- •1. Исходные данные расчета жрд
- •1.1. Выбор значений давления в камере и на срезе сопла жрд
- •1.1.1. Выбор значения давления в камере жрд
- •1.1.2. Выбор значения давления на срезе сопла
- •1.2. Выбор жидкостного ракетного топлива
- •2. Анализ пневмогидравлической схемы ду
- •2.1. Схема жрд и принцип работы
- •2.4. Система запуска двигателя
- •2.5. Управление двигателем
- •2.6. Выключение двигателя
- •2.2. Системы газогенерации
- •2.3. Конструктивная схема тна
- •Определение основных параметров жрт и его продуктов сгорания
- •3.1. Определение основных параметров жидкого ракетного топлива
- •3.2. Определение основных параметров продуктов сгорания жрт
- •4.4 Определение объёма камеры сгорания двигателя
- •5. Профилирование сопла
- •5.1. Профилирование сужающейся части сопла
- •5.2. Протяженность цилиндрической части камеры сгорания
- •5.3 Профилирование расширяющейся части сопла
- •6.6. Определение расходов компонентов топлива через форсунку горючего и окислителя , за исключением периферийных пристеночных форсунок
- •7.2. Уравнение баланса мощностей тна
- •7.3. Расчёт параметров насосов
- •7.4. Расчёт параметров турбины
- •8. Проектирование смесительной головки
- •8.1. Расчёт двухкомпонентной газожидкостной форсунки с внутренним смешением.
- •9. Проектировочный расчет системы охлаждения камеры сгорания
- •9.1. Определение распределения плотности теплового потока и подогревов охладителя по длине камеры жрд
- •9.2 Определение параметров оребрения в критическом сечении сопла
- •9.3 Определение температуры огневой стенки со стороны охладителя
- •10. Проектировочный прочностной расчет узлов камеры
- •10.1 Определение толщины наружной оболочки цилиндрической части камеры.
- •10.2 Расчёт наружного сферического днища.
- •10.3 Расчёт среднего и внутреннего днищ.
- •Список используемой литературы
2.2. Системы газогенерации
В двигателях с дожиганием тип газогенератора выбирается из условия обеспечения минимального давления в нем. Это достигается применением окислительной системы, т.е. в газогенератор подается практически весь окислитель и незначительная часть горючего, соответствующая принятой температуре. При большом расходе рабочего тела потребная мощность турбины обеспечивается при малой степени расширения газа в ней, что определяет уменьшение давления в газогенераторе.
В окислительных газогенераторах для уменьшения окисления материалов газогенератора, турбины и газовода температура газа принимается равной Тгг=800-850 К, а газовый тракт покрывается термостойкой эмалью.
В данной схеме двигателя в роли генераторного газа используются компоненты топлива, в нашем случае это водород, который газифицируется, проходя через зарубашечное пространство (18) камеры ЖРД (8) и кислород, подающийся насосом окислителя (4). Образовавшийся в результате низкотемпературного горения генераторный газ поступает на лопатки турбины (3).
2.3. Конструктивная схема тна
В двигателях с дожиганием на несамовоспламеняющемся топливе применяются 3-х насосные схемы ТНА с осевой одноступенчатой реактивной турбиной. Трехнасосная схема состоит из трех шнекоцентробежных насосов (окислителя (4) и горючего (5)) и подкачивающего насоса для подачи горючего в зарубашечное пространство. Реактивная турбина при большом расходе генераторного газа и относительно низкой его температуре развивает необходимую мощность при малой степени расширения, таким образом, достигается превышение давления в газогенераторе по сравнению с давлением в камере.
Также помимо основной турбины (3) применяется пусковая активная турбина для раскрутки ротора при запуске двигателя.
2.4. Система запуска двигателя
Основным требованием к системе запуска является обеспечение надежного выхода ЖРД на номинальный режим работы без значительного повышения давления газов.
Запуск ЖРД с дожиганием на несамовоспламеняющемся топливе помимо основной турбины (3), работающей на продуктах сгорания основного топлива, требует дополнительных устройств для раскрутки ротора ТНА и для розжига топлива. В качестве пускового горючего используют вещества, при соединении которых с окислителем происходит самовоспламенение.
2.5. Управление двигателем
В современных ракетах значение тяги двигателей в полете может регулироваться путем варьирования соотношения компонентов топлива или за счет изменения частоты оборотов насосов (4),(5).
2.6. Выключение двигателя
При достижении расчетной скорости полета и соответствующего ей угла тангажа система управления полетом выдает команду на выключение ДУ данной ступени, на запуск ДУ следующей ступени и на разрывные болты крепления ступеней ракеты.
Для повышения надежности (исключения гидроудара и разрушения трубопроводов топливной системы) выключение происходит в два этапа:
По первой команде срабатывают отсечные пироклапаны окислителя и горючего газогенератора. Прекращается подача топлива в газогенератор. Резко уменьшается скорость вращения ротора ТНА, понижается давление в топливных магистралях.
По второй команде срабатывают отсечные пироклапаны камеры сгорания. Прекращается процесс горения в камере, ДУ выключается, одновременно запускается ДУ следующей ступени и разрушаются пироболты крепления ступени. Ступени разделяются.