Аннотация

В данном курсовом проекте разработана двигательная установка одноступенчатой баллистической ракеты дальнего действия с основными параметрами:

- Дальность полета = 5500 км;

- Масса ступени = 34291 кг;

- Масса ГЧ = 1900 кг;

- Тяга ступени = 710 кН;

- Время работы ДУ = 137 c;

- Диаметр ракеты = 1.9 м;

- Длина ракеты = 15.32 м;

- Топливо О2ж+ НДМГ.

Курсовой проект состоит из пояснительной записки и графической части.

В данной пояснительной записке приведены проектировочные, тепловые, газодинамические, массовые и оценочные расчеты.

Записка состоит из 59 листов, содержит 26 рисунков и 7 таблиц. Также к записке прилагается задание на курсовой проект. Библиографический список содержит 14 публикаций.

Графическая часть выполнена на трех листах формата А1.

Содержание

Введение

Выбор основных параметров двигательной установки

Выбор прототипа

Выбор количества камер сгорания

Выбор схемы ракетного двигателя и системы подачи топлива

Управление вектором тяги

Схема крепления двигательной установки на ракете

Размещение турбонасосного агрегата на двигательной установке

Регулирование тяги двигательной установки по величине

Характеристика топлива Выбор давления в камере сгорания и на срезе сопла

Системы зажигания жидкостных ракетных двигателей

Компоновочная схема ракеты в первом приближении

1. Тепловой расчет Описание конструкции КС по прототипу двигателя РД – 119

2. Определение потребного объема КС

3. Расчет продольных размеров КС двигателя

4. Профилирование сопла

4.1 Профилирование входа в сопло с прямолинейным участком

4.2 Профилирование параболического сопла графическим методом

5. Описание конструкции насоса окислителя по прототипу насоса двигателя РД

6. Расчет центробежного насоса ЖРД

6.1 Основные параметры насоса

6.2 Размеры и параметры входа на колесо

6.3 Размеры и параметры выхода из колеса

6.4 Расчет центробежного насоса на кавитацию

6.5 Профилирование элементов конструкции насоса

6.5.1 Профилирование колеса в меридиональном сечении

6.5.2 Профилирование лопаток колеса

6.5.3 Профилирование подвода насоса

6.5.4 Профилирование отвода насоса

7. Расчет импеллерного уплотнения вала

8. Описание конструкции турбины по прототипу турбины двигателя РД – 219

9. Расчет турбины ЖРД

9.1 Определение потребного расхода газа через турбину

Заключение

Список используемой литературы

Приложение 1. Расчет траектории управляемой БР

Приложение 2. Расчет коэффициента избытка окислителя.

Введение

Толчком к развитию ракетной техники явилось открытие дымных порохов, состоящих из калийной селитры, серы и угля.

Массовое применение РДТТ в военной технике началось несколько ранее, чем применение ДУ на жидком топливе. И в настоящее время в военной технике главенствующее место занимают РДТТ, а в космической технике РДТТ успешно конкурируют с ЖРД. Такая тенденция обусловлена рядом факторов, присущих твердотопливным ДУ.

Безусловно, одним из главных достоинств РДТТ следует считать относительную простоту устройства. Действительно, ведь самые первые РДТТ имели примитивную конструкцию, легко реализуемую даже на технологическом уровне средневековья.

Сравнение с ЖРД позволяет отметить такие преимущества конструкции РДТТ:

Интересные статьи:

Как образовалась Земля
Эта версия образования и развития Земли может полностью изменить все наши представления о природе окружающего мира, легко и убедительно объясняя многие явления, происходящие на нашей планете и вокруг неё, без каких-либо натяжек, сомнитель ...

Звезды - рождение, жизнь и смерть
Введение .Ничего нет более простого, чем звезда . (А. С. Эддингтон) Как и все тела в природе, звезды не остаются неизменными, они рождаются, эволюционируют и умирают. Чтобы проследить жизненный путь звезды и понять, как они стареют, ...

Тунгусский метеорит
Тунгу́сский метеороид, или Тунгусский метеорит (Тунгусский феномен) — гипотетическое тело, вероятно, кометного происхождения, которое, предположительно, послужило причиной воздушного взрыва, произошедшего в районе реки Подкаменная Ту ...