Реферати

Реферат: Конструювання ДЛА РДТТ

Європейська соціальна хартія і її вплив на Росію. Обґрунтування концепції Пріоритетних Національних проектів (ПНП) як умова їхнього вбудовування в систему політико-правового дискурса. Сутність, значення й основні положення Європейської соціальної хартії. Визначення соціальної держави, як правового.

Криміналістична характеристика вимагання. Криміналістична характеристика вимагання. Загальні положення. Особливості порушення кримінальної справи. Типові ситуації первісного етапу розслідування і дії слідчого. Заходу для забезпечення безпеки потерпілого і свідків.

Податок на прибуток підприємств. Про Закон від 22 травня 1997 р. №283/97-ВР.

Поняття і види суб'єктів податкового правовідносини. Види суб'єктів податкового права. Характеристика видів суб'єктів податкового правовідносини. Фізична особа, організація, державні органи, органи місцевого самоврядування, публічне територіальне утворення як суб'єкти податкового права.

Правовий статус арбітражного керуючого в процедурі банкрутства. Основні вимоги, пропоновані до арбітражного керуючого Федеральним законом №127-ФЗ "Про неспроможність (банкрутстві)". Проблеми, що виникли після прийняття Закону, шляху їхнього рішення. Аналіз діяльності арбітражного керуючого на практиці.

Зміст.

СТОР.

1. Анотація.

2. Завдання.

3. Вибір оптимальних параметрів.

4. Зміна поверхні горіння за часом.

5. Профілювання сопла.

6. Розрахунок ТЗП.

7. Наближений розрахунок виходу двигуна на режим по

початковій поверхні горіння. Геометричні характеристики заряду камери.

8. Розрахунок на міцність основних вузлів камери.

9. Розрахунок маси воспламенительного складу.

10. Опис конструкції.

11. Спец. частина проекту. УВТ.

12. Опис ПГС.

13. Література.

1. Анотация.

Ракетні двигуни твердого палива (РДТТ) отримали в цей час широке застосування. З опублікованих даних слідує, що більше за 90 % існуючих і ракет, що знову розробляються оснащуються РДТТ. Цьому сприяють такі основні переваги їх, як висока надійність, простота експлуатації, постійна готовність до дії. Нарівні з перерахованими достоїнствами РДТТ володіють рядом істотних недоліків: залежністю швидкості горіння ТРТ від початкової температури паливного заряду; відносно низьким значенням питомого імпульсу ТРТ; трудністю регулювання тяги в широкому діапазоні.

РДТТ застосовуються у всіх класах сучасних ракет військового призначення. Крім того, ракети з РДТТ використовуються в народно- господарських цілях, наприклад, для боротьби з градом, буріння свердловин, зондування високих шарів атмосфери і. д.

Різноманітність областей застосування і задач, що виконуються сприяла розробці великого числа різних конструкцій, відмінних габаритними, масовими, тяговими, тимчасовими і іншими характеристиками. Деякі уявлення про широту застосування можуть дати характеристики тяги РДТТ, що знаходяться в крайніх областях цього діапазону. Для РДТТ малої тяги значення тяги знаходиться в межах від 0,01 Н до 1600 Н. Тяги найбільш великих двигунів досягають десятків меганьютонов. Наприклад, для РДТТ діаметром 6,6 м тяга становить 31 МН.

У даній роботі розглянуте питання проектування в учбових (з використанням ряду учбових посібників) РДТТ верхньому рівні ракети носія, на смесевом паливі, що вважає знайомство з основами розрахунку і проектування твердотопливних двигунів, методиками визначення основних параметрів двигуна, розрахунком міцності, прикладами проектування паливних зарядів.

3. Вибір оптимальних параметрів і палива.

