Разработка модели оценки массы безгенераторного ЖРД
Мировой космонавтикой пройден большой путь космических исследований: от запусков небольших спутников до полетов к другим планетам многотонных научных станций и автоматических аппаратов, от одиночных рейсов летчиков космонавтов до стыковки на орбите нескольких многоместных кораблей и выведения в 1998 году международной космической станции (МКС).Важнейшим элементомракетнокосмической системы является двигательная установка (ДУ) с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Для современного состояния и перспектив развития ракетнокосмической техники характерны многорежимные, регулируемые в широком диапазоне значений параметров двигательные установки многократного использования ДУ с ЖРД может быть различной сложности в зависимости от ее назначения и от того, какие топлива и рабочие тела используются в двигателе. К ЖРД, используемым на маршевых ДУ многократного включения, предъявляется ряд требований.
Содержание
Основные обозначения
Введение
Конструкция двигателя
Выбор оптимальных параметров разрабатываемого двигателя
Выбор контура сопла жидкостного РДВыбор схемы управления вектором тяги
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Описание прототипа двигателя
Расчёт параметров двигательной установки
КОНСТРУИРОВАНИЕ ПРОФИЛЯ СОПЛА
Главные условия проектирования кострукции сопла
Графический метод
Метод двух дуг
Профилирование сопла
РАСЧЕТ МЕЖРУБАШЕЧНОГО ЗАЗОРА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Удельный конвективный тепловой поток
Удельный лучистый тепловой поток
Суммарный удельный тепловой поток
Расчет величин межрубашечного зазора в расчетных сечениях КС
РАСЧЕТ МАССЫ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
Расчёт массы камеры сгорания жидкостной ракетной двигательной установки
Расчет массы турбонасосного агрегата
Расчёт массы двигателя
ОЦЕНКа МАССОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ПО ЕГО ОСНОВНЫМ ПРОЕКТНЫМ ПАРАМЕТРАМ
Не найдено
При проектировании ЖРДУ перед конструкторами стоит задача выбора таких её проектных параметров, которые обеспечивают наилучшим образом выполнение заданных лёто-тактических характеристик ЛА.Современный летательный аппарат представляет собой сложную техническую систему, в которой двигательная установка является одной из главных подсистем, существенно влияющей на выбор всех основных проектных параметров ЛА, его конструктивно-компоновочную схему, установление оптимальных геометрических, массовых, тяговых и летных характеристик, его эффективность. Поэтому выбор оптимальных параметров ЖРДУ должен проводиться по критериям, оценивающим суммарную эффективность ЛА, либо на основе некоторых частных критериев.При проектировании ЛА и ЖРДУ могут быть использованы:комплексный технико-экономический критерий оценки эффективности ЛА с учетом вероятности выполнения задачи и суммарных затрат на создание и эксплуатацию всей его технической системы; экономический критерий, оценивающий стоимость выполнения программы;массовый критерий, являющийся приближенным выражением экономического критерия. Он достаточно правильно оценивает однотипные варианты ЛА и ДУ.Оптимальными следует считать такие параметры ЖРДУ, которые позволяют получить экстремальные значения выбранного критерия оптимальности, например минимум стартовой массы ЛА или максимум полезной нагрузки. При анализе проектных параметров ЖРДУ используются взаимосвязи параметров ЖРДУ и ЛА и обычно вводится ряд ограничений, соответствующих данному классу ЛА.Конечным результатом реализации этих направлений должно явиться значительное снижение стоимости выполнения космических программ и повышение эффективности применения ракетнокосмической техники.