рефераты конспекты курсовые дипломные лекции шпоры

Реферат Курсовая Конспект

Курс лекций по направлениям Двигательные установки летательных аппаратов ДУЛА

Курс лекций по направлениям Двигательные установки летательных аппаратов ДУЛА - раздел Политика, Министерство Образования И Науки Российской Федерации...

Министерство образования и науки Российской Федерации

ГОУ ВПО «МГТУ им Н.Э.Баумана»

 

В.Е. Медведев, А.Г. Минашин, С.Д. Панин, Б.Б. Петрикевич

 

Курс лекций по направлениям

Двигательные установки летательных аппаратов (ДУЛА)

Двигательные установки космических аппаратов (ДУКА)

 

Под редакцией Б.Б. Петрикевича

 

 

Москва, 2010 г.

СОДЕРЖАНИЕ

 

Литература………………………………………………………………………………...4
1.Основы теории термических ракетных двигателей…………………………………..5

Лекция 1……………………………………………………………………………………...5

1.1. Введение………………………………………………………………………………...5

1.2.Краткий исторический экскурс………………………………………………………...5

1.3.Классификация реактивных двигателей……………………………………………….7

Лекция 2…………………………………………………………………………………….12

2.1. Ракетный двигатель как тепловая машина летательного аппарата………………..12

2.2. Выходные показатели ракетного двигателя…………………………………………14

2.2.1. Тяга ракетного двигателя…………………………………………………………...14

2.2.2. Удельные параметры ракетного двигателя………………………………………..17

2.2.3. Расходный комплекс камеры……………………………………………………….19

2.2.4. Коэффициент тяги…………………………………………………………………..20

2.2.5. Геометрическая степень расширения сопла………………………………………21

2.2.6. Удельная масса ракетного двигателя………………………………………………21

2. Генерация рабочего тела………………………………………………………..................23

Лекция 3…………………………………………………………………………………….23

3.1. Оценка эффективности ракетного двигателя……………………………………….23

3.2. Топлива ракетных двигателей………………………………………………………..24

3.3. Жидкие ракетные топлива……………………………………………………………25

3.3.1. Коэффициент избытка окислителя………………………………………………...25

3.3.2. Основные характеристики жидких топлив………………………………………..28

3.3.3. Твердые ракетные топлива…………………………………………………………32

Лекция 4…………………………………………………………………………………….35

4.1. Гибридные топлива…………………………………………………………………...40

4.2. Горение жидких топлив………………………………………………………………41

4.3. Горение твердых топлив……………………………………………………………...45

Лекция 5…………………………………………………………………………………….47

5.1. Горение гибридных топлив…………………………………………………………..48

5.2. Термогазодинамика ракетного двигателя…………………………………………..49

5.2.1. Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела…………….49

5.2.2. Термогазодинамика потока рабочего тела………………………………………..51

Лекция 6……………………………………………………………………………………55

6.1. Течение газа в соплах………………………………………………………………...55

6.2. Профилирование камеры жидкостного ракетного двигателя……………………..58

6.2.1. Определение размеров камеры сгорания………………………………………….58

6.2.2. Профилирование сопла……………………………………………………………..60

6.2.3. Профилирование сопла ракетного двигателя твердого топлива…………………62

6.2.4. Потери удельного импульса в ракетных двигателях (в камере ЖРД и РДТТ)………………...............................…………………………………………..............63

