Введение. Двигательная установка является основным элементом ракеты и обуславливает собой ее важнейшие параметры.

Двигательная установка является основным элементом ракеты и обуславливает собой ее важнейшие параметры.

Проектирование двигательной установки (ДУ) – важный и наиболее трудоемкий этап в создании ракеты. Целью проектирования ДУ является получение при заданных условиях ДУ с наилучшими показателями.

Основными показателями ДУ являются: удельный импульс, удельная тяга, надежность, стоимость. Главным из них считается удельный импульс ДУ, показывающий тягу, создаваемую единицей массы расходуемого рабочего тела. Получение высокого удельного импульса является первостепенной задачей при проектировании ДУ.

Процесс проектирования ДУ разбивается на проведение серии проектных расчетов различных подсистем, связанных между собой граничными зависимостями. Изменение параметров какой-либо из них зачастую влечет за собой изменение параметров смежных подсистем и ДУ в целом. Также при проведении первоначальных расчетов не все необходимые данные могут быть изначально известны. Их значениями задаются, исходя из опыта проектирования аналогичных ДУ, а затем, после их уточнения, повторяют расчеты.

После проведения проектного расчета производится опытная отработка разработанных элементов ДУ, по результатам которой параметры элементов ДУ также могут быть скорректированы. В результате, проектирование ДУ представляет сложный итерационный процесс, состоящий из множества последовательных приближений.

ДУ, выполненные по закрытой схеме газогенерации (с дожиганием генераторного газа), характеризуется более тесными взаимосвязями между элементами агрегатов и систем, что существенно усложняет процесс проектирования. Необходимость использования закрытой схемы обусловлена стремлением к получению более высоких характеристик ДУ, по сравнению с ДУ, выполненных по открытой схеме газогенерации. Применение закрытой схемы газогенерации позволяет существенно повысить давление в камере сгорания ДУ, увеличить удельный импульс, уменьшить габариты и массу ДУ.

В настоящее время характерной тенденцией является широкое использование ЭВМ на всех стадиях проектирования. Использование ЭВМ позволяет существенно ускорить этот процесс, снизить затраты, увеличить количество прорабатываемых вариантов, повысить точность расчетов.

Структурная схема двигателя

Основной блок состоит из камеры сгорания и турбонасосного агрегата. Двигатели с давлением в камере сгорания выше P_К > 3…4 МПа требуют использования турбонасосной подачи компонентов. При высоких давлениях в камере сгорания вытеснительная схема подачи потребовала бы значительного утолщения стенок баков, что утяжелило бы ракету.

Для достижения большей эффективности использования энергии, получаемой при сгорании топлива, целесообразно применить схему двигателя с дожиганием генераторного газа. Рабочее тело для привода ТНА образуется в газогенераторе, работающем на основных компонентах топлива (O₂+СН_{1, 956}) с полной газификацией окислителя. После совершения работы на турбине отработанный газ поступает в камеру сгорания, где дожигается.

Наддув бака окислителя осуществляется газом, отбираемым после турбины ТНА. Бак горючего надувается газогенератором.

Охлаждение камер осуществляется горючим (СН_{1, 956}), так как оно обладает хорошей теплоотводящей способностью.

Структурная схема двигателя:

1 — газогенератор; 2 — клапан окислителя; 3 — газогенератор наддува бака горю­чего; 4 — насос окислителя; 5 — насос горючего; 6 — турбина; 7 — блок запуска; 8 — дроссель; 9 — клапан горючего; 10 — пусковой клапан; 11 — камера сгорания; 12 — регулятор расхода горючего в газогенератор; 13 — клапан

Термодинамический расчет

Пара топлива – О₂ + СН_{1, 956}

Рассчитаем стехиометрический коэффициент

Для расчета условной формулы топлива, в первом приближении примем

;

;

.

Условная формула топлива примет вид: С₁Н_{1, 956}О_{2, 35}

Найдём энтальпию топлива:

кДж/кг

кДж/кг

кДж/кг

Термодинамический расчет КС

Для данного топлива в КС будут присутствовать следующие продукты сгорания (ПС): Н₂О, ОН, Н₂, О₂, Н, О, СО₂, СО.

Система расчета состава ПС в КС примет вид:

Проведем термодинамический расчет камеры сгорания с помощью программы TDSOFT. Результаты расчета представлены в таблице 1.

Таблица 1 – Термодинамический расчет КС

По полученным результатам определяем максимальны удельный импульс у земли при α =0, 8 и строим графики.

Термодинамический расчет газогенератора.

Проведем термодинамический расчет газогенератора при различных значения коэффициента избытка окислителя с помощью программы TDSOFT. Расчет проводим при давлении Ргг = 350 Атм.

В результате расчета получаем результаты:

Таблица 2 – Термодинамический расчет газогенератара

Замыкание схемы

Для начала определим расход.

Общий расход компонентов топлива:

кг/с

кг/с

кг/с

Расход топлива через турбину

кг/с

Объемный расход компонентов топлива через КС

м³/с

Примем КПД насосов и турбины

η _Но =η _Нг=0, 65; η _т=0, 4

Давление подачи на входы в насосы

P_вхо=Р_вхг=0, 49 МПа

Потери давления от насосов до камеры газогенератора

Δ P_гго=Δ Р_ггг=2, 94 МПа

Потери давления от турбины до камеры

Δ P_к=1, 47 МПа

По результатам термодинамического расчета

(RT)_ГГ=260, 11·700, 41=182183, 6 Дж/кг

Записываем выражения для определения мощности турбины

Выражения для определения мощности насосов

Проводим расчет условий замыкания схемы, т.е. условий, при которых удовлетворяется балансу мощностей турбонасосного агрегата:

Это удобно сделать по графику:

Из графика получаем: