низким значением удельного импульса ТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.

РДТТ применяются во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.

Разнообразие областей применения и выполняемых задач способствовало разработке большого числа различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками. Некоторые представления о широте применения могут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся в крайних областях этого диапазона. Для РДТТ малых тяг значение тяги находится в пределах от 0,01 Н до 1600 Н. Тяги наиболее крупных двигателей достигают десятков меганьютонов. Например, для РДТТ диаметром 6,6 м тяга составляет 31 МН.

В данной работе рассмотрен вопрос проектирования в учебных ( с использованием ряда учебных пособий) РДТТ верхней ступени ракеты носителя, на смесевом топливе, полагающий знакомство с основами расчета и проектирования твердотопливных двигателей, методиками определения основных параметров двигателя, расчетом прочности, примерами проектирования топливных зарядов.

3.  Выбор оптимальных параметров и топлива.

Приближенный расчет выхода двигателя на стационарный режим

4.Изменение поверхности горения по времени.

Высота свода заряда: е₀ = 0,114м.;

Длина заряда: L = 1,328м.;

Длина луча заряда: Н = 0,070м.;

Радиус камеры сгорания: R = 0,198м.;

Величина вылета крышки: b = 0,092м.;

Радиус скругления свода: r = 0,005м.;

Радиус скругления луча: r_1­­­ = 0,8ּr = 0,0044.;

Полуугол раскрытия лучей: β = Θ/2 = 33,53˚ = 0,585 рад.;

 Угол эл-та звезды:

Длина луча без радиуса скругления: x = H – r = 0,179-0,006 = 0,0781 м;

Скорость горения топлива: u = 4,558 мм/с = 0,00456м/с.;

Определим периметр и площадь горения в начале и в конце каждой  фазы. Начало новой фазы соответствует параметрам конца предыдущей фазы. Полученные данные представлены в таблице.

S_I.нач = П_I.начּL ;

S_I.кон = П_I.конּL

Периметр и поверхность горения в начале и в конце II фазы:

П_II.нач = П_I.кон = 0,7733 м.;

S_II.нач = S_I.кон = 1,0273 м.²;

S_II.кон = П_II.конּL

Периметр и поверхность горения в начале и в конце III фазы горения (конец III  фазы горения в момент времени τ = 25с.).

П_III.нач = П_II.кон = 0,8085м.;

S_III.нач = S_II.кон = 1,0739 м.²;

S_III.кон = П_III.конּ(L-b)

5.Профилирование сопла.

F_м = 0,00259 м²;

Диаметр минимального сечения:

Площадь среза сопла:

Диаметр среза сопла:

Радиусы скругления:

R₁ = 1,5ּR_м = 1,5ּ0,006/2 = 0,0917м.;

R₂ = 0,5ּ R_м = 0,5ּ0,006/2 = 0,0306м.;

Угол касательной к контуру сопла на выходе β_а = 0,106 рад. = 6,073˚;

Относительная длина сопла:

Угол на входе в сверхзвуковую часть сопла: β_b = 0, 6 рад. = 34,38˚;

Длина сопла:

6.Расчет ТЗП.

Определение коэффициентов теплопроводности.

Камера сгорания.

Давление в камере сгорания:

 р = 6,15 Мпа;

Температура продуктов сгорания:

Т = 3359,6 К;

Средний молекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,531 кг/кмоль;

Теплоемкость продуктов сгорания:

С_р =  3345

Коэффициент динамической вязкости:

η = 0,9330 ;

Коэффициент теплопроводности:

λ = 0,9812

Массовый расход продуктов сгорания:

 кг/сек;

Смоченный периметр заряда:

П = 0,7734 м.;

Начальная площадь проходного сечения:

F_св = 0,00776 м²;

Эквивалентный гидравлический диаметр:

Приведенный диаметр проходного сечения (для расчета лучистого теплового потока):

Средняя длина луча:

l = 0,9ּd_св. = 0,9ּ0,283 = 0,0895м.;

Средняя плотность продуктов сгорания:

Принимаем температуру поверхности  Т_ст = 2100К;

Переднее Днище.

