Проектирование РДТТ (реактивный двигатель на твердом топливе)

Содержание
ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ
Содержание
Список сокращений и обозначений.
Введение.
1.Расчет конструктивных параметров РДТТ заданного назначения.
1.1Определение требований к
РДТТ в соответствии с предназначением.
1.2Определение требуемой тяги двигателя.
1.2.1. Определение времени работы двигателя.
1.2.2 Определение требуемой скорости
ракеты исходя из допустимого времени работы РДТТ.
1.3Определение полного импульса двигателя.
1.4Определение газодинамических
характеристик РДТТ для расчетной тяги.
1.4.1 Определение требуемого давления в камере сгорания - рo.
1.4.2 Определение требуемой скорости истечения газа wa.
1.4.3 Определение секундного массового расхода газов - mc.
1.5Определение формы и размеров топливного заряда.
1.5.1 Определение потребной массы заряда ?тр.
1.5.2 Определение свода горения едоп.
1.5.3 Определение геометрических размеров топливного заряда.
1.6Определение геометрических размеров камеры сгорания и сопла.
1.6.1 Определение внутреннего диаметра камеры сгорания.
1.6.2 Определение длины цилиндрической части
камеры сгорания (от днища до входного конуса сопла).
1.6.3 Определение толщины стенки камеры сгорания.
1.6.4 Определение геометрических параметров сопла.
1.7Определение массы корпуса двигателя.
1.8Определение параметров воспламенителя.
1.9Определение массы снаряженного РДТТ.
1.10Оценка совершенства спроектированного РДТТ.
1.11Представление результатов расчета.
Выводы.
Заключение.
Литература

