Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ОМСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

Специальность 160801- «Ракетостроение»

КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

по дисциплине «ПГС и автоматика ЛА»

$ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПГС

ПЕРВОЙ СТУПЕНИ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

КП-2068998.00.00.00.00.000 ПЗ

Омск 2006

Омский государственный технический университет

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

Специальность 160801 – «Ракетостроение»

Задание №

на курсовое п$роектирование

по дисциплине «ПГС и автоматика ЛА»

Студент _______________

1. Тема проекта: Проектирование ПГС первой ступени баллистической ракеты.

2. Исходные данные к проекту:

Дальность полета 9500 км
Тяга ступени 1103 кН
Время работы ДУ 91 с
Диаметр ракеты 2,25 м
Топливо Кислород+ Керосин

3. Содержание проекта:

3.1 Разделы пояснительной записки:

— проектировочный расчёт;

— гидравлический расчёт;

— массовый расчёт;

— оценочные расчёты.

3.2 Перечень графического материала:

а) Принципиальная схема ПГС – 1 лист формата А1;

б) Схема размещения ПГС на верхнем днище бака– 1 лист формата А1;

в) Элемент автоматики ЛА – 1 лист формата А3.

$

4. Дата выдачи задания: 6 сентября 2006 г.

Аннотация

В ходе курсового проектирования была произведено проектирование и расчёт ПГС двухступенчатой баллистической ракеты.

Выполненный курсовой проект включает в себя пояснитель$ную записку объёмом 56 страниц формата A4, содержит 15 рисунков и 2 таблицы. Список использованных источников состоит из 7 публикаций.

Графическая часть курсового проекта включает в себя:

а) Принципиальную схему ПГС – 1 лист формата А1;

б) Сборочный чертёж верхнего днище бака окислителя – 1 лист формата А1;

в) Сборочный чертёж элемента автоматики ЛА – 1 лист формата А3.

Содержание

Введение

1. Анализ схемных решений и выбор базового варианта подачи компонентов топлива

2. Оценочный расчёт проектных параметров ЖРД

3. Расчёт топливного отсека

3.1 Объёмный расчёт баков окислителя и горючего

3.2 Оценочный расчёт массы топливного отсека

4. Составление компоновочной схемы ступени

5. Выбор и обоснование схемы системы наддува

5.1 Оценочный расчёт массы и габаритов “холодной” системы наддува

5.2 Оценочный расчёт массы и габаритов “горячей” системы наддува

6. Описание схемы ПГС и её работа на всех этапах функционирования:

6.1 Описание схемы ПГС

6.2 Описание работы ПГС

6.2.1 Подготовка ракеты к запуску

6.2.2 Запуск двигателя

6.2.3 Работа ПГС в полёте

6.2.4 Выключение ДУ

6.2.5 Аварийный режим работы ПГС

7. Выбор диаметров трубопроводов окислителя и горючего

8. Выбор типов заборных устройс$тв и расчёт остатков незабора

8.1 Выбор типов и основных геометрических размеров заборных устройств

8.2 Расчёт полных остатков незабора

9. Расчёт гидравлических потерь в магистралях трубопроводов

9.1 Расчёт гидравлических потерь в магистралях горючего

9.2 Расчёт гидравлических потерь в магистралях окислителя

10. Уточ$нённый расчёт топливного отсека

11. Расчёт элемента автоматики

12. Расчёт времени заправки

13. Воздействие компонентов топлива на экологию

Заключение

Список использованных источников

Приложения

Спецификация к сборочному чертежу верхнего днища бака окислителя

Спецификация к сборочному чертежу элемента автоматики

Введение

Важнейшим элементом летательных аппаратов, оснащённых жидкостными ракетными двигательными установками (ЖРДУ) является пневмогидравлическая система (ПГС), которая обеспечивает заправку ЛА основными компонентами топлива; хранение запаса компонентов топлива и рабочих тел ПГС и автоматики ЛА на борту без изменения химических и$ физических свойств в заданном диапазоне параметров; предстартовый и основной наддув топливных баков; подачу компонентов топлива в КС с заданными параметрами на протяжении всего времени работы ДУ.

Целью данного курсового проекта является проектирование ПГС первой ступени двухступенчатой баллистической ракеты.

1. Анализ схемных решений и выбор базового варианта подачи компонентов топлива

В зависимости от назначения к ЖРД предъявляют различные требования по величине тяги, продолжительности и условиям работы. Это приводит к большому разнообразию применяемых способов подачи компонентов и схем ДУ.

Одним из важнейших элементов, характеризу$ющих двигательную установку в целом, является система подачи топлива.

По типу агрегата, создающего давление подачи, различают вытеснительную и турбонасосную подачу топлива.

Отличительной особенностью вытеснительной системы подачи топлива является то, что баки с компонентами топлива находятся под большим давлением, значительно превышающим давление в КС. По этой причине топливные баки приходится делать толстостенными, а, следовательно, массивными.

Применение вытеснительной системы подачи топлива целесообразно при давлениях в КС не больше Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты. Газовытеснительные системы подачи топлива находят в основном применение в двигателях небольшой тяги, рассчитанных на малое время работы.

При насосной системе подачи топлива нет необходимости поддерживать в баках высокое давление. Небольшое давление воздушной подушки в баках (Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты) создаётся для обеспечения бескавитационной работы насосов. Насосная система подачи топлива значительно сложнее вытеснительной, но для двигателей средних и больших тяг $она предпочтительнее, т. к. вес всей системы питания ЖРД, включая баки с топливом, будет меньше.

Системы питания ЖРД с насосной подачей топлива бывают:

1) с автономной (независимой) турбиной (схема “без дожигания”);

2) с предкамерной турбиной (схема “с дожиганием”).

Системы ЖРД с автономной турбиной применяются для маршевых двигателей средней тяги (максимальное значение давления в КС Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты). Следует учитывать то, что автономные турбины являются высокоперепадными (Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты) и малорасходными, а также то, что они снижают удельный импульс тяги двигателя на 2-6 % из-за выброса “мятого” газа за борт ракеты.

