Зміст.
Стор.
1.Анотація.
2.Завдання.
3.Вибір оптимальних параметрів.
4.Зміна поверхні горіння почасу.
5.Профілювання сопла.
6.Розрахунок ТЗП.
7.Наближений розрахунок виходудвигуна на режим по
початковійповерхні горіння. Геометричні характеристики заряду камери.
8.Розрахунок на міцність основних вузлівкамери.
9.Розрахунок маси воспламенительногоскладу.
10. Опис конструкції.
11. Спец. частину проекту. УВТ.
12. Опис ПГС.
13. Література.
1.Анотація.
Ракетнідвигуни твердого палива (РДТТ) отримали в даний час широкогозастосування. З опублікованих даних випливає, що понад 90% існуючих ізнову розроблювальних ракет оснащуються РДТТ. Цьому сприяють такі основнігідності їх, як висока надійність, простота експлуатації, постійна готовністьдо дії. Поряд з перерахованими достоїнствами РДТТ володіють рядомсуттєвих недоліків: залежністю швидкості горіння ТРП від початковоїтемператури паливного заряду; відносно низьким значенням питомої імпульсуТРТ; трудністю регулювання тяги в широкому діапазоні.
РДТТзастосовуються у всіх класах сучасних ракет військового призначення. Крім того,ракети з РДТТ використовуються в народно-господарських цілях, наприклад, для боротьбиз градом, буріння свердловин, зондування високих шарів атмосфери і.д.
Різноманітністьобластей застосування і виконуваних завдань сприяло розробці великогочисла різних конструкцій, відзначаються габаритними, масовими, тяговими,тимчасовими та іншими характеристиками. Деякі уявлення про широту застосуванняможуть дати характеристики тяги РДТТ, що знаходяться в крайніх областях цьогодіапазону. Для РДТТ малих тяг значення тяги знаходиться в межах від 0,01 Н до1600 Н. Тяги найбільш великих двигунів досягають десятків меганьютонов.Наприклад, для РДТТ діаметром 6,6 м тяга складає 31 МН.
Вданій роботі розглянуто питання проектування в навчальних (з використаннямряду навчальних посібників) РДТТ верхнього ступеня ракети носія, на сумішевихпаливі, який вважає знайомство з основами розрахунку і проектування твердопаливнихдвигунів, методиками визначення основних параметрів двигуна, розрахункомміцності, прикладами проектування паливних зарядів.
3. Вибір оптимальних параметрів і палива.
Тягадвигуна в порожнечі
P (Н) =
30000
Часроботи двигуна
t (с) =
25
Тискна зрізі сопла
P a (Па) =
10270
ПаливоARCADENЕ 253A
Початковашвидкість горіння
u1 (мм/с) =
1,554
Показникступеня в законі горіння
n
0,26
Коефіцієнттемпературного впливу на швидкість горіння
at =
0,00156
Початковатемпература палива
tн (В° С) =
20
Початковатемпература палива
Tн (К) =
293,15
Щільністьпалива
r (кг/м ^ 3) =
1800
Тискв камері згоряння
P k (Па) =
6150000
Швидкістьгоріння при заданому тиску
u (мм/с) =
4,558
Температурапродуктів згорання
T (К) =
3359,6
Молекулярнийвага продуктів згоряння
m (кг/кмоль) =
19,531
Середнійпоказник ізоентропи на зрізі сопла
n =
1,152
Розрахунковийпитомий імпульс
Iу (м/с) =
2934,8
Видатковийкомплекс
b (м/с) =
1551,5
Ідеальнийпустотну питомий імпульс
Iуп (м/с) =
3077,3
Питомаплоща зрізу сопла Fуд
(м ^ 2с/кг) =
30,5
Відноснаплоща зрізу сопла
Fотн =
54,996
Коефіцієнткамери
Jк =
0,980
Коефіцієнтсопла
Jс =
0,960
Коефіцієнтпитомої імпульсу
jI =
0,941
Коефіцієнтвитрати
mс =
0,990
Коефіцієнтвитратного комплексу
jb =
0,990
Дійснийвидатковий комплекс
b (м/с) =
1535,828
Дійснийпитома пустотну імпульс
Iуп (м/с) =
2895,124
Дійснийвитрата газу
m (кг/с) =
10,362
Площамінімального перерізу
Fм (м ^ 2) =
0,003
