1611257135-3356d66bd122f3beb3c5fa95c991a265 ([2016] Ермилов Нуруллаев Куценко - Ракетные двигатели на твердом топливе [Пермь]), страница 45

Он идентифицирует производственный процесс, инспекцию и используемые испытательные отделения, численностьи вид персонала (и будут ли они необходимы), специальную оснастку или приспособления. Эти решения и данные необходимы длявыполнения реальной оценки стоимости и составления предварительного графика. Если все это превышает допустимую стоимость инарушает график поставок, то могут быть внесены некоторые изменения, например, числа двигателей, которые должны быть изготовлены, количества и типа испытаний или перепроектирование двигателя с целью получения более легкой, менее дорогой конструкции.Однако такие изменения не должны вступать в компромисс снадежностью или совершенством.

Трудно сделать хороший план,обеспечить оптимальную стоимость и провести оценку времени, еслиракетный двигатель не был четко определен и разработан достаточноподробно. Поэтому эти планы и оценки в большей степени основанына опыте успешной разработки подобных ракетных двигателей.Конечным результатом предварительного проектирования будет схема компоновки или компьютерные виды (CAD) выбраннойконфигурации, предсказание совершенства, оценка массы двигателя282(и, если необходимо, перемещение центра тяжести), определениетипа топлива, геометрии заряда, теплоизоляции и некоторых ключевых материалов для компонентов арматуры. Оценка прогнозируемой надежности и срока службы двигателя должна сопровождаться подкрепленными данными.

Вся эта информация должнабыть представлена для рассмотрения выбранной предварительнойконструкции. Рассмотрение и анализ должен быть выполнен различной по составу группой, включающей в себя экспертов по двигателям, разработчика ракеты, инженеров по обеспечению безопасности, специалистов в области производственных процессов, окончательной сборки и инспекции, представителей заказчика, аналитиков и др. Здесь группа специалистов предварительного проектирования должна дать объяснение, почему она выбрала конкретнуюконструкцию и как она отвечает предъявленным требованиям. Компетентные члены группы (комиссии) обычно вносят предложенияпо изменениям и дальнейшим улучшениям. План проекта, предварительные оценки стоимости, предварительный график разработкииногда могут содержать в себе предложенный проект для рассмотрения, но чаще эти материалы передаются другой группе экспертовили непосредственно экспертам заказчика.После рассмотрения проекта двигателя и одобрения выбраннойпредварительной конструкции можно начинать детализацию илиокончательное проектирование всех частей и компонентов и составление определенных спецификаций.

В течение производственногопроцесса и разработки методов испытаний могут быть сделаны некоторые изменения конструкции для улучшения условий производства,уменьшение стоимости или решение технической проблемы, котораястала очевидной. Во многих организациях детальный окончательныйпроект снова представляется для рассмотрения конструкции двигателя до начала производства. Для нового двигателя затем будет разрабатываться схема испытаний. Для некоторых дорогих больших двигателей, которые имеют ряд конструктивных решений, взятых отпроверенных двигателей, бывает достаточно единственного огневогоиспытания. Для двигателей, которые изготавливаются в больших количествах, и для двигателей с некоторыми важными новыми элемен283тами разработка и квалификация могут включать от 10 до 30 испытаний.

Окончательное проектирование заканчивается, когда все детальные чертежи или компьютерные версии (CAD) в соответствиис окончательным перечнем деталей полностью выпущены, составлены спецификации испытания двигателя, приняты определенные производственные операции и разработана обоснованность материалови компонентов.

Детальный проект считается завершенным, если двигатель успешно проходит этапы разработки и квалификации и организовано производство для поставки.Пример предварительного определения параметров разработки ракеты на твердом топливе с использованием смесевого ракетного твердого топлива. Ракета запускается на высотеи летит на постоянной высоте.Исходные данные:удельный импульс (реальный) Is = 240 с на высоте при давлении 1000 фунт/дюйм2;скорость горения r = 0,8 дюйм/с при 1000 фунт/дюйм2 и 60 °F;плотность топлива ρb = 0,066 фунт/дюйм3 на уровне моря;отношение теплоемкостей k = 1,25;давление в камере сгорания (номинальное) p1 = 1000 фунт/дюйм2;требуемая средняя тяга F = 20 000 фунт-сила;максимальный диаметр ракеты D = 16 дюймов;требуемая продолжительность работы tb = 5,0 с;окружающее давление 3,0 фунт/дюйм2 (на высоте);полезная нагрузка ракеты 5010 фунт-масса (включая конструкцию);требуется приблизительно нейтральное горение.Решение:1.

