Курсовая Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя
Работа добавлена на сайт bukvasha.net: 2015-10-25Поможем написать учебную работу
Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
![](https://bukvasha.net/assets/images/emoji__ok.png)
Предоплата всего
![](https://bukvasha.net/assets/images/emoji__signature.png)
Подписываем
КУРСОВАЯ РАБОТА
На тему:
«Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя»
Самара 2009
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 S0. После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью SК. 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 u Sа. 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:
мм;
– длина дозвуковой части сопла
мм;
– длина сверхзвуковой части сопла:
мм;
– радиус камеры сгорания:
мм;
– радиус потока при входе в камеру сгорания:
мм;
– радиус выходного сечения сопла:
мм;
– величины для построения профиля сопла:
мм;
мм;
– величины для нахождения характерных сечений:
мм;
мм;
мм;
мм;
мм.
По найденным размерам строим профиль сопла (рисунок 1 в приложении).
После построения снимаем с чертежа недостающие величины радиусов поперечных сечений, необходимые для расчетов:
мм;
мм;
мм;
мм;
мм;
мм;
мм;
мм;
мм.
Рассчитаем площади этих сечений:
м2;
м2;
м2;
м2;
м2;
м2;
м2;
м2;
м2.
2. Расчет параметров газового потока
2.1 Расчет параметров для сечения ²0² и ²k²
Вычислим значение газодинамической функции для сечения ²k²:
.
По найденному значению с помощью математического пакета MathCAD по формуле газодинамической функции
определяем соответствующие значение
:
,
.
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 , учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, то есть
:
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:
МПа.
Остальные параметры вычислим следующим образом:
кг/с.
Аналогично рассчитаем значения этих же параметров газового потока для сечения «1».
Для сечения «2» определяем методом подбора величину из решения уравнения количества движения для газа, учитывая, что в данном сечении дозвуковой поток, т.е.
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 в сечении «у»
, в сечениях «4», «5», «а»
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.
МПа.
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:
;
кН;
МПа;
кН;
кН;
кН;
кН;
кН;
кН;
кН.
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 данным для 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 дозвуковым течением 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
Абрамович Г.Н. «Прикладная газовая динамика», 4-е издание. М.: Наука, 1976 г., 888 с.
Лекции по механике жидкостей и газов.
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
Варианты | 1 – 3 | 3 | 1 – 4 | 4 | 1 – 5 | 5 | |||||
Сечения | 5 | 5за | а | 4 | 4за | 5 | а | у | 4 | 5 | а |
r, мм | 98.23 | 98.23 | 119.07 | 74.88 | 74.88 | 98.23 | 119.07 | 63 | 74.88 | 98.23 | 119.07 |
S, мм2 | 30313.6 | 30313.6 | 44540.4 | 17614.9 | 17614.9 | 30313.6 | 44540.4 | 12468.9 | 17614.9 | 30313.6 | 44540.4 |
q(λ) | 0.411 | 0.764 | 0.52 | 0.708 | 0.838 | 0.487 | 0.331 | 1 | 0.708 | 0.411 | 0.28 |
λ | 1.797 | 0.556 | 0.347 | 1.523 | 0.657 | 0.322 | 0.214 | 1 | 0.499 | 0.269 | 0.18 |
τ(λ) | 0.462 | 0.948 | 0.98 | 0.613 | 0.928 | 0.983 | 0.992 | 0.833 | 0.959 | 0.988 | 0.995 |
π(λ) | 0.067 | 0.831 | 0.932 | 0.181 | 0.77 | 0.941 |
0.973
0.528
0.862
0.958
0.981
ε(λ)
0.145
0.876
0.951
0.295
0.83
0.957
0.981
0.634
0.9
0.97
0.987
М
2.413
0.522
0.32
1.775
0.622
0.297
0.196
1
0.465
0.247
0.165
Т*, К
950
950
950
950
950
950
950
950
950
950
950
Т, К
438.981
900.968
930.964
582.674
881.739
933.533
942.738
791.667
910.634
938.562
944.877
р*, МПа
3.084
1.65
1.65
3.084
2.605
2.605
2.605
3.084
3.084
3.084
3.084
р, МПа
0.2068
1.371
1.547
0.5573
1.956
2.451
2.536
1.629
2.661
2.956
3.027
ρ*, кг/м3
11.301
6.045
6.045
11.301
9.546
9.546
9.546
11.301
11.301
11.301
11.301
ρ, кг/м3
1.64
5.295
5.784
3.329
7.723
9.137
9.364
7.164
10.17
10.964
11.149
акр, м/с
564.291
564.291
564.291
564.291
564.291
564.291
564.291
564.291
564.291
564.291
564.291
λакр, м/с
1014
314.018
195.661
859.494
370.513
181.979
120.851
564.291
281.369
151.667
101.507
а, м/с
420.199
601.986
611.925
484.111
595.528
612.769
615.782
564.291
605.207
614.417
616.481
Ma, м/с
1014
314.018
195.661
859.494
370.513
181.979
120.851
564.291
281.369
151.667
101.507
G, кг/с
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
ρсS, кг/с
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
50.406
Результаты расчета импульсов газового потока
Варианты | 1 – 5 | 1 – 5 | 1 – 5 | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 |
Сечения | 0 | к | у | а | а | а | а | а |
λ | 0.397 | 0.402 | 1 | 1.92 | 0.521 | 0.347 | 0.214 | 0.18 |
р*, МПа | 3.5 | 3.084 | 3.084 | 3.084 | 1.161 | 1.65 | 2.605 | 3.084 |
S, мм2 | 10535.5 | 21072.6 | 12468.9 |
| 44540.4 | 44540.4 | 44540.4 | 44540.4 |
f | 1.084 | 1.085 | 1.268 | 0.431 | 1.133 | 1.066 | 1.026 | 1.019 |
Ф, кН | 39.954 | 70.508 | 48.76 | 59.224 | 58.581 | 78.306 | 119.036 | 139.97 |
Результаты расчета сил и тяги
Варианты | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
σв.р | 0.9143 | 0.9143 | 0.9143 | 0.9143 | 0.9143 | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
σТ | 0.9638 | 0.9638 | 0.9638 | 0.9638 | 0.9638 | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
σП | - | 0.3825 | 0.5385 | 0.8459 | 1 | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
рН, МПа | 0.11 | 0.987 | 1.547 | 2.536 | 3.027 | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Р0-к, кН
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 2. Реферат на тему Государственные механизмы в системе управления 3. Реферат Робота з конкратними аудиторіями 4. Реферат на тему A Summary Of The Civil War Essay 5. Доклад Некоторые химические элементы 6. Доклад на тему Великая Отечественная война 1941 1945 гг 7. Реферат Личность старшего ребенка в семье 8. Реферат на тему John Fitzgerald Kennedy Essay Research Paper John 9. Реферат на тему Mr Essay Research Paper Many children suffer 10. Курсовая Порядок назначения и проведения референдума |