|
|
Расчёты 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 R0 = 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: φк=0,97.
Коэффициент, учитывающий потери на рассеивание потока: φα = 0,992 для αс=10º - угла полураскрытая сопла канала.
Коэффициент, учитывающий все остальные потери в закритической части канала: φw∞ = 0,98.
Коэффициент, учитывающий потери в закритической части канала в пустоте, φс∞:
Коэффициент, учитывающий потери в закритической части канала на земле, φс0:
где, Δφс – коэффициент, учитывающий влияние земного противодавления:
2). Расчет реальных параметров двигателя
Удельный импульс в пустоте:
Удельный импульс на земле:
Расход топлива:
Расход горючего и окислителя:
Площадь критического сечения и среза канала:
Диаметр критического сечения и среза канала:
Тяга в пустоте:
Расходный комплекс и коэффициент тяги:
5. Определение габаритов топливных баков
Масса топлива, необходимого для обеспечения работы двигательной установки в течение времени полета определяется как:
,
где – массовый расход топлива ДУ;
кг/с;
– коэффициент запаса топлива;
;
– время работы ДУ;
с;
Дополнительный запас топлива в баках, учитываемый коэффициентом , необходим для гарантированного обеспечения работы ДУ в течение заданного времени при любых допустимых отклонениях расходов компонентов.
Масса топлива, необходимая для обеспечения работы ДУ равна:
кг;
Масса горючего:
кг;
Масса окислителя:
кг;
Объем бака горючего:
м3;
Объем бака окислителя:
м3;
Коэффициент объема бака учитывает объём газовой подушки, а так же наличие внутри бака конструкционных элементов
;
Для определения осевых габаритов баков ракеты в первом приближении, форма баков принимается цилиндрической.
м;
м;
где d – диаметр ступени ракеты, равный 1,5 м.
В действительности, форма баков отличается от цилиндрической. Это связано с кривизной днищ. Однако учет влияний этих факторов затруднен до проведения оценки габаритов всех элементов двигательной установки. Данные об осевых габаритах баков ракеты определяют высоту столба жидкого компонента, необходимую в дальнейшем для определения максимально допустимого числа оборотов ТНА из расчета насоса окислителя на кавитацию.
6. Определение основных параметров и габаритов насосов
6.1 Определение параметров насосов
Окислителем в двигательной установке является жидкий фтор. Для этого компонента целесообразно использовать радиальный шнеко-центробежный насос. Горючим является водород, для которого целесообразно использовать многоступенчатый центробежный насос.
Массовые расходы окислителя и горючего равны:
Из уравнения баланса мощностей известно:
Отсюда найдём реальные мощности насосов:
Потребные мощности насосов можно определить по формулам:
где – КПД насосов окислителя и горючего, принимаемые приближённо равными 0,65, H – напор насосов:
где – давления на выходе из насоса и на входе в насос.
Определим эти давления по следующим формулам:
Значения берутся из расчёта баланса мощностей, значение так же выбирается, но оно не должно быть меньше, чем для компонента прокачиваемого через насос. Определим значения для компонентов.
По [6] для при температуре :
Для при :
Выберем , соответствующие этим значениям, задаваемым при балансе мощностей.
Определим напоры насосов:
Зная напоры насосов, можно определить потребные мощности:
Определим максимальную угловую скорость для насосов из кавитационного коэффициента быстроходности:
где – срывной коэффициент быстроходности; для выбранного типа насоса он принимается равным 3000.
Исходя из конструктивных соображений, примем , или . С учётом того, что насосы расположены на одном валу, скорость насоса горючего будет равна .
Определим коэффициент быстроходности насоса окислителя:
Данный насос является центробежным.
Примем количество ступеней насоса горючего равным 4. Ступени расположим последовательно. Тогда напор, создаваемый одной ступенью, будет равен:
Коэффициент быстроходности одной ступени будет равен:
Все ступени будут центробежными.
Определим крутящие моменты насосов окислителя и горючего:
Приняв , определим диаметр вала:
Из конструктивных соображений примем и диаметр втулки, равный
6.2 Определение параметров турбины
После определения параметров насосов: потребной мощности и угловой скорости вращения становится возможным определение параметров предкамерной турбины.
Мощность , потребляемая насосами ТНА равна:
Мощность, снимаемая с турбины, равна мощности потребляемой насосами:
Мощность , снимаемая с турбины, может быть выражена как:
где – массовый расход газа через турбину;
– Удельная адиабатная работа газа;
– полный КПД турбины; для турбины, работающей по замкнутой схеме, в первом приближении величина выбирается как:
.
Удельная адиабатная работа газа в турбине определяется как:
где – показатель адиабаты,
;
– газовая постоянная рабочего тела турбины, – температура рабочего тела турбины, – давление газа на входе в турбину, – степень понижения давления на турбине.
Параметры рабочего тела турбины ,,,, назначаются по результатам расчета совместной работы турбины и .насосов в закрытой схеме, – давление в камере сгорания, равное 15 МПа.
С учетом выбранных величин, удельная адиабатная работа газа в турбине равна:
Объемный расход газа на входе в колесо турбины равен:
м3/с;
Коэффициент быстроходности турбины равен:
;
Степень парциальности предкамерной турбины равна:
Степень реактивности турбины задается из интервала:
;
Адиабатная скорость равна:
м/с;
Соотношение окружной и адиабатной скоростей выбирается из условия обеспечения наибольшего окружного КПД турбины по графической зависимости:
;
При этом окружной КПД равен:
;
Окружная скорость турбины равна:
м/с;
Средний диаметр турбины равен:
м;
7. Построение профиля камеры сгорания
7.1 Профилирование докритической части канала
Расчёт докритической части канала, и построение профиля производится на основе эмпирических зависимостей.
1) Определение приведенной и условной длины канала:
где критический диаметр подставляется в миллиметрах.
При использовании материалов активная ссылка на источник обязательна.