Научно-методичний центр
Научно-методический центр Санкт-Петербурга
Научные работы Доклады, курсовые, рефераты |
|
|
Расчет двухкомпонентной форсунки. Рассчитаем сначала форсунку окислителя, находящуюся внутри форсунки окислителя. 1. Выбираем угол распыла для форсунки горючего 2α = 100˚. 2. Перепад давления на форсунке Г: ΔРф.гор.= 1500000 Па 3. По графику (рис.5.6., [4]) находим Аг = 4; μф.г.=0,19; φг = 0,38. 4. Определяем площадь сопла форсунки окислителя ; dcф.ок.=6,98 мм rcг=3,49 мм. Принимая толщину стенки 0,95мм, получаем наружный радиус сопла rнг=4,44 мм 5)Примем число входных отверстий i=4 . Rвх/ rc= 2,25; следовательно R вх= 2,25rc =7,85 мм Находим ) Определяем число Рейнольдса Reвх и выбираем коэффициент трения 992161,9 -1,75 0,018 7) Определяем эквивалентную геометрическую характеристику. Аэ1=3,83 Геометрическая характеристика с учетом вязкости отличается от расчетной идеальной менее чем на 5%, то найденные размеры форсунки принимаем действительными. | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Размеры |
мм |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
R k |
10,41 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
h форсун |
8,72 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
r c |
4,36 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
r нар сопл |
5,31 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
δ стенки |
0,95 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
r вх |
1,68 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
d вх |
3,37 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
R вх |
8,72 |
Теперь рассчитаем форсунку Горючего.
1. Выбираем угол распыла для форсунки горючего 2α = 115˚.
2. Перепад давления на форсунке Г: ΔРф.гор.= 800000 Па
3. По графику (рис.5.6., [4]) находим Аг = 6; μф.г.=0,13; φг = 0,3.
4. Определяем площадь сопла форсунки Окислителя
;
5. Проверяем условие rвг > rнок:
мм
Т.к. 4,76>4,44 , то форсунка окислителя будет работать с расчетным коэффициентом расхода.
6. Примем число входных отверстий i=4 .
Rвх/ rc= 1,85; следовательно R вх= 1,85rc =10,52 мм
Находим
7. Определяем число Рейнольдса Reвх и выбираем коэффициент трения
354316
-1,69
0,020
7) Определяем эквивалентную геометрическую характеристику.
Аэ1=5,75
Геометрическая характеристика с учетом вязкости отличается от расчетной идеальной менее чем на 5%, то найденные размеры форсунки принимаем действительными.
Размеры
мм
R k
12,03
h форсун
10,07
r c
6,71
r нар сопл
8,51
δ стенки
2,00
r вх
1,96
d вх
3,92
R вх
10,07
9. Спецчасть работы - пироклапан отсечки окислителя.
Пироклапан предназначен для перекрытия линии подачи окислителя в камеру сгорания при выключении двигателя. Для срабатывания пироклапана применен пиропатрон ДП1А-3, устанавливаемый в гнездо угольника 2.
Материалы основных деталей пироклапана следующие:
· корпус 1 и клапан 5- алюминиевый сплав Д16;
· поршень 3- алюминиевый сплав АК8;
· чека 4- бронза БрАЖ-9;
· пружина 6- сталь 1Х18Н9Т;
Работа клапана отсечки окислителя.
В открытом положении (
до начала пуска, а также в процессе его работы) клапан 5 удерживается чекой 4.
При подаче напряжения на пиропатрон происходит воспламенение его заряда; силой
давления продуктов сгорания на поршень 3 срезается уплотнительный буртик чеки
4, которая выходит из зацепления с клапаном 5 и заклинивается по конусной
поверхности в угольнике 2. Под действием силы пружины 6 и перепада давлений
клапан 5 перемещается и заклинивается в седле, выполненном в выходном штуцере
корпуса 1, прекращая доступ окислителя в камеру сгорания.
Расчет клапана отсечки окислителя.
На подвижную часть клапана действуют следующие силы:
1. Со стороны входа действует сила:
23589,3 Па
D- диаметр входа (выхода)
2. Со стороны выхода давление за клапаном:
22222,1 Па
d- диаметр поршня.
