close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Zegzhda 0FF2B0B10C

код для вставкиСкачать
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Федеральное государственное автономное
образовательное учреждение высшего образования
САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ
ГУ
А
П
АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ
ек
а
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СИСТЕМЫ
АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ КОСМОНАВТОВ
би
бл
ио
т
Методические указания
по выполнению курсовой работы
Санкт-Петербург
2016
Составители: И. С. Зегжда, С. Г. Бурлуцкий, А. М. Павлов
П
Рецензенты: кафедра аэрокосмических измерительно-вычислительных комплексов;
кандидат технических наук, доцент В. Г. Никитин
би
бл
ио
т
ек
а
ГУ
А
Содержатся теоретические и практические материалы по основным разделам проектирования основного твердотопливного двигателя системы аварийного спасения космонавтов. В случае аварийной
ситуации его включение и работа позволяют «увести» бытовой и приборный отсеки от места старта на безопасное расстояние.
Предназначены для студентов всех форм обучения по направлениям 12.03.01 – «Приборостроение»; 24.03.02 – «Системы управления
движением и навигация»; 25.03.01 – «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей»; 25.03.02 – «Техническая эксплуатация авиационных электросистем и пилотажно-навигационных
комплексов» и по специальности 24.05.06 – «Системы управления летательными аппаратами», изучающих дисциплины «Аэрогидродинамика, термогазодинамика и конструкции летательных аппаратов»,
«Прикладная гидроаэродинамика и термогазодинамика», «Динамика полёта» и «Аэромеханика».
Публикуется в авторской редакции.
Компьютерная верстка Н. Н. Караваевой
Сдано в набор 24.04.16. Под писано к печати 16.05.16. Формат 60×84 1/16.
Бумага офсетная. Усл. печ. л. 1,63. Тираж 50 экз. Заказ № 216.
Редакционно-издательский центр ГУАП
190000, Санкт-Петербург, Б. Морская ул., 67
© Санкт-Петербургский государственный
университет аэрокосмического
приборостроения, 2016
П
ГУ
А
ПРЕДИСЛОВИЕ
би
бл
ио
т
ек
а
Практические разделы динамики полета летательного аппарата, кроме расчета возможных или оптимальных траекторий, обязательно должны касаться вопросов безопасности полета. В частности, очень важны вопросы аварийного покидания места старта
пилотируемым летательным аппаратом или отделение его от аварийного ракетоносителя на участке вывода на орбиту с целью спасения экипажа в условиях невозможности дальнейшего пилотирования в штатном режиме.
Настоящие методические указания содержат теоретические вопросы и практические шаги по расчету элементов системы аварийного спасения космонавтов, а именно: расчет параметров двигателя,
геометрических и газодинамических параметров соплового блока,
расчет необходимой тяги и скорости движения спасаемого объекта.
Расчетные кинематические данные САС по высоте и дальности полета обсуждаются и сравниваются с имеющейся телеметрической
информацией по натурным случаям.
3
ЗАДАНИЕ
на курсовую работу по теме «Проектирование системы
аварийного спасения (САС) космонавтов»
Исходные данные
1
40
m, кг
2
50
3
60
4
70
5
80
6
90
7
100
П
Варианты
P0 * 105 (H/м2)
1500 1650 1750 1850 1950 2000 2050
35
40
ГУ
А
1800 1800 1800 1800 1800 1800 1800
45
35
40
45
35
8
9
10
11
12
13
14
45
55
65
75
85
95
105
2100 2150 2200 2250 2300 2350 2400
1850 1850 1850 1850 1850 1850 1850
ек
а
Плотность твердого
топлива ρт, кг/м3
Конечный угол наклона
траектории увода САС (θ,
град)
Варианты
P0 * 105 (H/м2)
m, кг
Плотность твердого
топлива ρт, кг/м3
Конечный угол наклона
траектории увода САС
(θ, град)
Варианты
P0 * 105 (H/м2)
m, кг
Плотность твердого топлива ρт, кг/м3
Конечный угол наклона
траектории увода САС
(θ, град)
40
45
50
35
40
45
50
би
бл
ио
т
15
16
17
18
19
20
21
35
45
55
65
75
85
95
2450 2500 2550 2600 2650 2700 2750
1750 1750 1750 1750 1750 1750 1750
30
35
40
45
50
45
40
Температура: Tст = 3300 °K.
Газовая постоянная: Rст = 290 дж/кг × град.
Показатель адиабаты продуктов горения: k = 1,16.
Содержание работы
1. Схема САС. Рисунок или вырезка из интернета. На рисунке
обозначить основные компоновочные блоки системы[1].
2. Нарисовать схему отсека ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ), показать его основные геометрические характеристики [2,3].
4
би
бл
ио
т
ек
а
ГУ
А
П
3. Вывести формулу определения массового секундного расхода,
зная, что в критическом сечении расход определяется критическими параметрами[3].
4. Время работы двигателя САС найти в справочной литературе
или по видеосъемке спасения космонавтов Волкова А.А. и Стрелкова [1].
5. В справочной литературе найти закон для определения скорости горения твердотопливного заряда[3,5], рассчитать скорость его
горения.
6. Выбрать форму заряда с учетом постоянства площади его горения, рассчитать толщину свода заряда, используя данные раздела 5, и определить диаметр заряда.
7. Определить массу заряда [2,3] и суммарную площадь горения
заряда.
8. Рассчитать толщину стенки камеры сгорания с учетом величины допустимого нормального напряжения для выбранного материала камеры сгорания[2,3]. Выбор материала камеры сгорания может помочь в оптимизации веса САС.
9. Определить массу двигателя (без сопла) [2,3].
10. Определить массу сопла [2].
11. Найти суммарную массу САС и спасаемого отсека.
12. Рассчитать полную температуру; ее называют температурой
заторможенного потока в камере сгорания [5].
13. Описать внутреннюю баллистику процессов в камере сгорания. Для этого рассмотреть уравнения баланса рабочего тела с учетом процесса работы двигателя и топлива, у которых поверхность
горения, полное давление и температура в камере сгорания постоянны. Найти функциональную зависимость отношения площади
критического сечения к площади горения заряда[3].
14. Уточнить удлинение заряда топлива и камеры сгорания по
данным раздела 3 и раздела 13. В расчетах ориентироваться на суммарный расход топлива за все время работы двигателя.
15. Рассчитать скорость газов и число М на срезе сопла.
16. Рассчитать тягу двигателя в расчетном режиме по уравнению
И.В.Мещерского[3].
17. Написать уравнения продольного движения центра масс в перегрузках.Выбрав значение продольной перегрузки из диапазона,
предлагаемого литературными источниками (этот диапазон оценивается в 5–7 единиц), найти значение необходимой тяги. Сравнить
с данными раздела 16. При более, чем 5% расхождении уточнить
значение выбранной перегрузки.