Системы ЖРД с предкамерной турбиной используются в двигателях большой тяги с вы$соким давлением в КС (Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты). Предкамерные турбины являются высокорасходными и низкоперепадными (Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты). Двигатели данной схемы более экономичны, так как в них исключаются потери удельного импульса тяги из-за расходования топлива на питание турбин. [1]

Так как интервал времени работы ДУ довольно значителен и двигатели имеют среднюю тягу, выбираем насосную систему подачи топлива без дожигания генераторного газа (см. рис.1).

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

$Рис. 1. Схема питания ЖРД с автономной турбиной и газогенератором, работающим на основных компонентах топлива: 1 – камера сгорания; 2, 3 – отсечные клапаны; 4 – насос горючего; 5 – бак горючего; 6 – бак окислителя; 7 – насос окислителя; 8 – газогенератор;

9 – турбина; 10 – выхлопное сопло

Исходя из того, что один из компонентов топлива (кислород) является криогенным, турбину ТНА будем располагать консольно (см. рис.2). Центральное расположение турбины в данном случае нерационально, так как условия работы такого ТНА крайне сложны из-за высоких перепадов температуры в полостях ТНА.

$Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.2. Схема расположения турбины в ТНА: а – центральное расположение турбины;

б – консольное расположение турбины

2. Оценочный расчёт проектных пара$метров ЖРД

Данный расчёт выполняется согласно [2].

Исходные данные:

1) Тяга 1-й ступени Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

2) Количество двигателей ДУ Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

3) Тяга единичного двигателя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

4) Топливо Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты керосин;

5) Давление в камере сгорания одиночного двигателя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

$6) Давление на срезе сопла Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Стандартные параметры топлива:

1) Показатель процесса истечения продуктов

сгорания из сопла Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

2) Универсальная газовая постояннаяПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

3) Удельный импульс тягиПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

4) Температура горения в камере сгорания

образцового двигателя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

5) Плотность окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

6) Плотность горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

7) Весовое соотношение компонентов топлива Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.1 Определение удельного импульса КС маршевого двигателя

2.1.1 Температуру горения топлива вычисляем по формуле:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.
2.1.2 Приведенный стандартный импульс Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, учитывающий потери в КС двигателя и сопловой части, найдём по формуле:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

2.1.3 Удельный импульс на расчётном режиме работы сопла Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, равен

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты ; Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$, Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

2.1.4 Удельный импульс тяги камер сгорания Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты без учёта потерь на управление

определим по формулам:

В пустоте:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты ;

На земле Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

2.1.5 Удельный импульс КС маршевого двигателя определяем по формуле:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$- уменьшение удельного импульса тяги газовыми рулями, м/с;

Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

2.2 Определение удельного импульса ДУ

2.2.1 Найдём плотность топлива Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— весовое соотношение компонентов топлива: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

2.2.2 Коэффициент

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— давление подачи. Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— КПД турбонасосного агрегата.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— КПД турбины. Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— КПД насоса. Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$- удельная адиабатическая работа газа на турбине.

При использовании в газогенераторе турбины основных компонентов топлива можно принять:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.2.3 Удельный импульс выхлопного патрубка турбины приближённо определяем по формуле:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.2.4 Удельный импульс двигательной установки определяем по формуле:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.3 Приближённый расчёт основных геометрических параметров двигателя

2.3.1 Определим расход топлива единичного двигателя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— тяга единичного двигателя, Н. Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.3.2 Определим диаметр критического сечения сопла Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ ,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

2.3.3 Определим диаметр на срезе сопла Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

$2.3.4 Определим диаметр КС Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.3.5 При грубом приближении можно принять:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Примем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

$2.3.6 Определим радиус кривизны контура сопла:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— угол на срезе сопла. Примем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— угол раскрытия сопла. Примем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— линейные участки контура сопла. Примем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.3.7 Вычислим длину сверхзвуковой части сопла Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ по формуле:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.3.8 Длину входа в сопло определим по формуле:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.3.9 Длина двигателя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2.3.10 Длина двигательной установки от среза сопла до узла крепления

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис. 3. Камера сгорания (1:10)

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис. 4. Расположение ДУ в миделе ракеты (1:84)

3. Расчёт топливного отсека

Определение массовых секундных расходов окислителя и горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$,

где Z = 4 – количество двигателей в ДУ.

3.1 Объёмный расчёт баков окислителя и горючего$

Данная часть расчёта проводится согласно [3].

Исходные данные:

Расход горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Расход окислителяПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Время работы двигателяПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Плотность горючегоПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Плотность окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Диаметр ракеты Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Выполнение расчёта:

Полный объём бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — расчётный объём горючего;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — объём гарантированного запаса горючего;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — достартовый объём горючего;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ — объём горючего при работе двигателя на самотёке.

Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

объём горючего, расходуемого от момента включения в работу ТНА до выхода двигателя на расчётный режим.

Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент объёма воздушной подушки.

принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Полный объём бака окислителя:$

По аналогии с расчётом объёма бака горючего рассчитываем объём бака окислителя.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты ;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Расчёт продольных размеров баков

Определяем радиус сферы верхнего и нижнего днищ баков (рис.5.):

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

гдеПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

$

Высота верхнего и нижнего днищ баков:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём сферического сегмента днищ:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Размеры бака горючего.

Высота цилиндрической части бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Полная высота бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём заправляемого горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём воздушной подушки:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Высоту воздушной подушки от зеркала жидкости до полюса верхнего днища бака найдём из выражения:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Получаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.5. Расчётная схема топливного бака

Высота уровня жидкости в баке:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Размеры бака окислителя.

По аналогии с расчётом размеров бака горючего рассчитываем размеры бака окислителя.

Высота цилиндрической части бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Полная высота бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём заправляемого окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём воздушной подушки:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Высоту воздушной подушки от зеркала жидкости до полюса верхнего днища бака найдём из выражения:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Получаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Высота уровня жидкости в баке:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

3.2 Оценочный расчет массы топ$ливного отсека

Массу топливного отсека определяют суммой масс топливных баков под основные компоненты топлива, массы устройств наддува и узлов крепления и массы вспомогательных баков, при наличии таковых.

