Разработка многоразового твердотопливного ракетного двигателя для модельных ракет

XXI Международный конкурс научно-исследовательских и творческих работ учащихся
Старт в науке

Разработка многоразового твердотопливного ракетного двигателя для модельных ракет

Бортников И.Д. 1Тетюшин Е.И. 2
1МАОУ СШ №137
2МАОУ СШ №154
Кольга В.В. 1
1Сибирский Государственный Университет науки и технологий имени М.Ф.Решетнёва
Автор работы награжден дипломом победителя III степени
Текст работы размещён без изображений и формул.
Полная версия работы доступна во вкладке "Файлы работы" в формате PDF

Введение:

Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет китайских пороховых ракет относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива, как правило на основе дымного пороха. В период между первой и второй мировыми войнами начинается принятие на вооружение лёгких твердотопливных ракет на основе различного нитроцеллюлозного топлива. После Второй Мировой войны началось бурное развитие ракетной техники как военного так и космического назначения.

Достоинствами твердотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя, его остановкой и повторным запуском, по сравнению с ЖРД; как правило, больший уровень вибраций при работе, большое количество агрессивных веществ в выхлопе наиболее распространённых видов топлива с перхлоратом аммония.

1-канал в двигателе

2-топливо

3-корпус

4-сопло

Топливо:

Гомогенные топлива. Представляют собой твёрдые растворы обычно нитроцеллюлозы в нелетучем растворителе обычно в нитроглицерине. Применяются в небольших ракетах.

Смесевые топлива. Это смесь твёрдых окислителя и горючего. Наиболее значимы:

Дымный порох. Исторически первое ракетное топливо. Состав: селитра, древесный уголь и сера.

Смесевые топлива на основе перхлората аммония и полимерного горючего. Наиболее широко применяемое топливо для тяжёлых ракет военного и космического назначения.

В ракетомоделизме получило широкое распространение самодельное смесевое топливо на основе нитрата калия и органических связующих, доступных в быту: сорбит, сахар и тому подобных.

Известны ракетные двигатели, где горючее является твёрдым топливом, а окислитель жидким веществом и подаётся в камеру сгорания насосами по трубопроводам. Достоинствами такого топлива являются возможность управления тягой двигателя, достижение более высоких температур сгорания за счёт охлаждения камеры жидким окислителем. Такие ракетные двигатели являются промежуточными между ЖРД и РДТТ.

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием, первая ступень с присадками полибутадиена с концевой гидроксильной группой, улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты, вторая ступень.

Двигатели в ракетомоделировании:

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха. Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры (или реже натриевой селитры) и углеводов (сахарсорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно.

Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля

Расчёт двигателя:

Расчёт двигателя позволяет зарание определить характеристики двигателя, и поменять конструкцию в случае неудовлетворительного результата. Расчитать твердотопливный двигатель можно по следующему алгоритму:

1)Нужно составить уравнение реакции горения топлива.

2)Далее нужно найти число грамм-атомов, отнесённое к 1кг топлива

-1кг топлива

-относит.содержание соединения (в граммах) на 1 кг топлива.

-молекулярная масса соединения.

Результаты следует записать в таблицу.

 

Углерод (a)

Водород (b)

Кислород (с)

Азот (d)

Хлор (e)

 

38,022

88,718

38,022

   
     

10,386

20,772

 

всего

38,022

88,718

48,408

20772

 

3)Далее нужно найти некоторые коэфиценты.

A= =22,973

x=-A+

y=a-x=36,956

u=c-2x-y=9,32

z= =35,039

t= =0

w= =0

4)Для нахождения показателя адиабаты нужно найти теплосодержание газа.

H=x =2181,6244

; … - теплосодержание для каждого газа в ккал/моль(из таблицы 1).

газ

Теплосодержание H

 

40,33

CO

24,73

 

43,02

 

23,51

 

24,53

Cl

74,13

(таблица 1)

5)показатель адиабаты.

K= =1,91

R’-r*n=0,62

T-температура газа в кельвинах.

n- количество молей топлива

r=1,986

6)после нахождения показателя адиабаты можно приступить к нахождению дваления,

Для этого сначала нужно найти β

β=

R-универсальная газовая постоянная =8,31

7)Давление

P= =1590827

S-площадь горения

u-скорость горения

v-степенной коэфицент в законе горения

p-плотность топлива

Из данного графика мы определили v 0,24

8)Скорость истечения газа из сопла.

Vг= =206

K-показатель адиабаты

R-газовая постоянная

T-температура в к.с.

9)Расход топлива

ω= =0,037

m-масса топлива

P-давление газа

10)Тяга двигателя

Ρ=Vгω+Fкр(P-Pа)=102

P-тяга

Vг-скорость газов на выходе из сопла

ω-расход топлива

Fкр- критическое сечение сопла

P- давление в к.с.

Pа- давление атмосферы

Выполнив расчёт двигателя мы смогли получить следующие данные :

Давление в камере сгорания

16атм

Скорость истечения газа

206

Расход топлива

0,037

тяга

102Н

Задачи, цель, актуальность:

Цель: Разработать многоразовый твердотопливный ракетный двигатель, запустить на нём ракету

Задачи

  1. Изучить теорию создания твердотопливных ракетных двигателей

  2. Выбрать топливо для ракетного двигателя

  3. Разработать и испытать ракетный двигатель

  4. Запустить модельную ракету на данном двигателе

Актуальность проекта

  1. Создание дешёвого ракетного двигателя

  1. Возможность многократного использования данного двигателя

  1. Увеличение надёжности современных многоразовых модельных ракетных двигателей

Проблема научной работы: Разработать многоразовый твердотопливный ракетный двигатель, для дальнейшего его использования на практике

Опытно экспериментальная часть проекта:

Введение

На сегодняшний день в мире есть десятки компаний которые занимаются созданием одноразовых модельных ракетных двигателей, технология изготовления которых не менялась сотни лет, но в век технологий когда мир стремиться создать многоразовые ракеты носители и двигатели для них, одноразовые модельные ракетные двигатели стали устаревшими, и нашей задачей стало создание надёжного и простого в производстве многоразового твердотопливного ракетного двигателя, для запуска тяжёлых модельных ракет.

Твердотопливный ракетный двигатель — это ракетный двигатель, который использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.

Применение твердотопливного ракетного двигателя

Твердотопливные ракетные двигатели-применяют во всех классах ракет военного назначения, в космической отрасли в качестве стартовых и маршевых двигателей, также авиационной технике, как систему катапультирования или как ускорители самолёта

топливо

Твёрдое ракетное топливо (ТРТ) — твёрдое вещество или смесь отдельных веществ, способная гореть без доступа воздуха, выделяя при этом большое количество газообразного рабочего тела, нагретого до высокой температуры. Используется в твердотопливных ракетных двигателях для создания реактивной тяги.

Предлагаемое решение

Создать многоразовый модельный ракетный двигатель, а также разработать систему спасения ракеты.

Обзор решений

Рассмотрев несколько видов топлива, а именно дымный порох, смесь на основе нитрата калия и сахара(карамельное топливо),перхлорат аммония и алюминиевый порошок. Нами было выбрано карамельное топливо, т.к его просто производить, оно мало стоит и имеет продолжительный срок хранения.

Испытания топлива с различными пропорциями
селитры и сахара

После того как нами было выбрано карамельное топливо, нужно было определиться с пропорциями селитры и сахара

Результаты испытаний топлива

Приведены в таблице с различными пропорциями и результатами, как видно из данных таблицы самым лучшим является топливо с пропорциями 65% селитры и 35% сахара

Пропорции топлива

Остаток от горения

Время горения 100гр топлива

45/55

Сажа и карамелизированный сахар

11 секунд

50/50

Сажа и карамелизированный сахар

6 секунд

60/40

Сажа и карамелизированный сахар

5 секунд

65/35

Сажа

4 секунды

70/30

Сажа

5,5 секунд

75/25

Сажа

6 секунд

80/20

Сажа

8 секунд

первый прототип двигателя

Создав первый двигатель мы провели его испытания, результаты первого теста нас порадовали несмотря на взрыв.

Характеристики: тяга 15Н Вес:100гр Вес топлива:30гр Диаметр:25мм Критическое сечение:6мм Длина:110мм Длина канала: 35мм

Второй прототип двигателя

С учётом данных прошлого теста, мы изменили крепление задней стенки двигателя.

Характеристики Тяга: 30Н Вес: 125гр Вес топлива: 44гр Диаметр: 30мм Критическое сечение: 8мм Длина: 110мм Длина канала: 60мм

Третий прототип двигателя

Как видно из прошлого теста сопло не выдержало давление и вылетело из двигателя, вследствие чего нам пришлось изменить крепление сопла. Теперь сопло удерживают восемь штырей которые проходят через корпус двигателя и ставятся в отверстия в сопле.

Характеристики: Тяга: 50Н Вес: 150гр Вес топлива: 50гр Диаметр: 30мм Критическое сечение: 9мм Длина: 130мм Длина канала: 80мм

 

Проектирование системы спасения

После создания двигателя, перед нами встал вопрос как сделать систему спасения, было два варианта поставить вышибной заряд как в заводских двигателях или разработать систему спасения на базе микроконтроллера ардуино, мы решили, что сделать систему спасения как в заводском двигателе будет проще чем на ардуно

 

Тест системы спасения

Просверлив отверстие в задней стенке и поставив туда замедлитель мы протестировали как сработает вышибной заряд. Из-за высокого давления в двигателе у нас вырвало замедлитель и пламя от горения топлива начало вырываться из отверстия уменьшив давление в камере сгорания

Характеристики: Тяга: 50Н Вес: 150гр Вес топлива: 55гр Диаметр: 30мм Критическое сечение: 9мм Длина: 140мм Длина канала: 90мм

Разработка стенда

Для того что-бы удостовериться в наших расчётах был разработан стенд. Стенд собран из 4-х тензодатчиков, микроконтроллера arduino и монитора mini Oled. На монитор выводятся время работы и пиковая тяга, а на компьютер выводятся данные по тяге за каждые 100 миллисекунд.

