Диплом, курсовая, контрольная работа
Помощь в написании студенческих работ

Создание расчетных методов для определения параметров камеры сгорания и смесительных элементов двигателей с дожиганием

Диссертация: Создание расчетных методов для определения параметров камеры сгорания и смесительных элементов двигателей с дожиганием
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Разработана общая методика для определения основных размеров, для двухкомпонентных форсунок, для углеводородных топлив, для двигателей по закрытой схеме. Данная Методика включает и обобщение экспериментальных данных, а также рекомендации по оределению отдельных узлов форсунки. Показаны основные противоречия и ограничения существующих, различных методов по определению основных размеров камеры… Читать ещё >

Содержание

  • 1. ВВЕДЕНИЕ
    • 1. 1. Актуальность
    • 1. 2. Объект исследования
    • 1. 3. Цель исследования
    • 1. 4. Задачи исследования
    • 1. 5. Методика исследования
    • 1. 6. Научная ценность и новизна
    • 1. 7. Положения, выносимые на защиту
    • 1. 8. Практическая ценность исследования
    • 1. 9. Реализация
    • 1. 10. Структура работы
    • 1. 11. Апробация
    • 1. 12. Публикации
    • 1. 13. Благодарность
  • 2. АНАЛИЗ СУЩЕСТВУЮЩИХ МЕТОДОВ И СПОСОБОВ
    • 2. 1. Существующие методы определения объёма — литературный обзор методов
    • 2. 2. Эмпирическая зависимость — приемлемая для водородных -кислородных двигателей
    • 2. 3. Методы параметрического подобия
    • 2. 4. Методы основаны на критериях Дамкеллера Dai и DAn
    • 2. 5. Прочие смодифицированные методы
    • 2. 6. Метод выбора характерной длины
    • 2. 7. Метод задания времени пребывания
    • 2. 8. Задание длины в виде калибров
    • 2. 9. Давление как определяющий параметр
    • 2. 10. Оптимизации на основе модельной или натурной камеры
  • 3. АНАЛИЗ ОСНОВНЫХ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИХ ЗАВИСИМОСТЕЙ И ЗАКОНОМЕРНОСТЕЙ
    • 3. 1. овные положения по объёму к
    • 3. 2. Вывод основных теоретических зависимостей по определению объёма камеры
    • 3. 3. База данных для анализа
    • 3. 4. Анализ основных зависимостей на основе данных
    • 3. 5. Основные положения по соотношению площадей для определения диаметра головки
    • 3. 6. Вывод основной зависимости
    • 3. 7. Рассуждение результатов
    • 3. 8. Основные положения по расчету газо-жидкостных форсунок
    • 3. 9. Расчётная модель
      • 3. 9. 1. Теория газоструйных форсунок
      • 3. 9. 2. Идеальная центробежная форсунка
      • 3. 9. 3. Реальные условия в центробежных форсунках
      • 3. 9. 4. Внутреннее смешение
    • 3. 10. Анализ результатов
    • 3. 11. Обобщения методики
  • 4. СИНТЕЗ МЕТОДОВ РАСЧЁТНЫХ МОДЕЛЕЙ
    • 4. 1. Разработка расчётной модели для определения параметров
      • 4. 1. 1. Содержательное описание
      • 4. 1. 2. Построение алгоритма
      • 4. 1. 3. Проверка методики на примерах
    • 4. 2. Возможные применения

Создание расчетных методов для определения параметров камеры сгорания и смесительных элементов двигателей с дожиганием (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

Данная диссертация посвящена разработке новой методике по определению объёма и отношения площадей камеры сгорания жидкостных ракетных двигателей. Также рассмотрен метод определения газо-жидкостных форсунок с учётом результатов отработки экспериментальных данных. В связи с этим надо указывать на то, что все материалы и данные использованые и опубликованые в этой работе, взяты из открыто-доступных источников и поэтому не подлежат грифом секретности. Данные методы представляют новый инженерный подход с учетом существующих систем для решения задачи по определению основных размеров камеры сгорания для стадии проектирования или анализа систем.

1.1 Актуальность.