При работе ТНА на основных компонентах топлива масса топливного отсека равна:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — массовые коэффициенты, определяемые по формулам:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициенты, характеризующие массу топливных баков под основное топливо.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффи$циенты, характеризующие массу устройств наддува и узлов крепления.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

В оценочных расчетах можно принять:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — плотность топлива;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — относительная толщина оболочки для алюминиевых сплавов.

Масса бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Масса бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

4. Составление компоновочной схемы ступени

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.6. Компоновочная схема первой ступени ракеты (М 1:50)

5. Выбор и обоснование схемы системы наддува

Системы наддува служат для обеспечения и поддержания требуемого давления в топливных баках.

Классификация систем наддува может быть представлена следующей схемой:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.7. Классификация систем наддува

5.1 Оценочный расчёт массы и габаритов “холодной” системы наддува

Исходные данные:

Давление насыщенных паров керосина Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Давление насыщенных паров кислорода Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Плотность керосина Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Плотность кислорода Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Объем заправляемого окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Объем заправляемого горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.8. Расчётная схема

Выполнение расчёта

5.1.1 Определение давления в газовой подушке бака горючего

Расчёт минимального давления Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Значения Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты определяется по трём условиям.

1) Ус$ловие бескавитационной работы насоса горючего в момент старта:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, [2]

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— гидростатическое давление столба жидкости.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — суммарные потери давления.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — скорость течения компонента в магистрали;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент местного сопротивления;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— осевая перегрузка в момент старта;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— высота столба жидкости;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— кавитационный запас; выбирается из диапазона

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Принимаем: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

2) Условие бескавитационной работы насоса горючего в конце$ работы 1-й ступени.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — суммарные потери давления.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— высота остатков незабора.

3) Условие отсутствия кавитации на заборном устройстве в конце работы ДУ.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты-потери давления на сифонном заборном устройстве:

$

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент местного сопротивления для сифона

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— кавитационный запас, выбирается из диапазона

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Принимаем: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Из 3-х Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракетыПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты выбираем максимальное значение: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Максимальное давление в подушке бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – разница между максимальным и минимальным давлениями; обычно

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты. Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

$

Номинальное давление в подушке бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

5.1.2 Расчёт “холодной” системы наддува для бака горючего

Потребный объём аккумулятора давления:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – коэффициент запаса;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ – коэффициент адиабаты азота;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – начальное давление в аккумуляторе давления. Выбирается из диапазона

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты. Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты– конечное давление в аккумуляторе давления.

Радиус шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Толщина стенки шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

$

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты– коэффициент запаса;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— предел прочности для титанового сплава ВТ6.

Внешний объём шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём оболочки шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса конструкции шарбаллона (включая массу дополнительных устройств и элементов крепления):

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса рабочего тела (азота):

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – газовая постоянная для азота;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – температура газа наддува.

Масса «холодной» системы наддува для бака горюч$его:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

5.1.3 Расчёт “холодной” системы наддува с подогревом для бака горючего

Потребный объём аккумулятора давления:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ – температура входа газа наддува в бак.

Радиус шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Толщина стенки шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Внешний объём шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём оболочки шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса конструкции шарбаллона (включая массу дополнительных устройств и элементов крепежа):

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Масса рабочего тела (азота):

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса “холодной” системы наддува с подогревом для бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

5.1.4 Определение давления в газовой подушке бака окислителя

Расчёт минимального давленияПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Значения Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ определяется по трём условиям.

1) Условие бескавитационной работы насоса окислителя в момент старта.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — скорость течения компонента в магистрали;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— высота столба жидкости.

2) Условие бескав$итационной работы насоса окислителя в конце работы 1-й ступени.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты; [2]

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— высота остатков незабора.

3) Условие отсутствия кавитации на заборном устройстве в конце работы ДУ.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты-потери давления на тарельчатом заборном устройстве:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ — коэффициент местного сопротивления для тарели.

Из 3-х Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракетыПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты выбираем максимальное значение: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Максимальное давление в подушке бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Номинальное давление в подушке бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

5.1.5 Расчёт “холодной” системы наддува для бака окислителя$

Потребный объём аккумулятора давления:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты– конечное давление в аккумуляторе давления.

$Радиус шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Толщина стенки шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Внешний объём шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём оболочки шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса конструкции шарбаллона (включая массу дополнительных устройств и элементов крепежа):

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Масса р$абочего тела (азота):

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – газовая постоянная для азота;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – температура газа наддува.

Масса «холодной» системы наддува для бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

5.1.6 Расчёт “холодной” системы наддува с подогревом для бака окислителя

Потребный объём аккумулятора давления:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – температура входа газа наддува в бак.

Радиус шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Толщина стенки шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Внешний объём шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём оболочки шарбаллона:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса конструкции шарбаллона (включая массу дополнительных устройств и элементов крепежа):

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Масса рабочего тела (азота):

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса “холодной” системы наддува с подогревом для бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

5.2 Оценочный расчёт массы и габаритов “горячей” системы наддува

$

Выполнение расчёта

5.2.1 Бак горючего

Бак горючего надувается отобранным после турбины «мятым» газом от основного газогенератора.

Для определения массы конструкции горячей системы наддува существует эмпирическая зависимость:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Принимаем:Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты– масса рабочего тела:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты– эффективная работоспособность газа, при Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ определяется по формуле:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

5.2.2 Бак окислителя

Бак окислителя надувается основным компонентом топлива (кислородом), прошедшем через теплообменник.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты– эффективная работоспособность кислорода при Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

$Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Вывод:

Масса холодной системы наддува для обоих баков:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса холодной системы наддува с подогревом газа для обоих баков:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса горячей системы наддув$а:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Как видно из результатов расчёта «холодная» система наддува даже с подогревом газа имеет значительную массу и размеры. Поэтому будем использовать «горячую» систему наддува:

для горючего — от основного ЖГГ с отбором газа до турбины;

для окислителя – с отбором части компонента после насоса и его испарением в теплообменнике.

