ВВЕДЕНИЕ

Методические указания служат пособием для выполнения студентами специальности 1302 лабораторной работы по кур­су: "Конструкция двигателей летательных аппаратов". Настоящие указания могут быть использованы при выполнении лабораторной работы по ракетным двигателям студентами других специальнос­тей института.

Методические указания включают цель работы, содержание задания, методику выполнения работы, порядок ее оформления и сдачи, исходные данные для расчета, вопросы для самоконтроля»

Задание определяет объем, который студенты должны выполнить во время работы. Содержание задания рассчитано на его выполнение в течение четырех академических часов.

Методика выполнения работы включает сведения о химических ракетных двигателях, данные по схемам и устройству изучаемых образцов ЖРД и РДТТ, последовательность операций по вычислению тяги двигателя и его удельного импульса, указания по построе­нию высотой характеристики ракетного двигателя.

Методические указания содержат перечень отчетных материалов, представляемых преподавателю при защите студентами лаборатор­ной работы.

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Ознакомление студентов с принципом действия химических ракетных двигателей, с устройством образцов ЖРД и РДТТ, с назначением их основных элементов.

2. ЗАДАНИЕ

При выполнении лабораторной работы студенты должны:

    ознакомиться с принципом действия химических ракетных двигателей; рассмотреть схемы и устройство образцов ЖРД и РДТТ; изучить назначение основных элементов жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей; измерить диаметры критического и выходного сечений сопла, рассчитать тягу и удельный импульс тяги одного из об­разцов двигателя и построить для него высотную характеристику.

3. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ТЕОРИИ

НЕ нашли? Не то? Что вы ищете?

3.1. Химические ракетные двигатели

Химическим ракетным двигателем называют такой двигатель, который создает тягу за счет истечения из  его сопла продуктов сгорания топлива, образующихся в результате химических превращений. Продукты сгорания топлива называются рабочим телом.

Принципиальная  схема  последовательности  преобразования

энергии в химическом ракетном двигателе представлена на рис.1.

Эта схема включает:

    жидкое или твердое ракетное топливо (I), которой является источником энергии и источником рабочего тела; камеру сгорания (2), в которой происходит преобразование химической энергии, заключённой в топливе, в тепловую энергию продуктов сгорания; сопло (3) служит для преобразования тепловой энергии продук­тов сгорания в кинетическую энергию их движения и истечения рабочего тела из двигателя.

Таким образом, в химическом ракетном двигателе источник энергии и запас рабочего тела совмещены. Это является отличительным признаком подобных двигателей.

В ракетных двигателях источники энергии и рабочего тела полностью сосредоточены на борту летательного аппарата. Это позволяет двигателю нормаль­но работать в любой окружающей среде (в атмосфере, в пустоте, под водой). При этом тяга, создаваемая двигателем, не зависит от скорости движения летательного аппарата.

Химические ракетные двигатели в зависимости от агрегат­ного состояние применяемого топлива делятся на жидкостные, твердотопливные и гибридные. Последний тип двигателя здесь не рассматривается.

3.2. Жидкостные ракетные двигатели

ЖРД в общем случае состоит из камер, турбонасосных агрегатов, газогенераторов, агрегатов автоматики, устройств для создания управляющих усилий, рамы, трубопроводов и вспомогательных устройств. ЖРД очень многообразны. Ниже рассматри­вается схема  (рис. 2) изучаемого образца двигателя. По такой схеме выполнен отечественный ЖРД РД-214. Этот двигатель имеет насосную систему подачи компонентов топлива, однокомпонентный газогенератор, работает без дожигания генераторного газа. РД-214 является в СССР первым мощным серийным ракетным двига­телем. Он устанавливается на первой ступени ракеты-носителя "Космос". Основные элементы двигательной установки, представ­ленной на рис. 2, включают:

    баки основного топлива (1); бак вспомогательного топлива (2) (80 % - ый раствор Н202); перогазогенератор (реактор) (3); насосы горючего и окисли; насос вспомогательного топлива (Н2О2) (5); турбину (6); камеру двигадвигатель РД-214 включает блок из четы­рех камер, для упрощения рисунка на нем изображена одна камера); агрегаты автоматики (8); отбросное сопло (9).

Двигатель работает на высококипящем азотнокислотном окислителе и продуктах переработки керосина в качестве горючего. Его тяга (для блока четырех камеру) в пустоте составляет 740 кН.

Камеры двигателя жестко связаны по двум поясам болтами. Камеры - паяно-сварные, состоят из:

Смесительная головка обеспечивает подвод компонентов топлива в камеру сгорания и их распыливание. В камере сгорания осуществляются процессы смесеобразования и сгорания компонентов топлива,

Камера имеет двойные стенки, между которыми установлены гофрированные проставки с продольными, вдоль оси, гофрами. С по­мощью пайки проставки связывают стенки камеры друг с другом, Для охлаждения камеры двигателя используется горючее, которое подается по двум патрубкам в коллектор на сверхзвуковой части сопла и по зазору между ее стенками поступает в смесительную головку. Камера изготавливается из хромоникелевых сталей  аустенитно-мартенситного класса.

На блок камер двигателя, устанавливается турбонасосный агрегат (ТНА). ТНА состоит из турбины и трех центробежных на­сосов (окислителя, горючего и перекиси водорода). ТНА предназначен для подачи окислителя и горючего в камеру двигателя и перекиси водорода в парогазогенератор (реактор). Подача компо­нентов осуществляется насосами, которые приводятся в действие газовой турбиной. При изменении частоты вращения ТНА изменяет­ся расход компонентов топлива в камеру двигателя. Этим дости­гается регулирование тяги.

Турбина и насосы расположены на одном валу. Рабочим телом для турбины является парогаз, образующийся в реакторе. Парогаз, имеющий температуру около 800 К, подается под давлением Па в сопла турбины и затем на лопатки рабочего колеса. Отработанный парогаз собирается в выхлопном коллекто­ре турбины и отводится по выхлопным трубам к отбросным соплам, установленным на корпусе ракеты. Корпусы насосов, крышки, центробежные колёса изготавливаются из алюминиевых сплавов. Диск турбины, рабочие лопатки, вал выполняются из стали.

Система парогазогенерации предназначена для образования и подачи парогаза в турбину. Основными агрегатам системы являются бак для перекиси водорода и реактор (парогазогенератор).Применяется 80 % - ый водный раствор перекиси водорода. Из блока перекись водорода подается в реактор. В реакторе происходит процесс каталитического разложения перекиси водорода по уравнению:

  Н2О2  катализатор  Н2О + 0,5 О2 + Q.

В качестве катализаторов используется перманганаты щелочных металлов (NaMnO4; KMnO4). Тепло, выделяющееся при разложении раствора перекиси водорода, затрачивается на испарение балластной воды и подогрев паров воды и молекулярного кислорода, именуемой парогазом.

Запуск двигателя осуществляется посредством самовоспламеняющегося топлива. Для этой цели используются пусковое го­рючее, которое с основным окислителем образует самовоспламеняю­щееся топливо. При пуске в начале срабатывает автоматика сис­темы парогазогенерации. При этом перекись водорода под дейст­вием давления наддува бака и статического давления столба жид­кости поступает в реактор. Образующийся парогаз поступает на турбину, которая раскручивается и приводит в действие насосы. Насосы подают окислитель и пусковое горючее в камеру двигателя, начинается горение. За пусковым горючим следует основное горючее, и двигатель набирает тягу до номинального значения.

Выключение двигателя производится в две ступени. При достижении летательным аппаратом скорости близкой к заданной подается предварительная команда на выключение двигателя. При этом уменьшается расход перекиси водорода, снижаются обороты ТНА и двигатель переводится на меньшую тягу. При достижении летательным аппаратом заданной скорости подается главная коман­да на выключение двигателя, в результате прекращается доступ окислителя и горючего в камеру сгорания, прекращается подача перекиси водорода в реактор и ТНА останавливается.

3.3.  Ракетные двигатели твёрдого топлива

Ракетные двигатели твердого топлива находят широкое применение во всех областях ракетно-космической техники. Конструкция РДТТ в значительной степени определяется его целевым назначением.

РДТТ включает в себя следующие основные элементы:

    корпус (1); сопловой блок (2); заряд твёрдого топлива (3);

    воспламенительное устройство (4); узлы соединения элементов двигателя.

