Конструирование ДЛА РДТТ

| Категория реферата: Рефераты по авиации и космонавтике
| Теги реферата: сочинение по картине, диплом на тему
| Добавил(а) на сайт: Komolov.

3.Критическое сечение.
Время работы двигателя 18 секунд.
Материал стенки: ВТ-14;
Плотность: ?М = 4510 кг/м3;
Прочность материала днища: ? = 1000 МПа;
Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586 [pic]
Теплопроводность: ?М = 16,9 [pic]
Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;
Толщина днища: ?дн = 0,004 м.;
Допустимая температура стенки: Тg = 800 К;
Начальная температура материала: Т = 293,15 К;
Материал теплозащитного покрытия: Углерод (пирографит);
Плотность: ?п = 2200 кг/м3;
Теплоемкость покрытия: СрП = 971 [pic]
Теплопроводность: ?П = 5 [pic]
Коэффициент теплопроводности: [pic]
Коэффициент теплоотдачи: ? = 77954,46 [pic]

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):
Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:
Температурный симплекс:
[pic];
[pic]Коэффициенты аппроксимации, при ? = 0,2…20;
[pic];
[pic]
[pic]

|Допустимы ряд |600 |650 |700 |750 |800 |850 |
|темпер-тур Т | | | | | | |
|(К) | | | | | | |
|?= |0,8931 |0,8756 |0,8582 |0,8408 |0,8233 |0,8059 |
|lg?0= |0,0122 | | | | | |
|С= |0,4000 | | | | | |
|А= |0,4500 | | | | | |
|lg?-lg?0= |-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 |
|?п(м)= |0,0271 |0,0250 |0,0233 |0,0218 |0,0205 |0,0194 |

4.Срез сопла.
Время работы двигателя 18 секунд.
Материал стенки: ВТ-14;
Плотность: ?М = 4510 кг/м3;
Прочность материала днища: ? = 1000 МПа;
Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586 [pic]
Теплопроводность: ?М = 16,9 [pic]
Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,00000642 м2/сек;
Толщина днища: ?дн = 0,004 м.;
Допустимая температура стенки: Тg = 900 К;
Начальная температура материала: Т = 293,15 К;
Материал теплозащитного покрытия: SiC;
Плотность: ?п = 1700 кг/м3;
Теплоемкость покрытия: СрП = 1250 [pic]
Теплопроводность: ?П = 4,19 [pic]
Коэффициент теплопроводности: [pic]
Коэффициент теплоотдачи: ? = 1227,904 [pic]

Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава):
Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице:
Температурный симплекс:
[pic];
[pic]Коэффициенты аппроксимации, при ? = 0,2…20;
[pic];
[pic]
[pic]

|Допустимы ряд |600 |650 |700 |750 |800 |850 |
|темпер-тур Т | | | | | | |
|(К) | | | | | | |
|?= |0,7415 |0,6994 |0,6573 |0,6152 |0,5731 |0,5309 |
|lg?0= |0,0122 | | | | | |
|С= |0,4000 | | | | | |
|А= |0,4500 | | | | | |
|lg?-lg?0= |-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 |
|?п(м)= |0,0022 |0,0014 |0,0008 |0,0002 |0,0002 |0,0005 |

8.Расчет на прочность камеры сгорания.

Свойство материала корпуса (обечайки):
Стеклопластик:
?в = 950 МПа;
Е = 39,2?103 МПа;
Днища:
Титановый сплав:
?в = 1000 МПа;
Толщина обечайки:
?об = 0,002 м.;
Длина: Lоб. = 1,229 м.;
Диаметр камеры сгорания:
Dк = 0,5443 м.; Rк = 0,200 м.;
Толщина эллиптического днища:
?дн. = 0,002 м.;
Относительная величина вылета крышки: m= 0,5;
Величина вылета крышки: b = 0,099 м.;
Напряжения от внутренних сил:
Для обечайки:
[pic]
[pic]
Суммарное напряжение:
[pic]
Коэффициент запаса прочности:
[pic]
Для эллиптического днища:
[pic]
[pic]
Суммарное напряжение:
[pic]
Коэффициент запаса прочности:
[pic]

Расчет на устойчивость.

Определяем является ли оболочка длинная. Если выполняется условие [pic], то оболочка считается длинной.
[pic]- Оболочка считаем длинной;
Критическое внешнее давление:
[pic]
Критическое число волн:
[pic]
Устойчивость от сжатия осевыми силами:
Критическое осевое усилие:
[pic]
Критическое напряжение сжатие:
[pic]=266907МПА
Устойчивость при изгибе обечайки:
[pic]
Принимаем ? с = 0,5.

9. Расчет массы воспламенителя.

Состав воспламенителя:
Горючее: Бор + Алюминий;
Окислитель: PbCrO4 ;
Воспламенитель находится в петардах.
Воспламенительное устройство корзинного типа.
Давление при котором начинается воспламенение основного заряда
Pк нач.=3500000 Па;
Расчет массы воспламенителя.
Выбираем на 1 м2 горящей по поверхности заряда 0,13 … 0,2 кг.
Воспламенительного состава.
SI,П = 1,26 м2 – начальная площадь поверхности горения. mВ = 0,23 кг.
Определяем размер петард: dнар = 0,068 м.; dвн. = 0,02 м.;
?В = 1640 [pic]
Определяем объем занимаемый петардами:
[pic]
Определяем площадь поперечного сечения:
[pic]
Определяем длину воспламенителя:
[pic]
Определяем число петард:
Максимальное число шашек может быть до 20 мм. Выбираем 10 мм.
Выбираем число петард 14.
Между петардами помещаются резиновые площадки для уменьшения образование пороховой «пыли». Наличие пороховой «пыли» нежелательно, т.к. она может привести к нестабильной работе воспламенителя и к увеличению полей разбросов его характеристик .

10. Описание конструкции.

Корпус двигателя выполнен из стеклопластика, методом спирально-поперечной намотки.

На внутреннюю поверхность корпуса нанесено ТЗП. Днища корпуса, как переднее, так и заднее – эллиптические, которые при одинаковых параметрах имеет больший объем, чем сферическое днище. В переднем днище располагается воспламенитель корзинного типа. Горючее: Бор + Алюминий; Окислитель: PbCrO4
;Воспламенитель находится в петардах.

РДТТ снабжается поворотным соплом с жидким шарниром, который обеспечивает предельное отклонение +- 4?.

Сопло состоит из утопленной входной части, жидкого шарнира. Расширяющаяся часть сопла профилированная (методом Рао). Жидкий шарнир защищен от действия горячих газов теплозащитным кожухом.

Заряд выполнен из топлива марки Arcadene-253A. Конструкция заряда выполнена таким образом, чтобы обеспечить нейтральный закон горения.
Канальная часть заряда имеет форму 6-лучевой звезды.

11.Спец. часть проекта. УВТ.

Для управления движения ЛА в соответствии с требуемой траекторией необходимо иметь возможность измять величину и направление вектора скорости, а также ориентацию осей ЛА в пространстве. С этой целью используются реактивные двигатели и различные органы управления, действие которых создает необходимые для управления силы и моменты.

Управление ЛА осуществляется с помощью органов управления, построенных с использованием аэродинамических сил или энергии истекающей струи двигателя.
Иногда применяют комбинированные органы управления, в которых используется аэродинамическая сила и сила истекающей газовой струи.

Одним из наиболее простых методов управления вектором тяги является поворотное сопло. Здесь сопло соединяется с корпусом двигателя через жидкий шарнир. Данный шарнир представляет собой опору и фланцем между которым располагается полостью, заполненной маслом. Полость состоит из корпуса
(титанового сплава), сама оболочка состоит из эластомера заполненного жидкостью под давлением. Применение такого шарнира позволяет отклонять сопло в двух плоскостях (тангажу и рыскания) на 4 (максимум) градуса.

12.Описание ПГС.

Два руль привода 10 питаются жидкостью. Вся магистраль от руль приводов до бачка 6 заранее заполнена несжимаемым маслом, вытесняется из бачка газом, из аккумулятора давления. Заправка шарболона 1 происходит через заправочный кран 2. Газ закачивается под давлением, которое контролируется манометром от заправочной станции.

При подаче сигнала срабатывает пиропатрон пироклапана 3. Газ поступает через понижающий редуктор 4 (для поддержания постоянного давления) и разделительную мембрану 5 в бачок с несжимаемым маслом 6. Далее масло поступает на регулятор вектора тяги 7 , которая контролируется системой управления и стабилизации летательным аппаратом 8. Далее магистраль с маслом разделяется в двух направлениях, к 1-ой и 2-й руль машинке 10. При получении электрического импульса срабатывает электро-жидкостный клапан 9 и масло заполняет полость А руль привода и двигает его поршень, масло из полости Б дренажируется через ЭЖК 9. Таким образом происходит поворот сопла в одну сторону. Если нужно повернуть сопло в другом направлении, то электрический импульс поступает на ЭЖК, заполняется полость Б. Дренаж из полости А через ЭЖК 9.