Тяга двигуна в пустоті

Р(Н)=

30000

Час роботи двигуна

t(з)=

25

Тиск на зрізі сопла

Р a(Па)=

10270

Паливо ARCADENЕ 253A

Початкова швидкість горіння

u1(мм/з)=

1,554

Показник міри в законі горіння

n

0,26

Коефіцієнт температурного впливу на швидкість горіння

а t=

0,00156

Початкова температура палива

tн (°З)=

20

Початкова температура палива

Тн (ДО)=

293,15

Густина палива

r(кг/м^3)=

1800

Тиск в камері згоряння

Р k(Па)=

6150000

Швидкість горіння при заданому тиску

u(мм/з)=

4,558

Температура продуктів згоряння

Т(ДО)=

3359,6

Молекулярна вага продуктів згоряння

m(кг/кмоль)=

19,531

Середній показник изоентропи на зрізі сопла

n=

1,152

Розрахунковий питомий імпульс

Iу (м/з)=

2934,8

Витратний комплекс

b(м/з)=

1551,5

Ідеальний пустотний питомий імпульс

Iуп (м/з)=

3077,3

Питома площа зрізу сопла Fуд

(м^2с/кг)=

30,5

Відносна площа зрізу сопла

Fотн=

54,996

Коефіцієнт камери

jк=

0,980

Коефіцієнт сопла

jс=

0,960

Коефіцієнт питомого імпульсу

jI=

0,941

Коефіцієнт витрати

mс=

0,990

Коефіцієнт витратного комплексу

jb=

0,990

Дійсний витратний комплекс

b(м/з)=

1535,828

Дійсний питомий пустотний імпульс

Iуп (м/з)=

2895,124

Дійсна витрата газу

m(кг/з)=

10,362

Площа мінімального перетину

Fм (м^2)=

0,003

Середня поверхня горіння

W(м^2)=

1,263

Висота зведення

e0(мм)=

113,947

e0(м)=

0,114

Відношення площ

k=Fсв/Fм=

3,000

Площа вільного перетину каналу

Fсв (м^2)=

0,008

Необхідна маса палива

mт (кг)=

259,056

Кількість променів зірки

i=

6

Кут

q(°)=

67,000

е=0,7...0,8

0,750

Полуугол

q/2(р радий)=

0,585

Кут елемента зірки

a(радий)=

0,393

Перший варіант розрахунку довжини паливного заряду

А=

0,817

Н=

0,084

Діаметр камери

D=

0,396

Площа камери згоряння

Fк=

0,123

Радіус камери

R(м)=

0,198

Відношення висоти зведення до діаметра камери

e0/D=

0,288

Відносна величина вильоту кришки

m=

0,500

Величина вильоту кришки

b(м)=

0,099

Наближений обіб'ємо елиптического днища

V(м^3)=

0,008

Обіб'ємо займаний двома днищами

V(м^3)=

0,016

Відносний радіус скругления зведення

r/D=

0,015

Радіус скругления зведення

r(м)=

0,006

Радіус скругления променя

r1(м)=

0,005

Допоміжна площа

F1(м^2)=

0,003

Допоміжна площа

F2(м^2)=

0,006

Допоміжна площа

F3(м^2)=

0,003

Площа залишкового палива

Fост (м^2)=

0,004

Довжина обичайки камери згоряння

L(м)=

1,229

Довжина заряду спочатку горіння

L1(м)=

1,328

Довжина камери згоряння разом скришками

L(м)=

1,427

Відносна довжина камери

Lот=L/D=

3,605

Матеріал обичайки двигуна

Композіт матеріал (стеклопласт ППН)