В камере сгорания ЖРД происходит комплекс взаимосвязанных физико-химических процессов, преобразования компонентов топлив в продукты сгорания. Известно, что параметры смесительной головки и камеры сгорания должны обеспечить выполнение ряда требований, техническая реализация которых в известной мере противоречива.

В двигателестроении особенно актуальным является проблема снижения стоимости разработки новых двигателей. При разработке нового двигателя большая часть расходов идет на разработку и доводку основных узлов двигателя, как турбонасоса с газогенератором (энергетическая головка) и камеры сгорания. Для снижения этих расходов используются опыт доводки, отработанных двигателей. Это позволяет существенно снизить расходы для разработки нового двигателя, но приводит к дополнительным ограничениям мощностных параметров. Однако при переходе на другие, в том числе перспективные топлива и другие системы возникает необходимость в разработке и доводке основного узла — камеры сгорания. Эта проблема может решаться либо за счёт проведения экспериментальных исследований, привязанные определенному типу форсунок, либо за счёт накопленного заводского опыта однотипных систем.

Одной из наиболее важных проблем при проектировании является строгая привязка существующих подходов к определённому типу топлива и двигательной системы.

Успешное решение проблем смесеобразования, охлаждения, обеспечения устойчивости и т. д. непосредственно связано с задачей определения объёма камеры, который в той или иной степени, предопределяет подход для решения проблемы в целом. Указанная проблема весьма актуальна, поскольку разработка методов ее решения позволяет существенно снижать стоимость разработки двигателей.

Решение этой задачи ведётся в нескольких направлениях, основными из которых являются: проведение специальных испытаний на уровне модельных и натуральных камер, обобщение однотипных экспериментальных данных для разработки эмпирических зависимостей, использование двухи трехмерных расчетных моделей с учетом смесеобразования и химической реакции. Первое направление достаточно дорогостоящее, особенно в настоящее время, когда выделяются меньше и меньше средств на разработку новых двигательных систем. Поэтому зачастую проводят только испытания, используя модельные камеры. Однако до сих пор не существует единого, достоверного метода для пересчёта полученных результатов на натурную камеру из-за большого влияния различных факторов. Движение во втором направлении тоже основано на экспериментальных данных, которые носят очень ограниченный характер ввиду предпочтительного применения конструктивных решений. Реализация третьего направления ставит перед специалистами до сих пор частично неразрешимую задачу, ввиду того, что существует большое число влияющих факторов и граничных условий для решения задачи. К ним относятся спектр и размер каплей, образующиеся при впрыскивании, закон испарения, а также перемешивания и т. д. Эти проблемы опять решают на основе опытных данных, т. е. например, путём измерения спектра и размеров. А это показывает опять ограничение данного подхода, особенно в стадии разработки и проектирования, когда эти основные факторы ещё не изучены. Кроме того, все эти подходы и методы не позволяют перейти и решить задачи связанные с переходом на другой вид топлива, как например жидкий кислород и жидкий метан, как перспективная топливная пара, из-за отсутствия экспериментальной базы данных.

5 Заключение.

В результате проведенной работы получены следующие результаты:

1. Перечислены основные методы по определению основного объёма камеры сгорания, основанные на различных эмпирических или экспериментальных подходах.

2. Проведён, помимо перечисления различных методов, анализ этих методов с учётом диапазона применяемости.

3. Показаны основные противоречия и ограничения существующих, различных методов по определению основных размеров камеры сгорания. Это в основном связано с рассмотрением только части влияющих параметров или ограничением на определённый вид топлива.

4. Установлена основа для вывода функциональных зависимостей, включая принятие, ряд упрощений, которые позволяют исключить ряд влияющих факторов, как смесеобразование, и расширить этим область применения всех видов двухкомпонентных систем.

5. Установка базы данных использована для анализа выведенных зависимостей по объёму камеры сгорания и степени сужения (соотношение площадей). Данная база включает в себя двигатели малой и большой тяги, а также двигательные системы открытых и закрытых схем, включая тоже двигатели, работающие без газогенератора. Кроме того, рассматриваются различные виды топлива для обобщения методики.