Основной расчет. Суммарный импульс It и вес топлива науровне моря wb рассчитывается по формулеI t  F  t b  I s wb  20 000  5, 0  100 000 фунт-сила·с.wb = 100 000/240 = 417 фунт-сила.С учетом потерь 2 % на производственные допуски и несгоревшие остатки суммарный вес топлива 1,02 × 417 = 425 фунтов.284Объем Vb, требуемый для этого топлива, составит:3Vb  wb /  b  425 / 0, 066  6439 дюйм .Толщина свода b  r  t b  0,80  5  4 дюйма.2. Размеры корпуса. Задан внешний диаметр 16 дюймов.

Используется термообработанная сталь с максимальной прочностьюна растяжение 220 000 фунт/дюйм2. Толщина стенки t для простыхокружных (периферических) напряжений может быть определена изуравнения t   p1 / D  / 2 . Величина р1 зависит от принятого коэффициента безопасности, который, в свою очередь, зависит от нагрева стенки, и от показателей практического применения.

Коэффициент безопасности принимается равным 2,0, чтобы позволить наличие поверхностных царапин в сочетании с напряжением и сварными швами и грубым обращением в полевых условиях. ВеличинаD является средним диаметром к центру стенки. Толщина стенкиt = 2,0 × 1000 × 15,83/(2 × 220 000) = 0,086 дюйма.За основу принимаются сферический передний торец и сферический сегмент в сопловой части, подобные тем, которые показаны на рис. 6.1.3.

Конфигурация заряда. Заряд будет заливаться в корпус, но откорпуса будет теплоизолирован с помощью эластомерной теплоизоляции со средней толщиной 0,100 дюйма внутри корпуса; фактическая толщина будет меньше 0,10 дюйма в районе цилиндрическойчасти и передней крышки, но толще на входном участке в сопло.Внешний диаметр D для заряда определяется, исходя из толщиныкорпуса и лайнера, и составит 16,0 – 2 × 0,086 – 2 × 0,10 = 15,62 дюйма.

Внутренний диаметр Di простого полного цилиндра заряда соответствует по величине внешнему диаметру D0 минус удвоенная толщина горящего свода: Di = 15,62 – 2 × 4,0 = 7,62 дюйма. Для простогоцилиндрического заряда объем определяет эффективную длину:4L  D02  Di2  ,6439  4L 44,05 дюйма. 15,622  7,622 Vb 285Доля свода составит 2b/D0 = 8/15,62 = 0,512. Отношение L/D0составит (приблизительно) 44,05/15,62 = 2,82. Для зарядов этойдоли свода и отношения L/D0 предлагается использовать цилиндрический канал с внутренним горением с несколькими ребрамидля конуса.

Выбирается конусоцилиндрическая конфигурация,хотя трубчатая форма с щелями или ребрами также является удовлетворительным решением. Эти формы зарядов показаны нарис. 6.1 и 6.17. Начальная или средняя площадь поверхности горения находится из уравнений: s  b Ab rI s ,F  wIAb F20 000 1578,3 дюйм 2 .b  rI s 0, 066  0,8  240Далее следует спроектировать реальный заряд в корпусе сосферическими торцами, т.е.

он не будет простым цилиндрическимзарядом. Приблизительный объем, занимаемый зарядом, находится путем вычитания объема канала из объема камеры. На переднемторце имеется полная полусфера и частичная полусфера топливав районе сопла (0,6 объема полусферы).1  6  D03 1  0,6     4  D02 L 2  4  Di2  L  Di 2  0,3 Di 2   6439 дюйм3 .Vb Это решается для L с D = 15,62 дюйма и внутренним диаметромDi = 7,62 дюйма.Ответ: L = 36,34 дюйма. Начальная внутренняя труба имеетплощадь горения: Di  L  Di 2  0,3 Di 2   1113 дюйм 2 . Требуемая площадь горения 1578 дюйм2 больше на 465 дюйм2.

Поэтомудополнительная площадь поверхности горения 465 дюйм2 должнабыть получена за счет конусов конусоцилиндрической конфигурации или за счет щелей в щелевой конструкции трубы. В действительности детальное геометрическое исследование должно быть286выполнено путем анализа мгновенной поверхности горения послепроизвольных коротких интервалов времени и выбором подробной конфигурации заряда, где Ab остается приблизительно постоянной. Этот пример не рассматривает предварительный анализнапряжений и деформаций, но это необходимо.4. Весовая оценка. Вес стального корпуса (принимается цилиндр с двумя сферическими торцами и удельный вес стали0,3 фунт/дюйм3) составляетt DL    / 4  tD 2   0,086  15,83  36,34  0,3 0,785  0,86  15,832  0,3  50,9 фунта.С учетом креплений, фланцев, воспламенителя, утолщенийдля штуцеров этот вес увеличивается до 57 фунтов.