Густина матеріалу обичайки двигуна

r(кг/м^3)=

2070,000

Міцність матеріалу обичайки двигуна

σ в (Мпа)=

950

Матеріал днищ двигуна

Титановий сплав ВТ14

Густина матеріалу днищь двигуна

r(кг/м^3)=

4510,000

Міцність матеріалу днищь двигуна

σ в (Мпа)=

1000

Коефіцієнт запасу міцності

n=

1,400

Товщина днища

δ дн=

0,002

Товщина обичайки

δ об=

0,002

Маса обичайки двигуна

паливо заповнює одне днище

m об=

5,679

Маса днища двигуна

m дн=

2,572

Сумарна маса палива, днищь і обичайки паливо заповнює одне днище

m дв=

269,881

Наближений розрахунок виходу двигуна на стаціонарний режим

Геометричні характеристики заряду і камери

Діаметр заряду

D, м=

0,387

Довжина заряду

l, м=

1,365

Довжина камери згоряння

L, м=

1,462

Діаметр критичного перетину

d, м=

0,057

Площа критичного перетину

F кр, м 2 =

0,003

Площа прохідного перетину

F=

0,005

Тиск виходу на режим

Тиск розкриття сопловой діафрагми

Характеристики палива і умови його горіння

Даленіє в камері згоряння

р, Мпа=

6,15

Тиск запалення

р В, Па=

1845000

Початкова швидкість горіння

u, м/з=

0,001554

Густина палива

r, кг/м3=

1800

Температура продуктів згоряння

Т, До=

3359,6

Молекулярна вага продуктів згоряння

m, кг/кмоль=

19,531

Показник изоенторпи

K=

1,164

Коефіцієнт теплових втрат

з=

0,95

Коефіцієнт витрати

j 2=

0,95

Показник швидкості горіння

n=

0,26

Попередні обчислення

Об'єм однієї кришки

V т, м 3 =

0,007600335

Площа поверхні горіння

S т, м 2 =

1,26

Вільний об'єм камери згоряння

V св, м 3 =

0,014663394

Газодінамічеська функція

А ( k ) =

0,641445925

Параметр заряджання

N=

7,61987Е-06

Розрахунок сталого тиску

Величина тиску при N 1 =N

р вуст, Па =

8246824,202

Величина e' в першому наближенні

0,00337207

Значення N 1 в першому наближенні

7,64566 Е-06

Величина сталого тиску

у другому наближенні

р вуст, МПа =

8,209266925

Относительное отклонение давлений

на приближениях

Dр =

0,00455415

Принимаем величину установившегося давления

р уст, Мпа

8,209266925

Розрахунок тиску в період виходу двигуна на режим

Величина

а, з -1 =

92,7601292

Час виходу на режим

t, з =

0,0397

Інтервали часу Dt, сік

0,00397

Час t, сік

Відносний тиск

Дійсний тиск

0,004

0,4936

4,052

0,008

0,6406

5,259

0,012

0,7475

6,136

0,016

0,8237

6,762

0,02

0,8774

7,203

0,024

0,915

7,511

0,028

0,9411

7,726

0,032

0,9593

7,875

0,036

0,9718

7,978

0,04

0,9806

8,05

4. Зміна поверхні горіння за часом.

Висота зведення заряду: е0= 0,114м.;

Довжина заряду: L = 1,328м.;

Довжина променя заряду: Н = 0,070м.;

Радіус камери згоряння: R = 0,198м.;

Величина вильоту кришки: b = 0,092м.;

Радіус скругления зведення: r = 0,005м.;

Радіус скругления променя: r1= 0,8ּr = 0,0044.;

Полуугол розкриття променів: β = Θ/2 = 33,53˚ = 0,585 радий.;

Кут ел-та зірки:

˚ = 0,44779 радий.;

Довжина променя без радіуса скругления: х = Н - r = 0,179-0,006 = 0,0781 м;

Швидкість горіння палива: u = 4,558 мм/з = 0,00456м/з.;

Визначимо периметр і площа горіння на початку і в кінці кожної фази. Початок нової фази відповідає параметрам кінця попередньої фази. Отримані дані представлені в таблиці.

SI. нач= ПI. начּL;

SI. кон= ПI. конּL

Периметр і поверхня горіння на початку і в кінці II фази:

ПII. нач= ПI. кон= 0,7733 м.;

SII. нач= SI. кон= 1,0273 м.2;

SII. кон= ПII. конּL

Периметр і поверхня горіння на початку і в кінці III фази горіння (кінець III фази горіння в момент часу τ = 25с.).

ПIII. нач= ПII. кон= 0,8085 м.;

SIII. нач= SII. кон= 1,0739 м.2;

SIII. кон= ПIII. конּ (L-b)

Фаза

I

II

III

Периметр горіння

0,77335835

0,80849185

1,2358041

Площа горіння

1,02726667

1,07393517

1,5192155

5. Профілювання сопла.