6. Проведён анализ основных параметров, влияющих на отношение площадей независимо от вида топлива. Кроме того, проведен вывод функциональных зависимостей параметров двух наиболее важных сечений, то есть критическое сечение и сечение вблизи головки.

7. Разработана общая методика для определения основных размеров, для двухкомпонентных форсунок, для углеводородных топлив, для двигателей по закрытой схеме. Данная Методика включает и обобщение экспериментальных данных, а также рекомендации по оределению отдельных узлов форсунки.

8. Разработана модель, включающая эмпирические зависимости по определению основных параметров камеры сгорания. Данная модель может быть использована для всех видов топлива.

9. На основе этих примеров проверена методика по расчёту основных определяющих параметров камеры сгорания, включая тоже частный случай рассмотрений углеводородного двигателя по закрытой схеме.

Таким образом, применение результатов диссертационной работы позволит:

— на стадии разработки или анализа камерных систем жидкостных ракетных двигателей определить влияющие параметры, независимо от топливной пары,.

— снизить трудоёмкость при доводке новых жидкостных систем,.

— произвести анализ влияющих узлов, как объём и систему смесеобразования на коэффициент полноты сгорания.

Данная методика может быть применена, поэтапно или использована как модуль в автоматических алгоритмах по оптимизации двигателей. То есть методика может включаться в математические расчётные модели двигателя. Кроме того, данная методика позволяет настройку на основе дополнительных данных других двигателей.

Соискатель Крис Мединг (Chris Maeding).