6. Описание схемы ПГС и её работа на всех этапах функционирования

6.1 Описание схемы ПГС

ПГС – совокупность пневмогидравлических устройств ЖРДУ, состоящих из ПГС одного или нескольких ЖРД, топливных баков (ТБ), расходных магистралей, вспомогательных устройств и систем, обеспечивающих запра$вку ТБ компонентами топлива (КТ), зарядку аккумуляторов давления, хранения рабочих продуктов без изменения их свойств в заданном диапазоне параметров, предпусковой и основной наддувы баков, непрерывную подачу КТ в КС ДУ, работу агрегатов автоматики и регулирования в соответствии с циклограммой работы и программой полёта.

ПГС включает в себя следующие комплексные системы:

— топливная система — совокупность пневмогидравлических устройств, обеспечивающих хранение КТ, питание КТ ЖРД для их нормального функционирования при старте и в полёте. В неё входят баки окислителя и горючего (БО, БГ), газогенератор (ЖГГ), насосы окислителя и горючего (НО, НГ), расходные магистрали с электропневмоклапанами (ЭПК) и дросселями (Д).

— система заправки — совокупность устройств, обеспечивающих заправку, насыщение газом, дозаправку, слив и повторную заправку КТ. В неё входят магистрали 106, 10$7 с заправочно-сливными клапанами ЗСК1 и ЗСК2, а также ЭПК7 и Д12.

— система предварительного наддува — совокупность устройств, обеспечивающих наддув (поднаддув) ТБ до выхода на режим системы основного наддува. Состоит из магистралей 104, 105. БО надувается подогретым кислородом, а БГ – воздухом.

— система основного наддува — совокупность устройств, обеспечивающих наддув ТБ при работающей ДУ. Наддув БГ производится газом, отобранным до турбины. Система основного наддува БГ включает в себя обратный клапан КО1 и дроссель Д1. Наддув БО производится КТ (кислородом), прошедшим через испаритель И. Система основного наддува БО включает в себя КО2 и Д6.

— система пневмоуправления агрегатами состоит из бортбаллона ББ1, магистралей подвода управляющего давления 101, 102, 103.

— система регулирования кажущейся скорости (РКС) — совокупность устройств, обеспечивающих конечные параметры ЛА в конце активного участка траектории (АУТ) за счёт изменени$я тяги ДУ. РКС состоит из дросселей Д2 и Д3, регулирующих по командам системы управления подачу КТ в ЖГГ.

— система одновременного опорожнения баков (СОБ) — обеспечивает одновременное израсходование КТ из баков к моменту выключения двигателя путем изменения в допустимых пределах коэффициента соотношения КТ (Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты). Система включает в себя два дат­чика ДСОБ1 и ДСОБ2. Регулирование коэффициента Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ осуществляется с помощью регулируемых дросселей Д5 и Д8.

— система контроля уровня – предназначена для дистанционного измерения уровней КТ в ТБ и выдачи командных сигналов на заправочные средства. Состоит из датчиков ДСКУ1 и ДСКУ2, размещённых на верхних днищах ТБ.

6.2 Описание работы ПГС

6.2.1 Подготовка ракеты к запуску

Подготовка ракеты к заправке

Перед заправкой ракеты в пневмомагистрали 101, 102 и 103 подаётся сжатый воздух. Затем подаётся напряжение на нормально закрытые электропневмоклапаны ЭПК8 и ЭПК$10, вследствие чего они открываются и сжатый воздух через фильтры Ф1, Ф3 и дроссели Д7, Д15 поступает к дренажно-предохранительным клапанам ДПК1 и ДПК2. Под воздействием сжатого воздуха ДПК1 и ДПК2 открываются, обеспечивая дренаж находящегося в ТБ газа в атмосферу. Поданный по пневмомагистрали 101 сжатый воздух, проходя через дроссель Д10 открывает заправочно-сливной клапан ЗСК1.

Заправка ракеты топливом

Так как один из КТ (окислитель) является криогенным, то предварительно нужно произвести захолаживани$е БО и подводящих трубопроводов. Для этого подаётся напряжение на нормально закрытые ЭПК 15 и ЭПК 7, вследствие чего они открываются, и окислитель в определённом количестве поступает в бак по магистрали 106. После чего с ЭПК7 и ЭПК15 снимается напряжение и они закрываются.

Подаётся напряжение на нормально закрытый ЭПК9, вследствие чего он открывается, и сжатый воздух, проходя по пневмомагистрали 102 через фильтр Ф2 и дроссель Д11, открывает ЗСК2.

После открытия ЗСК2 начинается подача КТ в линии 106 и 107. Подаётся напряжение на нормально закрытые ЭПК15 и ЭПК16, после чего они открываются и КТ, проходя через ЭПК15, ЭПК16, ЗСК1 и ЗСК2, поступают в баки ракеты.

Для измерения уровня КТ в ТБ при заправке используются датчики системы контроля уровня ДСКУ1 и ДСКУ2. После подачи сигналов датчиками СКУ снимается напряжение с электропневмоклапанов ЭПК15 и ЭПК16 (клапаны закрываются) – прекращается поступление КТ в ТБ. Одновременно со снятием напряжения с ЭПК15 и ЭПК16, снимается напряжение с ЭПК8, ЭПК9 и ЭПК10 – клапаны закрываются; прекращается поступление сжатого воздуха к ЗСК1, ЗСК2, ДПК1 и ДПК2, что приводит к их закрытию. Заправка завершена.

Зарядка бортбаллона

Заря$дка бортбаллона производится после подачи напряжения на нормально закрытый ЭПК13, при этом клапан открывается. Сжатый воздух по пневмомагистрали 108 нагнетается в ББ1 через обратный клапан КО5. Величина давления в бортбаллоне контролируется датчиком давления ДД5. При превышении давлением допустимой величины открывается предохранительный клапан ЭПК18 и воздух стравливается в атмосферу. При достижении давлением заданной величины напряжение с ЭПК13 снимается и он закрывается. Зарядка бортбаллона завершена.