- геометрична міра розширення сопла;

Fм= 0,00259 м2;

Діаметр мінімального перетину:

Площа зрізу сопла:

Діаметр зрізу сопла:

Радіуси скругления:

R1= 1,5ּRм= 1,5ּ0,006/2 = 0,0917м.;

R2= 0,5ּ Rм= 0,5ּ0,006/2 = 0,0306м.;

Кут дотичної до контура сопла на виході β а= 0,106 радий. = 6,073˚;

Відносна довжина сопла:;

Кут на вході в надзвукову частину сопла: βb= 0, 6 радий. = 34,38˚;

Довжина сопла:

6. Розрахунок ТЗП.

Визначення коефіцієнтів теплопровідності.

Камера згоряння.

Тиск в камері згоряння:

р = 6,15 Мпа;

Температура продуктів згоряння:

Т = 3359,6 ДО;

Середня молекулярна вага продуктів згоряння:

μ = 19,531 кг/кмоль;

Теплоємність продуктів згоряння:

Ср= 3345;

Коефіцієнт динамічної в'язкості:

η = 0,9330;

Коефіцієнт теплопровідності:

λ = 0,9812;

Масова витрата продуктів згоряння:

кг/сікти;

Змочений периметр заряду:

П = 0,7734 м.;

Початкова площа прохідного перетину:

Fсв= 0,00776 м2;

Еквівалентний гідравлічний діаметр:

Приведений діаметр прохідного перетину (для розрахунку променистого теплового потоку):

Середня довжина променя:

l = 0,9ּdсв.= 0,9ּ0,283 = 0,0895м.;

Середня густина продуктів згоряння:

Приймаємо температуру поверхні Тст= 2100К;

Переднє Днище.

Коефіцієнт конвективної тепловіддачі (вільна конвекція):,

де γ - прискорення = 9,81 м/з.; тоді

Визначаємо коефіцієнт променистої тепловіддачі:

Коефіцієнт Стефана-Больцмана: C0= 5,67

Масова частка конденсату:

Z = 0,317;

Приймаємо оптичний диметр частинок:

d32= 3 мкм.;

Міра чорноти ізотермічного потоку продуктів згоряння:

ε р= 0,229 +0,061ּd32+ 0,00011ּ Т - 0,3684ּZ+0.00502ּр-0,00338ּl =

= 0,229 +0,061ּ3 + 0,00011ּ3411 - 0,3684ּ0,317+0.00502ּ10-0,00338ּ0,2547 = 0,6965;

Приймаємо міру чорноти матеріалу:

ε ст.= 0,8;

Ефективна міра чорноти:

ε еф. ст.= (1+ ε ст.)/2 = (1+0,8)/2 = 0,9;

Променистий тепловий потік:

Коефіцієнт променистої тепловіддачі:

Сумарний коефіцієнт тепловіддачі:

α = α л+ α до= 3046,02+687,41 = 3733,425

Заднє днище.

Коефіцієнт конвективної тепловіддачі (вимушеної):

Nu = 0,023ּRe0,8ּPr0,4;

Визначаємо швидкість продуктів згоряння у заднього днища:

Критерій Рейнольдса:

Критерій Прандтля:;

Критерій Нюсельта:

Nu = 0,023ּ1826929,5280,8ּ0,30880,4= 774,04;

Коефіцієнт конвективної тепловіддачі:

Коефіцієнт променистої тепловіддачі:

α л= 3046,02

α = α л+ α до= 18914,7+3046,02 = 21960

Критичний перетин.

Тиск продуктів згоряння в критичному перетині:

Ркр= 3534720 Па;

Температура в основному потоку газу:

Т = 3162,3 ДО;

Температура гальмування:

Т0= 3359,6 ДО;

Середня молекулярна вага продуктів згоряння:

μ = 19,410 кг/кмоль;

Теплоємність ПС:

Ср = 1898;

Коефіцієнт динамічної в'язкості:

η = 0,0000879

η0= 0,0000915

Коефіцієнт теплопровідності:

λ = 0,8914;

Масова витрата ПС:

кг/сікти;

Площа критичного перетину:

Fм= 0,0026 м2;

Діаметр мінімального перетину: dм= 0,057м.;

Температура поверхні: Тст.= 2300 ДО;

Критерій Прандтля:;

Визначальна температура:

Тf= 0,5ּ (Т+Тст)+0,22ּPr1/3(T0-T) = 0,5ּ (3195+2300) +0,22ּ0,3111/3(3411-3195)=2756,1 ДО;

Коефіцієнт динамічної в'язкості при Тf:

ηf= 0,0000798

Густина газу при Тf:

Густина газу при Т0:

Поправка:;

Радіус кривизни:

r = dм/2 = 0,057/2 = 0,0287 м.;

Коефіцієнт конвективної тепловіддачі:

Коефіцієнт променистої тепловіддачі:

qл- променистий тепловий потік в камері згоряння.

