Особенности расчета длины камеры жидкостного ракетного двигателя Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

Выводы. 1. Корабль с космическим парусом способен достичь скорости света и выше. 2. Для получения максимальной выгоды от использования солнечных парусов необходима инфраструктура их производства непосредственно в космосе. 3. Развитие лазерных и мазерных технологий может значительно уменьшить продолжительность межзвездных перелетов.

Библиографические ссылки

1. URL: galspace.spb.ru>orbita/parus.htm.

2. URL: howitworks.iknowit.ru.

© Сидоренко Т. А., Курдинова А. В., 2012

УДК 621.454.2.018(075.8)

К. А. Тасенко Научный руководитель - М. В. Краев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ДЛИНЫ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Рассмотрены особенности расчета камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Представлены расчетные данные параметров камеры двигателя.

При расчете принимаем характерное условие одномерного течения продуктов сгорания в камере двигателя с цилиндрической камерой сгорания. За основу расчета принимаем время пребывания топлива в камере тпр течения продуктов сгорания интегрированием по траектории от смесительной головки х = 0 до выходного сечения камеры сгорания х = /кс

m(x) = mt = const. (3)

Из известного выражения для расходного комплекса в расход топлива запишем в виде

mt =

P F

k kp

ß

(4)

Из соотношения (1) с учетом выражения (4) полу-

= i

dx w( x)

(1)

Тпр =

ßV

(5)

где w(х) - средняя по сечению скорость потока, зависящая от величины координаты х по длине КС;

Сх

- - время движения потока по ах со скоростью

м>( х)

м>(х); /кс - длина КС.

Конечность скоростей превращений при ограниченности времени пребывания компонентов топлива в камере приводит в общем случае к незавершенности преобразования химической энергии топлива в тепловую энергию продуктов сгорания. Физико-химические превращения происходят во времени частично последовательно, частично параллельно. При этом локализация процессов также не однозначна, но может рассматриваться как распределенный по линии тока или траектории движения топлива в камере сгорания совокупный рабочий процесс, для завершения которого с заданной полнотой необходимо известное время те. Очевидно, что время движения топлива по траектории от момента входа до пересечения выходного сечения КС, т. е. действительное время пребывания в камере сгорания Тд , должно быть меньше,

чем те .

Запишем уравнение неразрывности для произвольного сечения камеры

т(х) = р( х) w( х) Р (х). (2)

С учетом равенства секундного расхода топлива

тг расходу продуктов сгорания имеем

где выражение для расходного комплекса запишем в виде:

4RkTk

ß =

A(k)

(6)

где Rk , Tk - газовая постоянная и температура про-

дуктов сгорания;

A(k) = 4к (—)2(k-1)

k+1

k +1

с - газодина-

мическии комплекс.

Как следует из этоИ зависимости комплекс ^(k), в основном определяется видом топлива при заданном оптимальном соотношении компонентов и является постояннои термодинамическои характеристикои топлива.

Как следует из результатов термодинамического анализа, комплекс в выражении (6) от давления в камере не зависит и характеризует конкретную пару топлива при заданном соотношении компонентов.

Из сопоставления выражений (1) и (5) следует эквивалентность длины камеры сгорания и среднего времени пребывания при оценке условий достаточности для завершения в основном преобразования химической энергии в тепловую энергию продуктов сгорания, так как для одного и того же топлива значения Ьпр и тпр отличаются постоянным размерным

множителем, т. е. Ьпр = const • тпр.

В практике проектирования камер ЖРД конструкторы пользуются значением приведенной длины Ьпр,

чим

Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»

полученным в результате натурной отработки ряда ЖРД на реальных компонентах топлива.

Рекомендуемые значения тпр и Ьпр изменяются в

широких пределах, однако следует помнить, что ростом величины Ьпр и соответственно длины КС возрастает полнота сгорания топлива и увеличивается значение удельного импульса, что важно при совершенствовании современных ЖРД. Для ЖРД с дожиганием значение ¿пр рекомендуется снижать на 30-50 %

за счет того, что в КС топливо поступает частично газифицированное.

Библиографические ссылки

1. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования : учебник / М. В. Добровольский ; под ред. Д. А. Ягодникова. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2005. 488 с.

2. Алемасов В. Е. Теория ракетных двигателей : учебник /В. Е. Алемасов, А. Ф. Дрегалин, А. П. Тишин ; под ред. В. П. Глушко. М. : Машиностоение, 1989. 464 с.

© Тасенко К. А., 2012

УДК 669.713.7

М. И. Толстопятов, Е. В. Шлоссер Научный руководитель - А. А. Зуев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

ИССЛЕДОВАНИЕ ТУРБУЛЕНТНЫХ ТЕЧЕНИЙ С УЧЕТОМ ТЕПЛООТДАЧИ ПРИ Рг < 1

Проведено исследование процессов теплоотдачи газов при турбулентном прямолинейном равномерном течении, рассмотрена модель распределения температурного и динамического пограничных слоев при обтекании гладкой прямой пластины, получено выражение для определения толщины потери энергии.

Исследование процессов теплоотдачи при реализации турбулентных течений газа является важной научной задачей, решение которой позволит значительно уточнить инженерный расчет по учету распределения температурных полей во вспомогательных и проточных частях ЖДР, в частности при проектировании новых тепловых двигателей (турбин) для привода насосов.

При проектировании турбин ТНА для учета распределения температурных полей по радиусу используются либо полуэмпирические зависимости, либо численные методы в составе различных пакетов программ. Достоверность полученных такими методами данных зачастую не позволяет уйти от дорогостоящих испытаний готовых образцов изделий.

Для определения данных характеризующих распределение температурных полей по исследуемой полости необходимо использовать локального коэффициента теплоотдачи. Для проведения аналитического исследования процессов теплоотдачи рассмотрена модель распределения динамического и температурного пограничных слоев.

Исходя из распределения параметров в пограничных слоях записано выражение для определения толщины потери энергии:

5 ( =| и

о

Т - Т 1 - Т То

\

Т5- То

о У

4у + ^ •

(

1 --

Т - Т0

л

Т5- То

йу . (1)

о У

В выражении (1) профиль изменения скорости характеризуется отношением скорости в пограничном слое (и) к скорости течения в динамическом ядре потока (и ). Профиль изменения температуры в пограничном слое характеризуется отношением разностей температур. По аналогии с автором [1, с. 260],

обозначаем отношение толщин динамического и температурного пограничных слоев через (А), т. е.

д=А.

5,

(2)

При аппроксимировании профиля скорости по данным с автора [2, с. 555] используем закон 1/7 степени. Для аппроксимирования профиля изменения температуры, так же используем закон 1/7, учитывая толщину температурного пограничного слоя, используя выражение (2). Исходя из рисунка, допускаем, что во втором члене выражения (1) на участке интегрирования от (5) до (5,) нет градиента скоростей и принимаем, что и / и = 1. С учетом принятых выражений и допущений выражение для определения толщины потери энергии примет вид:

5/ \1/7 ( / N1/7 Л 5, / Л1/7

5*;=/

1 -

у

5-А

йу + | 1 -

У

5-А,

йу . (3)

После интегрирования выражения (3) в граничных условиях пограничных слоев имеем:

5*; =

5-(7-А8/7 -9• А + 9)

72-А

(4)

Получено выражение (4) для определения толщины потери энергии путем аппроксимации профилей изменения скорости и температуры в пограничных слоях при турбулентном течении газа или газовой смеси характерного для случая Рг < 1. При подстановке данного выражения в интегральное соотношение уравнения энергии пространственного пограничного слоя полученного в работе [3, с. 41], и дальнейшего

0