6.2.5. Потери удельного импульса в сопле……………………………………………….63

3. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей……71

Лекция 7…………………………………………………………………………………….71

7.1. Тепломассообмен в ракетных двигателях…………………………………………...71

7.1.1. Конвективный теплообмен………………………………………………………....71

7.1.2. Массообмен по тракту сопла ракетного двигателя твердого топлива…………..76

Лекция 8…………………………………………………………………………………….82

8.1. Радиационный теплообмен в ракетных двигателях………………………………...82

8.2. Перенос теплоты в конструкциях ракетных двигателей…………………………...85

8.3. Организация тепловой защиты жидкостного ракетного двигателя………………..86

Лекция 9 ……………………………………………………………………………………91

9.1. Тепловая защита в ракетных двигателях твердого топлива………………………..91

Лекция 10………………………………………………………………………………...…97

10.1. Основные узлы и агрегаты жидкостного ракетного двигателя…………………97

10.2. Схемы двигательных установок с вытеснительной системой

подачи топлива……………………………………………………………………………..98

10.3. Схемы жидкостных ракетных двигателей с турбонасосной

системой подачи топлива………………………………………………………………...101

Лекция 11………………………………………………………………………………….108

11.1. Турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей……………………108

112. Величины, характеризующие работу насоса……………………………………...110

Лекция 12………………………………………………………………………………….113

12.1. Турбины турбонасосных агрегатов………………………………………………..113

12.1.1 Классификация турбин…………………………………………………………....113

12.2. Жидкостные генераторы газа……………………………………………………...116

4. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных

двигателей малой тяги……………………………………………………………………....117

Лекция 13………………………………………………………………………………….117

13.1. Движение космических летательных аппаратов…………………………………117

13.2. Управление движением космического летательного аппарата.

Активные, пассивные и комбинированные системы управления…………………….118

13.3. Функциональная схема системы управления движением КЛА…………………119

13.4. Классификация ракетных двигателей систем управления.

Управление движением КЛА с помощью ракетного двигателя………………………120

13.5. Динамические характеристики ЖРДМТ………………………………………….123

13.6. Экономичность ЖРДМТ………………….………………………………………..125

Лекция 14………………………………………………………………………………….127

14.1. Основные требования к ЖРДМТ………………………………………………….127

14.2. Общие принципы проектирования ЖРДМТ……………………………………...127

14.3. Проектирование и расчет параметров и характеристик ЖРДМТ……………….128

5. Характеристики ракетного двигателя. Статические

характеристики жидкостного ракетного двигателя…………………………………..137

Лекция 15………………………………………………………………………………….137

15.1. Дроссельная (расходная) характеристика ЖРД………………………………......137

15.2. Высотная характеристика РД……………………………………………………...138

15.2.1. Высотная характеристика двигателя с постоянным соплом…………………..140

15.2.2. Высотная характеристика двухпозиционного (раздвижного) сопла………….140

Лекция 16………………………………………………………………………………….141

16.1. Неустойчивость процессов в жидкостных ракетных двигателях……………….141

16.2. Запуск, останов, регулирование и управление ЖРД…………………………..143

6. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей

твердого топлива……………………………………………………...…………………...….145

16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей

твердого топлива………………………………………………………………………….145

16.4. Корпуса маршевых РДТТ с зарядами…………………………………………….146

Лекция 17………………………………………………………………………………….153

17.1. Сопла маршевых РДТТ и системы создания боковых усилий…………………..153

17.2 Вспомогательные РДТТ…………………………………………………………….168

 

 

17.3. Стратегия развития средств выведения. 172

17.3.1. Современное состояние и перспективы развития средств

выведения за рубежом. 173

17.3.2. Современное состояние отечественных СВ. 180

17.3.3. Основные тенденции развития средств выведения КА. 183

17.3.4. Основные стратегические направления развития и использования

отечественных СВ. 186

17.3.5. Перспективные средства выведения 188

 

 


Литература

 

1. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учебник для вузов. 2-е изд., перераб. и доп. / Под ред. Д.А. Ягодникова. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005 – 488с.

2. Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / Под ред. М.И. Соколовского и В.И. Петренко. М.: Машиностроение, 2003 – 464с.

3. Дорофеев А.А. Основы теории тепловых ракетных двигателей: Учебник для авиа- и ракетостроительных специальностей вузов. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1999 – 415с.

4. Волков В.Т., Ягодников Д.А. Исследование и стендовая отработка ракетных двигателей на твердом топливе. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2007 – 295с.

5. Шишков А.А., Панин С.Д., Румянцев Б.В. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива: Справочник. М.: Машиностроение, 1988 – 240с.

6. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей: Учебное пособие для авиационных специальностей вузов. В 2 кн. 4-е изд. / А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев и др. М.: Высшая школа, 1993.

7. Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. Л.Н. Лаврова. М.: Машиностроение, 1993 – 215с.

8. Космические двигатели: состояние и перспективы / Под ред. Л.Кейвни. М.: Мир, 1988 – 400с.

9. Гладков И.М., Лалабеков В.И., Мухамедов В.С., Шмачков Е.Д. Массовые характеристики исполнительных устройств систем управления баллистических твердотопливных ракет и космических летательных аппаратов. М.: НТЦ «Информтехника», 1997 – 168с.

10.Николаев Ю.М., Панин С.Д., Соломонов Ю.С., Сычев М.П. Основы проектирования твердотопливных управляемых баллистических ракет. Часть 1. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998 – 104с.

11.Николаев Ю.М., Панин С.Д., Соломонов Ю.С., Сычев М.П. Основы проектирования твердотопливных управляемых баллистических ракет. Часть 2. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2000 – 140с.

12.Проектирование исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов / Под общ. ред. Б.Б. Петрикевича. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009 – 99с.


 

1. Основы теории термических ракетных двигателей

ЛЕКЦИЯ 1

 

Введение

Данный курс является неотъемлемой частью подготовки специалистов по созданию управляемых баллистических ракет (УБР) и ракет-носителей (РН), а также космических аппаратов. Разработчики ракеты на начальных стадиях проектирования будущего изделия должны четко определить требуемые и технически достижимые параметры двигательных установок (ДУ) и на основании этого выдать грамотные технические задания (ТЗ) на создание двигателей специализированными организациями. Необходимо точно понимать взаимосвязь желаемых значений параметров ракеты и возможность двигателестроения.

При проектировании твердотопливных УБР уже на первом этапе создания проектного облика ракеты при выборе принципиальной схемы, конструктивного исполнения и значений проектных параметров должны быть определены основные показатели маршевых РДТТ:

-марка и масса( )топлива ДУ каждой ступени;

- время работы( )ДУ каждой ступени;

-давление ( )в корпусе двигателя каждой ступени;

- диаметр ( )корпуса ДУ каждой ступени;

- геометрическая степень расширения( ) сопла ДУ каждой ступени;

- степень утопленности ( ) сопла в корпусе ДУ каждой ступени;

При проектировании жидкостных УБР аналогично должны быть определены параметры ЖРД по ступеням.

Эту работу выполняют совместно проектировщики ракеты и разработчики двигательных установок, принятые значения проектных параметров являются основой технического задания на конструкции двигателей.

Краткий исторический экскурс

Порох, состоящий из смеси серы, селитры и древесного угля, стал известен в Китае примерно в VII-IX веках, а в IX-X веках его начали применять для… Первые пороховые ракеты появились в Китае в 1161 г., порох одновременно… В конце XIV века подобные ракеты начинают находить применение в войнах в Италии, к середине XIX века выяснилось, что…

Классификация реактивных двигателей

Ракетно-космические системы являются областью техники, характеризуемой специфическими летальными аппаратами и двигателями. Достижение космических скоростей стало возможно только на основе реактивного принципа движения – движения под действием силы отдачи рабочего тела, отбрасываемого от аппарата. Между реактивным и нереактивным принципами нет четкой границы. Любой способ передвижения основан на силе отдачи, т.е. отбросе какой-либо массы в обратном направлении. Примерами являются движения человека, автомобиля, лодки и т.д.

Характерными особенностями РД является:

-автономность от окружающей среды;

-независимость тяги от скорости движения ЛА;

-высокая концентрация подводимой энергии на единицу массы рабочего тела.

Источники энергии для работы РД. Выделим основные.

Химическая энергия. Носителем ее являются химические топлива – вещества, способные выделять теплоту в результате химических превращений.

Ядерная энергия. Ее источниками являются ядерные топлива – вещества, способные выделять теплоту в результате ядерных превращений:

- распад радиоактивных изотопов (непрерывная генерация теплоты);

- деление ядер (с момента достижения критической массы);

- термоядерный синтез.

Электрическая энергия. Источниками ее могут быть: солнечные батареи, электромеханическая установка, атомная электростанция и др.

