Курсовая работа: Баллистическая ракета РД-583 (РН Зенит-3)
На ракете Р-5 установили специальный насадок на сопло двигателя, что позволило увеличить дальность полета до 1200 км, а также исключили герметичный приборный отсек. Все приборы системы управления, за исключением чувствительных элементов (гироприборов и интеграторов), располагались в отсеке, который был прямым продолжением хвостового отсека, а чувствительные элементы размещались, во избежание влияния вибраций, подальше от двигателя, в межбаковом пространстве на специальных кронштейнах. Впервые, наряду с автономной системой управления, стали использовать системы радиоуправления дальностью, боковой радиокоррекции и аварийного выключения двигателя. В конструкции баков были предусмотрены специальные воронкогасители, уменьшающие остатки незабора компонентов топлива.
2.Термодинамический расчет
Термодинамический расчет рекомендуется проводить по справочнику «Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания ». Топливная пара керосин – кислород рассматривается во 2 томе указанного справочника. Для дальнейших расчетов определяю давление в камере сгорания– зная камерное давление двигателя прототипа, в Р-5 оно равно рк = 25 атм ,нужно принять ближайшее ему давление, имеющееся в справочнике, ему соответствует величина 5000 кПа = 50атм. Это давление и будет расчетным, т.е рк = 5000 кПа. Далее строим зависимости произведения газовой постоянной и температуры на срезе сопла Ra Ta , скорости продуктов сгорания на срезе сопла Wa и коэффициента изэнтропы на срезе сопла na от коэффициента избытка окислителя αок , имея в виду, что газовая постоянная на срезе сопла равна отношению универсальной газовой постоянной к молекулярному весу продуктов сгорания на срезе сопла. За срез сопла следует принять столбец таблицы, давление в котором равно 50 кПа, или 0.5 атм.
| α ок | na | Ta | Wa | μ a | Ra,Ra=R/μ a | RT |
| 0,4 | 1,231 | 962,2 | 2498 | 17,84 | 466,031 | 448412 |
| 0,5 | 1,229 | 1326 | 2625 | 19,11 | 435,06 | 500931 |
| 0,6 | 1,208 | 1548 | 2929 | 21,52 | 386,338 | 598052 |
| 0,7 | 1,165 | 1964 | 3009 | 23,92 | 347,575 | 682638 |
| 0,8 | 1,129 | 2362 | 3020 | 26,18 | 317,57 | 750100 |
| 0,9 | 1,115 | 2537 | 2983 | 27,73 | 299,819 | 760640 |
| 1 | 1,112 | 2555 | 2933 | 28,71 | 289,585 | 739890 |
| 1,1 | 1,112 | 2528 | 2883 | 29,44 | 282,404 | 713921 |
| 1,2 | 1,114 | 2481 | 2834 | 30,01 | 277,04 | 687341 |
| 1,5 | 1,124 | 2267 | 2701 | 31,04 | 267,847 | 607212 |
| 2 | 1,157 | 1818 | 2502 | 31,50 | 263,936 | 479836 |
Построив указанную зависимость, можно определить расчетное значение рабочего коэффициента избытка окислителя αр .
Максимумы функций Ra Ta = f(αок ) и Wa = f(αок ), как правило, не совпадают, поэтому теоретический рабочий коэффициент избытка окислителя определяется, как средний между максимумами указанных функций.
В зависимостях, построенных в данной работе, αр = 0,8. Таким образом, однозначно определим все прочие газодинамические характеристики продуктов сгорания в камере и по соплу (соответствующую страницу из справочника «Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания»
3.Профилирование камеры сгорания и сопла
Исходные данные:
Тяга ракетного двигателя P=440 кН
Давление на срезе сопла pa =50кПа
Давление за срезом сопла ph =100кПа
Газовая постоянная на срезе сопла Ra =317
Температура на срезе сопла Ta =2362 К
Скорость продуктов сгорания на срезе сопла Wa =3020 м/с
Газовая постоянная в критическом сечении сопла Rkp = 343.837
Температура в критическом сечении сопла Tkp =3463 К
Скорость продуктов сгорания в критическом сечении сопла Wkp =1159м/с
Давление в критическом сечении сопла pkp =2894 кПа
- определяется расход топлива через камеру сгорания
Определение площадь критического сечения:
Определение радиуса критического сечения:
Определение объем камеры сгорания исходя из приведенной длины камеры сгорания: