Конструирование ДЛА РДТТ

Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкое применение. Из опубликованных данных следует, что более 90 % существующих и вновь разрабатываемых ракет оснащаются РДТТ. Этому способствуют такие основные достоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом существенных недостатков: зависимостью скорости горения ТРТ от начальной температуры топливного заряда; относительно низким значением удельного импульса ТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.

РДТТ применяются во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.

Разнообразие областей применения и выполняемых задач способствовало разработке большого числа различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками. Некоторые представления о широте применения могут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся в крайних областях этого диапазона. Для РДТТ малых тяг значение тяги находится в пределах от 0,01 Н до 1600 Н. Тяги наиболее крупных двигателей достигают десятков меганьютонов. Например, для РДТТ диаметром 6,6 м тяга составляет 31 МН.

В данной работе рассмотрен вопрос проектирования в учебных ( с использованием ряда учебных пособий) РДТТ верхней ступени ракеты носителя, на смесевом топливе, полагающий знакомство с основами расчета и проектирования твердотопливных двигателей, методиками определения основных параметров двигателя, расчетом прочности, примерами проектирования топливных зарядов.

3. Выбор оптимальных параметров и топлива.

Тяга двигателя в пустоте
P(Н)=
30000
Время работы двигателя
t(с)=
25
Давление на срезе сопла
P a(Па)=
10270
Топливо ARCADENЕ 253A
Начальная скорость горения
u1(мм/с)=
1,554
Показатель степени в законе горения
n
0,26
Коэффициент температурного влияния на скорость горения
a t=
0,00156
Начальная температура топлива
tн(°С)=
20
Начальная температура топлива
Tн(К)=
293,15
Плотность топлива
r(кг/м^3)=
1800
Давление в камере сгорания
P k(Па)=
6150000
Скорость горения при заданном давлении
u(мм/с)=
4,558
Температура продуктов сгорания
T(К)=
3359,6
Молекулярный вес продуктов сгорания
m(кг/кмоль)=
19,531
Средний показатель изоэнтропы на срезе сопла
n=
1,152
Расчётный удельный импульс
Iу(м/с)=
2934,8
Расходный комплекс
b(м/с)=
1551,5
Идеальный пустотный удельный импульс
Iуп(м/с)=
3077,3
Удельная площадь среза сопла Fуд
(м^2с/кг)=
30,5
Относительная площадь среза сопла
Fотн=
54,996
Коэффициент камеры
jк=
0,980
Коэффициент сопла
jс=
0,960
Коэффициент удельного импульса
jI=
0,941
Коэффициент расхода
mс=
0,990
Коэффициент расходного комплекса
jb=
0,990
Действительный расходный комплекс
b(м/с)=
1535,828
Действительный удельный пустотный импульс
Iуп(м/с)=
2895,124
Действительный расход газа
m(кг/с)=
10,362
Площадь минимального сечения
Fм(м^2)=
0,003
Средняя поверхность горения
W(м^2)=
1,263
Высота свода
e0(мм)=
113,947
e0(м)=
0,114
Отношение площадей
k=Fсв/Fм=
3,000
Площадь свободного сечения канала
Fсв(м^2)=
0,008
Требуемая масса топлива
mт(кг)=
259,056
Количество лучей звезды
i=
6
Угол
q(°)=
67,000
e=0,7…0,8
0,750
Полуугол
q/2(р рад)=
0,585
Угол элемента звезды
a(рад)=
0,393