Коэффициент конвективной теплоотдачи (свободная конвекция):

Определяем коэффициент лучистой теплоотдачи:

Коэффициент Стефана-Больцмана: C₀ = 5,67

Массовая доля конденсата:

Z = 0,317;

Принимаем оптический диметр частиц:

d₃₂ = 3 мкм.;

Степень черноты изотермического потока продуктов сгорания:

ε_р = 0,229 +0,061ּd₃₂ + 0,00011ּТ – 0,3684ּZ+0.00502ּp-0,00338ּl =

    = 0,229 +0,061ּ3 + 0,00011ּ3411 – 0,3684ּ0,317+0.00502ּ10-0,00338ּ0,2547 = 0,6965;

Принимаем степень черноты материала:

ε_ст. = 0,8;

Эффективная степень черноты:

ε_эф.ст. = (1+ ε_ст.)/2 = (1+0,8)/2 = 0,9;

Лучистый тепловой поток:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = α_л + α_к = 3046,02+687,41 = 3733,425

Заднее днище.

Коэффициент конвективной теплоотдачи (вынужденной):

Nu = 0,023ּRe^0,8ּPr^0,4;

Определяем скорость продуктов сгорания у заднего днища:

Критерий Рейнольдса:

Критерий Прандтля:

;

Критерий Нюсельта:

Nu = 0,023ּ1826929,528^0,8ּ0,3088^0,4 = 774,04;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

α_л = 3046,02

α = α_л + α_к = 18914,7+3046,02 = 21960

Критическое сечение.

Давление продуктов сгорания в критическом сечении:

Р_кр = 3534720 Па;

Температура в основном потоке газа:

Т = 3162,3 К;

Температура торможения:

Т₀ = 3359,6 К;

Средний молекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,410 кг/кмоль;

Теплоемкость ПС:

Ср = 1898

Коэффициент динамической вязкости:

η = 0,0000879

η₀ = 0,0000915

Коэффициент теплопроводности:

λ = 0,8914

Массовый расход ПС:

 кг/сек;

Площадь критического сечения:

F_м = 0,0026 м²;

Диаметр минимального сечения: d_м = 0,057м.;

Температура поверхности: Т_ст. = 2300 К;

Критерий Прандтля:

;

Определяющая температура:

Т_f = 0,5ּ(Т+Т_ст)+0,22ּPr^1/3(T₀-T) = 0,5ּ(3195+2300) +0,22ּ0,311^1/3(3411-3195)=2756,1 К;

 Коэффициент динамической вязкости при Т_f :

η_f = 0,0000798

Плотность газа при Т_f :

Плотность газа при Т₀ :

Поправка:

Радиус кривизны:

r = d_м/2 = 0,057/2 = 0,0287 м.;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

q_л – лучистый тепловой поток в камере сгорания.

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = α_л + α_к = 2224,73+56687,34 = 58912,068

Срез сопла.

Давление продуктов сгорания в критическом сечении:

Р_кр = 10270 Па;

Температура в основном потоке газа:

Т = 1480 К;

Температура торможения:

Т₀ = 3660 К;

Средний молекулярный вес продуктов сгорания:

μ = 19,42 кг/кмоль;

Теплоемкость ПС:

Ср = 1650,1

Коэффициент динамической вязкости:

η = 0,00006452

η₀ = 0,00008

Коэффициент теплопроводности:

λ = 0,1745

Массовый расход ПС:

 кг/сек;

Площадь среза сопла:

F_а = 0,14233 м²;

Диаметр на срезе сопла: d_а = 0,458м.;

Температура поверхности: Т_ст. = 1600 К;

Критерий Прандтля:

;

Определяющая температура:

Т_f = 0,5ּ(Т+Т_ст)+0,22ּPr^1/3(T₀-T) = 0,5ּ(1480,3+1600) +0,22ּ0,4497^1/3(3360-1480)=1990 К;

 Коэффициент динамической вязкости при Т_f :

η_f = 0,00006036

Плотность газа при Т_f :

Плотность газа при Т₀ :

Поправка:

Радиус кривизны:

r = d_а/2 = 0,5188/2 = 0,2594 м.;

Коэффициент конвективной теплоотдачи:

Коэффициент лучистой теплоотдачи:

Суммарный коэффициент теплоотдачи:

α = α_л + α_к = 25,678+143,641 = 169,32

Расчет ТЗП.

1.Переднее днище.

Время работы двигателя 25 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρ_М = 4510 кг/м³;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: Ср_М = 586

Теплопроводность: λ_М = 16,9

Коэффициент теплопроводности: а_М = 0,00000642 м²/сек;

Толщина днища: δ_дн = 0,00445 м.;

Допустимая температура стенки: Т_g = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: ZiO₂;

Плотность: ρ_п = 4400 кг/м³;

Теплоемкость покрытия: Ср_П = 733

Теплопроводность: λ_П = 0,72

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 4168,836

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

2.Заднее днище.

