Курсовая работа: Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя

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 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

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	30.554	30.554	30.554	30.554	30.554
Рк-у, кН	-21.748	-21.748	-21.748	-21.748	-21.748
Ру-а, кН	10.464	9.821	29.546	70.276	90.61
Р0-а, кН	19.27	18.627	38.352	79.082	99.416
Рвнутр, кН	59.224	58.581	78.306	119.036	139.97
Рнар, кН	-4.899	-48.95	-68.904	-112.954	-134.824
Р, кН	54.324	9.632	9.402	6.081	5.146

Рисунок 1 – Схема камеры ракетного двигателя

Рисунок 2 – Изменение температуры газа по длине камеры ракетного двигателя