Для управления двигателем, его нормального функционирования и обеспечения полета летательного аппарата по заданной программе в конструкции двигателя вводится ряд дополнительных систем. В общем случае такими системами являются следующие:

    система тепловой защиты; система отсечки (выключения) тяги; система управления вектором тяги по направлению; система управления вектором тяги по величине; система газов и (огневой) связи между камерами сгорания пакета двигателей; система аварийного выключения двигателя.

Изучаемый образец двигателя является стартовым ускорителем. Для подобного типа двигателей характерны сравнительно не­большое время работы и относительно большие тяги. Кроме того, подобные двигатели являются обычно неуправляемыми, следова­тельно, у них отсутствует исполнительные органы системы управления полетом. Работает стартовый двигатель, как правило, до полного выгорания топлива и поэтому он не имеет системы от­сечки тяги.

Конструктивной основой двигателя является его корпус. Он включает (рис. 4) обечайку (5), переднее (10) и заднее (2) днища и узлы соединения обечайки с днищами. Корпус двигателя выполнен из высоколегированной стали, имеет цилиндрическую форму, является разъемным по сопловому днищу (2). Наличие разъе­ма вызывается необходимостью монтажа заряда в корпус двигателя. Соединение обечайки с задним днищем выполнено резьбовым, а с передним днищем - сварным.

Вся внутренняя поверхность обечайки покрыта теплозащитным аблирующим покрытием (6) коксующего типа. На теплозащитном покрытии укреплены деревянные рейки (7) для центрирования заряда относительно оси двигателя. Снаружи обечайки расположены элементы крепления двигателя в летательном аппарате.

Для соединения заднего днища с обечайкой к нему приваривается кольцо (4), по образующей которого нанесена резьба, обеспечивающая соединение днища с обечайкой. К шпангоуту зад­него днища приваривается диафрагма (З) колосникового типа. Диа­фрагма обеспечивает фиксацию заряда от продельного перемещения.

Выходной раструб сопла (1) имеет коническую форму. Раструб соединяется с днищем с помощью резьбы.

Переднее днище (10) имеет эллиптическую форму. Соединение с обечайкой осуществляется с помощью шпангоута (8), который приваривается к обечайке и днищу. На переднем днище имеется четыре отверстия, в которые введены четыре нарезные втулки (9). Две втулки служат для постановки пиропатронов, производящих зажжение воспламенителя. Вторая пара втулок предназначена для постановки элементов амортизатора, обеспечивающего поджатие заряда и предохраняющего его от перемещения во время транспор­тировки и работы двигателя.

Внутрь корпуса вкладывается заряд (рис. 5) твердого топлива. Заряд имеет трубчатую форму. По торцам заряда нанесена бронировка, предохраняющая эти поверхности от горения. Заряд горит со стороны канала и по наружной поверхности. В процессе

горения заряда его поверхность остаётся постоянной.

4. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

Для определения тяги двигателя необходимо знать площади критического и выходного сечений сопла. Для их опреде­ления студенты проводят замеры диаметров критического и выход­ного сечений сопел, изучаемых образцов двигателя. Измерения осуществляются специальными приспособлениями.

Вычисление тяги двигателя и его удельного импульса проводится в следующей последовательности.

Массовый секундный расход продуктов сгорания

,

где        Рк и Тк – соответственно, давление и температура продуктов сгорания в камере двигателя;

          - площадь критического сечения сопла;

R – газовая постоянная продуктов сгорания;

- показатель адиабаты.

.

Значения параметра «b» находятся по таблице 1.

Таблица 1.

Значения комплекса «b»


к

1,12

1,14

1,16

1,18

1,20

1,22

1,24

1,26

b

0,634

0,636

0,639

0,643

0,647

0,651

0,655

0,658

       2. Скорость истечения продуктов сгорания из сопла

,

где Та – температура продуктов сгорания в выходном сечении сопла.

Тяга двигателя

P = ,

где        Ра – давление продуктов сгорания в выходном сечении сопла;

       Рн – наружное давление.

Удельный импульс тяги

= P / .


Построение высотной характеристики ракетного двигателя.

Высотная характеристика представляет собой зависимость тяги двигателя от наружного давления. Эта характеристика, как следует из формулы тяги, является прямой линией. Для её построения вычисляются значения тяги при Рн = 1 105 Па (двигатель работает на земле). По  этим  данным строится график зависимости P = f (Рн).

