Предыдущая страница реферата | 1  2  3  4  5  6  7  8 | Следующая страница реферата

. Радиус камеры – R

R= 170 мм

. Температура стенки – t t1=500 0C t2=100 0C

1. Задаем Еп в диапозоне [pic]
|0,3175|
|0,635 |
|0,9525|
|1,27 |
|1,5875|
|1,905 |
|2,2225|
|2,54 |
|3,175 |

[pic]1= 2*10-3* 127 = мм

[pic]2= 2,5*10-3* 127= мм

[pic]3= 5*10-3* 127= мм

[pic]4= 7,5*10-3* 127= мм

[pic]5= 10*10-3* 127= мм

[pic]6= 12,5*10-3* 127= мм

[pic]7= 15*10-3* 127= мм

[pic]8= 17,5*10-3* 127= мм

[pic]9= 20*10-3* 127= мм

[pic]10= 22,5*10-3* 127= мм

2. Определяем при заданных температурах:

При t1=500 0C [pic] 1/град

При t2=100 0C [pic] 1/град

Зная [pic], находим Et - коэффициент температурного расширения:

[pic] [pic]

Et1=0,0096500 Et2=0,0009600

3. Находим окружную деформация для каждой оболочки:

[pic]

| |E y1 |E y2 |
|1 |-0,0077 |0,0010 |
|2 |-0,0072 |0,0015 |
|3 |-0,0047 |0,0040 |
|4 |-0,0022 |0,0065 |
|5 |0,0004 |0,0090 |
|6 |0,0029 |0,0115 |
|7 |0,0054 |0,0140 |
|8 |0,0079 |0,0165 |
|9 |0,0104 |0,0190 |
|10 |0,0154 |0,0240 |

4. Принимаем окружные напряжения для каждой оболочки, согласно их температурам и деформации En по диаграмме деформирования стали ЭП53 и сплава БрХ08: (значения в Мпа)
|№ |En |[pic] |[pic] |
|1 |0,002 |-204,0|176,58|
| | |5 | |
|2 |0,0025 |-202,0|230,54|
| | |9 | |
|3 |0,005 |-188,3|318,83|
| | |5 | |
|4 |0,0075 |-166,7|348,26|
| | |7 | |
|5 |0,01 |9,81 |367,88|
|6 |0,0125 |161,87|380,63|
|7 |0,015 |193,26|389,46|
|8 |0,0175 |206,01|402,21|
|9 |0,02 |212,88|410,55|
|10 |0,0225 |215,82|426,74|

5. Находим давление в камере сгорания Рг.

[pic]

№ |1 |2 |3 |4 |5 |6 |7 |8 |9 |10 | |Pr, МПа |0,958 |2,263 |4,565 |5,600
|8,844 |11,540 |12,243 |12,745 |13,050 |13,479 | |

7. Строим графики:

[pic]

[pic]

10. ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ.

Перед заправкой баков ракеты компонентами топлива электропневмоклапаны
5, 6, 8 и 14 находятся в обесточенном состоянии, клапаны горючего 17 и окислителя 7 открыты на предварительную ступень.

При подаче в управляющую полость клапана 7 воздуха давлением 50±2 атм с предыдущей ступени ракеты клапан окислителя закрывается. Производится заполнение шаробаллона 13 газообразным азотом давлением 200 ±5 атм от наземной установки через обратный клапан 12.

При заправке баков ракеты компонентами топлива жидкий кислород заполняет насос до клапана окислителя 7; горючее, заполнив магистрали двигателя, через клапан 29 перепускается в бак ракеты.

Перед запуском двигателя включается продувка форсуночной головки по линии горючего и пояса дополнительного охлаждения камере сгорания. Продувка осуществляется газообразным азотом, подаваемым с предыдущей ступени ракеты через обратные клапаны 3 и 34. В процессе продувки в камере сгорания лепестковой диафрагмой пирозажигательного устройства 2, установленного в критическом сечении, поддерживается определенное давление, обеспечивающее надежное воспламенение пиропатронов.

Запуск двигателя в полете производится автоматически от системы управления при работающем двигателе предыдущей ступени ракеты. По команде на запуск двигателя подается напряжение на пиропатроны пирозажигательного устройства. Одновременно подается напряжение на пироклапан запуска 14, и азот из шаробаллона через редуктор давления поступает в управляющую систему двигателя.

Через 0,8 сек после воспламенения пиропатронов подается напряжение на электропневмоклапаны 5 и 6; воздух стравливается из управляющей полости клапана окислителя 7, клапан открывается на предварительную ступень и удерживается в этом положении разрывным болтом; отсечной клапан горючего 32 открывается при поступлении азота в управляющую полости. Одновременно с командой на открытие топливных клапанов (мембраны принудительного прорыва 4 и 42) прекращает продувка камеры сгорания с предыдущей ступени ракеты.
Компоненты топлива поступают в камеру сгорания и воспламеняются. Двигатель выходит на режим предварительной ступени.