Время работы двигателя 25 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρ_М = 4510 кг/м³;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: Ср_М = 586

Теплопроводность: λ_М = 16,9

Коэффициент теплопроводности: а_М = 0,00000642 м²/сек;

Толщина днища: δ_дн = 0,00445 м.;

Допустимая температура стенки: Т_g = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: ZiO₂;

Плотность: ρ_п = 4400 кг/м³;

Теплоемкость покрытия: Ср_П = 733

Теплопроводность: λ_П = 0,72

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 4168,836

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

3.Критическое сечение.

Время работы двигателя 18 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρ_М = 4510 кг/м³;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: Ср_М = 586

Теплопроводность: λ_М = 16,9

Коэффициент теплопроводности: а_М = 0,00000642 м²/сек;

Толщина днища: δ_дн = 0,004 м.;

Допустимая температура стенки: Т_g = 800 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: Углерод (пирографит);

Плотность: ρ_п = 2200 кг/м³;

Теплоемкость покрытия: Ср_П = 971

Теплопроводность: λ_П = 5

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 77954,46

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

4.Срез сопла.

Время работы двигателя 18 секунд.

Материал стенки: ВТ-14;

Плотность: ρ_М = 4510 кг/м³;

Прочность материала днища: σ = 1000 МПа;

Теплоемкость титанового сплава: Ср_М = 586

Теплопроводность: λ_М = 16,9

Коэффициент теплопроводности: а_М = 0,00000642 м²/сек;

Толщина днища: δ_дн = 0,004 м.;

Допустимая температура стенки: Т_g = 900 К;

Начальная температура материала: Т = 293,15 К;

Материал теплозащитного покрытия: SiC;

Плотность: ρ_п = 1700 кг/м³;

Теплоемкость покрытия: Ср_П = 1250

Теплопроводность: λ_П = 4,19

Коэффициент теплопроводности:

Коэффициент теплоотдачи: α = 1227,904

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):

Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:

Температурный симплекс:

;

8.Расчет на прочность камеры сгорания.

Свойство материала корпуса (обечайки):

Стеклопластик:

σ_в = 950 МПа;

Е = 39,2ּ10³ МПа;

Днища:

Титановый сплав:

σ_в = 1000 МПа;

Толщина обечайки:

δ_об = 0,002 м.;

Длина: L_об. = 1,229 м.;

Диаметр камеры сгорания:

D_к = 0,5443 м.; R_к = 0,200 м.;

Толщина эллиптического днища:

δ_дн. = 0,002 м.;

Относительная величина вылета крышки:

m= 0,5;

Величина вылета крышки:

b = 0,099 м.;

Напряжения от внутренних сил:

Для обечайки:

Суммарное напряжение:

Коэффициент запаса прочности:

Для эллиптического днища:

Суммарное напряжение:

Коэффициент запаса прочности:

Расчет на устойчивость.

Определяем является ли оболочка длинная. Если выполняется условие

Критическое внешнее давление:

Критическое число волн:

Устойчивость от сжатия осевыми силами:

Критическое осевое усилие:

Критическое напряжение сжатие:

Устойчивость при изгибе обечайки:

Принимаем α­­ _с = 0,5.

9.  Расчет массы воспламенителя.

Состав воспламенителя:

Горючее: Бор + Алюминий;

Окислитель: PbCrO₄ ;

Воспламенитель находится в петардах.

Воспламенительное устройство корзинного типа.

Давление при котором начинается воспламенение основного заряда

Pк _нач.=3500000 Па;

Расчет массы воспламенителя.

Выбираем на 1 м² горящей по поверхности заряда 0,13 … 0,2 кг. Воспламенительного состава.

S_I,П = 1,26 м² – начальная площадь поверхности горения.

m_В = 0,23 кг.

Определяем размер петард:

d_нар = 0,068 м.; d_вн. = 0,02 м.;

ρ_В = 1640

Определяем объем занимаемый петардами:

Определяем площадь поперечного сечения:

Определяем длину воспламенителя:

Определяем число петард:

Максимальное число шашек может быть до 20 мм. Выбираем 10 мм.

Выбираем число петард 14.

Между петардами помещаются резиновые площадки для уменьшения образование пороховой «пыли». Наличие пороховой «пыли» нежелательно, т.к. она может привести к нестабильной работе воспламенителя и к увеличению полей разбросов его характеристик .

10. Описание конструкции.

Корпус двигателя выполнен из стеклопластика, методом спирально-поперечной намотки.