5
ек
а
ГУ
А
П
18. Найти скорость полета спасаемого аппарата по формуле
К. Э. Циолковского и сравнить данные с результатами, полученными в разделе 19.
19. Используя кинематические уравнения продольного движения, определить высоту и удаление САС от старта. Задаваясь законом изменения угла наклона траектории на n-й секунде работы двигателя с учетом выбранной перегрузки.
20. Сравнить полученные данные с располагаемыми литературными.
21. Сделать выводы.
Цель курсовой работы – расчет центрального двигателя. Его
компоновочный вариант может быть различным. Венчик сопел
в проекте трактуется как единое сопло. В рамках данной работы
необходимо определить габариты двигателя, из условий прочности выбрать толщину стенки и геометрию сопла. Твердотопливный
двигатель должен обеспечить необходимую тягу, скорость движения спасаемого объекта, необходимую высоту и дальность его уноса
от точки старта.
РАЗДЕЛ 1. СХЕМА СИСТЕМЫ
АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ КОСМОНАВТОВ
би
бл
ио
т
В состав системы аварийного спасения входят:
– автоматика системы аварийного спасения (САС): блоки автоматики, программно-временное устройство, блоки питания, гироприборы, бортовая кабельная сеть;
– двигательная установка системы аварийного спасения (ДУ
САС);
– двигатели головного обтекателя (РДГ);
– механизмы и агрегаты САС, размещаемые на головном обтекателе (решетчатые стабилизаторы, ложементы, верхние опоры, механизмы аварийного стыка, противопожарная система, средства отделения блистера оптического визира).
Система спасения функционирует в любых условиях, вплоть
до неуправляемого хаотичного падения ракеты. Для этого сначала основные двигатели САС отрывают спасаемую часть от ракеты и быстро уводят ее в сторону, а затем включаются управляющие двигатели, которые формируют нужную траекторию спуска.
Скоротечность многих аварийных ситуаций требует от САС высокого быстродействия. Поэтому все ее двигатели — твердотопливные.
6
Балансировочный груз
Управляющие двигатели
Двигатель разделения
П
Центральный двигатель
Верхний конус ГО
ГУ
А
Двигатель сброса створок
головного обтекателя
Двигатель САС
на головном обтекателе (РДГ)
Уводимая часть
головного обтекателя
Верхняя опора
Бытовой отсек
Ложмент
ек
а
Спускаемый аппарат
Блистер оптического
визира
Решетчатый стабилизатор
би
бл
ио
т
Рис. 1. Схема САС
Рис. 2. Схема работы САС
7
би
бл
ио
т
ек
а
ГУ
А
П
По сравнению с жидкостными они проще, надежнее и быстрее набирают максимальную тягу.
Перегрузку в 20 единиц, действующую в направлении «от груди к спине», человек способен выносить всего лишь около секунды.
Этого времени не хватит, чтобы увести спасаемую часть корабля
на безопасное расстояние от ракеты. Приходится ограничивать тягу спасательных двигателей так, чтобы перегрузка не превышала
10—15 единиц, так как такое ускорение можно поддерживать дольше – (4÷6).
Система аварийного спасения «взводится» за 15 мин до запуска
РН и обеспечивает спасение экипажа в случае аварии РН как на
стартовом столе, так и на любом участке полета.
Для спасения экипажа РН снабжена отделяемым головным блоком (ОГБ) САС, который представляет собой своеобразный летательный аппарат, состоящий из:
– уводимой части космического корабля (КК): СА и бытовой отсек (БО);
– головного обтекателя;
– двигательной установки.
Рис. 3. Система аварийного ?????????????????? РН «Союз-ТМА»
8
ГУ
А
П
При аварии РН включается РДТТ разделения и увода, который
поднимает ОГБ над аварийным носителем и уводят его на высоту не
менее 850 м и в сторону не менее чем на 110 м. Затем СА отделяется
и совершает посадку на парашюте. При срабатывании РДТТ экипаж испытывает перегрузки до 10g.
На современных РН параметры двигателей, входящих в состав
ДУ САС, в основном зависят от массовых характеристик ОГБ и составляют:
– для основного двигателя: Р = 50÷150 ⋅ 104H, τ = 2–6 с;
– для разделительного двигателя: Р = 6÷18 ⋅ 104 H, τ ≤ 1 с;
– для управляющего двигателя: Р = 0,5÷2 ⋅ 104 H, τ = 0,5÷1 с.
РАЗДЕЛ 2. СХЕМА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
би
бл
ио
т
ек
а
Отсек двигатели ракеты и конструктивном отношении является наиболее важным. Он в наибольшей степени подвержен воздействию различного рода нагрузок и неравномерных температурных
полей. Конструирование этого отсека определяется типом используемого двигателя.
На этапе общего конструирования перед конструктором ставится задача увязки основных габаритных размеров комплектуемых агрегатов и предва­рительная разработка основных узлов конструкции. Очевидно, право принятия к дальнейшей разработке того или иного конструктивного решения остается за конструктором,
в то время как основные габаритные размеры конструктору за­
даются. Ограничимся в дальнейшем определением основных габаритных размеров отсеков двигателя.
Схема ракетного двигателя на твердом топливе представлен на
(рис. 4). Следует определить его геометрические параметры.
Длина отсека:
läâ= 2läí + lö + lñ , (1)
где lдн – высота днища корпуса двигателя; lц – длина цилиндрической части корпуса; lc – длина сопла.
Высота эллипсовидного днища корпуса двигателя:
läí = 0,333däâ .
Диаметр двигателя определяется диаметром твердотопливного
заряда с учетом скорости и времени горения.
9
lц
δ
lс
ГУ
А
lк
П
dкр
da
dдв
α
lдн
Рис. 4. Основные геометрические характеристики РДТТ
Длина цилиндрической части корпуса может быть определена так:
ек
а
lö = Vö / Sì .
Объем, занимаемый цилиндрической частью корпуса:
Vö =
VÒ
,
e
би
бл
ио
т
где VТ – объем топлива,=
Vò mò / ρò .
Окончательно длина цилиндрической части:
lö = mò / ( ρò ⋅ Sì ⋅ e ),
где e – коэффициент заполнения топливом поперечного сечения камеры сгорания.
Таким образом, геометрические характеристики двигателя определяются после выбора топливного заряда.
РАЗДЕЛ 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ
МАССОВОГО СЕКУНДНОГО РАСХОДА
Массовый расход по закону его сохранения может быть определен в критическом сечении сопла. В этом минимальном сечении
сопла число М = 1, а параметры течения называются критическими. Зная, что в критическом сечении расход определяется критическими параметрами, напишем:
10
mc = ρ* V * S* , (2)
где ρ* – критическая плотность, V * – критическая скорость, S* площадь критического сечения. Газодинамические формулы [4] позволяют определить критические параметры через параметры торможения. Параметры торможения характеризуют состояние газа в камере сгорания и имеют индекс «0»:
1
 2  k−1
ρ =ρ0 
;

