CC BY
45
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2014. Технические науки
УДК 629.76
Д. Р. Тележенко Научный руководитель - Л. П. Назарова Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
РАСЧЕТ ИЗМЕНЕНИЯ СКОРОСТИ ПОТОКА В ОХЛАЖДАЮЩЕМ ТРАКТЕ КАМЕРЫ ЖРД В ПРОЦЕССЕ ПОВОРОТА КАМЕРЫ В ШАРНИРНОМ ПОДВЕСЕ
Представлен аналитический расчет ускорения потока в охлаждающем тракте камеры жидкостного ракетного двигателя при повороте камеры в шарнирном подвесе и рассмотрена целесообразность этого расчета.
Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяется регенеративное охлаждение. Оно состоит в том, что для охлаждения двигателя между огневой и наружной оболочками создается полость, иногда называемая «межрубашковым пространством», через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива [1-3].
Для большего удобства расчета разделим его на два этапа. В первом рассмотрим изменение скорости потока в межрубашковом пространстве камеры сгорания двигателя. Будем полагать, что поток жидкости, охлаждающий камеру сгорания, является одномерным и его скорость Vr относительно стенок камеры постоянна по модулю. Двигатель отклоняется на 10° в шарнирном подвесе с постоянной угловой скоростью ю вокруг оси, проходящей через точку О.
Так как движение точки М является сложным, то абсолютное ускорение определяется по теореме Ко-риолиса:
W = Wr + We + Wk.
Относительное ускорение Wr = 0, так как по условию задачи Vr = const.
Переносное движение - вращательное, поэтому
We = Wne + W¡; Wn =G,7-eWO=^2L; w; = eeMO = 0,
sin ф
так как по условию ee = 0 и юе = const.
Ускорение Кориолиса
Wk = 2юeVr sin(roe;Vr) = 2юeVr.
Так как юе перпендикулярно Vr, то sin(roe;Vr) = 0. Направлен вектор Wk по правилу векторного произведения.
Для определения модуля абсолютного ускорения точки М зададимся системой координат xMy и спроецируем на них уравнение ускорения:
wx = We" sin ф- Wk = ЮеГ sinф - 2юeVr = ю2r - 2ю Vr, sin ф
w = -W" cos ф =--cos ф = -ю2Г ctg ф,
sin ф
W = yjWX22 + Wy2 = ю^ю2r2 - 4ю rVr + 4Vr2 +ю2г2ctg2ф.
Второй этап состоит из расчета ускорение жидкости в межрубашковом пространстве конической части сопла двигателя. Условия для расчета взяты из первого этапа и сам расчет целиком схож с ним за исключением некоторых моментов.
Таким образом, проанализировав данную работу, можно сказать, что при движении потока в охлаждающем тракте без отклонения камеры двигателя он имеет только линейное ускорение, но если двигатель начинает отклоняться в шарнирном подвесе, поток приобретает центростремительное и кориолисово ускорения.
Необходимость расчетов изменения скорости потока охлаждающей жидкости в каналах охлаждающего тракта заключается в том, что эти расчеты позволяют провести оптимизации геометрических размеров каналов охлаждающего тракта и тем самым обеспечить оптимальные массогабаритные параметры камеры жидкостного ракетного двигателя.
Библиографические ссылки
1. Назарова Л. П., Тюрикова Л. И. Теоретическая механика в примерах и задачах: учебное пособие для студентов технических специальностей / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. С. 120-122.
2. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. М. : Машиностроение, 1968. С. 195-198.
3. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Г. Г. Гахун, В. И. Баулин, В. А. Володин и др. М. : Машиностроение, 1989. С. 100107.
© Тележенко Д. Р., 2014
