Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Страница 2

Так как интервал времени работы ДУ довольно значителен и двигатели имеют среднюю тягу, выбираем насосную систему подачи топлива без дожигания генераторного газа (см. рис.1).

Рис. 1. Схема питания ЖРД с автономной турбиной и газогенератором, работающим на основных компонентах топлива: 1 – камера сгорания; 2, 3 – отсечные клапаны; 4 – насос горючего; 5 – бак горючего; 6 – бак окислителя; 7 – насос окислителя; 8 – газогенератор;

9 – турбина; 10 – выхлопное сопло

Исходя из того, что один из компонентов топлива (кислород) является криогенным, турбину ТНА будем располагать консольно (см. рис.2). Центральное расположение турбины в данном случае нерационально, так как условия работы такого ТНА крайне сложны из-за высоких перепадов температуры в полостях ТНА.

Рис.2. Схема расположения турбины в ТНА: а – центральное расположение турбины;

б – консольное расположение турбины

2. Оценочный расчёт проектных параметров ЖРД

Данный расчёт выполняется согласно [2].

Исходные данные:

1) Тяга 1-й ступени ;

2) Количество двигателей ДУ ;

3) Тяга единичного двигателя ;

4) Топливо керосин;

5) Давление в камере сгорания одиночного двигателя ;

6) Давление на срезе сопла .

Стандартные параметры топлива:

1) Показатель процесса истечения продуктов

сгорания из сопла ;

2) Универсальная газовая постоянная;

3) Удельный импульс тяги;

4) Температура горения в камере сгорания

образцового двигателя ;

5) Плотность окислителя ;

6) Плотность горючего ;

7) Весовое соотношение компонентов топлива .

2.1 Определение удельного импульса КС маршевого двигателя

2.1.1 Температуру горения топлива вычисляем по формуле:

. 2.1.2 Приведенный стандартный импульс , учитывающий потери в КС двигателя и сопловой части, найдём по формуле:

2.1.3 Удельный импульс на расчётном режиме работы сопла , равен

где

; ,

2.1.4 Удельный импульс тяги камер сгорания без учёта потерь на управление

определим по формулам:

В пустоте:

;

На земле :