 k +1 
1
ГУ
А
 2 2
*
*
V=
a=
a0 
 ;
 k +1 
П
*
a0 = kRT0 ;
P
ρ0 = 0 .
RT0
ек
а
Подставляя эти равенства в формулу (2) получим:
mc =
AP0 S*
T0
k +1
,
би
бл
ио
т
k  2  2( k−1)
где A =
, P0 и T0 – давление и температура торможе

R  k +1 
ния в камере сгорания двигателя. R – газовая постоянная топлива
после его сгорания, k — коэффициент адиабаты, характеризующий
 Cp 
отношение удельных теплоемкостей 
 газа после сгорания
Cv 

топлива.
Для реальных процессов вводят коэффициент расхода:
mc = 0,98
AP0 S*
T0
.
(3)
РАЗДЕЛ 4. ВРЕМЯ РАБОТЫ
ОСНОВНОГО ДВИГАТЕЛЯ САС
Время работы двигателя САС можно определить визуально по натурной видеосъемке спасения космонавтов Волкова и Стрекалова
при аварийном старте. Эту видеосъемку можно найти в интернете.
Если возможности такой нет, то, опираясь на опыт и литературные
11
РАЗДЕЛ 5. СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ
ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ЗАРЯДА
П
источники, следует задаться временем работы САС из диапазона
(4÷6 с). Неудачный выбор времени работы (САС) может сказаться на
том, что не будет достигнута необходимая высота для успешной работы парашютной системы.
би
бл
ио
т
ек
а
ГУ
А
Скорость горения топлива сильно зависит от характера распределения температуры в прогретом слое топлива. При быстром изменении давления, например при выходе двигателя на режим, скорость горения определяется мгновенным значением давления и величиной градиента температуры у поверхности прогретого слоя.
При быстром повышении давления прогретый слой может оказаться толще, чем слой, соответствующий стационарному горению. Нестационарный процесс в этом случае может быть взрывным. Если
прогретый слой слишком тонок, прогревание не успевает за уровнем давления, то прогретый слой, соответствующий стационарному
горению, может не образоваться и произойдет гашение заряда.
Появление нестационарных режимов зависит от свободного объема камеры сгорания (выбор e в разделе 2). В двигателях с небольшим свободным объемом время выхода на стационарный режим соизмеримо со временем образования прогретого слоя.
Для большинства топлив при повышении давления наблюдается
рост скорости горения. Обработка результатов опытов дает различные зависимости
U = f ( P0 ).
Для горения твердых зарядов в литературных источниках приводятся два вида формул[3,5]:
U = BP0v или U= A + B1 P0 .
Предпочтение обычно отдается степенной зависимости. В [5]
коэффициент B = 5,75, а степень v = 0,4, причем давление берется в МПА, а величина скорости горения находится в пределах
10÷14 мм/с.
12
РАЗДЕЛ 6. ФОРМА И ТОЛЩИНА
СВОДА ЗАРЯДА
би
бл
ио
т
ек
а
ГУ
А
П
Для обеспечения процесса горения, в котором общая площадь
горения считается постоянной, можно выбрать форму заряда в виде полого толстого цилиндра, у которого торцевые поверхности бронируются. Бронирование заряда производится, когда необходимо,
чтобы некоторые поверхности заряда не участвовали в процессе горения. Это немного утяжеляет конструкцию. Опыт проектировщиков показывает, что добавка к массе заряда может составить 20 %.
Заряд с бронированными торцами горит только по внутренней боковой и наружной боковой поверхности. В этом случае внутренняя
площадь горения увеличивается, наружная уменьшается, а общая
площадь горения остается постоянной.
В разделе 5 была выбрана формула для скорости горения. Напомним, что в этой формуле давление в камере сгорания берется
в МПа, а результат получается в мм/с. Так при давлении P0 = 4 МПа
скорость горения заряда будет равна U = 10 мм/с.
Толщина кольца заряда (его называют сводом заряда и обозначают – е) за время работы двигателя t составит å = 2 ⋅U ⋅ t [мм]
(горение идет одновременно по внешней и внутренней поверхности).
В разделе 4 определено время работы двигателя САС по видеосъемке, которое находится в пределах 4–8 секунд. Если внутренний
диаметр шашки заряда задать как половину свода, то диаметр заряда dз для давления P0 = 4 МПа, скорости горения заряда U = 10 мм/с
и времени работы двигателя n = 6 с будет равен: d3 = 0,3 м.
РАЗДЕЛ 7. РАСЧЕТ ТОЛЩИНЫ
СТЕНКИ ДВИГАТЕЛЯ
Камера сгорания двигателя находится под действием высокого
давления и температуры. Толщина стенки камеры сгорания должна выдерживать эти напряжения. Во многом это зависит от выбора
материала. В указанных литературных источниках есть предложения по маркам стали, которые используются в ракетостроении. Для
выбранной марки стали следует найти значение допустимого напряжения [σ]. Например, для стали 45: [ σ] = 2 ⋅ 108 H/ì2 . Из литературного источника [2] необходимая толщина стенки корпуса,
13
=
δ
ГУ
А
П
работающего на разрыв от избыточного внутреннего давления, может быть найдена по формуле:
f ⋅ K ⋅ P0 ⋅ däâ
(6)
δ=
,
2[ σ ]
где f – заброс давления при пуске двигателя впервые доли секунды
(рис. 3); среднее значение полученное опытным путем равно 1,25.
K = 2,5÷5 – коэффициент запаса прочности (рекомендации прочнистов). Если в формуле (6) принять däâ = dç , то при давлении в камере сгорания 40 атм. значение допустимого напряжения будет
равно:
1,25 ⋅ 2,5 ⋅ 40 ⋅ 105 ⋅ 0,3
= 9,37 ⋅ 10−3 ì ≈ 10 ìì.
2 ⋅ 2 ⋅ 108
би
бл
ио
т
ек
а
Тогда толщина стенки должна быть не менее 10 мм. Если давление в камере горения увеличить до 100 атм., пропорционально следует увеличить и толщину стенки. Следуя рекомендациям прочнистов, увеличим запас прочности до K = 5 и примем толщину стенки
δ =20ìì
. Выбрав толщину стенки, следует найти диаметр двигателя däâ = dç + 2δ.
РАЗДЕЛ 8. МАССА ДВИГАТЕЛЯ
(БЕЗ СОПЛА)
Конструкция РДТТ состоит из:
– цилиндрической обечайки с эллиптическими днищами;
– запально-воспламенительного устройства;
– решетки, удерживающей заряд;
– теплоизоляции.
Цилиндрическая обечайка с эллиптическими днищами. Если предположить, что цилиндрическая обечайка и эллиптические днища
имеют одинаковую толщину обшивки, то их суммарную массу можно выразить так:
mîá+äí
= Sá ⋅ δ ⋅ρ
,
где Sá – боковая поверхность двигателя с учетом площади днищ;
δ – толщина обечайки (корпуса); ρ – плотность материала двигателя.
14
Если ввести величину удлинения корпуса двигателя:
l
λê =
ê ,
däâ
2
Sá =πdäâ
( λê + 0,69 ). П
где длина корпуса двигателя lê = 2läí + lö , däâ – диаметр двигателя,
то с учетом добавки на эллиптичность днищ, следуя рекомендациям [2], примем:
(7)
би
бл
ио
т
ек
а
ГУ
А
Толщина стенки камеры сгорания определена в разделе 7. Величина удлинения корпуса двигателя, опять же следуя рекомендациям конструкторов, находится в пределах λ ê= 3,7 ± 0,5. Зная плотность выбранного материала для корпуса двигателя, можно найти
массу двигателя, включающую массы обечайки и днищ.
Запально-воспламенительное устройство. Оно предназначено
для воспламенения порохового заряда двигателя. Его массой можно
пренебречь [7].
Решетка, удерживающая заряд. Она предназначена для удержания заряда на месте при его горении. Масса решетки может быть
определенакак масса круглой пластины диаметром, равным внутреннему диаметру двигателя, толщиной, равной толщине стенки
двигателя, с отверстиями, как правило, круглой формы, площадь
которых больше критической площади сопла.
Масса теплоизоляции корпуса определяется геометрической
формой поверхности заряда. Для «литьевых» зарядов масса теплоизоляции в среднем составляет около ( 20 ÷ 30 )% массы сопла.
РАЗДЕЛ 9. МАССА ЗАРЯДА
И БОКОВАЯ ПЛОЩАДЬ ЗАРЯДА
Масса заряда mç определяется произведением объема Vç заряда
на его плотность ρT : mç= Vç ρT . Плотность заряда задана в исходных данных.
Объем заряда можно найти, используя данные раздела 6:
Vç=
  d 2 
π 2
π 2
π
dç − d2 läâ=
dç − d2 λ êdç=
λ ê dç3 1 −    ;
  dç  
4
4
4