3. В газовой полости начальное давление ргн создает:
67,3 Па
D1- диаметр газовой полости между пирозарядом и поршнем
ргн - примем равное нормальному атмосферному давлению ().
4. Под действием этих сил, уплотнительный буртик чеки должен выдержать приложенные нагрузки. Определим усилие на его срез:
3382214,8 Па
кн- коэффициент запаса на непрорыв кн=1,2…..2
- толщина срезаемого буртика.
5. Давление в газовой полости после сгорания заряда:
=5225104,2 Па
кп - коэффициент запаса на прорыв, кп=0,6….0,7
6. Из уравнения состояния , определяем массу заряда:
0,002248 кг = 2,25 гр.
Vг – объем газовой полости между пирозарядом и поршнем
z- массовая доля конденсата в ПС
- коэффициент, учитывающий теплоотвод в стенки, окружающую среду и т.д.
9. Расчет общей несущей способности оболочки камеры сгорания.
Несущая способность конструкции при пластичном состоянии представляет собой ее способность сопротивляться приложенным нагрузкам, с сохранением ее размеров и формы в допускаемых пределах.
Принимаются следующие допущения:
1. Материал оболочек упруго-пластичный, одинаково работает на сжатие и растяжение.
2. Оболочки цилиндрические, тонкие ()
3. Связи оболочек абсолютно жесткие в радиальном направлении, их работой в продольном направлении пренебрегаем.
4. Влияние краевого эффекта на напряженное состояние оболочек не учитывается ( бесконечно длинная оболочка).
5. Давление газов в расчетном сечение считаются равно распределенным по периметру оболочки.
6. Температурное поле в оболочках осесеметрично. Температура определяется как среднее значение между температурами на внутренних и наружних поверхностях оболочки.
Исходные данные:
· Толщина стенки-
· Радиус камеры – R
R= 170 мм
· Температура стенки – t
t1=500 0C
t2=100 0C
1. Задаем Еп в диапозоне
№
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
0,002
0,0025
0,005
0,0075
0,01
0,0125
0,015
0,0175
0,02
0,0225
2. Находим приращение радиуса под действием нагрузки:
0,254
0,3175
0,635
0,9525
1,27
1,5875
1,905
2,2225
2,54
3,175
1= 2*10-3* 127 = мм
2= 2,5*10-3* 127= мм
3= 5*10-3* 127= мм
4= 7,5*10-3* 127= мм
5= 10*10-3* 127= мм
6= 12,5*10-3* 127= мм
7= 15*10-3* 127= мм
8= 17,5*10-3* 127= мм
9= 20*10-3* 127= мм
10= 22,5*10-3* 127= мм
3. Определяем при заданных температурах:
При t1=500 0C 1/град
При t2=100 0C 1/град
Зная , находим Et - коэффициент температурного расширения:
Et1=0,0096500 Et2=0,0009600
4. Находим окружную деформация для каждой оболочки:
E y1
E y2
1
-0,0077
0,0010
2
-0,0072
0,0015
3
-0,0047
0,0040
4
-0,0022
0,0065
5
0,0004
0,0090
6
0,0029
0,0115
7
0,0054
0,0140
8
0,0079
0,0165
9
0,0104
0,0190
10
0,0154
0,0240
5. Принимаем окружные напряжения для каждой оболочки, согласно их температурам и деформации En по диаграмме деформирования стали ЭП53 и сплава БрХ08: (значения в Мпа)
№
En
1
0,002
-204,05
176,58
2
0,0025
-202,09
230,54
3
0,005
-188,35
318,83
4
0,0075
-166,77
348,26
5
0,01
9,81
367,88
6
0,0125
161,87
380,63
7
0,015
193,26
389,46
8
0,0175
206,01
402,21
9
0,02
212,88
410,55
10
0,0225
215,82
426,74
6. Находим давление в камере сгорания Рг.
№
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
Pr, МПа
0,958
2,263
4,565
5,600
8,844
11,540
12,243
12,745
13,050
13,479
7. Строим графики:
10. ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ.