В соответствие с видом первичной энергии различают химические, ядерные и электрические РД. Для реактивного движения может быть реализована механическая энергияв форме энергии газа, сжатого до большого давления в шар–баллоне на борту ЛА, но такой способ неэффективен ввиду низкой плотности энергии.

В зависимости от исходной формы рабочего тела можно выделить два принципиальных случая:

1. Источник рабочего тела и энергии совмещены. Таковыми являются
химические топлива – энергия, выделяемая ими при горении, сообщается продуктам их реакции. То же происходит со сжатым газом.

2. Источники энергии и рабочего тела разделены. Это присуще ядерным и электрическим двигателям. Продукты ядерных реакций нецелесообразно использовать в качестве рабочего тела ввиду малости их массы и опасности радиоактивного заражения окружающей среды. Предусматривают специальное рабочее тело, воспринимающее энергию от независимого источника. Подвод энергии осуществляют в реакторе, а разгон массы – в ускорителе (сопле). Для нетермических электрических РД характерным является ускорение рабочего тела при малом расходе массы, их применяют для разгона КА уже после достижения первой космической скорости.

Вернемся к РД на химическом топливе, нашедшим наиболее широкое применение.

Классификация их связана с видом применяемого топлива. Химические ракетные топлива способны к экзотермическим реакциям, основные виды которых следующие:

1. Горение.Горение или окисление – это основной способ полученияэнергии в форме теплоты. В реакции горения необходимо участие окислительных и горючих элементов, которые могут находиться в составе одного или нескольких веществ, образующих топливо. Обычно вещества, состоящие преимущественно из окислительных компонентов для окисления горючего, называют окислителями, а вещества, в которых содержатся преимущественно горючие элементы – горючими.

2. Разложение. К экзотермическому разложению способны некоторые индивидуальные вещества, при образовании молекул которых затрачена теплота.

3. Рекомбинация. Тепловой эффект рекомбинации, т.е. воссоединения атомов или радикалов, обладающих свободной валентностью, очень значителен, и его применение в РД заманчиво. Однако способы получения и хранения свободных атомов и радикалов не найдены и топлива на их основе не созданы.

Характерным признаком химического топлива является агрегатное состояние его компонентов. Однофазное топливо может быть жидким или твердым. Гибридное топливо представляет собой сочетание твердого и жидкого компонентов.

Твердое топливо размещают в камере сгорания двигателя, жидкие компоненты хранят в специальных емкостях – баках, откуда их подают в двигатель.

Однокомпонентное жидкое топливо поступает в двигатель в виде одной жидкости, представляющей собой индивидуальное вещество, либо однородную механическую смесь, либо раствор различных веществ. Двухкомпонентное жидкое топливо состоит из двух раздельно хранящихся и раздельно подающихся в двигатель компонентов: окислителя и горючего, которые сами по себе могут быть индивидуальными веществами или растворами (смесями) веществ. Такое топливо раздельной подачи является наиболее распространенным видом жидкого ракетного топлива. Возможно применение трехкомпонентных жидких и гибридных топлив.

Твердые топлива содержат в своем составе окислительные и горючие элементы, весь запас их в виде топливных зарядов размещается в камере сгорания двигателя.

Типы реактивных двигателей показаны на рис.1.1. В дальнейшем будем рассматривать только ракетные двигатели на химическом топливе: ЖРД, РДТТ и гибридные РД.

Реактивные двигатели разделяют на двигатели непрямой и прямой реакции. К первым относятся винтомоторный двигатель (ри.1.1., а), для которого характерно следующее. Собственно в двигателе используются два компонента топлива: горючее и воздух окружающей среды, тепловая энергия продуктов сгорания преобразуется в механическое движение винта. Система содержит движитель – винт, который отбрасывает окружающий воздух (рабочего тело) и создает тягу. Получается, что двигатель и движитель разделены, используют разные рабочие тела и всегда есть необходимость в окружающем воздухе, как окислителе для двигателя, и в рабочем теле для движителя. Преобразование энергии для такого двигателя можно записать следующим образом:

 

 

Характерным примером двигателя прямой реакции является воздушно – реактивный двигатель, кото-рый начал разрабатываться в Германии в 1938 г. для крылатых ракет ФАУ-1 (рис. 1.1., б).