Финальный вариант двигателя

С учётом данных прошлых запусков нам было нужно укрепить заднюю стенку, было принято решение поставить металлическую заглушку, которая должна была выдержать давление внутри камеры сгорания, это решение оказалось успешным двигатель выдержал стендовые испытания.

Характеристики: Тяга реальная: 93Н Тяга расчётная: 102Н Вес: 200гр Вес топлива: 60гр Диаметр: 30мм Критическое сечение: 9мм Длина: 140мм Длина канала: 100мм

 

График тяги

Как видно из теста в момент, когда в к.с было пиковое давление, сопло не выдержало и прогорело и из-за этого давление в к.с упало и резко уменьшилась тяга.

Изготовление нового сопла

Поэтому было решено выточить новое сопло на токарном станке из стали. Данное сопло было поставлено на новый двигатель, но его испытания ещё не были проведены

Характеристики: Критическое сечение: 9мм Угол входа:45° Угол выхода:6.5° Диаметр расширяющейся части: 12мм Длинна расширяющейся части 13.8мм

 

Разработка системы спасения

Из-за конструктивных особенностей нашего двигателя, в него не возможна установка системы спасения как в заводских двигателях, в следствии чего мы начали разработку системы спасения на базе микроконтроллера ардуино

Выбор ардуиновой платы

Перед тем как начать собирать систему спасения ракеты, нужно было выбрать на какой плате это делать, всего было четыре варианта; Arduino nano, Arduino micro, Arduino UNO и Arduino Mega. Из за того что пространство в ракете ограничено, а платы UNO и Mega больших размеров, нами было отобрано две платы, а именно micro и nano

   

Причины выбора Arduino nano

 

Из-за того что Arduino nano в два раза дешевле Arduino micro и существенно они ничем не отличаются кроме размеров, нами была выбрана Arduino nano т.к является подходящей для нашей задачи.

Принцип работы системы спасения

Чтобы из ракеты вылетел парашют нам надо вытолкнуть его при помощи контролируемого взрыва который создаст давление внутри корпуса, толкнёт пыж, а он в свою очередь парашют.

 

1-Головной обтекатель

2-Нить парашюта

3-Корпус ракеты

4-Парашют

5-Пыж

6-Модельный ракетный двигатель

7-Отсек для двигателя

8- Стабилизаторы

Принцип работы нашей системы спасения

Раскалённые реактивные газы двигателя пережигают оловянную нить, цепь размыкается и запускается таймер на установленное время, после того как таймер отсчитал время, зажигается запал, который поджигает порох и происходит контролируемый взрыв.

Тест системы спасения

После того, как система спасения была спроектирована, были проведены её испытания которые вы можете видеть на слайде

Выводы

  1. Была спроектирована система спасения.

  2. Разработан и испытан стенд для измерения тяги двигателя.

  3. Разработан многоразовый ракетны двигатель тягой 100Н

Заключение

На данном этапе нам предстоит

  1. Испытать финальную версию ттрд с улучшенным соплом

  2. Добиться оптимального графика тяги

  3. Запустить модельную ракету на данном ттрд

Список использованной литературы

1. Тестоедов, Н. А. Проектирование и конструирование баллистических ракет и ракет-носителей : учебное пособие / Н. А. Тестоедов, В. В. Кольга, Л. А. Семенова. — Красноярск : СибГУ им. академика М. Ф. Решетнёва, 2014. — ISBN 978-5-86433-608-3. — Текст : электронный // Лань : электронно-библиотечная система. — URL: https://e.lanbook.com/book/147502 (дата обращения: 24.03.2023).

2.Проектирование ракет с ракетным двигателем на твердом топливе : учеб. пособие / В.В. Кольга ; М-во образования Рос. Федерации, Сиб. гос. аэрокосм. ун-т им. акад. М.Ф. Решетнева. - Красноярск, 2004 (Тип. Город). - 170, [1] с. : ил., табл.; 21 см.; ISBN 5-86433-180-5 (в обл.)

3. http://repo.ssau.ru/bitstream/Uchebnye-izdaniya/Konstrukciya-i-proektirovanie-raketnyh-dvigatelei-tverdogo-topliva-ucheb-posobie-Tekst-elektronnyi

4. https://habr.com/ru/companies/amperka/articles/509510/

5. https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D0%B2%D0%B5%D1%80%D0%B4%D0%BE%D1%82%D0%BE%D0%BF%D0%BB%D0%B8%D0%B2%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C

6. https://kia-soft.narod.ru/interests/rockets/theory/burnlow/burnlow.htm?ysclid=lopng546j2605781352

7. https://studizba.com/files/show/djvu/3585-1-alemasov-v-e-dregalin-a-f-tishin-a-l.html

8. http://www.library.voenmeh.ru/cnau/kWSBysocNeZdMoL.pdf

Просмотров работы: 42