Через 0,95 сек после команды на запуск двигателя воспламеняется пороховая шашка газогенератора. Пороховая шашка при своем сгорании обеспечивает раскрутку турбины 22, а также создает необходимый тепловой импульс для начала процесса термического разложения НДМГ в газогенераторе
25. В конце горения пороховой шашки подаете напряжение на электропневмоклапан 8, управляющий клапаном 29. При открытии клапана 29 горючее подходит к обратному клапану 24, одновременно прекращается перепуск горючего в бак ракеты.

При снижении давления пороховых газов горючее, открывая обратный клапан
24, поступает в газогенератор и разлагается, обороты турбонасосного агрегата увеличиваются. С увеличением давления компонентов топлива за насосами клапаны горючего 17 и окислителя 7 открываются на главную ступень
(клапан окислителя резко открывается после разрушения разрывного болта).
При повышении давления газов в камере сгорания происходит выброс пирозажигательного устройства.

При работе двигателя на режиме главной ступени жидкий кислород через обратный клапан 15 поступает в испаритель 23, где испаряется засчет тепла отработанных газов турбины и идет на наддув бака окислителя. Наддув бака горючего осуществляется продуктами разложения НДМГ, которые отбираются после газогенератора и балластируются жидким горючим в смесителе 20.

Для управления полетом ракеты отработанный газ после турбины и испарителя по трубопроводам подается в рулевые сопла 26, 37 и 40.
Необходимый для управления полетом момент сил создается перераспределением расходов газа через неподвижно закрепленные рулевые сопла при помощи заслонок газораспределителей 27, 35 и 38.

При выключении двигателя срабатывает пироклапан окислителя 31, одновременно снимается напряжение с электропневмоклапанов 5, 6, 8, 14 и все пневмоклапаны, за исключением клапана окислителя 7, закрываются.
Одновременно открывается перепуск горючего в бак ракеты. Двигатель выключается.

11. Описание конструкции двигателя по разрезу, представленному в графической части.

Камера сгорания (КС) выполнена в виде паяно- сварной неразъемной конструкции и состоит из форсуночной головки 1 и нижней части, включающие среднюю часть 2 и две секции сопла.

Форсуночная головка состоит из 37 центробежных двухкомпонентных форсунок и 24 центробежных однокомпонентных жидкостных форсунок горючего для охлаждения паяного шва и огневого днища. Расположение форсунок концентрическое с переменным шагом: а=28 мм для двухкомпонентных, и а=20 мм для однокомпонентных. Применение двухкомпонентных форсунок обеспечивает смешение компонентов в одной фазе вблизи плоскости форсунок в КС, что приводит к более интенсивному протеканию процессов горения и уменьшению объема КС.

Скрепление наружного днища с внутренним и средним выполнено с помощью форсунок штырей. Проточная часть форсунок штырей не отличается от основных форсунок.

Стык между форсуночной головкой и нижней частью образован сваркой по огневой стенке, а также по опорному и биметаллическому кольцам .

В связи с тем что при силовых нагрузках титановые сплавы могут самопроизвольно возгораться в среде жидкого кислорода, все детали полости окислителя форсуночной головки выполнены из стали или бронзы. Для стыковки стального корпуса головки с рубашкой средней части, выполненной из титанового сплава, предусмотрено биметаллическое кольцо. Кольцо состоит из внутренней стальной и наружной титановой частей, спаянных между собой твердым медно-серебряным припоем по специальной резьбе, имеющей круглый профиль, а также по круговым торцовым шипам. Так как паяное соединение биметаллического кольца недостаточно пластично то осевые и радиальные нагрузки, возникающие при работе камеры, воспринимаются резьбой и круговыми шипами, припой же-предназначен только для герметизации соединения.

В районе стыка форсуночной головки с нижней частью расположено шесть гнезд под клапаны отсечки горючего и три опорных выступа для крепления камеры сгорания к ракете. На опорном кольце установлены кронштейн под вибродатчик, штуцер отбора горючего на питание газогенератора.

На камере сгорания предусмотрены замеры давления перед форсунками окислителя и горючего, давления газов в камере, температуры горючего перед форсунками; штуцер замера давления газа выполнен биметаллическим (медно- стальным).

Рекомендуем скачать другие рефераты по теме: сочинения по русскому языку, реферат вещество.



Предыдущая страница реферата | 1  2  3  4  5  6  7  8 | Следующая страница реферата

Поделитесь этой записью или добавьте в закладки