Показать весь текст

Список литературы

  1. В.Е. Алемасов, А. Ф. Дрегалин, А. П. Тишин, Теория Ракетных Двигателей, Машиностроение, Москва, 4-е издание, 1989,
  2. В.М. Кудрявцев, Основы Теории и Расчета Жидкостных Ракетных Двигателей, Издательство «Высшая Школа», Москва, 4-е издание, 1993,
  3. Г. Б. Синярев, М. В. Добровольский, Жидкостные Ракетные Двигатели, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 2-е издание, 1967,
  4. А.В. Квасников, Теория Жидкостных Ракетных Двигателей, Государственное союзное издательство судостроительной промышленности, часть первая, Ленинград 1959,
  5. М.В. Добровольский, Жидкостные Ракетные Двигатели, Машиностроение, Москва, 1968,
  6. Г. Н. Абрамович, Прикладная Газовая Динамика, Издательство «Наука», Москва, 4-у издание, 1976,
  7. А.Ф. Дрегалин, А. С. Черенков, Общие Методы Теории Высокотемпературных процессов в Тепловых Двигателях, «Янус-К», Москва, 1997,
  8. М.С. Натанзон, Неустойчивость горения, Машиностроение, Москва, 1986,
  9. В.Ф. Присняков. Динамика Жидкостных Ракетных Двигательных Установок, Машиностроение, Москва, 1983,
  10. Проф. Г. Г. Гахун, Конструкция и Проектирование Жидкостных Ракетных Двигателей, Машиностроение, Москва, 1989,
  11. В.В. Воробей, В. Е. Логинов, Технология Производства Жидкостных Ракетных Двигателей, Издательство МАИ, 2001,
  12. Е. Н. Беляев, В. К. Чванов, В. В. Черваков, Математическое Моделирование Рабочего Процесса Жидкостных Ракетных Двигателей, Издательство МАИ, 1999,
  13. А.А. Шевякова, Теория Автоматического Управления Ракетными Двигателями, Машиностроение, Москва, 1978,
  14. Ракета 5Я23, Техническое Описание 5я23.0000.т0−0п,
  15. В.Ф. Трофимоф, Осуществление Мечты, Машиностроение-Полет, Москва, 2001,
  16. Т.М. Мелькумов, Н.И. Мелик-Пашаев, П. Г. Чистяков, А. Г. Шиуков, Ракетные Двигатели, Машиностроение, Москва, 1976,
  17. Г. Г. Гахун, И. Г. Алексеев, Е. Л. Березанская, Э. Л. Гутовский, О. М. Хованский, Фтлас Конструкции ЖРД, часть I, МАИ, Кафедра 203, Москва 1969,
  18. RU 2170 841 С1, смесительная головка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, ОАО РКК «Энергия» им. С. П. Королева, дата публикации: 20.07.2001,
  19. Техническое описание крылатой ракеты П-У, ТО-П15У-002, Часть 1, Общие сведения и тактико-технические данные,
  20. Б.М. Галицейский, Н. Н. Иноземцев, А. В. Пустачочанов, Теплозащита энерегетических устоновок летательных аппаратов, Военное издательство, Москва 1983,
  21. И. Е. Идельчик, д. р техню наук, проф., Справочник по гидравлическим сопротивлениям, 3-е издание, переработанное и дополенное, Машиностроение, Москва 1992,
  22. В. Chehroudi, D. Talley, W. Mayer, R. Branam, J.J. Smith, Understanding Injection Into High Pressure Supercritical Environments, Chattanooga USA, Fifth International Symposium on Liquid Space Propulsion, October 27−29,2003
  23. N. Yatsuyangi, H. Gomi, H. Sakamoto, T. Narasaki, An Empirical Expression of the С Efficiency of L02/Hydrogen Rocket, AIAA-85−1387, 21th Propulsion Conference, Monterey California, 8−10 July 1985,
  24. Prof. Dr.-Ing. Gunther Schmidt, Technik der Flussigkeits-Raketentriebwerke, DaimlerChrysler Aerospace, 1999,
  25. DV-12/21 The Rocket 8K14 Part I, GVS-Nr. All 606, Ministiy of National Defence, German Democratic Republik, 1967,
  26. George P. Sutton, Rocket Propulsion Elements An Introduction to the Engineering of Rockets, Sixth Edition, A Wiley-Interscience Publication, John Wiley Sons, Inc., 1992,
  27. D. K. Huzel and D. H. Huang, Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines, Published by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Washington DC, 2002,
  28. Carol E. Dexter, Mark F. Fisher, James R. Hulka, Konstantin P. Denisov, Alexander A. Shibanov and Anatoliy F Agarkov, Scaling Techniques for Designs Developments and Test,
  29. Eric A. Hurlbert, Jing Liang Sun and Baojiong Zhang, Instability Phenomena in Earth Storable Bipropellant Racket Engines, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1994,