Толщина стенки камеры сгорания определяется из условия прочности материала камеры на разрыв от внутреннего давления. Расчетная формула:
= = = 0,0011
Наружный диаметр камеры сгорания () в первом приближении может быть определен по формуле:
= =
= = 0,357
где - внутренний диаметр камеры;
- предел прочности материала камеры на растяжение;
- максимально возможное давление в камере (принимается равным рабочему давлению = = 2338766,0 ).
В условиях, когда двигатель работает более 3 секунд, необходимо учитывать температурные воздействия на корпус камеры, снижающие прочность ее стенки. Учитывается это введением коэффициента запаса прочности в выражение для расчетной величины предельного напряжения:
= = = 400000000
где - предел прочности материала стенки на растяжение при нормальной температуре (принимается равным = 500*106 );
- коэффициент запаса прочности при нагреве стенки (принимается равным = 1,25).
1.6.4 Определение геометрических параметров сопла.
Площадь критического сечения сопла определяется по формуле:
= = = 0,002
где - секундный массовый расход газов;
- коэффициент сужения сопла за счет сжатия струи (принят = 0,9);
- газодинамическая функция (принята = 10);
= 270000 - сила пороха (принята = 270000 );
- коэффициент тепловых потерь в сопле (принят = 0,9).
Отсюда диаметр критического сечения сопла внутренний:
= = = 0,050
Диаметр выходного сечения сопла определяется из соотношения:
= * = 9*0,050 = 0,450
где: - принятое отношение = = = 9.
Определение длины составных частей сопла:
Котангенс половина угла конусности входа сопла
= = 1,7321
а) длина входного конуса:
= = = 0,258
где - внутренний диаметр камеры сгорания (диаметр входного сечения сопла);
- диаметр критического сечения сопла;
- половина угла конусности входа сопла (принимается = 30 ).
Котангенс половина угла конусности входа сопла
= 45 = 1
б) длина выходного конуса:
= = = 0,346
где - диаметр выходного сечения сопла;
- диаметр критического сечения сопла;
- половина угла конусности выхода сопла (принимается = 45 ).
Длина сопла в целом определится соотношением:
= + + + = 0,258 + 0,15 + 0,03 + 0,346 = 0,784
где - длина газовой трубы - конструктивной вставки между входным конусом и критическим сечением сопла, определяемая необходимостью размещения в этом месте РД устройства управления рулями ракеты (рулевые машинки и пр.); принята = 0,15 , = 0,063 )
- длина критического сечения сопла (принимается равным = 0,03 ).
Длина аппарата в целом
= + + = 0,18 + 6,653 + 0,784 = 7,617
где = 0,18 - длина переднего конуса (носа) ракеты
1.7 Определение массы корпуса двигателя.
Масса корпуса двигателя определяется из выражения:
= *( + + + + + ) =
= 7850*(0,00010174 + 0,0082 + 0,0007 + 0,000030 + 0,000005 + 0,001) = 78,8
где = 7850 - плотность материала корпуса двигателя;
- объем переднего днища камеры;
- объем цилиндрической части камеры;
- объем входного конуса сопла;
- объем газовой трубы;
- объем критической части сопла;
- объем выходного конуса сопла.
Объем переднего днища камеры определится выражением:
= = = 0,00010174
где - наружный диаметр камеры;
- толщина днища камеры (принимается = 1*10-3).
Объем цилиндрической части камеры определяется выражением:
= = = 0,0082
где , - наружный и внутренний диаметры камеры;
- длина цилиндрической части камеры.
Объем входного конуса сопла определяется по формуле:
= - = 0,036 - 0,0353 = 0,0007
где - объем входного конуса, образованного внешними размерами рассматриваемой части сопла;
- объем входного конуса, образованного внутренними размерами рассматриваемой части сопла;
Объем входного конуса, образованного внешними размерами:
= =
= = 0,036
где - диаметр камеры (цилиндр) наружный;
= + 2* = 0,050 + 2*1*10-3 = 0,052 - диаметр критического сечения наружный;
- длина входного конуса сопловой части.
Объем входного конуса, образованного внутренними размерами:
= =
= = 0,0353
где - диаметр камеры (цилиндр) внутренний;
- диаметр критического сечения внутренний;
- длина входного конуса сопловой части.
Объем выходного конуса сопла определяется по формуле:
= - = 0,075 - 0,074 = 0,001
где - объем выходного конуса, образованного внешними размерами;
- объем выходного конуса, образованного внутренними размерами.
Объем выходного конуса, образованного внешними размерами:
= =
= = 0,075
где - диаметр выходного конуса сопла наружный;
- диаметр критического сечения наружный;
- длина выходного конуса сопловой части.
Объем выходного конуса, образованного внутренними размерами:
= =
= = 0,074
где = - 2* = 0,450 - 2*1*10-3 = 0,448 - диаметр выходного конуса внутренний;
- диаметр критического сечения внутренний;
- длина выходного конуса сопловой части.
Объем газовой трубы определяется выражением:
= = = 0,000030
где = + 2* = 0,063 + 2*1*10-3 = 0,065, = 0,063 - наружный и внутренний диаметры газовой трубы, соответственно;
- длина газовой трубы.
Объем критического сечения сопла определяется выражением:
= = = 0,000005
где , - наружный и внутренний диаметры критического сечения сопла, соответственно;
- длина критического сечения сопла.
1.8 Определение параметров воспламенителя.
Внешний энергетический импульс для зажигания топливного заряда обеспечивается электрическим зажигательным устройством, которое состоит из свечи и пиропатрона. Искра свечи зажигает пиропатрон, который, в свою очередь, дает форс пламени для зажигания заряда (пороховой навески) воспламенителя.
В качестве заряда типового воспламенителя РДТТ используется дымный охотничий порох, дающий при горении много раскаленных твердых частиц, способствующих воспламенению топливного заряда.
Основным параметром воспламенителя является масса заряда воспламенителя (пороховой навески).
Масса заряда воспламенителя определяется по эмпирической формуле (формуле Шапиро):
= = = 9,3
где - требуемое количество тепла на единицу площади топливного заряда для его возгорания (принимается = 5 );
- начальная площадь горения основного заряда;
- калорийность пороха воспламенителя (принимаем = 1,29 ).
1.9 Определение массы снаряженного РДТТ.
Масса РДТТ в целом определится как сумма масс его составных частей:
= + + = 78,8 + 1073,13 + 9,3 = + + = 1161,2
1.10 Оценка совершенства спроектированного РДТТ.
Совершенство РДТТ оценивается по 2-м показателям:
а) как соотношение массы корпуса двигателя () и массы топливного заряда ():
= = = 0,073
б) как коэффициент полезного действия РДТТ:
= = = 0,125
где - скорость ракеты, обеспечиваемая РДТТ;
- удельный импульс РДТТ.
1.11 Представление результатов расчета.
В результате расчета конструктивных параметров РДТТ получены следующие результаты (см. табл.):
Элементы РДТТ Параметры Условное
обозначение Единица
измерения Значение
параметра Ракета
Дальность хода (до цели) 200 Скорость хода 22,86 Двигатель в целом Тяга 33527,0 Суммарный импульс 393942,25 Удельный импульс 367,1 Секундный массовый расход 91,33 Время работы 11,75 Масса в полном снаряжении 1161,2 Камера сгорания Марка материала - Ст3 Наружный диаметр 0,3578 Длина 6,653 Толщина стенки 1*10-3 Сопло Длина входного конуса 0,258 Длина газовой трубы 0,15 Длина критического сечения 0,03 Длина выходного конуса 0,346 Диаметр газовой трубы 0,063 Диаметр критического сечения 0,050 Диаметр выходного сечения 0,450 Корпус в целом Длина 7,617 Масса 78,8 Топливный
заряд Марка топлива - - НМФ-2 Форма заряда трубчатая Масса 1073,13 Воспла-
менитель Марка пороха навески - - дымный охотничий порох Масса навески 9,3 Совершенство двигателя - 0,073 0,125
Рис. 1.11.1 Эскиз РДТТ
Выводы.
В результате расчетов получены параметры РДТТ, отвечающие требованиям Задания на курсовое проектирование.
Заключение.
В результате курсового проектирования получены:
- конструктивные параметры РДТТ, отвечающие требованиям Задания;
Задание на курсовое проектирование выполнено полностью.

Литература
Дьяконов Ю. П. Курсовой проект (методическая разработка), СПб ГМТУ, 2010. Дьяконов Ю. П. Проектирование РДТТ (сборник лекций), СПб ГМТУ, 2010.
0561. ДР. 13105. ПЗ Зм. Лист № документа Підпис Дата Виконав Павловська В. В. ЗАГАЛЬНА ЧАСТИНА Літер Аркуш Аркушів Перевірив Мишелова Н. В. 7
Лист 28 Изм. Лист № документа Подпись Дата
Лист 7 Изм. Лист № документа Подпись Дата