Предварительный наддув баков

$Осуществляется по пневмомагистралям 104 и 105. Наддув БГ производится подогретым воздухом, а БО – подогретым кислородом.

Напряжение подаётся на нормально закрытые ЭПК11 и ЭПК12, они открываются и газ наддува через дроссели Д13 и Д14 подаётся в баки. Давления газов наддува в магистралях контролируется датчиками давления ДД6 и ДД7. При достижении необходимого давления в газовых подушках ТБ, датчики ДД6 и ДД7 подают команду на прекращение подачи газа. Для этого снимается напряжение с ЭПК11 и ЭПК12. Предварительный наддув баков произведён.

6.2.2 Запуск двигателя

Запуск двигателя на предварительную ступень

Подаётся напряжение на пиромембраны ПМ1 и ПМ2 (происходит их прорыв), одновременно с этим подаётся напряжение на нормально закрытые клапаны предварительной ступени ЭПК1 и ЭПК$6 (они открываются), а также на пороховой газогенератор ПГГ. Давление пороховых газов от ПГГ воздействует на лопатки турбинного колеса, вследствие чего происходит раскрутка ротора ТНА и одновременная подача КТ под действием гидростатического давления и давления наддува в насосы. Часть КТ начинает поступать через нормально открытые клапаны ЭПК3 и ЭПК4, дроссели Д2 и Д3 в жидкостный газогенератор ЖГГ, где воспламеняется пиропатроном ПП1. Другая часть КТ поступает через ЭПК1, Д4, Д5 и ЭПК6, Д9, Д8 в КС ДУ, где воспламеняется с помощью пиропатронов ПП2 – ПП5.

Запуск двигателя на режим главной ступени

После достижения в камерах сгорания устойчивого горения КТ и заданного давления, которое контролируется датчиками давлений ДД1 – ДД4, подается напряжение на нормально закрытые клапаны ЭПК2 и ЭПК5, клапаны открываются. Сжатый воздух из бортбаллона ББ1 поступает к главным клапанам ГКО и ГКГ. Двигатель переключается на режим главной ступени.

$6.2.3 Работа ПГС в полёте

В полёте наддув ТБ осуществляется следующим образом. После НО часть компонента идёт через дроссель Д15 в испаритель И, где газифицируется, и далее по трубопроводу через дроссель Д6 и обратный клапан КО2 поступает в бак окислителя. Бак горючего надувается газом, отбираемым перед турбиной и проходящим через дроссель Д1 и КО1.

Давление наддува в баках контролируется с помощью датчиков давления ДД6 и ДД7, которые подают сигнал на открытие ДПК1 и ДПК2 в случае превышения заданного давления газа наддува.

Регулирование тяги ДУ осуществляется системой РКС путём использования регулируемых дросселей Д2 и Д3.

$

Работа СОБ обеспечивается датчиками ДСОБ1, ДСОБ2 и регулируемыми дросселями Д5, Д8.

6.2.4 Выключение ДУ

Будем использовать двухступенчатое выключение ДУ, при котором двигатель переводится сначала на режим пониженной тяги.

Режим пониженной тяги

После подачи команды на останов двигателя регулируемые дроссели Д3, Д2 переводятся на пониженный расход КТ. Скорость вращения ротора ТНА уменьшается, следовательно, уменьшается количество КТ, подаваемых в КС двигателя и ЖГГ, падает давление в газовых подушках БО и БГ. Это приводит к уменьшению тяги, развиваемой ДУ.

Останов двигателя

Для $окончательного выключения ДУ подаётся напряжение для закрытия нормально открытых клапанов ЭПК3 и ЭПК4. Подача компонентов в ЖГГ прекращается, следовательно, прекращается и наддув баков, что ведёт к уменьшению количества топлива, поступающего в КС ДУ.

Одновременно с закрытием клапанов ЭПК3 и ЭПК4 подаётся напряжение на нормально закрытый клапан ЭПК18, вследствие чего он открывается. Воздух из$ бортбаллона ББ1, магистралей управления главными клапанами (ГКО и ГКГ) стравливается за борт ракеты. ГКО и ГКГ закрываются. Снимается напряжение с ЭПК2 и ЭПК5, вследствие чего они закрываются.

Двигатель ступени остановлен.

6.2.5 Аварийный режим работы ПГС

Выключение двигателя на аварийном режиме происходит одноступенчато.

Если в камерах сгорания на старте не образуется устойчивое горение, то происходит одновременное закрытие клапанов ЭПК3, ЭПК4, ЭПК1, ЭПК6 и открытие клапанов ЭПК18, ДПК1, ДПК2. Таким образом, происходит одноступенчатое выключение двигателя и стравливание воздуха из бортовых ёмкостей.

При аварийном режиме в полёте необходимо подать напряжение на предохранительный клапан ЭПК18, чтобы стравить давление из бортбаллона ББ1, а также на ДПК1, ДПК2. При аварийном (одноступенчатом) выключении одновременно обесточиваются ЭПК3 и ЭПК4.

7. Выбор диаметров трубопроводов окислителя и горючего

Исходные данные:

Полная высота бака горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Полная высота бака окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Диаметр бака горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Диаметр бака окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Массовый секундный расход горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Массовый секундный расход окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Плотность горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Плотность окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Коэффициент объема газовой подушки БГ Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Коэффициент объема газовой подушки БО Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Минимальное давление наддува в баке горючегоПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Минимальное давление наддува в баке окислителяПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Материал стенок бака горючего АМг6;

Материал стенок трубопровода АМг6;

Средняя шероховатость поверхности трубопроводов Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Характеристики материала АМг6:

предел прочностиПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

плотностьПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Выполнение расчёта:

Расчет диаметра трубопровода горючего

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — масса топливной системы горючего,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— масса бака горючего;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— масса рабочего тела наддува бака горючего;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— масса трубопровода горючего.

