Разработка ракетного двигателя тягой 45 тс на высококипящих компонентах топлива

АННОТАЦИЯ
СОДЕРЖАНИЕ
СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ
ВВЕДЕНИЕ
1. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАЗРАБАТЫВАЕМОГО ЖРД НА ОСНОВЕ АНАЛИЗА СУЩЕСТВУЮЩИХ ДВИГАТЕЛЕЙ
1.1. Краткая характеристика нескольких жидкостных ракетных двигателей на высококипящих компонентах топлива и их анализ
1.2. Анализ систем топливоподачи ЖРД
1.3. Определение цели и задач разработки
1.4. Основные исходные данные
2. РАЗРАБОТКА ПНЕВМАГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ЖРД И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ КАМЕРЫ
2.1. Схемы двигателя и особенности ее функционирования
2.2. Расчет тепловых и газодинамических процессов для определения параметров камеры двигателя
2.2.1. Термодинамический расчет
2.2.2. Газодинамический расчет
2.3. Определение конструктивного исполнения камеры и ее прочности
2.3.1. Построение цилиндрической камеры сгорания
2.3.2. Построение сопла
2.3.3. Расчет охлаждения камеры сгорания
2.3.4. Расчет общей прочности корпуса
3. ФОРМИРОВАНИЕ СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКИ КАМЕРЫ И РАЗРАБОТКА ДВУХКОМПОНЕНТНОЙ ФОРСУНКИ
3.1. Обоснование выбора типа, формы и конструктивной схемы смесительной головки камеры
3.2. Обоснование выбора типа и формы струйно-центробежной форсунки и расчет ее параметров
3.3. Определение и расчет массовых расходов компонентов через форсунку
4. РАЗРАБОТКА ПРОЦЕССА ИЗГОТОВВЛЕНЯ ФОРСУНКИ ДЛЯ КАМЕРЫ ДВИГАТЕЛЯ
4.1. Основные операции изготовления двухкомпонентной струйно-центробежной форсунки
4.2. Технологический процесс изготовления внутренней форсунки
5. ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ РАБОТ
5.1. Анализ вредных и опасных факторов при работе с горючим разрабатываемого ракетного двигателя
5.2. Меры по уменьшению опасностей при работе с горючим разрабатываемого ракетного двигателя
6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТРУКТУРЫ ЦЕНЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ
6.1. Стоимость проектирования ракетного двигателя
6.2. Расчет трудоемкости проектирования ракетного двигателя
6.3. Расчет заработной платы проектировщика
6.4. Расчет отчислений в социальные страховые фонды
6.5. Амортизация основных средств
6.6. Расчет затрат на электроэнергию
6.7. Расчет затрат на материалы
6.8. Накладные и прочие расходы
6.9. Суммарные расходы на проектирование ракетного двигателя
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
ПРИЛОЖЕНИЯ

Весь текст будет доступен после покупки

Приоритетные направления развития научно-технического прогресса нашей страны обозначены Президентом и это главным образом освоение космического пространства. Регулярно выступая на различных научных и пресс-конференциях, он подчеркивает необходимость создания и совершенствования государственных программ, направленных на увеличения финансирования научных исследований в области развития ракетных двигателей. Космическая отрасль на сегодняшний день не только восстановилась после глубочайшего кризиса, искусственно созданного в период перестройки, но и активно развивается, решая широкий спектр практических задач в области навигации, дистанционного зондирования Земли, научных исследований и коммерческих запусков. Наилучшим образом за годы существования ракетных двигателей себя зарекомендовали двухкомпонентные на высококипящих компонентах топлива. Преимуществами двухкомпонентных ракетных двигателей являются:
- высокий удельный импульс;
- регулируемая тяга;
- меньшая масса конструкции;
- высокая надежность и автономность.

Весь текст будет доступен после покупки

1. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАЗРАБАТЫВАЕМОГО ЖРД НА ОСНОВЕ АНАЛИЗА СУЩЕСТВУЮАЩИХ ДВИГАТЕЛЕЙ
1.1. Краткая характеристика нескольких жидкостных ракетных двигателей на высококипящих компонентах топлива и их анализ

Прежде чем начать разработку заданного мне ракетного двигателя, я изучил уже имеющиеся и показавшие результаты в процессе их эксплуатации ракетные двигатели на высококипящих компонентах топлива, поскольку имеющийся опыт поможет мне определиться с выбором основных параметров.
Результатом моего изучения стала Таблица 1.1., где указана краткая информация изученных мною ракетных двигателей.
Таблица 1.1. – Основные данные ЖРД
Параметры РД - 253 РД – 270 РД - 0210 РД - 0213 РД - 264
Страна СССР СССР СССР СССР СССР
Год создания 1963 1969 1978 1978 1973
Статус Прекращено Прекращено В производстве В производстве В производстве
Разработчик В.П. Глушко В.П. Глушко В.П. Козелков Я.И. Гершкович В.П. Глушко
Производитель НПО «Энергомаш» им. В.П. Глушко НПО «Энергомаш» им. В.П. Глушко Воронежский механический завод Воронежский механический завод НПО «Энергомаш» им. В.П. Глушко
Применение РН «Протон»
1-я ступень РН «Протон»
1-я ступень РН «Протон»
2-я ступень РН «Протон-К»
3-я ступень Р-36М
1-я ступень
Схема Замкнутая Замкнутая Замкнутая Замкнутая Замкнутая
Камер сгорания 1 1 1 1 4
Сухая масса 1080 кг 4770 кг 565,5 кг 550 кг 3600 кг
Высота 3000 мм 4850 мм 2327 мм 3008 мм 2,15 м
Диаметр 1500 мм 3300 мм 1470 мм 1470 мм 3,03 м
Тяга земля
Тяга пустота 1500 кН
1670 кН 6400 кН
6850 кН
588,6 кН
582 кН 4250 кН
4610 кН
Уд.имп.тяги земля
Уд.имп.тяги пуст. 2850 Н*с/кг
3160 Н*с/кг 3010 Н*с/кг
3220 Н*с/кг
3202 м/с
3202 м/с 2930 Н*с/кг
3180 Н*с/кг
Топливо
Двухком
понентное
C2H8N2 (НДМГ)+ N2O4 (АТ) Двухком
понентное
C2H8N2 (НДМГ)+ N2O4 (АТ) Двухком
понентное C2H8N2 (НДМГ)+ N2O4 (АТ) Двухком
понентное C2H8N2 (НДМГ)+ N2O4 (АТ) Двухком
понентное C2H8N2 (НДМГ)+ N2O4 (АТ)
Соотношение компонентов 2,6 2,67 2,6 2,6 3,67
Давление в КС 15 МПа 26,1 МПа 14,7 МПа 14,7 МПа 21,0 МПа

РД – 253 – жидкостный ракетный двигатель на высококипящих компонентах топлива создан в СССР под руководством главного конструктора В.П. Глушко. Производство данного ракетного двигателя осуществлялось в НПО «Энергомаш». Предназначался указанный ракетный двигатель для использования на первых ступенях ракет семейства «Протон». РД - 253 - это один из первых жидкостных ракетных двигателей замкнутой схемы. Данный ракетный двигатель работает на топливной паре C2H8N2 (НДМГ)+ N2O4 (АТ), что представляет собой некриогенное горючее - несимметричный диметилгидразин, окислитель —тетраоксид диазота является высококипящим самовоспламеняющимся компонентом топлива, которое позволило сделать конструкцию более простой и надёжной, однако главным и основным недостатком этого топлива является его ядовитость горючего и особенно — окислителя.
РД-253 стал прорывом в жидкостном ракетостроении, поскольку он стал самым мощным однокамерным ЖРД на таких компонентах топлива.
Устанавливали РД-253 на первую ступень РН «Протон». Благодаря техническому решению об установке этого ЖРД были проведены успешные полеты в космос аппаратов «Луна», «Венера», «Марс». Кроме того, поскольку данные ракетные двигатели себя очень хорошо зарекомендовали, их также устанавливали на транспортные корабли снабжения, орбитальных станций «Салют», «Алмаз», «Мир», модулей МКС и тяжёлых спутников.

Весь текст будет доступен после покупки

1. Алемасов, В.Е. Теория ракетных двигателей: учеб. для студентов втузов / В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин; под ред. В.П. Глушко.– М.: Машиностроение, 1989.– 464 с.: ил.
2. Добровольский, М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учебник для вузов / М.В. Добровольский; под ред. Д.А. Ягодникова; 2-е изд., перераб. и доп.– М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005.– 448 с.: ил.
3. Кондрусев, В.С. Определение термодинамических характеристик процессов горения и расширения в камерах ракетных двигателей с помощью справочника «Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания»: метод. указания /сост. В.С. Кондрусев.– Куйбышев: КуАИ, 1990.– 24 с.: ил.
4. Ракетные двигатели / Т.М. Мелькумов [и др.].– М.: Машиностроение, 1976 .– 399 с.: ил.
5. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов [и др.], под ред. В. М. Кудрявцева. – М.: Высш. шк., 1993. – 704 с.: ил.
6. Сточек, Н.П. Гидравлика жидкостных ракетных двигателей / Н.П. Сточек, А.С. Шапиро.– М.: Машиностроение, 1978. – 128 с.: ил.

Весь текст будет доступен после покупки