Сумарний коефіцієнт тепловіддачі:

α = α л+ α до= 2224,73+56687,34 = 58912,068

Зріз сопла.

Тиск продуктів згоряння в критичному перетині:

Ркр= 10270 Па;

Температура в основному потоку газу:

Т = 1480 ДО;

Температура гальмування:

Т0= 3660 ДО;

Середня молекулярна вага продуктів згоряння:

μ = 19,42 кг/кмоль;

Теплоємність ПС:

Ср = 1650,1;

Коефіцієнт динамічної в'язкості:

η = 0,00006452

η0= 0,00008

Коефіцієнт теплопровідності:

λ = 0,1745;

Масова витрата ПС:

кг/сікти;

Площа зрізу сопла:

Fа= 0,14233 м2;

Діаметр на зрізі сопла: dа= 0,458м.;

Температура поверхні: Тст.= 1600 ДО;

Критерій Прандтля:;

Визначальна температура:

Тf= 0,5ּ (Т+Тст)+0,22ּPr1/3(T0-T) = 0,5ּ (1480,3+1600) +0,22ּ0,44971/3(3360-1480)=1990 ДО;

Коефіцієнт динамічної в'язкості при Тf:

ηf= 0,00006036

Густина газу при Тf:

Густина газу при Т0:

Поправка:;

Радіус кривизни:

r = dа/2 = 0,5188/2 = 0,2594 м.;

Коефіцієнт конвективної тепловіддачі:

Коефіцієнт променистої тепловіддачі:

Сумарний коефіцієнт тепловіддачі:

α = α л+ α до= 25,678+143,641 = 169,32

Розрахунок ТЗП.

1. Переднє днище.

Час роботи двигуна 25 секунд.

Матеріал стінки: ВТ-14;

Густина: ρ М= 4510 кг/м3;

Міцність матеріалу днища: σ = 1000 МПа;

Теплоємність титанового сплаву: СрМ= 586

Теплопровідність: λ М= 16,9

Коефіцієнт теплопровідності: аМ= 0,00000642 м2/сікти;

Товщина днища: δ дн= 0,00445 м.;

Допустима температура стінки: Тg= 900 ДО;

Початкова температура матеріалу: Т = 293,15 ДО;

Матеріал теплозащитного покриття: ZiO2;

Густина: ρ п= 4400 кг/м3;

Теплоємність покриття: СрП= 733

Теплопровідність: λ П= 0,72

Коефіцієнт теплопровідності:

Коефіцієнт тепловіддачі: α = 4168,836

Визначаємо товщину ТЗП для ряду температур стінки (титанового сплаву):

Діапазон екслуатационних температур розділимо на рівні проміжки і проведемо розрахунок по наступних формулах для кожного з них. Дані представлені в таблиці:

Температурний симплекс:;

Коефіцієнти апроксимації, при μ = 0,2...20;;

Допустимі ряд темпер-тур Т (ДО)

600

650

700

750

800

850

q=

0,8999

0,8836

0,8673

0,8510

0,8347

0,8184

lgq0=

0,0122

З=

0,4000

А=

0,4500

lgq-lgq0=

- 0,0580

- 0,0659

- 0,0740

- 0,0823

- 0,0907

- 0,0992

1/М=

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

δ п (м)=

0,0067

0,0061

0,0056

0,0051

0,0048

0,0045

2. Заднє днище.

Час роботи двигуна 25 секунд.