(
)
(
)
15
Таким образом:
  d 2 
π
mç =
λ ê dç3 1 −    ρT ,   dç  
4


(8)
=
mç 0=
,075264 ì3 ⋅ 1800 êã/ì3 135,5 êã.
П
где d – внутренний диаметр заряда.
При dç = 0,3 м и d = 0,06 м, масса заряда
ГУ
А
Начальная боковая поверхность заряда определяется по формуле:
d 

π  1 +  λ ê dç2 .
S0 = π(dç + d)läâ или S0 =
d
ç

ек
а
В процессе работы двигателя внешняя площадь заряда будет уменьшаться, а внутренняя – увеличиваться. Таким образом,
суммарная площадь горения будет оставаться постоянной и будет
равна S0.
би
бл
ио
т
РАЗДЕЛ 10. МАССА СОПЛА
По рекомендациям [2] масса сопла определяется по формуле:
=
mñ 2Sá.ñ ⋅ δñ ⋅ρ,
где Sá.ñ – боковая площадь сопла; δñ – толщина стенки сопла; ρ –
плотность материала сопла.
При величине угла раскрытия сопла α =15° (см. рис. 4) боковая
поверхность сопла Sá.ñ. может быть найдена по формуле:
2
=
Sá.ñ. 3,02dêð
( fñ − 1) ,
где dêð – диаметр критического сечения сопла; fñ =
Sa
– отношеS*
ние выходного и критического сечений. Это отношение можно определить по [4].
Толщина сопла, если оно выполнено из материала двигателя,
может быть найдена из следующих соображений. В разделе 7. толщина стенки камеры сгорания пропорциональна полному давлению. В критическом сечении сопла из газодинамических формул
16
k
ГУ
А
РАЗДЕЛ 11. СУММАРНАЯ МАССА САС
И СПАСАЕМОГО ОТСЕКА
П
 k + 1  k−1
следует, что давление снизится в 
раз, приблизительно

 2 
в два раза. Толщину стенки тоже можно будет выбрать в два раза
тоньше.
Масса сопла находится в цифрах 50÷80 кг.
Общая масса САС включающая уводимую часть космического
корабля (спасаемый и бытовой отсеки), головной обтекатель и двигательную установку составляет 7 510 кг, включая 6 560 кг полезной нагрузки.
ек
а
РАЗДЕЛ 12. ПОЛНАЯ ТЕМПЕРАТУРА
В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ
Температуру торможения T0 в камере сгорания можно определить по предлагаемой в [5] формуле:
T0 =
Tñò + 11,42 ( P0 − 3,923 ).
(9)
Рекомендуемая температура для данного топлива Tñò задана
в исходных данных. Давление P0 в этой формуле берется в МПа.
Например, для полного давления в камере сгорания P0 = 4ÌÏà
,
5 H
температура
в формулу подставляется P0 = 4. Для P=
0 40 ⋅ 10
ì2
00 ° K.
торможения будет близка к T0 = 33
би
бл
ио
т
РАЗДЕЛ 13. ВНУТРЕННЯЯ БАЛЛИСТИКА СГОРАНИЯ
Применительно к ракетным двигателям на твердом топливе внутренняя баллистика рассматривает газодинамику процессов в камере двигателя. Основной задачей внутренней баллистики следует
считать определение давления и температуры в камере сгорания и
секундного расхода топлива при различных условиях работы двигателя (рис. 5.).
17
t1
t2
t
ГУ
А
0
П
P0
Рис. 5. Изменение полного давления в камере сгорания
би
бл
ио
т
ек
а
Процесс изменения давления в камере сгорания обычно разделяют на три периода:
а) период работы выхода на режим, включающий в себя время
работы воспламенителя и основного заряда и время стабилизации.
Это время составляет несколько сотых и десятых долей секунды;
б) основной период работы двигателя. Он приблизительно равен
времени горения заряда. Параметры рабочего тела и (или) двигателя в этот момент близки к постоянным;
в) период, когда сгорел основной заряд и догорают его остатки,
давление в камере сгорания падает до давления окружающей среды.
Рассмотрим процесс равновесного стабилизационного давления,
при котором давление и температура в камере сгорания постоянны,
а поверхность горения заряда не изменяется. В разделе 6 был выбран заряд с постоянной поверхностью горения.
Уравнение баланса рабочего тела в камере сгорания:
m=
ê mc +
dm
,
dt
(10)
где mê –количество продуктов сгорания образующееся в камере
двигателя в 1 с; mñ – секундный расход рабочего тела через сопло,
dm
– увелиопределяется по формуле (2) и зависит от P0 , T0 и S*,
dt
чение массы газа, оставшегося в камере сгорания в секунду (за счет
заполнения объема сгоревшего твердого топлива).
По закону сохранения массы в форме секундного расхода можно
определить массу газа, находящуюся в камере сгорания:
18
mê= S ⋅ U ⋅ρò , (11)
где S [м2] – полная поверхность горения; U [м/с] – линейная скорость горения.
Массу газа, находящуюся в камере сгорания, можно определить
как:
m = ρ0 ⋅ Vñâ ,
∂V
∂ρ
dm
=
ρ0 ñâ + Vñâ 0 .
dt
∂t
∂t (12)
ГУ
А
Тогда
П
где ρ0 – плотность продуктов сгорания, Vñâ – свободный объем занимаемый продуктами сгорания.
Из уравнения (10) с учетом (11) и (12) получим:
SUρ=
ò mc + ρ0 SU + Vñâ
или
∂ρ0
∂t
∂ρ0
Vñâ =
SU ( ρò − ρ0 ) − mñ . ∂t
(13)
ек
а
би
бл
ио
т
Если использовать заряд, у которого постоянная поверхность горения, то при выходе двигателя на штатный режим работы в камере
сгорания давление и температура будут постоянными. Баллистика
такого состояния показана на рис. 5.
Этот режим характеризуется условиями:
dP0
dT0
∂ρ0 dρ0
= 0,
= 0, =
= 0.
∂t
dt
dt
dt
В (13) левая часть равна 0, тогда:
m
=
c SU ( ρT − ρ0 ).
В разделе 3 получено уравнение массового газового расхода через критическое сечение. Приравняв их, найдем отношение критической площади к площади горения заряда:
S* UρòT0 ⋅ R − UP0
=
,
S 0,98 AP0 T0 ⋅ R
k +1
Cp
k  2  2( k−1)
где A =
– отношение удельной теплоемко, k=