Его особенностями являются: совмещение двигателя и движителя и обязательное наличие воздуха в окружающей среде. А ракетный двигатель не требует окислителя в окружающей среде, имеет совмещенные двигатель и движитель, топливо является

Рис.1.1

источником энергии и рабочего тела (рис 1.1., в). Таким образом, ракетный двигатель – реактивный двигатель прямой реакции, имеющий источник рабочего тела на борту. Преобразование энергии для такого типа двигателя можно записать так:

 

Термическим ракетным двигателем (РД) является ракетный двигатель, в котором кинетическая энергия ускоряемого рабочего тела получается из тепловой энергии. Превращение теплоты в кинетическую энергию происходит в процессе расширения рабочего тела в сопле, являющимся признаком термического двигателя. Перед расширением необходимо организовать нагрев рабочего тела.

 

 

 

Рис 1.2 Классификация реактивных двигателей

 

За пределами земной атмосферы РД являются пока единственными пригодными для управляемого полета ЛА. В соответствии с задачами управления полета ЛА ракетные двигатели выполняют две основные функции:

1. Создание тяги, управляющей перемещением аппарата в поле сил тяготения и в среде с сопротивлением;

2. Создание управляющих усилий и моментов для управления движением центра масс (стабилизации) и для целей ориентации.

Обычно различают основные (маршевые) двигатели и вспомогательные. Маршевые двигатели осуществляют разгон ЛА на активном участке траектории, тяга их может достигать значения десятков меганьютонов, а среди вспомогательных различают: тормозные, рулевые, коррекции - тяга их может иметь небольшие значения.

Двигатели для коррекции и управления КА обычно имеют тягу в диапазоне 0.01÷1600 Н и их называют ракетными двигателями малой тяги (РДМТ).


 

 

ЛЕКЦИЯ 2

2.1. Ракетный двигатель как тепловая машина летательного аппарата

Источник энергии РД - химическая энергия, преобразующаяся в тепловую энергию вследствие превращения (окисления) веществ топлива. Рабочим телом РД являются газообразные продукты сгорания топлива. Характерным для всех РД на химическом топливе является совмещение источника энергии и рабочего тела - при сгорании топлива энергия передается продуктам сгорания (рабочему телу), в чем состоит принципиальное отличие от ЯРД, например.

Ракетные топлива по своей сути используют экзотермическую реакцию горения - взаимодействие окислительных и горючих химических элементов их веществ происходит с выделением теплоты.

РД работает следующим образом: в камере сгорания (корпусе двигателя) при сгорании топлива генерируется рабочее тело с определенным значением энтальпии продуктов сгорания при некотором давлении. При течении рабочего тела по соплу происходит преобразование тепловой энергии в кинетическую энергию рабочего тела, возникает тяга двигателя, являющаяся причиной механического движения ЛА.

Тогда по своей сути РД есть тепловая машина. При наступлении стационарного значения давления после выхода двигателя на режим внутреннюю полость двигателя, содержащую рабочее тело, можно рассматривать как равновесную термодинамическую систему идеального газа, адиабатическую по отношению к окружающей среде и не испытывающую воздействие полей силы тяжести, а также электромагнитных полей. Напомним некоторые положения технической термодинамики:

- идеальный газ - модельное представление реального газа, в котором пренебрегают размерами частиц и их взаимодействием на расстоянии, а учитывают только их упругие столкновения при сохранении энергии движения частиц и их суммарного импульса;

- термодинамические параметры рассматриваемой системы - свойства системы, однозначно определяющие ее состояние:

- механические: давление и удельный объем,

- термические: температура, внутренняя энергия, энтальпия, энтропия. Рабочее тело РД как идеальный газ описывается уравнением состояния

- газовая постоянная.

