Українські рефератиучбові матеріали на українській мові

RefBaza.com.ua пропонує студентам та абітурієнтам найбільшу базу з рефератів! Також ви можете ділитися своїми рефератами для поповнення бази.

Проектування пневмогидросистемы першому місці балістичної ракети

Реферат: Проектування пневмогидросистемы першому місці балістичної ракети

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ПО ОСВІТІ

РОСІЙСЬКОЇ ФЕДЕРАЦІЇ

ОМСКИЙ ДЕРЖАВНИЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНІВЕРСИТЕТ

Кафедра «Авіа- і ракетобудування»

Спеціальність 160801- «Ракетостроение»

КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

з дисципліни «ПГС і автоматика ЛА»

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПГС

ПЕРШОЇ ЩАБЛІ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТИ

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

КП-2068998.00.00.00.00.000 ПЗ

Омськ 2006

Омський державний технічний університет

Кафедра «Авіа- і ракетобудування»

Спеціальність 160801 – «Ракетостроение»

Завдання №

на курсове проектування

з дисципліни «ПГС і автоматика ЛА»

Студент _

1. Тема проекту: Проектування ПГС першому місці балістичної ракети.

2. Вихідні дані нині проектом:

Дальність польоту

9500 км

Потяг щаблі

1103 кН

Час роботи ДУ

91 з

Діаметр ракети

2,25 м

Паливо

Кисень+ Гас

3. Зміст проекту:

3.1 Розділи пояснювальній записки:

- проектировочный розрахунок;

- гідравлічний розрахунок;

- масовий розрахунок;

- оціночні розрахунки.

3.2 Перелік графічного матеріалу:

а) Принципова схема ПГС – 1 лист формату А1;

б) Схема розміщення ПГС на верхньому днище бака– 1 лист формату А1;

в) Елемент автоматики ЛА – 1 лист формату А3.

4. Дата видачі завдання: 6 вересня 2006 р.

Анотація

У результаті курсового проектування була вироблено проектування розрахунок ПГС двоступінчастої балістичної ракети.

Виконаний курсової проект включає у собі пояснювальну записку обсягом 56 сторінок формату A4, містить 15 рисунків і 2 таблиці. Список використаних джерел складається з 7 публікацій.

Графічна частина курсового проекту включає у собі:

а) Принципову схему ПГС – 1 лист формату А1;

б) Сборочный чертёж верхнього днище бака окислювача – 1 лист формату А1;

в) Сборочный чертёж елемента автоматики ЛА – 1 лист формату А3.

Зміст

Запровадження

1. Аналіз схемних прийняття рішень та вибір базового варіанта подачі компонентів палива

2. Оценочный розрахунок проектних параметрів РРД

3. Расчёт паливного відсіку

3.1 Объёмный розрахунок баків окислювача і пального

3.2 Оценочный розрахунок маси паливного відсіку

4. Упорядкування компоновочной схеми щаблі

5. Вибір та обґрунтування схеми системи наддуву

5.1 Оценочный розрахунок є і габаритів “холодної” системи наддуву

5.2 Оценочный розрахунок є і габаритів “гарячої” системи наддуву

6. Опис схеми ПГС і її робота всіх етапах функціонування:

6.1 Опис схеми ПГС

6.2 Опис роботи ПГС

6.2.1 Підготовка ракети запуску

6.2.2 Запуск двигуна

6.2.3 Робота ПГС раптом у польоті

6.2.4 Выключение ДУ

6.2.5 Аварийный режим роботи ПГС

7. Вибір діаметрів трубопроводів окислювача і пального

8. Вибір типів заборных пристроїв і розрахунок залишків незабора

8.1 Вибір типів і основних геометричних розмірів заборных пристроїв

8.2 Расчёт повних залишків незабора

9. Расчёт гідравлічних втрат надходжень у магістралях трубопроводів

9.1 Расчёт гідравлічних втрат надходжень у магістралях пального

9.2 Расчёт гідравлічних втрат надходжень у магістралях окислювача

10. Уточнённый розрахунок паливного відсіку

11. Расчёт елемента автоматики

12. Расчёт часу заправки

13. Вплив компонентів палива на екологію

Укладання

Список використаних джерел

Додатка

Спецификация до складальному кресленню верхнього днища бака окислювача

Спецификация до складальному кресленню елемента автоматики

Запровадження

Найважливішим елементом літальних апаратів, обладнаних жидкостными ракетними руховими установками (ЖРДУ) є пневмогидравлическая система (ПГС), що забезпечує заправку ЛА основними компонентами палива; зберігання запасу компонентів палива й робочих тіл ПГС і автоматики ЛА на борту без зміни хімічних і фізичних властивостей в заданому діапазоні параметрів; передстартовий і основний наддування паливних баків; подачу компонентів палива на КС із наперед заданими параметрами протягом усього часу роботи ДУ.

Метою даного курсового проекту є проектування ПГС першому місці двоступінчастої балістичної ракети.

1. Аналіз схемних прийняття рішень та вибір базового варіанта подачі компонентів палива

Залежно від призначення до РРД пред'являють різні вимогами з величині тяги, тривалості й умовам роботи. Це спричиняє великому розмаїттям застосовуваних способів подачі компонентів і схем ДУ.

Одне з найважливіших елементів, характеризуючих рушійної установки загалом, є система подачі палива.

На кшталт агрегату, що створює тиск подачі, розрізняють вытеснительную і турбонасосную подачу палива.

Відмінною рисою вытеснительной системи подачі палива і те, що баки з компонентами палива перебувають під великим тиском, які перевищують тиск у КС. Через це паливні баки доводиться робити толстостенными, отже, масивними.

Застосування вытеснительной системи подачі палива доцільно при тисках в КС максимум Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты. Газовытеснительные системи подачі палива знаходять у основному використання у двигунах невеличкий тяги, розрахованих на мале час.

При насосної системі подачі палива не потрібно підтримувати в баках високе тиск. Невеликий тиск повітряної подушки в баках (Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты) створюється задля забезпечення бескавитационной роботи насосів. Насосная система подачі палива виявляється значно складнішим вытеснительной, але для двигунів середніх і великих тяг вона краще, т. до. вагу всієї системи харчування РРД, включаючи баки з паливом, буде набагато меншою.

Системи харчування РРД з насосної подачею палива бувають:

1) з автономної (незалежної) турбіною (схема “без дожигания”);

2) з предкамерной турбіною (схема “з дожиганием”).

Системи РРД з автономної турбіною застосовуються для маршових двигунів середньої тяги (максимальне значення тиску в КС Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты). Слід враховувати те, що автономні турбіни є высокоперепадными (Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты) і малорасходными, як і того, що вони знижують питомий імпульс тяги двигуна на 2-6 % через викиду “м'ятого” газу в кишеню ракети.

Системи РРД з предкамерной турбіною використовують у двигунах великий тяги з великим тиском в КС (Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты). Предкамерные турбіни є высокорасходными і низкоперепадными (Проектирование пневмогидросистемы первой ступени баллистической ракеты). Двигуни даної схеми більш економічні, позаяк у них виключаються втрати питомої імпульсу тяги через витрати палива харчування турбін. [1]


Схожі реферати

Статистика

[1] 2 3 4 5 6 7 8 9 10