Реферат. 
Расчет параметров идеального газового потока в камере ракетного двигателя

Курсовая работа.

Пояснительная записка: 51 стр., 7 рис., 4 табл., 2 приложения, 4 источника.

Графическая документация: 1 лист формата A3.

КАНАЛ ПЕРЕМЕННОГО СЕЧЕНИЯ, ПРОФИЛЬ СВЕРХЗВУКОВОГО СОПЛА, КРИТИЧЕСКОЕ СЕЧЕНИЕ, СОПЛО ЛАВАЛЯ, ДАВЛЕНИЕ, ТЕМПЕРАТУРА, СКОРОСТЬ, РАСХОД, ПРЯМОЙ СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ, СТРУЯ ГАЗА, ГАЗОВЫЙ ПОТОК, ДОЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ ГАЗА, ИДЕАЛЬНЫЙ ГАЗ.

В данной курсовой работе выполнены расчеты геометрических параметров камеры ракетного двигателя, параметров идеального газового потока в камере ракетного двигателя, схема которого представлена в приложении, построены графики изменения основных величин.

Газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением 0, узким сечением у, выходным сечением a, площади которых равны соответственно S₀, S_у, S_a.

ЗАДАНИЕ

Допущения Газ идеальный, невязкий. Течение газа в сопле сплошное, стационарное, энергоизолированное. Расход в каждом сечении одинаковый. В сечении 0 — дозвуковой газовый поток_. Скачок уплотнения в газовом потоке прямой и энергоизолированный. Из канала газовый поток вытекает в окружающую среду с давлением равным давлению наружному.

Рассчитываемые режимы газового потока В курсовой работе рассчитываются следующие режимы идеального потока в сверхзвуковом сопле:

• 1) Расчетный режим течения газа, соответствующий сверхзвуковому соплу (соплу Лаваля).
• 2) Нерасчетный режим течения газа, соответствующий сверхзвуковому соплу со скачком уплотнения в выходном сечении a.
• 3) Нерасчетный режим течения газа, соответствующий сверхзвуковому соплу со скачком уплотнения в сечении 5.
• 4) Нерасчетный режим течения газа, соответствующий сверхзвуковому соплу со скачком уплотнения в сечении 4.
• 5) Дозвуковое течение газа по всему каналу, но при критическом состоянии газового потока в узком сечении (л_у= 1).

Исходные данные:

k = 1,278 r_y = 65 мм.

R = 290,7 Дж/кгк = 1,6.

р₀ = 6 МПа = 1,83.

Т₀^* = 293 К = 3,11.

Т_к^* = 2600 К в_a = 4 ?

= 0,35 в_y = 24 ?

ИСПОЛЬЗОВАННЫЕ СИМВОЛЫ.

r — радиус, мм.

S — площадь, мм²

q — газодинамическая функция расхода или приведенный расход л — приведенная скорость.

M — число Маха ф — ГДФ температуры р — ГДФ давления.

— ГДФ плотности.

T* - температура торможения, К.

Tстатическая температура, К.

p* - давление торможения, Па.

p — статическое давление, Па с* - плотность торможения, кг/м³

с — статическая плотность, кг/м³

a_кр — критическая скорость звука, м/с.

a — местная скорость звука, м/с.

c — скорость газового потока, м/с.

G — расход газового потока, кг/с.

ѓ - ГДФ импульса Ф — импульс газового потока, Н у_п — коэффициент изменения давления в прямом скачке уплотнения у_в.р.— коэффициент изменения давления при внезапном расширении у_Т — коэффициент изменения давления при подводе теплоты.

P_0-у — сила воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла, Н.

P_у-a — сила воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла, Н.

P_0-a — сила воздействия газового потока на сопло в целом, Н.

P_внут. — внутренняя составляющая полной тяги, Н.

P_нар. — наружная составляющая полной тяги, Н.

P — полная тяга двигателя, Н ВВЕДЕНИЕ В курсовой работе выполняются расчеты идеального газового потока в камере ракетного двигателя, схема которой представлена на рисунке 1.

Идеальный газовый поток поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь живого сечения. После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью. На участке от сечения 1 до конечного сечения камеры сгорания K газовый поток получает внешнюю теплоту, эквивалентную теплоте сгорания поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением k, узким сечением y, выходным сечением a, площади которых равны, ,. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно p_H.