Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты (стр. 1 из 11)

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ОМСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

Специальность 160801- «Ракетостроение»

КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

по дисциплине «ПГС и автоматика ЛА»

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПГС

ПЕРВОЙ СТУПЕНИ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

КП-2068998.00.00.00.00.000 ПЗ

Омск 2006

Омский государственный технический университет

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

Специальность 160801 – «Ракетостроение»

Задание №

на курсовое проектирование

по дисциплине «ПГС и автоматика ЛА»

Студент _______________

1. Тема проекта: Проектирование ПГС первой ступени баллистической ракеты.

2. Исходные данные к проекту:

Дальность полета	9500 км
Тяга ступени	1103 кН
Время работы ДУ	91 с
Диаметр ракеты	2,25 м
Топливо	Кислород+ Керосин

3. Содержание проекта:

3.1 Разделы пояснительной записки:

- проектировочный расчёт;

- гидравлический расчёт;

- массовый расчёт;

- оценочные расчёты.

3.2 Перечень графического материала:

а) Принципиальная схема ПГС – 1 лист формата А1;

б) Схема размещения ПГС на верхнем днище бака– 1 лист формата А1;

в) Элемент автоматики ЛА – 1 лист формата А3.

4. Дата выдачи задания: 6 сентября 2006 г.

Аннотация

В ходе курсового проектирования была произведено проектирование и расчёт ПГС двухступенчатой баллистической ракеты.

Выполненный курсовой проект включает в себя пояснительную записку объёмом 56 страниц формата A4, содержит 15 рисунков и 2 таблицы. Список использованных источников состоит из 7 публикаций.

Графическая часть курсового проекта включает в себя:

а) Принципиальную схему ПГС – 1 лист формата А1;

б) Сборочный чертёж верхнего днище бака окислителя – 1 лист формата А1;

в) Сборочный чертёж элемента автоматики ЛА – 1 лист формата А3.

Содержание

Введение

1. Анализ схемных решений и выбор базового варианта подачи компонентов топлива

2. Оценочный расчёт проектных параметров ЖРД

3. Расчёт топливного отсека

3.1 Объёмный расчёт баков окислителя и горючего

3.2 Оценочный расчёт массы топливного отсека

4. Составление компоновочной схемы ступени

5. Выбор и обоснование схемы системы наддува

5.1 Оценочный расчёт массы и габаритов “холодной” системы наддува

5.2 Оценочный расчёт массы и габаритов “горячей” системы наддува

6. Описание схемы ПГС и её работа на всех этапах функционирования:

6.1 Описание схемы ПГС

6.2 Описание работы ПГС

6.2.1 Подготовка ракеты к запуску

6.2.2 Запуск двигателя

6.2.3 Работа ПГС в полёте

6.2.4 Выключение ДУ

6.2.5 Аварийный режим работы ПГС

7. Выбор диаметров трубопроводов окислителя и горючего

8. Выбор типов заборных устройств и расчёт остатков незабора

8.1 Выбор типов и основных геометрических размеров заборных устройств

8.2 Расчёт полных остатков незабора

9. Расчёт гидравлических потерь в магистралях трубопроводов

9.1 Расчёт гидравлических потерь в магистралях горючего

9.2 Расчёт гидравлических потерь в магистралях окислителя

10. Уточнённый расчёт топливного отсека

11. Расчёт элемента автоматики

12. Расчёт времени заправки

13. Воздействие компонентов топлива на экологию

Заключение

Список использованных источников

Приложения

Спецификация к сборочному чертежу верхнего днища бака окислителя

Спецификация к сборочному чертежу элемента автоматики

Введение

Важнейшим элементом летательных аппаратов, оснащённых жидкостными ракетными двигательными установками (ЖРДУ) является пневмогидравлическая система (ПГС), которая обеспечивает заправку ЛА основными компонентами топлива; хранение запаса компонентов топлива и рабочих тел ПГС и автоматики ЛА на борту без изменения химических и физических свойств в заданном диапазоне параметров; предстартовый и основной наддув топливных баков; подачу компонентов топлива в КС с заданными параметрами на протяжении всего времени работы ДУ.

