Введение
Двигательная установка является основным элементом ракеты-носителя и обуславливает собой ее важнейшие параметры.
Основными показателями ДУ являются: удельный импульс, удельная тяга, надежность, стоимость. Главным из них считается удельный импульс ДУ, показывающий тягу, создаваемую единицей массы расходуемого рабочего тела. Получение высокого удельного импульса является первостепенной задачей при проектировании ДУ.
Процесс проектирования ДУ разбивается на проведение серии проектных расчетов различных подсистем, связанных между собой граничными зависимостями. Изменение параметров какой-либо из них зачастую влечет за собой изменение параметров смежных подсистем и ДУ в целом. Также при проведении первоначальных расчетов не все необходимые данные могут быть изначально известны. Их значениями задаются, исходя из опыта проектирования аналогичных ДУ, а затем, после их уточнения, повторяют расчеты.
После проведения проектного расчета производится опытная отработка разработанных элементов ДУ, по результатам которой параметры элементов ДУ также могут быть скорректированы. В результате, проектирование ДУ представляет сложный итерационный процесс, состоящий из множества последовательных приближений.
ДУ, выполненные по закрытой схеме газогенерации (с дожиганием генераторного газа), характеризуется более тесными взаимосвязями между элементами агрегатов и систем, что существенно усложняет процесс проектирования. Необходимость использования закрытой схемы обусловлена стремлением к получению более высоких характеристик ДУ, по сравнению с ДУ, выполненных по открытой схеме газогенерации. Применение закрытой схемы газогенерации позволяет существенно повысить давление в камере сгорания ДУ, увеличить удельный импульс, уменьшить габариты и массу ДУ.
В настоящее время характерной тенденцией является широкое использование ЭВМ на всех стадиях проектирования. Использование ЭВМ позволяет существенно ускорить этот процесс, снизить затраты, увеличить количество прорабатываемых вариантов, повысить точность расчетов.
Целью выполнения данного проекта является разработка и проектирование камеры сгорания ЖРД первой ступени ракеты-носителя типа «Ангара».
«Ангара» - семейство ракет-носителей (РН) модульного типа с кислородно-керосиновыми двигателями, которые включают в себя носителей 4 классов: от легкого до тяжелого – в диапазоне грузоподъемностей от 1,5 тонн («Ангара 1.1.») до 35 тонн («Ангара-А7») тонн на низкой околоземной орбите (стартовав с космодромом «Плесецк»). Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева стал главным разработчиком и производителем ракет-носителей семейства «Ангара».
Разные модификации «Ангары» реализуются посредством разного количества универсальных ракетных модулей (УРМ) (УМР-1 – для первой ступени, а для второй и третей – УРМ-2) – один модуль для носителей легкого класса («Ангара 1.1» и 1.2.), три – для носителя среднего класса («Ангара-А3) и пять – для тяжелого класса («Ангара-А5»).
Диаметр УРМ составляет 2,9 м, длина – 25,1м, вес с заправленным