Вес сопла состоит из весов отдельных частей, оцениваемых исходя из их плотности и геометрии.В примере не приводятся детальные расчеты, а дается лишьконечный результат 30,2 фунта. Примем вес топлива воспламенителя равным 2 фунтам, а вес воспламенителя – 5 фунтам. Тогдаобщий вес составит, фунты:вес корпуса на уровне моря ................................................... 57,0вес лайнера/теплоизоляции ................................................... 14,2вес сопла, включая узлы крепления ...................................... 30,2вес корпуса воспламенителя и провода ..................................

2,0вес пороха воспламенителя ........................................................ 3вес твердого топлива (эффективного) ................................... 417вес неиспользованного топлива (2 %) ....................................... 8общий вес .............................................................................. 531,4Вес топлива и состава воспламенителя 420 фунтов.5. Совершенство. Отношение суммарного импульса к весу составляет 100 000/531,4 = 188,2. Cравнение с Is показывает, что этозначение является приемлемой величиной, показывающей хорошеесовершенство. Общий пусковой вес составляет 5010 + 531,4 =287= 5541,4 фунта и вес по окончании работы двигателя или прекращению действия тяги будет 5541 – 420 = 5121 фунт.

Начальное и конечное отношения тяги к весу составляют, соответственно:F/w = 20 000/5541 = 3,61, F/w = 20 000/5121 = 3,91.Ускорение в направлении действия тяги в 3,61 раза большегравитационного ускорения в начале работы и в 3,91 раза большепо окончании работы двигателя.6. Эрозионное горение. Отношение площади поверхности канала к площади критического сечения сопла (7,55/3,836)2 = 3,95.Это близко к предельному значению 4,0 и эрозионное горение, повидимому, не будет значительным. Также должен быть сделанпростой анализ эрозионного горения в конической полости, ноздесь он не приводится.Задачи к главе 6Задача 1.Более высокие давления и более высокие скорости теплопередачи обеспечивают более быстрое воспламенение.

Одним из путей обеспечения более быстрого воспламенения является условие,заключающееся в том, чтобы сопло было перекрыто до тех пор,пока не будет достигнуто определенное минимальное давление,при котором будет выброшена заглушка сопла. Проанализируйтеэкономию времени, достигаемую при применении такого устройства, предполагая, что газовыделение при работе воспламенителяподчиняется уравнению r  ap1n , где r – скорость горения, см/с(дюйм/с); р1 – давление в камере сгорания, МПа (фунт/дюйм2); а –эмпирическая константа, зависимая от окружающей температурызаряда известен также как температурный коэффициент, которыйимеет размерность; п – показатель (экспонента) в законе скоростигорения, иногда называемый «показателем горения» (combustionindex), зависит от начальной температуры заряда и описываетвлияние давления в камере сгорания на скорость горения.288Изменение окружающей температуры не изменяет химической энергии, высвобождаемой при горении; оно только изменяетскорость реакции, при которой энергия высвобождаетсяdk  2 Ab rb   1V1   A1 p1dtRT1  k  1  k 1 /  k 1.Член в левой части уравнения представляет собой массовуюскорость генерации газа.

Первый член в правой части представляетсобой изменение массы топлива в газовом объеме камеры сгорания, а последний член характеризует поток через сопло в соответствии с уравнениемAm  t t  At p1kVt k 1 /  k 1 2 /  k  1 kRT1,где r – скорость горения топлива; Ab – площадь поверхности горения топлива; ρ1 – плотность газа в камере сгорания; V1 – объем газовой полости в камере сгорания, которая становится больше по меревыгорания топлива; At – площадь критического сечения сопла; р1 –давление в камере сгорания; Т1 – абсолютная температура в камересгорания, которая обычно является постоянной; k – отношениеудельных теплоемкостей газообразных продуктов сгорания.В процессе старта переменная или изменяющаяся масса топлива в канале заряда становится важной. Это уравнение можетбыть упрощено и использовано в некоторых численных решенияхпереходных режимов, таких как начало и конец работы двигателя.Величина Ab может изменяться во времени и является функциейконструкции заряда.