Курсовая работа: Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя

Название: Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя
Раздел: Рефераты по физике
Тип: курсовая работа

КУРСОВАЯ РАБОТА

На тему:

«Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя»

Самара 2009

Введение

Целью данной курсовой работы является закрепление теоретических знаний по курсу механике жидкостей и газа.

Идеальный газ поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь проходного сечения S 0 . После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью S К . На участке от сечения 1 до конечного сечения камеры сгорания К газовый поток получает внешнюю теплоту, эквивалентную теплоте сгорания ракетного топлива.

Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным течением К , узким (наименьшей площади) сечением У , выходным сечением а , площади которых равны SК , SУ uSа . Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно рн .


1. Построение профиля канала переменного сечения

Найдем размеры, необходимые для построения профиля сопла:

– длина камеры сгорания:

мм;

– длина дозвуковой части сопла

мм;

– длина сверхзвуковой части сопла:

мм;

– радиус камеры сгорания:

мм;

– радиус потока при входе в камеру сгорания:

мм;

– радиус выходного сечения сопла:

мм;

– величины для построения профиля сопла:

мм;

мм;

– величины для нахождения характерных сечений:

мм;

мм;

мм;

мм;

мм.

По найденным размерам строим профиль сопла (рисунок 1 в приложении).

После построения снимаем с чертежа недостающие величины радиусов поперечных сечений, необходимые для расчетов:

мм;

мм;

мм;

мм;

мм;

мм;

мм;

мм;

мм.

Рассчитаем площади этих сечений:

м2 ;

м2 ;

м2 ;

м2 ;

м2 ;

м2 ;


м2 ;

м2 ;

м2 .


2. Расчет параметров газового потока

2.1 Расчет параметров для сечения ² 0 ² и ² k ²

Вычислим значение газодинамической функции для сечения ²k²:

.

По найденному значению с помощью математического пакета MathCAD по формуле газодинамической функции определяем соответствующие значение :

,

.

Находим значения остальных газодинамических функций, числа Маха, температуры, критической скорости, скорости газового потока и скорости звука в газе для сечения ²k² по следующим формулам:


,

Запишем преобразованное уравнение количества движения для газа, находящегося в камере сгорания между сечениями ²0² и ²k². С помощью математического пакета MathCAD определяем величину , учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, то есть :

Получаем .

Находим значения газодинамических функций, числа Маха, температуры, критической скорости, скорости газового потока и скорости звука в газе для сечения ²0² по следующим формулам:



Вычислим оставшиеся параметры газового потока в сечении «к»:

Запишем преобразованное уравнение неразрывности для сечений «0» и «к» газового потока:

МПа.

Остальные параметры вычислим следующим образом:


кг/с.

Аналогично рассчитаем значения этих же параметров газового потока для сечения «1».

Для сечения «2» определяем методом подбора величину из решения уравнения количества движения для газа, учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, т.е.

где

Принимаем

Рассчитаем значения газодинамических функций и параметров по аналогии с расчетами для сечения «1».

Параметры для сечений «3», «у», «4», «5», «а» определим по аналогии учитывая, что в сечении 3 в сечении «у» , в сечениях «4», «5», «а»

Полученные значения приведены в таблице 1 (см. Приложение)


2.2 Расчет параметров для сечения «2» – « a »

Рассчитаем параметры потока со скачком уплотнения в выходном сечении сопла.

Сначала вычислим значение :

Соответствующее ему q:

Расчет остальных параметров проведем по аналогии с сечением «а». Нужно иметь ввиду, что в прямом скачке уплотнения Т* не изменяется, р* и ρ* скачкообразно уменьшаются.

МПа.

Все вычисления сведем в таблицу 1 (см. Приложение)

Аналогично просчитаем и заполним таблицу 2 (см. Приложение)

2.3 Расчет значений для таблиц 3,4

;

;


;

.

.

.

Некоторые вычисления:

;

кН;

МПа;

кН;

кН;

кН;

кН;

кН;

кН;

кН.

По результатам расчетов (таблицы 1–4) в форме графиков, выполняется построение расчетных зависимостей (рисунок 2–7, см. Приложение).


Заключение

В данной работе был произведен расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя.

По исходным даннымдля живых сечений газового потока 0 , 1 , k , 2 , 3 , у , 4 , 5 и а были рассчитаны газодинамические функции, параметры торможения, а также рассчитаны варианты идеального газового потока со скачком уплотнения в 5 ,4 , выходном сечениях и с критическим состоянием газа в узком сечении сопла и последующим дозвуковымтечением газа по соплу. По расчетов были построены графики изменения параметров газового потока по длине камеры ракетного двигателя.

В конце работы были определены силы воздействия потока на камеру и тяга камеры при различных вариантах газового потока.