  30. Vladimir Bazarov, Vigor Yang and Puneesh Puri, Design and Dynamics of Jet and Swirl Injectors, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2004,
  31. RS-68 Booster Engine Design & Development, Rocketdyne Propulsion and Power, AIAA Professional Development Course 7/98,
  32. C. Maeding, D. Preclik, D. Haeseler, Recent Investigations on Hydrocarbon Based Fuels for Future Propulsion Systems, EUCASS, European Conference for Aerospace Sciences, Moscow, 4−7 July 2005,
  33. Ch. Greene, S. Clafm, C. Maeding, Non-Toxic Orbital Manoeuvring System Engine Development, AIAA-99−2742, 35th Joint Propulsion Conference, Los Angeles, CA, 20−24 June 1999,
  34. D. Haeseler, A. Gotz, C. Maeding, Combustion Chambers and Engine Concepts Using Hydrocarbon Fuels for Future Launch Vehicles, IAF-01-S.3.06, 52nd International Astronautical Congress, Toulouse, France, 1−5 Oct. 2001,
  35. The LE-7 Eingine Development & Upgrade for H2-A", MHI, AIAA Professional Development Course, 7/89,
  36. S. Soller, R. Wagner, J. Kretschmer, P. Martin, C. Maeding, Untersuchungen zur Verbrennung von Kerosin in Raketentriebwerken, DGLR, Miinchen, 2002,
  37. G. Vigier, A. Dufor, V. Peypoudat, H. Immich, C. Maeding, Pressure-Fed Stges for Low Cost Expendable Launchers, AIAA-2003−4816,39th AIAA Joint Propulsion Conference, Huntsville, Alabama, 20−23 July 2003,
  38. The NK 33 Combustion Cycle Liquid Oxygen / Kerosene Engine, Gencorp Aerojet, AIAA Professional Development Course, 7/89
  39. S. Soller, R. Wagner, H-P. Kau, P. Martin, C. Maeding, Charakterisierung von Einspritzelementen fur GOX-Kerosin in zukiinftigen Raketentriebwerken, DGLR, 2003, Miinchen,
  40. C. Maeding, D. Preclik, D. Haeseler, Recent Investigations on Hydrocarbon Based Fuels for Future Propulsion Systems, EUCASS, European Conference for Aerospace Sciences, 4−7 July 2005, Moscow,
  41. S. Soller, R. Wagner, H-P Kau, P. Martin, C. Maeding, Characterisation of Main Chamber Injectors for GOX/Kerosene in a Single Element Rocket Combustor, AIAA, 2005−06−21,
  42. S. Soller, R. Wagner, C. Kirchberger, P. Martin, C. Maeding, Characterisation of Combustion and Heat Transfer using GOX/Kerosene in a Single-Element Rocket Combuster, AIAA, 2005−06−21,
  43. J.P. Mitchell, J. W. Neal, Space Storable Regenerative Cooling Investigation, AIAA 69−509, 5th Propulsion Joint Specialist Conference, U.S. Air Force Academy, Colorado, 9−13 June 1969,
  44. A.Seidel, G. Pulkert, D. Wolf, Development History of Small H2/02 and H2/F2-Engines for Advanced AOCS-, RVD- and OMS-Systems, AIAA 91−3389, 27th Joint Propulsion Conference, Sacramento, С A, 24−26 June 1991,
  45. F. A. Boorady, D.A. Douglas, Solution of the High-Vacumm Hard-Start Problem of the IRFNA-UDMH Rocket for Gemini Agena, AIAA 67−259, AIAA Flight Test, Simulation and Support Conference, Cocoa Beach, Fla., 6−8 February 1967,
  46. E. Gribben, R. Driscoll, M. Marvin, S. Wiley, L. Andersen, Design and Test Results on Agena 2000 Main Axial Engine, AIAA 98−3362, 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Cleveland, OH, 13−15 July 1998,
  47. Dr. A. V. Andreyev, Dr. V. Chepkin, T. J. Fanciullo, Autovibration of Coax Injector Elements of 02/H2 Staged Combustion Liquid Rocket Engines, AIAA 952 837, 31th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, San Diego, CA, 10−12 July 1995,
  48. Dr. A. V. Andreyev, Dr. V. Chepkin, T. J. Fanciullo, Investigation of Oxygen/Hydrogen Combustion Stability in Staged Combustion Liquid Rocket
  49. Engines, AIAA 94, 30th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Indianapolis, 28−30 July 1994,
  50. L. D. Reber, Titan Liquid Engine Propulsion Past, Present and Future, AIAA 86−1631, AIAA/ASME/SAE/ASEE 22nd Joint Propulsion Conference, Huntsville, Alabama, 16−18 June 1986,
  51. Dr. R. J. Hefner, Review of Combustion Stability Development with Storable Propellants, AIAA 65−614, AIAA Propulsion Joint Specialists Conference, Colorado Springs, Colorado, 14−18 June 1965,