5. ПОРЯДОК ОФОРМЛЕНИЯ И СДАЧИ РАБОТЫ

Бланк лабораторной работы должен быть оформлен следующим образом: 

    принципиальная схема изучаемых образцов ракетных двигателей; описания назначения основных элементов двигателя; результаты расчета тяги и удельного импульса тяги для одного из изучаемых образцов двигателя; график высотной характеристики для изучаемого образ­ца двигателя.

6. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА ТЯГИ И УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ

Для выполнения расчетов и с целью индивидуализации работы студентов целесообразно проводить вычисления характерис­тик двигателя при различных значениях исходных данных. При этом в качестве средних значений следует ориентироваться на величины, приведенные в таблице 2.

Таблица 2

Средние значения исходных данных

Тип двига-теля

Средние значения исходных данных

Рк

[Па]

Ра

[Па]

Тк

[K]

Та

[K]

R

[]

к

Wa

[]

[]

ЖРД

45 105

0,7 105

3000

1650

360

1,20

2420

27,7

РДТТ

100 105

1,5 105

2400

1200

350

1,22

2150

20,5


7. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Что понимают под химическим ракетным двигателем?

2. Изобразите схему последовательности преобразования энергии в химическом ракетном двигателе.

3. Из каких элементов состоит ЖРД РД-214?

4. Укажите назначение камеры ЖРД, ее устройство и применяемые материалы.

5. Из каких элементов состоит турбонасосный агрегат ЖРД?

6. Для какой цели предназначена турбина в ЖРД?

7. Укажите назначение насосов ТНА двигателя РД-214 и применяемые материалы для их изготовления.

8. Для какой цели предназначена система парогазогенерации ЖРД?

9. Перечислите основные элементы системы парогазогенерации.

10. Какой процесс происходит в реакторе?

11. Каким путем осуществляется запуск и выключение ЖРД РД-214?

12. Какие основные элементы включает РДГТ и их назначение?

13. Какие дополнительные системы в общем случае входят в состав РДТТ?

14. Дайте характеристику конструкции корпуса РДТТ.

15. Для чего предназначено теплозащитное покрытие кор­пуса РДТТ?

16. Какую геометрическую форму имеет заряд твердого ракетного топлива?

17. Что понимается под высотной характеристикой ракетного двигателя?

ЛИТЕРАТУРА

1. , , Тишин ра­кетных двигателей. М.: Машиностроение, 1998.

2. Добровольский ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1999.

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение………………………………………………………………...3

1. Цель работы..............................................................................        4

2. Задание......................................................................................        4

3. Краткие сведения из теории… .................................................        4

       3.1. Химические ракетные двигатели……………………………        4

       3.2. Жидкостные ракетные двигатели…………………………...        5

       3.3. Ракетные двигатели твёрдого топлива…………………….        10

4. Методика выполнения работы……………………………………        13

5. Порядок оформления и сдачи работы.....................................        15

6. Исходные данные для расчета тяги и удельного им­пульса

  тяги двигателя..........................................................................  15

7. Контрольные вопросы...............................................................        16

Литература.....................................................................................        17

Оглавление……………………………………………………………...17

Михаил Фёдорович Дюнзе

Александр  Викторович Викулин



РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ НА ЖИДКОМ И ТВЁРДОМ ТОПЛИВАХ

Методические указания к лабораторной работе по курсу «Конструкция двигателей летательных аппаратов»

Редактор

Технический редактор

Лицензия ЛР № 000 от 17.04.97.

Подписано в печать ___ . ___ . 02 .

Формат 60x901/16

Усл. печ. л. 1,0.

Тираж 50 экз. Заказ № ____

Издательско-типографский центр

«МАТИ» - Российский государственный технологический университет им.

109240, Москва, Берниковская наб., 14

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

«МАТИ» - Российский Государственный технологический университет им.

Кафедра «Двигатели летательных аппаратов и теплотехника»

       

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ НА ЖИДКОМ И ТВЁРДОМ ТОПЛИВАХ

Методические указания по курсу «Конструкция двигателей летательных аппаратов»

Составили:

Москва 2002