R  k +1 
CV
сти газа.
19
Äæ
Для исходных данных: k = 1,16, R = 290 , U = 0,01 ì/ñ,
êã ⋅ ãðàä
5
2
=
T0 3300
°K, P=
0 40 ⋅ 10 H/ì и S = ( πdç + πd ) λdç .
S*
= 0,07. Если
S
ГУ
А
РАЗДЕЛ 14. УТОЧНЕНИЕ
И ПРОВЕРКА РАСЧЕТОВ
П
S* = 0,01 ì2 , то S = 1,43 ì2 .
Согласование суммарного секундного расхода через сопло за время работы двигателя и общей массы заряда.
По данным раздела 3, секундный расход через сопло определяется формулой:
P0
T0
⋅ S* ,
ек
а
=
mc A
k +1
где k  2  2( k−1)
A=
.


R  k +1 
би
бл
ио
т
Для заданного топлива и варианта №1.
A = 0,641; mñ = 0,641 ⋅ 4089 ⋅ S*;
По рекомендациям [2]=
dêð 0,335 ⋅ dê , dê = 0,34 ì (см. раздел 7),
отсюда:
dêð = 0,114ì, , S* = 0,01 ì2 , mc = 26,25 êã/ñ.
За шесть секунд работы двигателя расход топлива составит:
mò= mc ⋅ t= 26,25 ⋅ 6= 157,5 êã.
Если сравнить массу заряда, полученную в разделе 9, расхождение данных, вызвано выбором удлинением заряда.
Уточним удлинение заряда:
объем заряда:
(
)
π
Vç = ⋅ dç2 − d2 läâ ,
4
где d – диаметр внутренней проточки заряда; läâ – длина заряда
и двигателя, эти величины, приблизительно, равны.
20
Если диаметр внутренней проточки заряда принять равной 0,5е,
где e –толщина свода заряда, рассчитанная в разделе 6 по скорости
и времени горения заряда, то:
e = 0,5 ì; d = 0,06 ì; dç = 2e + d = 0,3 ì.
ГУ
А
П
Для справки: диаметр заряда меньше диаметра двигателя на две
толщины стенки: däâ = 2δ + dç ; däâ = 0,04 + 0,3 = 0,34 ì.
Согласование секундных расходов:
läâ
по рекомендации [2]=
λ
> 3,5.
däâ
Выберем λ =3,7 при этом läâ = 1,258 ì.
Найдем объем заряда:
=
Vç
(
)
π 2
dç − d2 läâ , тогда Vç = 0,08532 ì2 .
4
mç= Vç ⋅ ρç= 0,08532 ⋅ 1800= 153,6 ì2 .
=
∆
ек
а
Расхождения с данными раздела 9 связано с некоторым определением удлинения.
Расхождение суммарного расхода топлива и массы заряда:
157,3 − 153,6
=
⋅ 100% 2,3%.
157,3
би
бл
ио
т
Расхождение расчетных данных можно свести к нулю за счет
увеличения длины заряда, однако при таком расхождении данных
это несущественно.
РАЗДЕЛ 15. СКОРОСТЬ ГАЗОВ
И ЧИСЛО М НА СРЕЗЕ СОПЛА
Опираясь на газодинамические формулы для расчета параметров газа в каналах переменного сечения и применяя уравнение
Бернулли для сечений «камера сгорания» – «срез сопла», в которых
параметры имеют индексы «0» и «а» соответственно [4,5], найдем
скорость газов на срезе сопла:
=
Va
k −1 

