Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты (стр. 2 из 11)

7) Весовое соотношение компонентов топлива

.

2.1 Определение удельного импульса КС маршевого двигателя

2.1.1 Температуру горения топлива вычисляем по формуле:

.
2.1.2 Приведенный стандартный импульс

, учитывающий потери в КС двигателя и сопловой части, найдём по формуле:

2.1.3 Удельный импульс на расчётном режиме работы сопла

, равен

где

; ,

2.1.4 Удельный импульс тяги камер сгорания

без учёта потерь на управление

определим по формулам:

В пустоте:

;

На земле

:

2.1.5 Удельный импульс КС маршевого двигателя определяем по формуле:

,

где

- уменьшение удельного импульса тяги газовыми рулями, м/с;

Принимаем

2.2 Определение удельного импульса ДУ

2.2.1 Найдём плотность топлива

:

,

- весовое соотношение компонентов топлива:

2.2.2 Коэффициент

,

где

- давление подачи. Принимаем ;

- КПД турбонасосного агрегата.

,

где

- КПД турбины. Принимаем ;

- КПД насоса. Принимаем ;

- удельная адиабатическая работа газа на турбине.

При использовании в газогенераторе турбины основных компонентов топлива можно принять:

.

2.2.3 Удельный импульс выхлопного патрубка турбины приближённо определяем по формуле:

.

2.2.4 Удельный импульс двигательной установки определяем по формуле:

.

2.3 Приближённый расчёт основных геометрических параметров двигателя

2.3.1 Определим расход топлива единичного двигателя

:

,

где

- тяга единичного двигателя, Н. .

2.3.2 Определим диаметр критического сечения сопла

:

,

где

2.3.3 Определим диаметр на срезе сопла

:

,

где

2.3.4 Определим диаметр КС

:

.

2.3.5 При грубом приближении можно принять:

;

Примем

;

;

;

;

.

2.3.6 Определим радиус кривизны контура сопла:

,

,

где

- угол на срезе сопла. Примем .

- угол раскрытия сопла. Примем .

- линейные участки контура сопла. Примем .

2.3.7 Вычислим длину сверхзвуковой части сопла

по формуле:

;

.

2.3.8 Длину входа в сопло определим по формуле:

.

2.3.9 Длина двигателя:

.

2.3.10 Длина двигательной установки от среза сопла до узла крепления

.

Рис. 3. Камера сгорания (1:10)

Рис. 4. Расположение ДУ в миделе ракеты (1:84)

3. Расчёт топливного отсека

Определение массовых секундных расходов окислителя и горючего:

;

,

где Z = 4 – количество двигателей в ДУ.

3.1 Объёмный расчёт баков окислителя и горючего

Данная часть расчёта проводится согласно [3].

Исходные данные:

Расход горючего

;

Расход окислителя

;

Время работы двигателя

;

Плотность горючего

;

Плотность окислителя

;

Диаметр ракеты

.

Выполнение расчёта:

Полный объём бака горючего:

,

где

- расчётный объём горючего;

;

- объём гарантированного запаса горючего;

;