Масса бака г$орючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса трубопровода:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — приведённая длина трубопровода горючего (от заборного устройства до входа в насос).

Масса рабочего тела наддува бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— эффективная работоспособность газа.

Суммарные потери давления в трубопроводе горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — потери давления на создание скорости;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— скорость движения горючего в трубопроводе.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — потери давления на трение между движущейся жидкостью и ст$енками трубопровода;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— коэффициент потерь на трение (зависит от режима течения жидкости);

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— местные потери;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — суммарный коэффициент местных сопротивлений.

Масса топливной системы горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Зададимся несколькими значениями диаметра трубопровода горючего и произведём расчёт по приведённым выше выражениям. После чего построим график зависимости массы топливной системы горючего от диаметра трубопровода (рис.9) и данные вычислений сведём в таблицу (табл.1).

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$

Рис.9. График зависимости массы топливной системы горючего от диаметра трубопровода

Таблица 1

$

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, м Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, м/с Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, Па Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, м Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$
0.08 21.87 1.148 Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 469.779
0.09 17.28 7.166Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ 316.596 32.608
0.1 13.997 4.702Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 229.06 27.649
0.11 11.568 3.211Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 176.122 23.111
0.12 9.72 2.268Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 142.594 19.037
0.13 8.282 1.646Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 120.529 15.474
0.14 7.141 1.224Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 105.53 12.445
0.15 6.221 Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 95.046 9.934
0.16 5.468 7.175Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 87.541 7.896
0.17 4.843 5.63Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 82.054 6.268
0.18 4.32 4.479Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 77.968 4.98
0.19 3.877 3.608Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 74.875 3.$967

По ГОСТ 18482-79 выбираем диаметр трубопровода горючего равным Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Расчет диаметра трубопровода окислителя

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — масса топливной системы окислителя,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— масса бака окислителя$;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— масса рабочего тела наддува бака окислителя;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— масса трубопровода окислителя.

Масса бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Масса трубопровода:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — приведённая длина трубопровода окислителя (от заборно$го устройства до входа в насос).

Масса рабочего тела наддува бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— эффективная работоспособность газа.

С$уммарные потери давления в трубопроводе окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — потери давления на создание скорости;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— скорость движения окислителя в трубопроводе.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — потери давления на трение между движущейся жидкостью и стенками трубопровода;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— коэффициент потерь на трение (зависит от режима течения жидкости);

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— местные потери;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — суммарный коэффициент местных сопротивлений.

$Масса топливной системы окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Зададимся несколькими значениями диаметра трубопровода окислителя и произведём расчёт по приведённым выше выражениям. После чего построим график зависимости массы топливной системы окислителя от диаметра трубопровода (рис.10) и данные вычислений сведём в таблицу (табл.2).

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$

Рис.10. График зависимости массы топливной системы окислителя от диаметра трубопровода

Таблица 2

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, м Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, м/с Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, Па Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, м Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты
0.13 19.726 1.333Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 1327
0.14 17.009$ 9.911Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 1028 22.545
0.15 14.817 7.521Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 818.581 20.344
0.16 13.022 5.81Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ 668.908 18.285
0.17 11.535 4.559Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 559.482 16.359
0.18 10.289 3.627Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 477.989 14.566
0.19 9.235 2.922Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ 416.295 12.907
0.2 8.334 2.38Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 368.9 11.385
0.21 7.559 Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 332.007 10.001
0.22 6.888 1.625Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 302.946 8.753
0.23 6.302 1.361Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 279.805 7.638
0.24 5.788 1.148Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты 261.197 6.65

По ГОСТ 18482-79 выбираем диаметр трубопровода $окислителя равным Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

8. Выб$ор типов заборных устройств и расчёт остатков незабора

Заборные устройства (ЗУ) ТБ, предназначены для обеспечения бесперебойного поступления компонентов топлива из баков в топливные магистрали при всех заданных режимах работы ЖРД. Нарушения подачи топлива, вызываемые воронкообразованием, кавитацией или динамическим «провалом» уровня свободной поверхности топлива, проявляющимся в неравномерном опускании топлива, недопустимы.

Конструкция ЗУ зависит от области применения ЛА, а также от конструктивного выполнения и компоновки ТБ и ДУ.

На маломанёвренных ЛА обычно применяются тарельчатые или сифонные ЗУ.

При сливе КТ через сливное отверстие в баке в конце опорожнения образуется воронка, приводящая к двухфазному течению в сливном трубопроводе.

Переход к двухфазному течению при вихревом воронкообразовании происходит при больших высотах уровня, чем при возникновении воронки без вращения. Поэтому для уменьшения остатков незабора применяют ЗУ, понижающие величину критического уровня.

На величину остатков незабора топлива оказывают влияние:

1. форма топливного бака;

2. форма днища, с которого производится забор КТ;

3. место отбора (центральное или боковое);

4. способ, применяемый для исключения вихревой воронки;

5. массовый секундный расход КТ.

$

Для бака окислителя выбираем тарельчатое ЗУ с центральным отбором КТ, а для бака горючего – тарельчатое ЗУ с боковым отбором КТ.

8.1 Выбор типов и основных геометрических размеров заборных устройств

Расчёт проводится согласно [4].

Выбор основных размеров заборного устройства бака окислителя

Диаметр тарели:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Высота установки тарели:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Радиус перехода в сопряжении днище – трубопровод:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Диаметр рёбер тарели:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Радиус внутреннего контура тарели:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.11. Схема заборного устройства бака окислителя

Выбор основных размеров заборного устройства бака горючего

Диаметр тарели:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Высота установки тарели:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Радиус перехода в сопряжении днище – трубопровод:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Диаметр рёбер тарели:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Радиус внутренне$го контура тарели:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.12. Схема заборного устройства бака горючего

8.2 Расчёт полных остатков незабора

Исходные данные:

Кинематическая вязкость окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Кинематическая вязкость горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Коэффициент поверхностного натяжения окислителяПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Коэффициент поверхностного натяжения горючегоПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Расчёт полных остатков незабора окислителя

$

Число Рейнольдса:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Число Фруда:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – ускорение свободного падения.

