Реферат Курсовая Конспект
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.
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 |
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
Термогазодинамика ракетного двигателя
Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей
ЛЕКЦИЯ 7
Тепломассообмен в ракетных двигателях
Массообмен по тракту сопла ракетного
– Конец работы –
Используемые теги: курс, лекций, направлениям, Двигательные, установки, летательных, аппаратов, ДУЛА0.109
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
Если этот материал оказался полезным для Вас, Вы можете сохранить его на свою страничку в социальных сетях:
Твитнуть |
Новости и инфо для студентов