Матеріал стінки: ВТ-14;

Густина: ρ М= 4510 кг/м3;

Міцність матеріалу днища: σ = 1000 МПа;

Теплоємність титанового сплаву: СрМ= 586

Теплопровідність: λ М= 16,9

Коефіцієнт теплопровідності: аМ= 0,00000642 м2/сікти;

Товщина днища: δ дн= 0,00445 м.;

Допустима температура стінки: Тg= 900 ДО;

Початкова температура матеріалу: Т = 293,15 ДО;

Матеріал теплозащитного покриття: ZiO2;

Густина: ρ п= 4400 кг/м3;

Теплоємність покриття: СрП= 733

Теплопровідність: λ П= 0,72

Коефіцієнт теплопровідності:

Коефіцієнт тепловіддачі: α = 4168,836

Визначаємо товщину ТЗП для ряду температур стінки (титанового сплаву):

Діапазон екслуатационних температур розділимо на рівні проміжки і проведемо розрахунок по наступних формулах для кожного з них. Дані представлені в таблиці:

Температурний симплекс:;

Коефіцієнти апроксимації, при μ = 0,2...20;;

Допустимі ряд темпер-тур Т (ДО)

600

650

700

750

800

850

q=

0,8999

0,8836

0,8673

0,8510

0,8347

0,8184

lgq0=

0,0122

З=

0,4000

А=

0,4500

lgq-lgq0=

- 0,0580

- 0,0659

- 0,0740

- 0,0823

- 0,0907

- 0,0992

1/М=

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

0,0036

δ п (м)=

0,0068

0,0062

0,0057

0,0053

0,0050

0,0046

3. Критичний перетин.

Час роботи двигуна 18 секунд.

Матеріал стінки: ВТ-14;

Густина: ρ М= 4510 кг/м3;

Міцність матеріалу днища: σ = 1000 МПа;

Теплоємність титанового сплаву: СрМ= 586

Теплопровідність: λ М= 16,9

Коефіцієнт теплопровідності: аМ= 0,00000642 м2/сікти;

Товщина днища: δ дн= 0,004 м.;

Допустима температура стінки: Тg= 800 ДО;

Початкова температура матеріалу: Т = 293,15 ДО;

Матеріал теплозащитного покриття: Вуглевод (пирографит);

Густина: ρ п= 2200 кг/м3;

Теплоємність покриття: СрП= 971

Теплопровідність: λ П= 5

Коефіцієнт теплопровідності:

Коефіцієнт тепловіддачі: α = 77954,46

Визначаємо товщину ТЗП для ряду температур стінки (титанового сплаву):

Діапазон екслуатационних температур розділимо на рівні проміжки і проведемо розрахунок по наступних формулах для кожного з них. Дані представлені в таблиці:

Температурний симплекс:;

Коефіцієнти апроксимації, при μ = 0,2...20;;

Допустимі ряд темпер-тур Т (ДО)

600

650

700

750

800

850

q=

0,8931

0,8756

0,8582

0,8408

0,8233

0,8059

lgq0=

0,0122

З=

0,4000

А=

0,4500

lgq-lgq0=

- 0,0613

- 0,0699

- 0,0786

- 0,0875

- 0,0966

- 0,1059

1/М=

0,0049

0,0049

0,0049

0,0049

0,0049

0,0049

δ п (м)=

0,0271

0,0250

0,0233

0,0218

0,0205

0,0194

4. Зріз сопла.

Час роботи двигуна 18 секунд.

Матеріал стінки: ВТ-14;

Густина: ρ М= 4510 кг/м3;

Міцність матеріалу днища: σ = 1000 МПа;

Теплоємність титанового сплаву: СрМ= 586

Теплопровідність: λ М= 16,9

Коефіцієнт теплопровідності: аМ= 0,00000642 м2/сікти;

Товщина днища: δ дн= 0,004 м.;

Допустима температура стінки: Тg= 900 ДО;

Початкова температура матеріалу: Т = 293,15 ДО;

Матеріал теплозащитного покриття: SiC;

Густина: ρ п= 1700 кг/м3;

Теплоємність покриття: СрП= 1250

Теплопровідність: λ П= 4,19

Коефіцієнт теплопровідності:

Коефіцієнт тепловіддачі: α = 1227,904

Визначаємо товщину ТЗП для ряду температур стінки (титанового сплаву):

Діапазон екслуатационних температур розділимо на рівні проміжки і проведемо розрахунок по наступних формулах для кожного з них. Дані представлені в таблиці:

Температурний симплекс:;

Коефіцієнти апроксимації, при μ = 0,2...20;;

Допустимі ряд темпер-тур Т (ДО)

600

650

700

750

800

850

q=

0,7415

0,6994

0,6573

0,6152

0,5731

0,5309

lgq0=

0,0122

З=

0,4000

А=

0,4500

lgq-lgq0=

- 0,1421

- 0,1675

- 0,1944

- 0,2232

- 0,2540

- 0,2872

1/М=

0,0037

0,0037

0,0037

0,0037

0,0037

0,0037

δ п (м)=

0,0022

0,0014

0,0008

0,0002

0,0002

0,0005

8. Розрахунок на міцність камери згоряння.

Властивість матеріалу корпусу (обичайки):

Стеклопластік:

σ в= 950 МПа;

Е = 39,2ּ103МПа;

Днища:

Титановий сплав:

σ в= 1000 МПа;

Товщина обичайки:

δ об= 0,002 м.;

Довжина: Lоб.= 1,229 м.;

Діаметр камери згоряння:

Dк= 0,5443 м.; Rк= 0,200 м.;

Товщина еліптичного днища:

δ дн.= 0,002 м.;

Відносна величина вильоту кришки:

m= 0,5;

Величина вильоту кришки:

b = 0,099 м.;

Напруження від внутрішніх сил:

Для обичайки:

Сумарне напруження:

Коефіцієнт запасу міцності:

Для еліптичного днища:

Сумарне напруження:

Коефіцієнт запасу міцності:

Розрахунок на стійкість.

Визначуваний чи є оболонка довга. Якщо виконується умова, то оболонка вважається довгою.

- Оболонка вважаємо довгою;

Критичний зовнішній тиск:

Критичне число хвиль:

Стійкість від стиснення осьовими силами:

Критичне осьове зусилля:

Критичне напруження стиснення:

=266907МПА

Стійкість при згині обичайки:

Приймаємо α з= 0,5.

9. Розрахунок маси запальника.

Склад запальника:

Пальне: Бор + Алюміній;

Окислювач: PbCrO4;

Запальник знаходиться в петардах.

Воспламенительное пристрій корзинного типу.

Тиск при якому починається запалення основного заряду

Ркнач.=3500000 Па;

Розрахунок маси запальника.

Вибираємо на 1 м2горящей по поверхні заряду 0,13. .. 0,2 кг. Воспламенительного складу.

SI, П= 1,26 м2- початкова площа поверхні горіння.

mВ= 0,23 кг.

Визначаємо розмір петард:

dнар= 0,068 м.; dвн.= 0,02 м.;

ρ У= 1640

Визначаємо об'єм займаний петардами:

Визначаємо площу поперечного перетину:

Визначаємо довжину запальника:

Визначаємо число петард:

Максимальне число шашок може бути до 20 мм. Вибираємо 10 мм.

Вибираємо число петард 14.

Між петардами вміщуються гумові майданчики для зменшення утворення порохового «пилу». Наявність порохового «пилу» небажана, т. до. вона може привести до нестабільної роботи запальника і до збільшення полів розкидів його характеристик.

10. Опис конструкції.

Корпус двигуна виконаний з стеклопластика, методом спірально-поперечного намотування.

На внутрішню поверхню корпусу нанесене ТЗП. Днища корпусу, як переднє, так і заднє - еліптичні, які при однакових параметрах має більший об'єм, ніж сферичне днище. У передньому днищі розташовується запальник корзинного типу. Пальне: Бор + Алюміній; Окислювач: PbCrO4; Запальник знаходиться в петардах.

РДТТ забезпечується поворотним соплом з рідким шарніром, який забезпечує граничне відхилення +- 4˚.

Сопло складається з утопленої вхідної частини, рідкого шарніра. Частина сопла, що Розширяється профільована (методом Рао). Рідкий шарнір захищений від дії гарячих газів теплозащитним кожухом.

Заряд виконаний з палива марки Arcadene-253A. Конструкція заряду виконана таким чином, щоб забезпечити нейтральний закон горіння. Канальна частина заряду має форму 6-променевої зірки.

11. Спец. частина проекту. УВТ.

Для управління руху ЛА відповідно до необхідної траєкторії необхідно мати можливість зім'яти величину і напрям вектора швидкості, а також орієнтацію осей ЛА в просторі. З цією метою використовуються реактивні двигуни і різні органи управління, дія яких створює необхідні для управління сили і моменти.

Управління ЛА здійснюється за допомогою органів управління, побудованих з використанням аеродинамічних сил або енергії витікаючого струменя двигуна. Іноді застосовують комбіновані органи управління, в яких використовується аеродинамічна сила і сила витікаючого газового струменя.

Одним з найбільш простих методів управління вектором тяги є поворотне сопло. Тут сопло сполучається з корпусом двигуна через рідкий шарнір. Даний шарнір являє собою опору і фланцем між яким розташовується порожниною, заповненою маслом. Порожнина складається з корпусу (титанового сплаву), сама оболонка складається з еластомера заповненого рідиною під тиском. Застосування такого шарніра дозволяє відхиляти сопло в двох площинах (тангажу і рискання) на 4 (максимум) градуси.

12. Опис ПГС.

Два руль приводу 10 харчуються рідиною. Вся магістраль від руль приводів до бачка 6 зазделегідь заповнена нестискуваним маслом, витісняється з бачка газом, з акумулятора тиску. Заправляння шарболона 1 відбувається через заправний кран 2. Газ захитався під тиском, який контролюється манометром від заправної станції.

При подачі сигналу спрацьовує пиропатрон пироклапана 3. Газ поступає через понижувальний редуктор 4 (для підтримки постійного тиску) і розділову мембрану 5 в бачок з нестискуваним маслом 6. Далі масло поступає на регулятор вектора тяги 7, яка контролюється системою управління і стабілізації літальним апаратом 8. Далі магістраль з маслом розділяється в двох напрямах, до 1-ой і 2-й руль машинці 10. При отриманні електричного імпульсу спрацьовує електро-рідинний клапан 9 і масло заповнює порожнину А руль приводу і рухає його поршень, масло з порожнини Би дренажується через ЕЖК 9. Таким чином відбувається поворот сопла в одну сторону. Якщо треба повернути сопло в іншому напрямі, то електричний імпульс поступає на ЕЖК, заповнюється порожнина Б. Дренаж з порожнини А через ЕЖК 9.

13. Література.

1. Алемасов В. Е. і інш.: «Теорія ракетних двигунів», Учбова допомога для студентів вищих технич. уч. Закладів./ В. Е. Алемасов, А. Ф. Дрегалін, А. П. Тішин: Під редакцією В. П. Глушко, М. Машиностроєніє, 1989.

2. Ермолаев В. М., Абрамов Ю. Н., Магсумов Т. М. і інш.: «Проектування двигунів ЛА»,: Уч. Допомога - Казань, КАИ, 1972 - 206с.

3. Ермолаев В. М. «Розрахунок і проектування камер ДЛА», Уч. Допомога - Казань, КАИ, 1983 - 68 з.

4. Орлів Б. В., Мазінг Г. Ю. «Термодинамічні і балістичні основи проектування РДТТ»: Уч. Допомога для вузів - М. Машиностроєніє, 1979 - 392 з.

5. Семенихин П. В., «Вибір оптимальних параметрів і розрахунок параметрів і маса твердотопливного двигуна» Уч. Допомога - Казань, КАИ. 1988 - 16с.

6. Семенихин П. В., «Розрахунок параметрів і проектування твердотопливного двигуна », Частина II - Казань, КАИ, 1989 - 20с.

7. Соколів Б. І., Живців А. С.: «Смесевие тв. Ракетні палива », Уч. допомога - Казань, КАИ, 1981 - 76с.

8. Фахрутдинов И. Х., Котельников А. В., «Конструкція і проектування РДТТ»: Уч. Допомога для машинобудівних вузів. - М. Машиностроєніє, 1987- 328 з.