На внутреннюю поверхность корпуса нанесено ТЗП. Днища корпуса, как переднее, так и заднее – эллиптические, которые при одинаковых параметрах имеет больший объем, чем сферическое днище. В переднем днище располагается воспламенитель корзинного типа. Горючее: Бор + Алюминий; Окислитель: PbCrO₄ ;Воспламенитель находится в петардах.

РДТТ снабжается поворотным соплом с жидким шарниром, который обеспечивает предельное отклонение +- 4˚.

Сопло состоит из утопленной входной части, жидкого шарнира. Расширяющаяся часть сопла профилированная (методом Рао). Жидкий шарнир защищен от действия горячих газов теплозащитным кожухом.

Заряд выполнен из топлива марки Arcadene-253A. Конструкция заряда выполнена таким образом, чтобы обеспечить нейтральный закон горения. Канальная часть заряда имеет форму 6-лучевой звезды.

11.Спец. часть проекта. УВТ.

Для управления движения ЛА в соответствии с требуемой траекторией необходимо иметь возможность измять величину и направление вектора скорости, а также ориентацию осей ЛА в пространстве. С этой целью используются реактивные двигатели и различные органы управления, действие которых создает необходимые для управления силы и моменты.

Управление ЛА осуществляется с помощью органов управления, построенных с использованием аэродинамических сил или энергии истекающей струи двигателя. Иногда применяют комбинированные органы управления, в которых используется аэродинамическая сила и сила истекающей газовой струи.

Одним из наиболее простых методов управления вектором тяги является поворотное сопло. Здесь сопло соединяется с корпусом двигателя через жидкий шарнир. Данный шарнир представляет собой опору и фланцем между которым располагается полостью, заполненной маслом. Полость состоит из корпуса (титанового сплава), сама оболочка состоит из эластомера заполненного жидкостью под давлением. Применение такого шарнира позволяет отклонять сопло в двух плоскостях (тангажу и рыскания) на 4 (максимум) градуса.

12.Описание ПГС.

Два руль привода 10 питаются жидкостью. Вся магистраль от руль приводов до бачка 6 заранее заполнена несжимаемым маслом, вытесняется из бачка газом, из  аккумулятора давления. Заправка шарболона 1 происходит через заправочный кран 2. Газ закачивается под давлением, которое контролируется манометром от заправочной станции.

При подаче сигнала срабатывает пиропатрон пироклапана 3. Газ поступает через понижающий редуктор  4 (для поддержания постоянного давления) и разделительную мембрану 5 в бачок с несжимаемым маслом 6. Далее масло поступает на регулятор вектора тяги 7 , которая контролируется системой управления и стабилизации летательным аппаратом 8. Далее магистраль с маслом разделяется в двух направлениях, к 1-ой и 2-й руль машинке 10. При получении электрического импульса срабатывает электро-жидкостный клапан 9 и масло заполняет полость А руль привода и двигает его поршень, масло из полости Б дренажируется через ЭЖК 9. Таким образом происходит поворот сопла в одну сторону. Если нужно повернуть сопло в другом направлении, то электрический импульс поступает на ЭЖК, заполняется полость Б. Дренаж из полости А через ЭЖК 9.

13.Литература.

1.Алемасов В.Е. и др.: «Теория ракетных двигателей», Учебное пособие для студентов высших технич. уч. Заведений./ В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин: Под редакцией В.П. Глушко, М. Машиностроение, 1989 –464с.

2.Ермолаев В.М., Абрамов Ю.Н., Магсумов Т.М. и др.: «Проектирование двигателей ЛА»,: Уч. Пособие – Казань, КАИ, 1972 – 206с.

3.Ермолаев В.М. «Расчет и проектирование камер ДЛА», Уч. Пособие – Казань, КАИ, 1983 – 68 с.

4.Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю. «Термодинамические и баллистические основы проектирования РДТТ» : Уч. Пособие для вузов - М. Машиностроение, 1979 – 392 с.

5.Семенихин П.В., «Выбор оптимальных параметров и расчет параметров и массы твердотопливного двигателя» Уч. Пособие – Казань, КАИ. 1988 – 16с.

6.Семенихин П.В., «Расчет параметров и проектирование твердотопливного двигателя », Часть II – Казань, КАИ, 1989 – 20с.

7.Соколов Б.И., Черенков А.С.: «Смесевые тв. Ракетные топлива », Уч. пособие – Казань, КАИ, 1981 – 76с.

8.Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В., «Конструкция и проектирование РДТТ» : Уч. Пособие для машиностроительных вузов. – М. Машиностроение, 1987- 328 с.