Вспомогательные коэффициенты:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Относительный критический уровень:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$

Высота уровня жидкости при которой происходит прорыв газа в сливной трубопровод:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Остатки незаб$ора для ТБ со сферическим днищем и центральным расположением ЗУ:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — радиус бака;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— коэффициент, учитывающий объём воздушной воронки;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— коэффициент, учитывающий форму днища;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Остатки незабора на продольных элементах ТБ

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Средняя толщина плёнки на продольном силовом наборе:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты– скорость

опускания уровня жидкости в топливном баке.

Смачиваемая боковая поверхность бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Смачиваемая поверхность силового набора (гасителей колебаний) бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – ширина элемента силового набора;

n = 4 – количество элементов силового набора.

Остатки незабора на поперечных элементах ТБ

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Средняя толщина плёнки на поперечном силовом наборе:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

$

Смачиваемая поверхность бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты– высота сферического днища.

Остатки окислителя в магистралях

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – длина трубопровода от бака до входа в насос окислителя.

Суммарные остатки незабора окислителя

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Суммарная масса остатков незабора окислителя

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Расчёт полных остатков незабора горючего

Число Рейнольдса:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Число Фруда:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Вспомогательные коэффициенты:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Относительный кри$тический уровень:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Высота уровня жидкости при которой происходит прорыв газа в сливной трубопровод:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Остатки незабора для ТБ со сферическим днищем и боковым расположением ЗУ:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — высота застойной зоны (определяем после прочерчивания ЗУ);

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ — радиус тоннельной трубы.

Остатки незабора на продольных элементах ТБ

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Средняя толщина плёнки на продольном силовом наборе:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты– скорость опускания уровня жидкости в топливном баке.

Смачиваемая боковая поверхность бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Смачиваемая поверхность силового набора (гасителей колебаний) бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Смачиваемая поверхность тоннельной трубы:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Остатки незабора на поперечных элементах ТБ

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Средняя толщина плёнки на поперечном силовом наборе:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Смачиваемая поверхность бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Остатки горючего в магистралях

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ – длина трубопровода от бака до входа в насос горючего.

Суммарные остатки незабора горючего

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Суммарная масса остатков незабора горючего

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

9. Расчёт гидравлических потерь в магистралях трубопроводов

Расчёт проводится согласно [4].

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.13. Расчётные схемы магистралей горючего (а) и магистралей окислителя (б)

Исходные данные:

Длина основной магистрали окислителя (ЗУ — насос) Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Длина основной магистрали горючего (ЗУ — насос) Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Длина питающей магистрали окислителя (насос — КС) Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Длина питающей магистрали горючего (насос — КС) Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

9.1 Расчёт гидравлических потерь в магистралях го$рючего

Расчёт потерь в трубопроводе горючего от ЗУ до входа в насос

Ранее было получено:

— диаметр трубопровода горючего от ЗУ до насоса горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

— скорость горючего в трубопроводе Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем число Рейнольдса:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем коэффициент трения:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — средняя шероховатость поверхности трубопроводов диаметром Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем потери давления на трение:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Определяем потери давления на создание скорости:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем потери давления на местных сопротивлениях:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент местных потерь на заборном устройстве.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты; принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент местных потерь на пиромембране.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты; принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем суммарные потери давления:

$

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Расчет потерь в трубопроводе горючего от насоса горючего до КС

Так как расход компонента значительный, то скорость течения жидкости на участке от насоса горючего до камеры сгорания примем равной Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Диаметр трубопровода:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

Окончательно принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Пересчитываем скорость течения:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем число Рейнольдса:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем коэффициент трения:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем потери давления на трение:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем потери давления на создание скорости:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем потери давления на местных сопротивлениях:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент местных потерь на разветвление потока.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты; принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – коэффициент местных потерь на клапане. Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – коэффициент местных потерь на дросселе. Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Определяем суммарные $потери давления:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Суммарные потери давления в трубопроводе горючего от ЗУ до КС

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

9.2 Расчёт гидравлических потерь в магистралях окислителя

Расчёт потерь в трубопроводе окислителя от ЗУ до входа в насос

Ранее было получено:

— диаметр трубопровода окислителя от ЗУ до насоса окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

— скорость горючего в трубопроводе Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем число Рейнольдса:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем коэффициент трения:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — средняя шероховатость поверхности трубопроводов диаметром Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Определяем потери давления на трение:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем потери давления на создание скорости:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Определяем потери давления на местных сопротивлениях:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент местных потерь на заборном устройстве.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты; принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент местных потерь на пиромембране.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты; принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем суммарные потери давления:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Расчет потерь в трубопроводе окислителя от насоса окислителя до КС

Так как расход компонента значительный, то скорость течения жидкости на участке от насоса окислите$ля до камеры сгорания примем равной Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Диаметр трубопровода:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$,

Окончательно принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Пересчитываем скорость течения:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем число Рейнольдса:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем коэффициент трения:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем потери давления на трение:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем потери давления на создание скорости:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем потери давления на ме$стных сопротивлениях:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент местных потерь на разветвление потока.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты; принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – коэффициент местных потерь на клапане. Принимаем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты – коэффициент местных потерь на дросселе. Прини$маем Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Определяем суммарные потери давления:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Суммарные потери давления в трубопроводе окислителя от ЗУ до КС

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

10. Уточнённый расчёт топливного отсека

Исходные данные:

Длина основной магистрали окислителя (ЗУ — насос) Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Длина основной магистрали горючего (ЗУ — насос) Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Диаметр трубопровода горючего от ЗУ до НГ Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Диаметр трубопровода окислителя от ЗУ до НО Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Диаметр туннельной трубы Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Коэффициент объёма воздушной подушки Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Объём остатков незабора для БГ Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Объём остатков незабора для БО Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Рабочий объём горючего Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Рабочий объём окислителя Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Диаметр ступени Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Выполнение расчёта:

Из расчёта, выполненного в пункте 3.2, возьмем следующие данные:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ — радиус сферы верхнего и нижнего днищ баков;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — высота верхнего и нижнего днищ баков;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$ — объём сферического сегмента днищ.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.14. Расчётная схема бака горючего

Бак горючего

Объём топлива в трубопроводе горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём горючего, находящегося в баке:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём горючего в нижнем сферическом сегменте БГ с учётом объёма туннельной трубы:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Высоту цилиндрической части бака горючего вычислим с помощью итераций:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Получим: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Полная высота бака горючего:

$

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём туннельной трубы:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Полный объём бака горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Полный объём заправляемого горючего:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём горючего в цилиндрической части БГ с учётом объёма$ туннельной трубы:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём горючего в верхней сфере БГ с учётом объёма туннельной трубы:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём воздушной подушки:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Высота воздушной подушки от верхнего полюса бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Получаем: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Высота зеркала горючего от нижнего полюса бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Бак окислителя

Объём топлива в трубопроводе окислителя

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Объём горючего, находящегося в баке:

$

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Полный объём бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Полный объём заправляемого окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Высота цилиндрической части бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Полная высота бака окислителя:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Объём воздушной подушки:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Высота воздушной подушки от верхнего полюса бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Получаем: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Высота зеркала горючего от нижнего полюса бака:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

11. Расчёт элемента автоматики

Расчёт проводится согласно [4].

Дренажно-предохранительные клапа$ны предназначены для защиты ёмкостей и полостей системы от воздействия чрезмерного давления газа, превышающего допустимое значение. Основными параметрами ДПК являются давление Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, при котором гарантируется допустимая негерметичность клапана, и давление Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты, при котором клапан пропускает заданный расход газа Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Расход газа через ДПК:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — коэффициент рас$хода;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — площадь проходного сечения;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — диаметр седла клапана;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— высота подъёма тарели клапана над седлом;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты— величина, которая зависит от характера истечения газа через лапан и определяется соотношением входного и выходного давлений$.

Для сверхкритического режима истечения:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты и Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Для улучшения характеристик ДПК относи$тельная высота подъёма его тарели над седлом выбирается из условия Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Рис.15. Расчётная схема ДПК

Исходные данные:

Коэффициент адиабаты для кислорода Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Полное давление газа на входе в клапан Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Газовая постоянная газа наддува Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Температура газа на входе в клапанПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Массовый секундный расход газа через клапан Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

Усилие, развиваемое электромагнитом ДПК Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Выполнение расчёта:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем эквивалентный диаметр седла клапана:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$,

ГдеПроектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем площадь проходного сечения клапана:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем высоту подъёма клапана:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Принимаем: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Уточняем эквивалентный диаметр:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

$

Определяем диаметр седла клапана:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты,

где Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты — диаметр штока; принимаем.

Принимаем: Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

Уточняем проходную площадь клапана:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Определяем жёсткость пружины клапана:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$.

Используя справочник [7], выбираем пружину № 182 ГОСТ 13766-86.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты

12. Расчёт времени заправки

Расчёт проводится согласно [4].

Исходные данные:

Расход заправочной системы Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Выполнение расчёта:

Время заправки:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты$;

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Общее время заправки баков ступени:

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

13. Воздействие компонентов топлива на экологию

Токсичность КТ.

Предельно допустимая концентрация (ПДК):

— кислорода Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты;

— керосина Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты.

Углеводородные ракетные горючие по сравнению с химическими горючими отличаются небольшой гигроскопичностью. В горючем $типа керосина при Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты растворяется в 8 раз меньше воды, чем в горючем на основе аминов.

Скорость испарения горючего типа керосина не превышает в летний период за 1 месяц Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты на 1 Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты парового пространства резервуара. Поэтом$у при проливах данного КТ существует возможность нейтрализации большей его части. [5]

При высокотемпературном сгорании данных компонентов топлива образуются оксиды азота, оксиды серы, сероводород, углекислый и угарный газы, а также большое количество сажи, что в значительной степени загрязняет не только атмосферу земли, но и всю её экосистему.

Заключение

В данном курсовом проекте была разработана схема пневмогидравлической системы первой с$тупени двухступенчатой баллистической ракеты. Были произведены оценочные, гидравлические, весовые и другие расчёты. Составлена принципиальная схема ПГС, выбрано необходимое сочетание и количество элементов автоматики летательного аппарата, составляющих схему ПГС. Основываясь на анализе систем основного наддува, выбрана «горячая» система наддува, что для первой ступени является наиболее приемлемым вариантом по сравнению с «холодной» системой наддува. Выполнен расчёт элемента автоматики (ДПК) и времени заправки ступени.

Список использованных источников

1. Конструкция $и работа ЖРД: Методические указания к лабораторным работам по дисциплине “Жидкостные ракетные двигатели”/ Сост.Л.И. Гречух, И.Н. Гречух.– Омск, Изд-во ОмГТУ, 2005.- 100 с.: ил.

2. Шпакович А. В. Курсовой проект по дисциплине “Теория, расчёт и проектирование РД”.- Омск:2006.

3. Шпакович А. В. Курсовая работа по дисциплине “Устройство и проектирование ЛА”.- Омск:2006.

4. Пневмогидравлические системы и автоматика ДЛА: Методические указания к курсовому проекту для студентов специальностей 130400, 130600/ Сост. А.Б. Яковлев, В.Ю. Куденцов – Омск: Изд-во ОмГТУ, 2001.– 32 с.: ил.

5. Зрелов В.Н., Серегин Е.П. Жидкие ракетные топлива. М.: Химия, 1975.- 320 с.: ил.

6. Анурьев В.И. Справочник конструктора-машиностроителя: В 3 т. Т.1. – 8 – е изд., перераб. и доп.– М.: Машиностроение, 2001. – 920 с.: ил.

7. Анурьев В.И. Справочник конструктора-машиностроителя: В 3 т. Т.3. – 8 – е изд., перераб. и доп.– М.: Машиностроение, 2001. – 864 с.: ил.

Post Comment