Список источников

1. Абрамович Г.Н. «Прикладная газовая динамика», 4-е издание. М.: Наука, 1976 г., 888 с.

2. Лекции по механике жидкостей и газов.

3. В.А. Курочкин, А.С. Наталевич, А.М. Цыганов «Методические указания к курсовой работе по газовой динамике», Самара: СГАУ, 1994 г.


Приложение

Результаты расчета параметров газового потока, варианты 3, 4, 5

Варианты 1 – 3 3 1 – 4 4 1 – 5 5
Сечения 5 5за а 4 4за 5 а у 4 5 а
r ,мм 98.23 98.23 119.07 74.88 74.88 98.23 119.07 63 74.88 98.23 119.07
S,мм2 30313.6 30313.6 44540.4 17614.9 17614.9 30313.6 44540.4 12468.9 17614.9 30313.6 44540.4
q(λ) 0.411 0.764 0.52 0.708 0.838 0.487 0.331 1 0.708 0.411 0.28
λ 1.797 0.556 0.347 1.523 0.657 0.322 0.214 1 0.499 0.269 0.18
τ(λ) 0.462 0.948 0.98 0.613 0.928 0.983 0.992 0.833 0.959 0.988 0.995
π(λ) 0.067 0.831 0.932 0.181 0.77 0.941 0.973 0.528 0.862 0.958 0.981
ε(λ) 0.145 0.876 0.951 0.295 0.83 0.957 0.981 0.634 0.9 0.97 0.987
М 2.413 0.522 0.32 1.775 0.622 0.297 0.196 1 0.465 0.247 0.165
Т*, К 950 950 950 950 950 950 950 950 950 950 950
Т, К 438.981 900.968 930.964 582.674 881.739 933.533 942.738 791.667 910.634 938.562 944.877
р*, МПа 3.084 1.65 1.65 3.084 2.605 2.605 2.605 3.084 3.084 3.084 3.084
р, МПа 0.2068 1.371 1.547 0.5573 1.956 2.451 2.536 1.629 2.661 2.956 3.027
ρ*, кг/м3 11.301 6.045 6.045 11.301 9.546 9.546 9.546 11.301 11.301 11.301 11.301
ρ, кг/м3 1.64 5.295 5.784 3.329 7.723 9.137 9.364 7.164 10.17 10.964 11.149
акр, м/с 564.291 564.291 564.291 564.291 564.291 564.291 564.291 564.291 564.291 564.291 564.291
λакр , м/с 1014 314.018 195.661 859.494 370.513 181.979 120.851 564.291 281.369 151.667 101.507
а, м/с 420.199 601.986 611.925 484.111 595.528 612.769 615.782 564.291 605.207 614.417 616.481
Ma, м/с 1014 314.018 195.661 859.494 370.513 181.979 120.851 564.291 281.369 151.667 101.507
G, кг/с 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406
ρсS, кг/с 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406 50.406

Результаты расчета импульсов газового потока

Варианты 1 – 5 1 – 5 1 – 5 1 2 3 4 5
Сечения 0 к у а а а а а
λ 0.397 0.402 1 1.92 0.521 0.347 0.214 0.18
р*, МПа 3.5 3.084 3.084 3.084 1.161 1.65 2.605 3.084
S,мм2 10535.5 21072.6 12468.9 44540.4 44540.4 44540.4 44540.4
f 1.084 1.085 1.268 0.431 1.133 1.066 1.026 1.019
Ф, кН 39.954 70.508 48.76 59.224 58.581 78.306 119.036 139.97

Результаты расчета сил и тяги

Варианты 1 2 3 4 5
σв.р 0.9143 0.9143 0.9143 0.9143 0.9143
σТ 0.9638 0.9638 0.9638 0.9638 0.9638
σП - 0.3825 0.5385 0.8459 1
рН, МПа 0.11 0.987 1.547 2.536 3.027
Р0-к, кН 30.554 30.554 30.554 30.554 30.554
Рк-у, кН -21.748 -21.748 -21.748 -21.748 -21.748
Ру-а, кН 10.464 9.821 29.546 70.276 90.61
Р0-а, кН 19.27 18.627 38.352 79.082 99.416
Рвнутр, кН 59.224 58.581 78.306 119.036 139.97
Рнар, кН -4.899 -48.95 -68.904 -112.954 -134.824
Р, кН 54.324 9.632 9.402 6.081 5.146

Рисунок 1 – Схема камеры ракетного двигателя

Рисунок 2 – Изменение температуры газа по длине камеры ракетного двигателя


Рисунок 3 – Изменение давления газа по длине камеры ракетного двигателя

Рисунок 4 – Изменение плотности газа по длине камеры ракетного двигателя


Рисунок 5 – Изменение скорости газового потока по длине камеры ракетного двигателя