Целью данного курсового проекта является проектирование ПГС первой ступени двухступенчатой баллистической ракеты.

1. Анализ схемных решений и выбор базового варианта подачи компонентов топлива

В зависимости от назначения к ЖРД предъявляют различные требования по величине тяги, продолжительности и условиям работы. Это приводит к большому разнообразию применяемых способов подачи компонентов и схем ДУ.

Одним из важнейших элементов, характеризующих двигательную установку в целом, является система подачи топлива.

По типу агрегата, создающего давление подачи, различают вытеснительную и турбонасосную подачу топлива.

Отличительной особенностью вытеснительной системы подачи топлива является то, что баки с компонентами топлива находятся под большим давлением, значительно превышающим давление в КС. По этой причине топливные баки приходится делать толстостенными, а, следовательно, массивными.

Применение вытеснительной системы подачи топлива целесообразно при давлениях в КС не больше

. Газовытеснительные системы подачи топлива находят в основном применение в двигателях небольшой тяги, рассчитанных на малое время работы.

При насосной системе подачи топлива нет необходимости поддерживать в баках высокое давление. Небольшое давление воздушной подушки в баках (

) создаётся для обеспечения бескавитационной работы насосов. Насосная система подачи топлива значительно сложнее вытеснительной, но для двигателей средних и больших тяг она предпочтительнее, т. к. вес всей системы питания ЖРД, включая баки с топливом, будет меньше.

Системы питания ЖРД с насосной подачей топлива бывают:

1) с автономной (независимой) турбиной (схема “без дожигания”);

2) с предкамерной турбиной (схема “с дожиганием”).

Системы ЖРД с автономной турбиной применяются для маршевых двигателей средней тяги (максимальное значение давления в КС

). Следует учитывать то, что автономные турбины являются высокоперепадными ( ) и малорасходными, а также то, что они снижают удельный импульс тяги двигателя на 2-6 % из-за выброса “мятого” газа за борт ракеты.

Системы ЖРД с предкамерной турбиной используются в двигателях большой тяги с высоким давлением в КС (

). Предкамерные турбины являются высокорасходными и низкоперепадными ( ). Двигатели данной схемы более экономичны, так как в них исключаются потери удельного импульса тяги из-за расходования топлива на питание турбин. [1]

Так как интервал времени работы ДУ довольно значителен и двигатели имеют среднюю тягу, выбираем насосную систему подачи топлива без дожигания генераторного газа (см. рис.1).

Рис. 1. Схема питания ЖРД с автономной турбиной и газогенератором, работающим на основных компонентах топлива: 1 – камера сгорания; 2, 3 – отсечные клапаны; 4 – насос горючего; 5 – бак горючего; 6 – бак окислителя; 7 – насос окислителя; 8 – газогенератор;

9 – турбина; 10 – выхлопное сопло

Исходя из того, что один из компонентов топлива (кислород) является криогенным, турбину ТНА будем располагать консольно (см. рис.2). Центральное расположение турбины в данном случае нерационально, так как условия работы такого ТНА крайне сложны из-за высоких перепадов температуры в полостях ТНА.

Рис.2. Схема расположения турбины в ТНА: а – центральное расположение турбины;

б – консольное расположение турбины

2. Оценочный расчёт проектных параметров ЖРД

Данный расчёт выполняется согласно [2].

Исходные данные:

1) Тяга 1-й ступени

;

2) Количество двигателей ДУ

;

3) Тяга единичного двигателя

;

4) Топливо

керосин;

5) Давление в камере сгорания одиночного двигателя

;

6) Давление на срезе сопла

.

Стандартные параметры топлива:

1) Показатель процесса истечения продуктов

сгорания из сопла

;

2) Универсальная газовая постоянная

;

3) Удельный импульс тяги

;

4) Температура горения в камере сгорания

образцового двигателя

;

5) Плотность окислителя

;

6) Плотность горючего

;