В РД происходит непрерывное преобразование энергии топлива в кинетическую энергию истекающей струи (генерация рабочего тела - истечение), этот процесс по аналогии со всеми тепловыми машинами можно рассматривать циклическим - непрерывное превращение тепловой энергии в работу. В качестве примера рассмотрим идеальный термодинамический цикл ЖРД (рис. 2.1). Объем жидкого топлива пренебрежимо мал по сравнению с объемом продуктов сгорания, так как жидкость практически несжимаема в интервале давлений p1-p2. Поэтому объемом подаваемого топлива и работой сжатия пренебрегают. Тогда изохорный процесс 1-2 сжатия и подачи топлива совпадает с осью ординат. В камере сгорания топливо сгорает при постоянном давлении (2-3) и рабочее тело получает теплоту q1. Газообразные продукты сгорания при движении по соплу расширяются, в соответствии с показателем процесса расширения γ (3-4), до давления р4, принимаемому равным давлению окружающей двигатель среды. При этом давлении и происходит отдача теплоты q2 в окружающую среду.

Термический коэффициент полезного действия РД как тепловой машины

 

Следовательно, необходимо организовать процессы генерации и истечения рабочего тела таким образом, чтобы температура на срезе сопла имела наименьшее значение, а в камере сгорания двигателя - наибольшее. Но с позиций УБР, для разгона которой и создаются РД, роль термического к.п.д. не столь очевидна, как в обычных тепловых двигателях. Для ЛА главным является достижение заданного значения конечной скорости - очень важно знать массовые затраты на конструкцию для достижения высоких энергетических показателей, т.е. цену за разгон рабочего тела. На величину тяги ДУ влияет соотношение давлений потока на срезе сопла и окружающей среды и пр.

 

 

Рис.2.1. Термодинамический цикл ЖРД

 


 

2.2. Выходные показатели ракетного двигателя

Тяга ракетного двигателя

Обычно используют сопло переменной геометрии - осесимметричное сопло Лаваля как наиболее простой и надежный геометрический способ разгона рабочего… Под тягой двигателя понимают результирующую сил, действующих на внутреннюю… Рассмотрим двигатель на рис. 2.2.

Удельные параметры ракетного двигателя

. В ТСЕ .

Расходный комплекс камеры

. Размерность: в СИ β [м/с], в ТСЕ β[сек]. Характеризует удельный импульс, создаваемый только камерой сгорания (корпусом двигателя) без сопла. Значение β…

Коэффициент тяги

. Коэффициент тяги показывает увеличение тяги двигателя вследствие наличия…  

Геометрическая степень расширения сопла

    Таким образом, РД имеет 5 основных показателей, нужных для создания ракеты:

Оценка эффективности ракетного двигателя

, (3.1) где - массовое число; - конечная масса в момент окончания АУТ; - соответственно массы топлива, конструкции ракеты и полезной нагрузки;

Топлива ракетных двигателей

К топливам предъявляется широкий спектр требований, который можно разделить на два класса: 1. Баллистические требования - обеспечение наибольшей дальности полета ракеты… 2. Эксплуатационные требования - обеспечение условий эксплуатации ракеты в процессе транспортировки, заправки ракеты…

Жидкие ракетные топлива

По числу компонентов различают одно-, двух- и трехкомпонентные топлива. Наибольшее распространение нашли двухкомпонентные топлива. Трехкомпонентные… Двухкомпонентные топлива можно классифицировать по родственным окислителям,…  

Коэффициент избытка окислителя

Число свободных (незамещенных) электроположительных валентностей в одной молекуле горючего составляет , число свободных электроотрицательных… Тогда . (3.4) Значению соответствует массовое стехиометрическое соотношение (кг окислителя/кг горючего) и объемное…

Твердые ракетные топлива

Отличия возникают в эксплуатационных требованиях, которые содержат значения механических характеристик заряда ТТ, позволяющие выдерживать… Существует требование по уровню промышленной базы для серийного изготовления… Все требования выполнить одной универсальной рецептурой невозможно и в практике твердотопливного двигателестроения…

