Дипломная работа: Проектирование двигательной установки и элементов конструкции второй ступени баллистической ракеты
1.8 Характеристика топлива
В современном ракетостроении наиболее широкое применение получили двухкомпонентные жидкие ракетные топлива, состоящие из двух раздельно хранящихся компонентов: окислителя и горючего. Такие топлива наиболее опробованы на практике, а, следовательно, относительно безопасны в эксплуатации; дают возможность широкого выбора компонентов, что позволяет получать высокие значения удельного импульса тяги.
Требования к компонентам жидких ракетных топлив в значительной мере определяются назначением летательного аппарата (ЛА). В зависимости от его назначения различны требования к характеристикам топлива.
Представленное в дипломном проекте топливо “АК + керосин” является:
- азотнокислым;
- высококипящим;
- токсичным;
- стабильным;
- коррозионноактивным.
Большое преимущество данного топлива в том, что оно не дефицитно для отечественных ресурсов, обеспечивает безопасность при эксплуатации, имеет низкую стоимость и возможность утилизации в народном хозяйстве.
Энергетическая характеристика топлива представлена в табл. 1.2.
Физико-химические характеристики окислителя и горючего приведены в табл. 1.3.
Таблица №1.2
Энергетическая характеристика топлива
| Топливо |  |  |  |  |  |  |  |
| АК+ Керосин | 2730 | 315 | 1,13 | 3087 | 1513 | 800 | 5,37 |
Таблица №1.3
Физико-химические характеристики окислителя и горючего
| Азотная кислота | Керосин | |
| Формула |  |  |
Температура кипения  ,  | 357,25 | 420,15 |
Температура плавления  , | 231,56 | 200,15 – 220,15 |
Критическая температура  , | 531,15 | 713,15 |
Давление паров , Па |  |  |
Критическое давление , Па |  |  |
Теплопроводность  , | 0,25 | 0,12 |
Теплоемкость  , | 1763 | 2380 |
Вязкость  , |  |  |
Поверхностное натяжение  ,Н/м |  |  |
| Коррозионная активность | Очень активен | Не активен |
| Токсичность | Токсичен | Слабо токсичен |
| Чувствительность к удару | Не чувствителен | Не чувствителен |
Выбор прототипа проектируемого двигателя
Выбор прототипа проектируемого двигателя будем проводить, руководствуясь следующими требованиями:
- минимальная разность тяг прототипа и проектируемого двигателя;
- по назначению двигателя.
Таблица №1.4
Характеристика двигателя – прототипа
| Марка двигателя | LR-105-NA |
| Страна производитель | США |
| Назначение ДУ | РН «Атлас», вторая ступень |
| Начало (окончание) разработок | 1954 – 1958 |
| Окислитель |  |
| Горючее | Керосин |
| Весовое соотношение компонентов топлива | 2,27 |
| Тяга двигателя на земле | 267 кН |
| Тяга двигателя в пустоте | 375 кН |
| Удельный импульс на земле | 2153 м/с |
| Удельный импульс в пустоте | 3025 м/с |
| Масса сухого двигателя | 465 кг |
| Масса залитого двигателя | - |
| Длина двигателя | 2,5 м |
| Диаметр двигателя | 1,20 м |
| Давление в камере сгорания | 5,1 Мпа |
| Давление на срезе сопла | - |
| Геометрическая степень расширения сопла | 25 |
| Время работы | 290 с |
| Число камер сгорания | 1 |
| Суммарная мощность ТНА | - |
| Частота вращения ТНА | 10500 об/мин |
| Частота вращения насоса горючего | 10500 об/мин |
| Частота вращения насоса окислителя | 10500 об/мин |
2. Тепловой расчет камеры сгорания
Цель расчета: Расчет проводят с целью определения размеров сопла, удельного импульса тяги и расхода топлива.
Исходные данные для расчета:
Топливо АК + Керосин
Тяга двигателя
Удельный импульс в пустоте
Давление в КС