Главная Учебники - Разные Лекции (разные) - часть 28
На тему: «Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя» 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: – длина дозвуковой части сопла – длина сверхзвуковой части сопла: – радиус камеры сгорания: – радиус потока при входе в камеру сгорания: – радиус выходного сечения сопла: – величины для построения профиля сопла: – величины для нахождения характерных сечений: По найденным размерам строим профиль сопла (рисунок 1 в приложении). После построения снимаем с чертежа недостающие величины радиусов поперечных сечений, необходимые для расчетов: Рассчитаем площади этих сечений: 2. Расчет параметров газового потока
2.1
Расчет параметров для сечения
²
0
²
и
²
k
²
Вычислим значение газодинамической функции По найденному значению 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 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: Остальные параметры вычислим следующим образом: Аналогично рассчитаем значения этих же параметров газового потока для сечения «1». Для сечения «2» определяем методом подбора величину 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 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. 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: 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 Результаты расчета импульсов газового потока Результаты расчета сил и тяги 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
|