  Pa  k 
2k
⋅ R ⋅ T0  1 −  
.
k −1
  P0 



21
Скорость газов на срезе сопла входит в уравнение И.В. Мещерского для расчета тяги двигателя. Определим параметры для расчета скорости на срезе сопла. Рассматривая расчетный режим работы
двигателя, когда давление на срезе равно атмосферному на высоте
работы двигателя, получим, что
Í
2
ì
;
Pa
= 0,025 (для первого варианта)
P0
П
Pa = 105
ГУ
А
Температура в камере сгорания T0 по рекомендациям [5] рассчитывается по формуле:
T0 =
330 + 11,42 ( P0 − 3,923 ).
Причем P0 берется в мегапаскалях [МПа]. Для варианта № 1
T0 3301 °K.
в этой формуле P0 = 4 ÌÏà,=
Тогда скорость на срезе сопла с учетом полученных параметров:
Va = 2356 м/с.
ек
а
Число М можно определить двумя путями:
1. Определить скорость звука на срезе. Она зависит от температуры Ta на срезе:
k −1
P 
aa = kRTa ; Ta = T0  a 
 P0 
k
, а затем найти число Ma .
би
бл
ио
т
2. Использовать газодинамические формулы для расчета давлений:
k
P0 
k − 1 2  k−1
,
= 1 +
Ma 
2
Pa 

преобразовав формулу можно найти Ma .
Оба пути дают одинаковые результаты: Ma = 2,88.
РАЗДЕЛ 16. ТЯГА ДВИГАТЕЛЯ
В расчетном режиме по уравнению Мещерского тяга двигателя
может быть определена по формуле:
P = mñ ⋅ Va .
Используя данные расчетов п. 15, получим:
P = 26,5 ⋅ 2356 = 61727 Í
≈ 6,2 ⋅ 104 Í.
22
РАЗДЕЛ 17. УРАВНЕНИЯ ПРОДОЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ
ЦЕНТРА МАСС В ПЕРЕГРУЗКАХ
P ⋅ cos α − Xa
1 dV
= nx − sin θ, где nx =
.
g dt
mg
П
Чтобы оценить результаты расчета, рассмотрим уравнение продольного движения летательного аппарата в перегрузках:
ГУ
А
По литературным источникам, космонавты испытывают перегрузку во время работы двигателя САС – (5÷6) единиц. Тяга двигателя при малых углах атаки:
P = nx ⋅ mg + Xa .
Величина суммарной массы САС определена в разделе 11. Она состоит из заданной массы САС без двигателя, массы двигателя, сопла
и заряда. По данным раздела11 масса САС равна:
ек
а
=
m 1500 +…+ 153 ≈ 2 ⋅ 103 êã.
би
бл
ио
т
Сила лобового сопротивления блока САС будет зависеть от коэффициента лобового сопротивления и характерной площади спасаемогообъекта:
πd2
S = ÑÀÑ , S = 4,9 ì2 .
4
Коэффициент лобового сопротивления по данным [2] равен 0,5.
Максимальная скорость движения САС в конце шестой секунды
можно оценить по уравнению в перегрузках: nx = 6, P0 = 4 ÌÏà.
V = ( 6 − 0,7 ) ⋅ 10 ⋅ 6 = 318 ì/ñ.
Средняя скорость будет порядка 160 м/с.
Xa= Ñxa ⋅
ρV 2
1,2 ⋅ 1602
= 0,5 ⋅
⋅ 5= 3,84 ⋅ 104 H.
2
2
4
P = 6 ⋅ 2 ⋅ 103 ⋅ 9,8 + 3,2 ⋅ 10
=
12 ⋅ 104 + 3,2 ⋅ 104 = 15,2 ⋅ 104 H.
По уравнению Мещерского тяга:
=
P 6,2 ⋅ 104 H.
Если перегрузка не во все время движения равна 6, а средняя ее
величина 3, то
P= 9 ⋅ 104 H.
23
РАЗДЕЛ 18. СКОРОСТЬ ПОЛЕТА САС
Конечную скорость полета системы аварийного спасения можно
определить по формуле К. Э. Циолковского.
Формула Циолковского определяется удельным импульсом, зависящим от газодинамических параметров в двигателе и отношением топлива к массе спасаемого объекта.
ϕ∞
óä
П
m
где µò = ò – удельный импульс:
m0
1
,
1 − µò
ГУ
А
V = ϕ∞
óä ln
RT0  Pa 
= Va +
⋅ 
Va  P0 
k −1
2
.
Расчеты дают следующие результаты:
ек
а
157,4
3
, V = 312 ì/ñ.
ϕ∞
óä = 2,6 ⋅ 10 ì/ñ, µò =
2 ⋅ 103
Сравнение с оценкой данных разделе 16 дает расхождение, примерно, 2%.
би
бл
ио
т
РАЗДЕЛ 19. ВЫСОТА И ДАЛЬНОСТЬ «УВОДА» САС
ОТ МЕСТА СТАРТА
Поуравнению потенциального движения центра масс в формуле
1 dVê
⋅
= nx − sin θ, где nx= 5 ÷ 6; sinθ= 0 ÷ 45°; t = 6 ñåê, можно
g dt
определить конечную скорость Vê на 6 секунде полета с работающим двигателем. После отключения тяги полет происходит по инерции, скорость начинает падать сразу же, а дальность и высота продолжают увеличиваться. Сравнение расчетных данных и реальной
телеметрической информации дает хорошее совпадение (рис. 6).
dx
dH
=
Vê ⋅ cos θ ,= Vê ⋅ sin θ.
dt
dt
Для расчета необходимо задать sinθ, cosθ изменяющихся по вреcos θêîí
 1 − sin θêîí 
мени. Например: sin θ = 1 − 
⋅ t=
, cos θ
⋅ t, где tкон –

