Расчет характеристик и проектирование модельного ракетного двигателя Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 629.036

РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК И ПРОЕКТИРОВАНИЕ МОДЕЛЬНОГО

РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Д. Е. Галактионов, В. О. Шевчугов Научный руководитель - В. В. Кольга

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

E-mail: Den_Galakt95@mail.ru

Представлен алгоритм расчета характеристик твёрдотопливного модельного ракетного двигателя. Приведены результаты испытаний нескольких прототипов двигателей на тягоиз-мерительном стенде и полученные результаты были сопоставлены с теоретическими результатами.

Ключевые слова: модельный ракетный двигатель, твердое топливо, тяга, эффективная скорость истечения.

CALCULATION OF CHARACTERISTICS AND DESIGN

OF A MODEL ROCKET ENGINE

D. E. Galaktionov, V. O. Shevchugov Scientific Supervisor - V. V. Kolga

Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: Den_Galakt95@mail.ru

The article presents an algorithm for calculating the characteristics of a solid-fuel model rocket engine. The results of tests of several prototypes of engines on a load-measuring stand are presented and the results obtained were compared with theoretical results.

Keywords: model rocket engine, solid fuel, thrust, effective exhaust velocity.

В настоящее время ракетное моделирование является перспективным направлением в космонавтике, так как по полету модели ракеты можно понять и изучить процесс полета настоящих ракет. Модельный ракетный двигатель (МРД) является неотъемлемой частью модели, так как он создает реактивную силу и приводит ракету в движение. Сегодня в нашей стране производится около 20 МРД с тягой от 14 до 330 ньютон, однако их габариты относительно велики и стоимость двигателя высока. Вследствие чего среди моделистов возникает потребность в самостоятельном изготовлении двигателя.

Целью данной работы является проектирование, расчет и создание модельного ракетного двигателя на твердом топливе, а также его испытание на стенде.

В процессе создания модельного ракетного двигателя необходимо решить ряд проблем. Одной из наиболее острых проблем среди моделистов МРД является расчет тяги проектируемого двигателя. В настоящий момент, в большинстве случаев, параметры мрд среди любителей определяются экспериментально. Для решения данной проблемы был разработан алгоритм и написана программа расчета тяги двигателя по заданным геометрическим параметрам двигателя [1-3].

В алгоритме расчета принимаются следующие допущения:

- топливная шашка однородна

- эффективная скорость истечения постоянна в процессе работы двигателя

Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2017. Том 1

- скорость горения топлива постоянна в процессе работы двигателя и одинакова во всех направлениях.

Рис. 1. Топливная шашка: Б - внешний диаметр шашки; ёо - начальный диаметр канала; ё - текущий диамтер канала; Ь - длина шашки; /о - начальная длина канала; / - текущая длина канала; ¥г - скорость горения

Учитывая данные допущения, текущее значение массы сгоревшего топлива можно описать зависимостью (1)

^ %С12 I Л^о I ^

т = р

сгт Г

(1)

где р - плотность топлива, г/мм3. ё; / - текущее значение диаметра, и длинна канала соответственно; ёо и /о - значение диаметра и длинны канала в начальный момент времени.

Текущее значение диаметра и длины канала можно описать зависимостями (2) и (3) соответственно.

(2)

ё = ё0 + 2¥тг,

/ = /0 + V • I.

(3)

Подставив (2) и (3) в (1) и продифференцировав полученное, получим значение массового расхода топлива:

^ = (^ + /о ] + Ц + /о) + 3Л ¥г¥

Л

(4)

Зная массовый расход, и задавшись некоторой эффективной скоростью истечения, можем определить значение пустотной тяги в любой момент времени по зависимости (1.5).

Р =Р

ж/о¥г ^^ + /о ^ + 2лГг^(ёо + /о) + 3 л¥^12

•®в.

(5)

По зависимостям (1)-(5) программа производит расчет тяги в любой момент времени, а также строит график теоретической зависимости тяги от времени.

Для сравнения теоретических расчетов с практическими значениями тяги двигателя, был спроектирован модельный ракетный двигатель (рис. 2).

На данный момент, созданы несколько прототипов двигателей, которые были испытаны на тягоизмерительном стенде. Определены фактическая скорость горения двигателя, значение которой составляет 6,8 мм/с и фактическая скорость истечения, которая составила 640 м/с.

П5

ШЖ х ШШ7ШШ 7Ш

Рис. 2. Двигатель:

1 - корпус; 2 - сопловой блок; 3 - эпоксидная смола; 4 - топливная шашка; 5 - задняя стенка

График теоретической и практической тяги представлены на рис. 3.

Рис. 3. График зависимости теоретической и практической тяги от времени

Таким образом, был разработан алгоритм расчета МРД, написана программа для его расчета. Как видно из представленных данных, теоретические расчеты близки к практическим данным. Полученная программа позволяет за короткое время спроектировать двигатель с заданными характеристиками, тем самым сэкономив материальные ресурсы, необходимые для практических испытаний, также позволяет использовать расчеты в других программах, чтобы смоделировать полет ракеты.

Библиографические ссылки

1. Алемасво В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей : учеб. пособие / под ред. В. П. Глушко. М. : Машиностроение, 1989. 464 с.

2. Горский В. А., Кротов И. В. Ракетное моделирование. М. : ДОСААФ, 1973. 193 с.

3. Тестоедов Н. А., Кольга В. В., Семенова Л. А. Проектирование и конструирование баллистических ракет и ракет носителей : учеб. пособие / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2014. 308 с.

© Галактионов Д. Е., Шевчугов В. О., 2017