ЛЕКЦИЯ 4

Кроме того, кислородосодержащие компоненты продуктов сгорания вступают в гетерогенные реакции с материалами тепловой защиты тракта твердотопливного… (4.1) где , - молярная масса и концентрация кислородосодержащих… Смесевые топлива имеют значения , а для баллиститных ввиду отсутствия металлических добавок характерны большие…

Гибридные топлива

Полиэтилен, химическая формула , плотность , имеет высокие механические свойства. Полиметилметакрилат (ПММА), химическая формула ( …   Таблица 4.7 Топливо Доля горючего Доля окислителя     …

Горение жидких топлив

Превращение топлива в продукты сгорания происходит постепенно. В результате распыла и дробления на форсунках компоненты образуют капли разных… Промежуток времени от момента впрыска до полного преобразования топлива в… Характерным для ЖРД является отсутствие фронтовых стабилизирующих устройств (именно они обеспечивают устойчивость…

Горение твердых топлив

Механизм горения ТТ определяется условием теплообмена между потоком продуктов сгорания и поверхностью заряда, а также тепловыми эффектами в…   Зависимости скорости горения от давления по обработке экспериментальных данных имеют вид:

Горение гибридных топлив

В ГРД управляемым является только расход жидкого компонента, а расход твердого определяет процесс горения. По мере разгара канала заряда уровень… Важной особенностью ГРД в отличие от РДТТ является то, что нарушение…  

Термогазодинамика ракетного двигателя

Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела

Кроме того, необходимо знать переносные свойства (вязкость, теплопроводность) для расчета параметров конвективного теплообмена по тракту двигателя.… , где , Дж/(моль К) - табулированое значение энтропии i-го вещества в… Полная система содержит k уравнений по числу компонентов смеси, m уравнений по числу элементов и уравнения сохранения…

Термогазодинамика потока рабочего тела

Значения искомых параметров находят из решения уравнений неразрывности, I закона термодинамики, состояния и движения газа. Уравнение неразрывности…   В рассматриваемом случае одномерного движения уравнение неразрывности принимает вид

Течение газа в соплах

Рассмотрим адиабатическое течение газа в канале переменного сечения. Независимыми переменными в данной системе пусть будут ρ и S. Уравнение… , где – число Маха, отношение местной скорости газа к местной скорости звука в нем, мера сжимаемости газа.

Профилирование сопла

Задача проектирования сопла состоит в определении такого контура сопла, при котором удовлетворялись бы следующие основные требования, предъявляемые… 1. Сопло должно иметь возможно меньшие потери тяги; 2. Поверхность стенки сопла при заданных , должна быть минимальной, что уменьшает массу сопла и облегчает…

Потери удельного импульса в ракетных двигателях (в камере ЖРД и РДТТ)

, где – коэффициент потерь в камере сгорания ЖРД (корпусе РДТТ), –… В ЖРД неоднородность распыла и соотношения компонентов топлива по сечению камеры сгорания, неполное сгорание, перенос…

Потери удельного импульса в сопле

  где - составляющие потерь в сопле. Представление аддитивной суммой не совсем корректно ввиду наличия корреляции между отдельными составляющими, в…

Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей

ЛЕКЦИЯ 7

Тепломассообмен в ракетных двигателях

Конвективный теплообмен

Рассмотрим обтекание газовой фазой продуктов сгорания тракта некоторого условного РД с классическим соплом Лаваля согласно рис. 7.1. В общем случае… Математические формулировки потоков импульса, теплоты и массы получают в… Тепловые и диффузионные потоки в смеси газов возникают при наличии хотя бы одного из следующих факторов:

Массообмен по тракту сопла ракетного

Двигателя твердого топлива

Возможны три отличных друг от друга режима окисления графита: кинетический, диффузионный и сублимационный (испарительный), определяемые значениями…   Рис.7.3. Режимы окисления углерода: 1 – кинетический; 2 – диффузионный; 3 - испарительный …

Радиационный теплообмен в ракетных двигателях

В газовой фазе продуктов сгорания источником излучения является изменение внутренней энергии при колебательно-вращательных переходах - при переходах… Двухфазный поток продуктов сгорания металлизированных топлив является… Поглощение излучения (преобразование поступающей энергии излучения с частотой ν в другие формы энергии или…