têîí
têîí


время работы двигателя, t – текущая координата времени.
24
V, м/с
L, м; H, м
0
L
V
1000
0
10
20
ГУ
А
H
500
П
100 1500
30
40
Т, с
би
бл
ио
т
ек
а
Рис. 6. Характер изменения по времени скорости V, высоты Н
и дальности L при полете спасательного аппарата
в случае аварии на старте
25
ПРИЛОЖЕНИЕ
П
Кинематический
коэффициент
вязкости υ, м/с2
Скорость
звука а, м/с
ГУ
А
Относительная
плотность ∆
Плотность,
ρ, кг/м3
Tн, К
Температура,
pн•10(–3), Н/м2
1,2250
1000
89,876
281,65
1,1117
9,0751∙10–1 336,43 1,5812∙10–5
2000
79,498
275,14
1,0067
8,2171∙10–1 332,52 1,7146∙10–5
3000
70,125
268,64 9,0941∙10–1 7,4237∙10–1 328,56 1,8624∙10–5
4000
61,656
262,13 8,1942∙10–1 6,6891∙10–1 324,56 2,0271∙10–5
5000
54,045
255,63 7,3654∙10–1 6,0125∙10–1 320,51 2,2103∙10–5
6000
47,213
249,13 6,6022∙10–1 5,3895∙10–1 316,41 2,4153∙10–5
7000
41,098
242,63 5,9011∙10–1 4,8171∙10–1 312,25 2,6452∙10–5
8000
35,648
236,14 5,2591∙10–1 4,2931∙10–1 308,05 2,9030∙10–5
ек
а
1,0000
340,28 1,4607∙10–5
101,325 288,15
би
бл
ио
т
0
Барометрическое
давление
Геометрическая
высота
Стандартная атмосфера
9000
30,791
229,64 4,6712∙10–1 4,6712∙10–1 303,78 3,1942∙10–5
10 000
26,491
223,15 4,1357∙10–1 3,3761∙10–1 299,45 3,5232∙10–5
11 000
22,690
216,66 3,6485∙10–1 2,9784∙10–1 295,00 3,8966∙10–5
13 000
16,572
216,66 2,6648∙10–1 2,1753∙10–1 295,07 5,3351∙10–5
15 000
12,107
216,66 1,9467∙10–1 1,5891∙10–1 295,07 7,3029∙10–5
20 000
5,527
216,66 8,8871∙10–2 7,2547∙10–2 295,07 1,5997∙10–4
25 000
2,5262
216,66 4,0621∙10–2 3,3160∙10–2 297,07 3,4998∙10–4
30 000
1,184
230,35 1,7901∙10–2 1,4613∙10–2 304,25 8,3565∙10–4
35 000
0,580
244,01 8,2842∙10–3 6,7626∙10–3 313,14 1,8929∙10–3
40 000
0,295
257,66 4,0003∙10–3 3,2656∙10–3 321,78 4,0956∙10–3
26
Литература
ГУ
А
П
1. Космический аппараты / под общей редакцией проф. К. П. Феоктистова. М.: Военное издательство, 1983. С. 319.
2. Белов Г. В. и др. Основы проектирования ракет. М.: Машиностроение, 1974. С. 255.
3. Алемасов И. И. и др. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1980. С. 533.
4. Лойцянский Л. Г. Механика жидкостей и газа. М.: Наука, 1970. С. 950.
5. Павлюк Ю. С. Баллистическое проектирование ракет: учеб. пособие
для вузов. Челябинск: Изд-во ЧГТУ, 1996. С. 92.
6. Петров К. П. Аэродинамика ракет. М.: Машиностроение, 1977. С. 136.
7. Дорофеев А. Н. и д.р. Авиационные боеприпасы. М.: ВВИА им. проф.
Н. Е. Жуковского, 1968. С. 601.
СОДЕРЖАНИЕ
би
бл
ио
т
ек
а
Предисловие........................................................................ Задание на курсовую работу по теме «Проектирование системы
аварийного спасения (САС) космонавтов»................................. Раздел 1. Схема системы аварийного спасения космонавтов........ Раздел 2. Схема ракетного двигателя на твердом топливе........... Раздел 3. Определение массового секундного расхода................. Раздел 4. Время работы основного двигателя САС...................... Раздел 5. Скорость горения твердотопливного заряда................. Раздел 6. Форма и толщина свода заряда.................................. Раздел 7. Расчет толщины стенки двигателя............................. Раздел 8. Масса двигателя (без сопла)...................................... Раздел 9. Масса заряда и боковая площадь заряда..................... Раздел 10. Масса сопла.......................................................... Раздел 11. Суммарная масса САС и спасаемого отсека................ Раздел 12. Полная температура в камере сгорания..................... Раздел 13. Внутренняя баллистика сгорания............................ Раздел 14. Уточнение и проверка расчетов................................ Раздел 15. Скорость газов и число М на срезе сопла.................... Раздел 16. Тяга двигателя...................................................... Раздел 17. Уравнения продольного движения центра масс
в перегрузках....................................................................... Раздел 18. Скорость полета САС.............................................. Раздел 19. Высота и дальность «увода» САС от места старта........ Приложение. Стандартная атмосфера...................................... Литература.......................................................................... 3
4
6
9
10
11
12
13
13
14
15
16
17
17
17
20
21
22
23
24
24
26
27
27
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
2
Размер файла
2 362 Кб
Теги
zegzhda, 0ff2b0b10c
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа