Допущения для расчётов

Реферат

Курсовая работа

Страниц: 25 рисунков: 16 таблиц: 4

 

 

ИДЕАЛЬНЫЙ ГАЗ, ГАЗОВЫЙ ПОТОК, СВЕРЗВУКОВОЕ СОПЛО, ДОЗВУКОВОЕ СОПЛО, КАМЕРА СГОРАНИЯ, СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ.

 

В курсовой работе выполняется расчёт идеального газового потока в камере ракетного двигателя, схема которого представлена на рис. 1.

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

Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением k, узким(наименьшей площади) сечением y, выходным сечением a, площади которых равны S_k, S_y, S_a. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно p_h.

Рисунок 1 – Сопло Лаваля

Содержание

 

Перечень условных обозначений ………………………………………………………………4

Введение………………………………………………………………………………………….5

Задание……………………………………………………………………………………………6

Допущения для расчётов………………………………………………………………………...6

Расчётные зависимости……………………………………………………………………… ... 7

1. Построение профиля камеры…………………………………………………………………9

2. Расчёт таблицы 1

2.1. Определение параметров сечения k………………………………………………………10

2.2. Определение параметров сечения 0………………………………………………………11

2.3. Определение параметров сечения 1…………………………………………………........12

2.4. Определение параметров сечения от 2 до а……………………………………………...13

2.5. Определение параметров сечения а_за……………………………………………………..13

3. Расчёт таблицы 2……………………………………………………………………………..13

4. Расчёт таблицы 3,4……………………………………………………………………….…..13

Приложение А………………………………………………………………………………..…15

Приложение Б………………………………………………………………………………..…17

Приложение В………………………………………………………………………………..…20

Заключение……………………………………………………………………………………...24

Список использованных источников………………………………………………………….25

 

Перечень условных обозначений

 

Обозначения:

k - показатель адиабаты

q - газодинамическая функция расхода

λ – приведённая скорость

π – газодинамическая функция давления

ε - газодинамическая функция плотности

τ - газодинамическая функция температуры

f - газодинамическая функция полного импульса

М – число Маха

R – удельная газовая постоянная

T^* - температура торможения

Т – температура

p^* - давление торможения

p – давление

p_h – давление во внешней среде

а_кр – критическая скорость

а – скорость звука в газе

с – скорость газового потока

G – расход газа в потоке

σ – коэффициент изменения давления торможения

Ф – импульс газового потока

P – сила воздействия газового потока, тяга

 

Индексы:

в.р. – внезапное расширение газового потока

т – внешняя теплота

п – прямой скачок уплотнения

0-k – на камеру сгорания

k-y – на дозвуковую часть сопла

y-a – на сверхзвуковую часть сопла

0-а – на камеру

вн – внутренняя тяга

нар – наружная тяга

за - за скачком уплотнения

 

 

Введение

В курсовой работе рассчитываются следующие варианты идеального газового потока в камере ракетного двигателя:

1. Газовый поток при сверхзвуковом расчётном истечении газа из сопла (при р_а=р_h).

2. Газовый поток со скачком уплотнения в выходном сечении камеры (сопла).

3. Газовый поток со скачком уплотнения в сечении 5.

4. Газовый поток со скачком уплотнения в сечении 4.

5. Газовый поток с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующим дозвуковом течении газа по соплу.

Каждому варианту газового потока соответствуют значения p_h, определяемые по результатам расчётов.

 

 

Задание

Исходные данные:

k= 1,278

ry, мм					βa	βy
	0,35	1,6	1,85	3,42	4о	22о

 

По исходным данным и с учётом допущений определяются и рассчитываются для живых сечений газового потока 0,1,k,2,3,y,4,5,а следующие величины и параметры:

радиус r и площадь S живых сечений; числа λ, М ; значения газодинамических функций q, τ, π, ε, f ; температура торможения Т^*, давление торможения p^*, плотность торможения ρ^* газового потока; температура Т, давление р, плотность ρ газа в потоке; критическая скорость а_кр; скорость звука в газе а; скорость газового потока с; расход газа в потоке G; коэффициенты изменения давления торможения при внезапном расширении газового потока σ_в.р., при передаче потоку внешней теплоты σ_т , в прямом скачке уплотнения σ_п; давление во внешней среде р_h ; импульс газового потока Ф; силы воздействия газового потока на камеру сгорания P_0-k , на дозвуковую часть сопла P_k-у, на сверхзвуковую часть сопла P_у-а , на камеру в целом P_0-а ;внутренняя тяга камеры P_внут , наружная составляющая тяги камеры P_нар , тяга камеры P.

 

Допущения для расчётов

Газ идеальный, невязкий. Течение газа в камере сплошное, одномерное, стационарное. Газовый поток между сечениями 0 и 1 энергоизолированный, между сечениями 1 и k с получением внешней теплоты, течение газа по соплу энергоизолированное. Давление газа на внутреннем торце камеры сгорания в сечении 0 равно давлению в струе газа p₀. Скачок уплотнения в газовом потоке прямой и энергоизолированный. В живых сечениях газового потока расход газа одинаковый. Живые сечения считать плоскими сечениями, нормальными оси потока (оси камеры).

 

Расчётные зависимости

Определения газодинамических функций

(1) (5)

(2) (6)

(3) (7)

(4) (8)

(9)

Формулы газодинамических функций

(10) (13)

(11) (14)

(12) (15)

 

при , , ,

, , ,

Формулы параметров газа и одномерного газового потока

(16) (19)

(17) (20)

(18) (21)

(22) (23) (24)

(25)

(26) (27)

(28)

Уравнения для одномерного газового потока

Живое сечение j располагается за живым сечением i по потоку.

Уравнение неразрывности: , или , или

Уравнение энергии:

где - удельная внешняя теплота, получаемая газовым потоком

- удельная внешняя техническая работа, совершаемая (отдаваемая) газовым потоком

Уравнение количества движения: , или

, где , - единичные векторы, направленные по потоку и нормальные живым сечениям и , - главный вектор всех внешних поверхностных сил, действующих на газ в потоке на участке между сечениями и . В курсовой работе значения в проекциях на ось потока (камеры) определяются равенствами на участке 0-k и на участке 1-k.

Уравнение неразрывности и уравнение количества движения, преобразованные для вычисления значений λ₀, p_k, λ₁, p₁, получается в следующем виде:

(29) (30)

Коэффициенты изменения давления торможения

(31) для газового потока на участке , в курсовой работе ,

, .

(32), где значения р^*, q, λ соответствуют состоянию газового потока непосредственно перед скачком уплотнения.

 

Силы воздействия потока на камеру и тяга камеры

или (33) , (35),

(34), (36)