Перед заправкой баков ракеты компонентами топлива электропневмоклапаны 5, 6, 8 и 14 находятся в обесточенном состоянии, клапаны горючего 17 и окислителя 7 открыты на предварительную ступень.
При подаче в управляющую полость клапана 7 воздуха давлением 50±2 атм с предыдущей ступени ракеты клапан окислителя закрывается. Производится заполнение шаробаллона 13 газообразным азотом давлением 200 ±5 атм от наземной установки через обратный клапан 12.
При заправке баков ракеты компонентами топлива жидкий кислород заполняет насос до клапана окислителя 7; горючее, заполнив магистрали двигателя, через клапан 29 перепускается в бак ракеты.
Перед запуском двигателя включается продувка форсуночной головки по линии горючего и пояса дополнительного охлаждения камере сгорания. Продувка осуществляется газообразным азотом, подаваемым с предыдущей ступени ракеты через обратные клапаны 3 и 34. В процессе продувки в камере сгорания лепестковой диафрагмой пирозажигательного устройства 2, установленного в критическом сечении, поддерживается определенное давление, обеспечивающее надежное воспламенение пиропатронов.
Запуск двигателя в полете производится автоматически от системы управления при работающем двигателе предыдущей ступени ракеты. По команде на запуск двигателя подается напряжение на пиропатроны пирозажигательного устройства. Одновременно подается напряжение на пироклапан запуска 14, и азот из шаробаллона через редуктор давления поступает в управляющую систему двигателя.
Через 0,8 сек после воспламенения пиропатронов подается напряжение на электропневмоклапаны 5 и 6; воздух стравливается из управляющей полости клапана окислителя 7, клапан открывается на предварительную ступень и удерживается в этом положении разрывным болтом; отсечной клапан горючего 32 открывается при поступлении азота в управляющую полости. Одновременно с командой на открытие топливных клапанов (мембраны принудительного прорыва 4 и 42) прекращает продувка камеры сгорания с предыдущей ступени ракеты. Компоненты топлива поступают в камеру сгорания и воспламеняются. Двигатель выходит на режим предварительной ступени.
Через 0,95 сек после команды на запуск двигателя воспламеняется пороховая шашка газогенератора. Пороховая шашка при своем сгорании обеспечивает раскрутку турбины 22, а также создает необходимый тепловой импульс для начала процесса термического разложения НДМГ в газогенераторе 25. В конце горения пороховой шашки подаете напряжение на электропневмоклапан 8, управляющий клапаном 29. При открытии клапана 29 горючее подходит к обратному клапану 24, одновременно прекращается перепуск горючего в бак ракеты.
При снижении давления пороховых газов горючее, открывая обратный клапан 24, поступает в газогенератор и разлагается, обороты турбонасосного агрегата увеличиваются. С увеличением давления компонентов топлива за насосами клапаны горючего 17 и окислителя 7 открываются на главную ступень (клапан окислителя резко открывается после разрушения разрывного болта). При повышении давления газов в камере сгорания происходит выброс пирозажигательного устройства.
При работе двигателя на режиме главной ступени жидкий кислород через обратный клапан 15 поступает в испаритель 23, где испаряется засчет тепла отработанных газов турбины и идет на наддув бака окислителя. Наддув бака горючего осуществляется продуктами разложения НДМГ, которые отбираются после газогенератора и балластируются жидким горючим в смесителе 20.
Для управления полетом ракеты отработанный газ после турбины и испарителя по трубопроводам подается в рулевые сопла 26, 37 и 40. Необходимый для управления полетом момент сил создается перераспределением расходов газа через неподвижно закрепленные рулевые сопла при помощи заслонок газораспределителей 27, 35 и 38.
При выключении двигателя срабатывает пироклапан окислителя 31, одновременно снимается напряжение с электропневмоклапанов 5, 6, 8, 14 и все пневмоклапаны, за исключением клапана окислителя 7, закрываются. Одновременно открывается перепуск горючего в бак ракеты. Двигатель выключается.
11. Описание конструкции двигателя по разрезу, представленному в графической части.