  52. D.M. Jassowski, R.W. Michel, L. Schoenman, Advanced Small Rocket Chambers lOOlbf Ir-Re-Flight-Type Thruster, Final, Report, Contract NAS 325 646, NASA-Lewis Research Center, Cleveland, Ohio, February 1995,
  53. H. Hopmann, Schubkraft fur die Raumfahrt, Entwicklung der Raketenantriebe in Deutschland, Springer Verlag, ISBN 3−927−697−22−2, 1999
  54. H. Mielke, Raumflugtechnik, Transpress VEB Verlag fur Verkehrswesen, Berlin, LSV3877, 1974,
  55. In H. Cho, Т. K. Jung, Y.S. Jung, O.S. Kwon, S.H. Oh, D.S. Lee, Development of Korea Sounding Rocket-III Propulsion Feeding System, AIAA 2003−4899, AIAA/ASME/SAE/ASEE 22nd Joint Propulsion and Exhibit, Huntsville, Alabama, 20−23 July 2003,
  56. I.S. Jeung, Overview of Aerospace Propulsion Research, The Korean Society of Propulsion Engineers, Aerospace Propulsion and Combustion Laboratory Seoul National University,
  57. Liquid Propellant Rocket Propulsion Systems, Folder, Rocketdyne Propulsion & Power, Pub.573-A-100 New 9/99,
  58. A. Dadieu, R. Damm. E.W. Schmidt, Raketentreibstoffe, Springer-Verlag, Wien, 1968,
  59. S. K. Elam, Test Report for NASA MSFC Support of the Linear Aerospike SR-71 Experiment (LASRE), Marshall Space Flight Center, Alabama, February 2000,
  60. Y. S. Che, Development of KSR III Liquid Propulsion System- Korea Aerospace Research Institute, 5-th International Symposium on Liquid Space Propulsion, Chattanooga, October 28,2003,
  61. W. E. Anderson, J.C. Sisco, M.R. Long, I.K. Sung- Subscale Test Methods for Combustion Devices, School of Aeronautics and Astronautics Purdue University, 5-th International Symposium on Liquid Space Propulsion, Chattanooga, 28−30 October, 2003,
  62. A. Kumakawa, S. Moriya, M. Sato, Research Achievement on Long-Life Thrust Chamber at NAL/KRL, Space Propulsion Research Center, JAXA, Japan, 5-th International Symposium on Liquid Space Propulsion, Chattanooga, October 28,2003,
  63. W. Peters, P. Rogers, T. Larences, D. Davis, Fastrac Nozzle Design, Performance and Development, AIAA 2000−3397, 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Huntsville, Alabama, 17−19 July 2000,
  64. Richard Lenk, Physik Band 1 und 2, 2. Auflage, VEB F.A. Brockhaus Verlag Leipzig, Lizenz-Nr. 455/150/2/88, DDR 1989,
  65. T. Mueller, G. Gordon TRW 40KLBf LOX/RP-1 Low Cost Pintle Engine Test Results, AIAA-2000−3863, 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Huntsville, Alabama, 16−19 July 2000,
  66. D.M. Jassowski, R.W. Michel, L. Schoenman, Advanced Small Rocket Chambers 110 lbf Ir-Re Flight Type Thruster, Final Report, Nasa-Lewis Research Center, Cleveland- Ohio 44 135, February 1995,
  67. G.C. Cheng, R.R. Davis, C.W. Johnson, J.A. Muss, D. A. Greisen R.K. Cohn, Development of GOX/Kerosene Swirl-Coaxial Injector Technology, AIAA 2003−4751,39th JPC, 20−24 July 2003,
  68. K.J. Miller, Experimental Study of Longitudinal Instabilities in a Single Element Rocket Combuster, M.S. Thesis, School of Aeronautics- Purdue University, West Lafayette, In. May 2005
  69. P.A. Masters, E.S. Armstrong- H.G. Price, High-Pressure Chamber Tests for Liquid Oxygen/Kerosene Rocket Combustion, NASA Technical Paper 2862,1988
  70. Orbital Transfer Rocket Engine Technology, GenCorp Aerojet, Final Report, NASA CR-187 216- Lewis Research Center, June 1992
  71. Modell 8533 Thrust Chamber Combustion Stability Evaluation, Report No 8533−910 012, Bell-Aerosystems Company, December 1967
  72. A.O. Tischler, J.C. Humphrey, Regenerative-cooling studies in 5000 Pound Thrust Liquid Oxygen JP4 Rocket Engine, NACA, Washington 1956
  73. R.P. Pauckert, Space Shuttle ОМЕ Demonstration Thrust Chamber Design Report, NASA-CR-141 673, Rocketdyne Division, Canoga Park, California
  74. RI/RD 95−183 Rocket Engine Combustion Devices, Final Report, Rockwell International Rocketdyne Division Contract No Nas8−39 567
  75. Diverse Unterlagen der Raketentechnik Lehrsammlung der TU-Dresden,
  76. Patent ЕР 1 022 455 A3, Liquid-propellant rocket engine chamber and ist casing, Energomash, Priority 21.01.1999 RU 99 101 161 (deutsches Patentamt)
Заполнить форму текущей работой

На отлично!