Пытаюсь сделать программу для расчета (жидкостного) объема двигателя. Не могли бы вы помочь мне проверить наличие проблем?

Итак, как следует из названия, я пытаюсь написать код для расчета объема двигателя и некоторых других параметров.

Для уравнений я использовал в основном:

Sutton's Rocket Propulsion Elements 8th Edition, а также для начальных параметров, программы CEA (Chemical Equilibrium Applications) и с некоторой помощью коллег из StackExchangers мне удалось ответить на большинство вопросов.

Прежде чем я дам вам процедуры, вот начальный параметр, который используется только для того, чтобы помочь мне разобраться с уравнениями:

Fuel: 96% Ethanol (dissolved in water) - about room temperature
Oxyidiser: Liquid Oxygen
O/F ratio: 2

Chamber pressure: 20 Bar = 2 000 000 Pa
Outside pressure: 1 Bar = 100 000 Pa(I know that's not the totally correct outside pressure)
Chamber temperature: 3310.9K
Molecular mass: 24.347 g/mol = 0.024347 kg/mol
Gamma (ratio of specific heats): 1.1961
Characteristic chamber length L*: 2.2m
(Starting/desired) thrust: 500N
V1: 0.565 m3 /kg

Вот уравнения, которые я использовал, и фактические расчеты сразу после них. Все уравнения взяты из Саттона:

уравнение1

V э /v т = 2,085

уравнение2

А т /А е = 0,274

уравнение3

А е /А т = 3,64

уравнение4

Т т = 3015,9К

Газовая постоянная = 341,47 Дж/кг К

ДобавленоУравнение

Vt = 1109,7 м/с

Vэ = 2,085 * Vt = 2313,52 м/с

уравнение5

mточка = F/c = 0,216 кг /с

уравнение6

m dot ox = 0,144 кг/с

mточка f = 0,072 кг/с

уравнение7

А т = 0,0001772 м2

A e = At ​​* 3,643 (рассчитано выше) = 0,0006455 м2

уравнение8

с* = 1640,64 м/с

уравнение9

Iсп = 235,9с

уравнение10

Vк = 0,000389 м3

уравнение11

т с = 0,00319 с

это все уравнения, которые я получил. Теперь последняя часть, длина и диаметр камеры. Я знаю, что диаметр должен быть в 3-5 раз больше диаметра горловины.

Поэтому я поставил 2*, 3*, 4* и 5* диаметр горловины для диаметра камеры, и 3* был лучшим.

Я пришел к выводу, что вариант 4 * выглядел хорошо, поэтому я выбрал:

Дс = 6 см

L с = 11 см

Было 5 вариантов, но соотношение сторон было немного страннее.

Я знаю, что это только первая часть процесса проектирования ракетного двигателя, но я просто хочу убедиться, прежде чем двигаться дальше. Так что, если вы нашли/потратили время, спасибо. Кроме того, я извиняюсь за плохое форматирование, я все еще учусь этому. Любые советы (по ракете и формированию) всегда приветствуются!

Спасибо

Редактировать:

Нижний индекс e или 2 соответствует выходу из сопла.

Нижний индекс 1 или c для камеры

Нижний индекс t для горла

Можете ли вы объяснить, что означают ваши индексы? Ты не использовал те же, что и Саттон. Какая станция "2"? В других местах вы использовали "е" и "т", я могу догадаться об этом, но я не знаю, что такое "2".
@OrganicMarble извините за это. Я отредактировал его, чтобы не было индексов «2». Тем не менее, добавлены объяснения для большинства, которые невозможно угадать, просто чтобы убедиться.
Пожалуйста, покажите, как вы получили газовую постоянную (единицы?) и каково ваше значение скорости в горловине.
@Органический это была опечатка. Я взял экв. из газовой постоянной и и записал результат из скорости горловины.
Спасибо за редактирование. Я надеюсь, что смогу посмотреть на это позже сегодня.

Ответы (2)

После редактирования я проверяю ваши номера до времени пребывания. Когда вы изменили L *, сделал ли В 1 измениться с номера, который вы дали в начале?

Для В с / ( м ˙ В 1 ) Я использовал 0,000389/(0,216 * 0,565) = 0,0032.

Вы даете 0,00283

Я ушел, когда обнаружил эту разницу, я могу продолжить, как только мы ее решим.

Вот таблица свойств по станциям, которые я проверил до сих пор.

         Chamber  Throat     Exit_Plane 
P  (bar)  20       11.3        1
T  (K)    3311     3016        not calc'd
V  (m/s)  0        1110        2314
A  (m^2)  ?        1.77x10^-4  6.46x10^-4 
AR (--)            1.0         3.64
VR (--)            1.0         2.085

Одна вещь, которую следует учитывать / я нашел сомнительной, заключается в том, что ваша расчетная высота находится на уровне моря. Это приведет к значительному недорасширению во время полета, начиная с момента старта. Предлагаем рассмотреть более расширенное сопло. Это нормально для забавных вычислений, но было бы ужасно для реального двигателя. Видите , почему недорасширенные двигатели имеют неидеальную тягу?

Я исправил некоторые вещи, и из ответа @WHG я изменил L * на 2,2 мили, полагая, что это не меняет никаких предыдущих расчетов. Ссылка на уравнения теперь должна работать. А за недорасширение.. Я в курсе, спасибо. Это всего лишь фиктивные расчеты, поэтому мне будет проще разобраться с уравнениями и в будущем написать код (и сравнить его с этими результатами).
Я ошибся. Это исправлено сейчас и V1 не изменился для меня. Как вы подсчитали, около 0,0032 с. Извините за поздний ответ. Я действительно не проверял эту тему или что-то еще какое-то время.

Хорошо, что вы обратились за помощью. Когда люди работают в поле, у них возникает представление о том, какой величиной должны быть расчетные величины. Ваша скорость выхлопа выглядит приемлемой, но расход топлива слишком мал. Вы говорите 0,216 кг/с, так что, скажем, время горения 150 с, около 30 кг, меньше веса взрослого человека, а тяги достаточно для орбитальной ракеты первой ступени. Не имеет смысла. Вы выбрали F = 500 кН, поэтому 500 000 Н. м г о т "=" Ф / В е "=" 5 ⋅ 10 5 Н / 2313,5 м / с "=" 267 к г / с .

Я проверил вашу скорость выхлопа с помощью уравнения Саттона 3-16, и оно совпадает.

Уравнение для площади горла не вошло в изображение уравнения, поэтому я использовал 3-24 Саттона. Давление в камере 20 бар (не единица СИ) 2 ⋅ 10 6 п а . Если вы используете единицы СИ (и уравнение сформулировано правильно), результат будет в единицах СИ. Я рассчитал 0,17738 м 2 , поэтому диаметр 0,4752 м или 18,7 дюйма.

Тяга в 500 кН составляет около 11 200 фунтов. Сравните со страницей 269 Саттона, где показан разрез ранней версии двигателя, используемого на Торе и Атласе, он говорит, что исходная тяга составляет 120 000 фунтов силы, а диаметр горловины составляет около 15 дюймов. Давление в камере не указано, но эти цифры совпадают.

извините, но я использовал тягу 500 Н, а не 500 000 Н. Может я где-то не так написал. Не могли бы вы указать это мне, чтобы я мог это исправить, пожалуйста? Также для BAR я добавил преобразование в Паскали, и при расчетах использовал Паскали.
"(Начальная/требуемая) тяга: 500 Н"
Моя вина. Я почему-то думал, что вы рассчитываете на 500 кН. Хорошо, скорость потока правильная. Площадь вашего горла в гамма=1,1961 больше, чем у меня. Я получаю .00017736 м 2 . Sutton 1st edition предлагает L* от 4 до 10 футов для спирта LOx.
@WHG спасибо за L*. Теперь я изменил его на 2,2 м.
Пытаюсь сделать программу для расчета (жидкостного) объема двигателя. Не могли бы вы помочь мне проверить наличие проблем?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v