Камера сгорания (КС) выполнена в виде паяно- сварной неразъемной конструкции и состоит из форсуночной головки 1 и нижней части, включающие среднюю часть 2 и две секции сопла.
Форсуночная головка состоит из 37 центробежных двухкомпонентных форсунок и 24 центробежных однокомпонентных жидкостных форсунок горючего для охлаждения паяного шва и огневого днища. Расположение форсунок концентрическое с переменным шагом: а=28 мм для двухкомпонентных, и а=20 мм для однокомпонентных. Применение двухкомпонентных форсунок обеспечивает смешение компонентов в одной фазе вблизи плоскости форсунок в КС, что приводит к более интенсивному протеканию процессов горения и уменьшению объема КС.
Скрепление наружного днища с внутренним и средним выполнено с помощью форсунок штырей. Проточная часть форсунок штырей не отличается от основных форсунок.
Стык между форсуночной головкой и нижней частью образован сваркой по огневой стенке, а также по опорному и биметаллическому кольцам .
В связи с тем что при силовых нагрузках титановые сплавы могут самопроизвольно возгораться в среде жидкого кислорода, все детали полости окислителя форсуночной головки выполнены из стали или бронзы. Для стыковки стального корпуса головки с рубашкой средней части, выполненной из титанового сплава, предусмотрено биметаллическое кольцо. Кольцо состоит из внутренней стальной и наружной титановой частей, спаянных между собой твердым медно-серебряным припоем по специальной резьбе, имеющей круглый профиль, а также по круговым торцовым шипам. Так как паяное соединение биметаллического кольца недостаточно пластично то осевые и радиальные нагрузки, возникающие при работе камеры, воспринимаются резьбой и круговыми шипами, припой же-предназначен только для герметизации соединения.
В районе стыка форсуночной головки с нижней частью расположено шесть гнезд под клапаны отсечки горючего и три опорных выступа для крепления камеры сгорания к ракете. На опорном кольце установлены кронштейн под вибродатчик, штуцер отбора горючего на питание газогенератора.
На камере сгорания предусмотрены замеры давления перед форсунками окислителя и горючего, давления газов в камере, температуры горючего перед форсунками; штуцер замера давления газа выполнен биметаллическим (медно-стальным).
Средняя часть камеры сгорания, включающая цилиндрический участок, область втекания и начальный участок закритической части сопла, состоит из наружных рубашек с силовыми кольцами внутренних оребренных стенок, гофрированной проставки.
Соединение рубашек и колец с внутренними стенками осуществляется путем пайки твердым медно-серебряным припоем по вершинам ребер и кольцевым буртам стенок, а также по гофрированной проставке. Со стороны стыка с первой секцией сопла стенка средней части припаяна к титановому кольцу, являющемуся продолжением рубашки и имеющему отверстия для протока горючего. Принятое конструктивное оформление стыкового торца позволило получить простой и надежный переход к цельнотитановой первой секции сопла и разгрузить паяное соединение первой секции сопла в районе стыка со средней частью.
Сварной стык бронзовых стенок средней части удален от критического сечения в направлении к срезу и поддерживается гофрированной проставкой.
Первая секция сопла состоит из наружной рубашки, соединенной с внутренней стенкой диффузионной пайкой по вершинам двух гофрированных проставок. К торцам рубашки и стенки приварены кольца, улучшающие условия сварки со средней частью и второй секцией сопла. Рубашка и стенка второй секции сопла соединены между собой диффузионной пайкой по вершинам гофрированной проставки , а также по кольцам установленным на торцах узла. Для обеспечения требуемого расхода охлаждающей жидкости в направлении к срезу сопла со стороны кольца в наружные зиги гофрированной проставки (попарно через один зиг) установлены заглушки , запирающие проток части горючего в сторону к критическому сечению.
Соединение узлов нижней части между собой производится сваркой по стенкам и через соединительные кольца. Форма соединительных колец со стороны жидкости выбрана таким образом, чтобы скорости горючего на участках стыков были близки к скорости горючего в прилегающих участках зарубашечного тракта.
Научно-методический центр © 2009 |
|