– Конец работы –

Используемые теги: курс, лекций, направлениям, Двигательные, установки, летательных, аппаратов, ДУЛА0.185

Если Вам нужно дополнительный материал на эту тему, или Вы не нашли то, что искали, рекомендуем воспользоваться поиском по нашей базе работ: Курс лекций по направлениям Двигательные установки летательных аппаратов ДУЛА

Что будем делать с полученным материалом:

Если этот материал оказался полезным для Вас, Вы можете сохранить его на свою страничку в социальных сетях:

Еще рефераты, курсовые, дипломные работы на эту тему:

КОНСПЕКТ ЛЕКЦИЙ по курсу Архитектурное материаловедение Конспект лекций по курсу Архитектурное материаловедение
ФГОУ ВПО ЮЖНЫЙ ФЕДЕРАЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ... ИНСТИТУТ Архитектуры и искусств... КАФЕДРА ИНЖЕНЕРНО строительных ДИСЦИПЛИН...

КУРС ЛЕКЦИЙ по дисциплине Железобетонные конструкции Курс лекций. Для специальностей «Архитектура» и «Промышленное и гражданское строительство»
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ... ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ ТЮМЕНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АРХИТЕКТУРНО СТРОИТЕЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ...

Краткий курс механики в качестве программы и методических указаний по изучению курса Физика Краткий курс механики: Программа и методические указания по изучению курса Физика / С
Федеральное агентство железнодорожного транспорта... Омский государственный университет путей сообщения...

МАСТЕРСКАЯ ПРАКТИЧЕСКОГО ПСИХОЛОГА КУРС ЛЕКЦИЙ Введение в общую психодиагностику. Курс лекций
ИНСТИТУТ ИНФОРМАТИЗАЦИИ СОЦИАЛЬНЫХ СИСТЕМ... МАСТЕРСКАЯ ПРАКТИЧЕСКОГО ПСИХОЛОГА...

Курс офтальмологии КУРС ЛЕКЦИЙ ТЕМАТИЧЕСКИЙ ПЛАН ЛЕКЦИЙ 1. Введение. Офтальмология и ее место среди других медицинских дисциплин. История офтальмологии. Анатомо-физиологические особенности органа зрения. 2. Зрительные функции и методы их исследования
Курс офтальмологии... КОРОЕВ О А...

Курс Екологія Курс Екологія Курс Екологія Практична робота № 1
Факультет міжнародних економічних відносин та туристичного бізнесу... Курс Екологія Практична робота...

КОНСПЕКТ ЛЕКЦИЙ По курсу статистика – для заочной формы обучения ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЕ ВОПРОСЫ ПО КУРСУ СТАТИСТИКА 1
По курсу статистика для заочной формы обучения... ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЕ ВОПРОСЫ ПО КУРСУ СТАТИСТИКА Повторить общую теорию статистики часть ряды динамики и индексы...

Введение в курс. Курс лекций Начертательная геометрия
Курс лекций Начертательная геометрияв которой рассматриваются следующие основные вопросы... Построение изображений или чертежей предметов... Решение геометрических задач в пространстве при помощи чертежей на плоскости...

КУРС ЛЕКЦИЙ Пособие может быть использовано для закрепления материала, изученного в курсе микробиологии, вирусологии, иммунологии
УЧРЕЖДЕНИЕ ОБРАЗОВАНИЯ ГОМЕЛЬСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ МЕДИЦИНСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ... КАФЕДРА МИКРОБИОЛОГИИ ВИРУСОЛОГИИ И ИММУНОЛОГИИ...

Институциональная экономика. Курс лекций Тема 1. Введение в курс Институциональная экономика
Тема Введение в курс Институциональная экономика... История экономических учений Зарождение...

0.053
Хотите получать на электронную почту самые свежие новости?
Education Insider Sample
Подпишитесь на Нашу рассылку
Наша политика приватности обеспечивает 100% безопасность и анонимность Ваших E-Mail
Реклама
Соответствующий теме материал
  • Похожее
  • По категориям
  • По работам