Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (1241535), страница 5
Текст из файла (страница 5)
В зависимости от вида анализа при вычислении () используют давление в том Вли ином характерном сечении камеры (рис. 2.2); обычно это начальное сечение камеры и давление рк. В идеальном случае, при малой скорости в сечении с — с и при отсутствии необратимых явлений в сужающейся части сопла, давление торможения потока на участке к — м постоянно, т. е. рк = р„= р,„. Таким образом, )3 == р„г„;т. (2.22) Числитель формулы (2.2) определяет силу, возникающую в результате давления газа на участок передней стенки камеры сгорания с площадью г"„; отношение силы к секундному расходу топлива в камере имеет размерность удельного импульса. Величина () может быть получена теоретически, а также и в эксперименте, поскольку все входящие в нее параметры можно измерить.
Сравнение экспериментальных значений р с теоретическими используют для оценки совершенства процессов на участке камеры сгорания и в сужающейся части сопла. Для оценки совершенства собственно процесса горения используется характеристическая скорость в камере с„определяемая выражением (2.23) Са =.
РсмгмрсФ. Здесь введением давления торможения рйм вместо рк и коэффич циеита расхода р, учитываются особенности реальных процессов в сужающейся части сопла. 2.2.3. Тяговый комплекс и коэффициент тяги Кр — — Ц). (2.24) Тяговым комплексом Кр называют отношение тяги камеры к произведению давления в некотором сечении камеры сгорания на площадь минимального сечения сопла.
Выбирая в качестве характерного давления величину ри, можно записать Кп =-' -=- Р!(р:Г ) Как видно, величина Кр безразмерная и физический смысл ее ясен: тяговый комплекс показывает, во сколько раз тяга камеры больше составляющей, действующей на часть передней стенки- камеры сгорания с площадью Р„. Очевидно, что тяговый комплекс можно определить и как отношение удельного импульса камеры к расходному комплексу )3: Тяговый комплекс в основном является характеристикой сопла. Относительный вклад сопла в создание тяги может быть оценен по формуле (1 — "11У(1 = 1 — 1/К„. Чем больше величийа Кя, тем больше роль сопла в создании тяги.
Тяговый комплекс может принимать различные значения в зависимости от размеров сопла и режима его работы. Характерный диапазон значений Кг = 1, 2, ... 2. Различают тяговый комплекс в пустоте (рн = О), на произвольном режиме сопла (р, чь р„) и на расчетном режиме (р, = р„). Наряду с тяговым комплексом используют коэффициент тяги К, =- ° ~(Р, Р р.) = )„,'с,.
(2.25) Так же как и характеристическую скорость, величину Кт можно определить теоретически и с использованием экспериментальных данных. Сравнение экспериментальных значений с теоретическими используется для анализа совершенства процессов в сопле. 3.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЯ 2.3.1. Тяга, суммарный импульс и мощность Тяга двигателя — векторная сумма тяг отдельных камер Р;, входящих в состав двигателя, тяги выхлопных сопел ТНА (ЬРтнх) и других элементов, через которые происходит истечение. Если в составе двигателя имеются устройства для создания управляющих усилий и моментов, то учитывается их вклад ЬР (как положительный, так и отрицательный) в величину тяги. Осевая составляющая вектора тяги, используемая в расчетах параметров движения летательного аппарата, в соответствии с определением тяги двигателя равна (2.26) Р'„=- ~ Р;созб';+ АРтнл, (2.27) где б; — номинальное значение угла между осями камеры х; и осью аппарата; ЬЄ— потери осевой составляющей тяги в связи с работой устройств для создания управляющих усилий и моментов.
Значение ЬР„определяют в зависимости от конструкции упомянутых устройств. Так, если для этого применяют рулевые камеры с тягой Р„то уменьшение осевой тяги двигателя при отклонении рулевой камеры на угол б; полностью можно учесть с помощью изменения значения соз б,. Однако для расчетов удобнее значения Р; и соз б, в формуле (2.27) сохранять неизменными, а фактическое отклонение на угол б, ) б; учитывать через поправку ЬР„. В полете аппарата с работающим двигателем составляющая Р„, представляет собой некоторое номинальное зна- 23 чение тяги (она может оставаться неизменной), потери тяги ЬР„ при управлении движением — величина переменная.
В теории и практике ракетного движения широко используется понятие и и п у л ь с а т я г и д в и г а т е л я, или с у м м а ря(з г о и и п у л ь с а 1 . Величина г' представляет собой определенный интеграл от тяги двигателя, взятый по полному времени его работы 1 )х = ) Рвнс(т о (2.28) Используя соотношение (2.2!), можно следующим образом записать связь между суммарным импульсом, средним удельным импульсом и расходом топлива за время работы г: (х ..-. !т,,гпт.
(2.29) Параметр зт, чаще используется для РДТТ. Размерность суммарного имйульса в единицах СИ вЂ” Н с; в технической системе единиц — кгс с. Понятие мощность редко употребляется в теории и практике ракетньж двигателей; оно может применяться лишь при сравнительных опенках различных двигательных систем. По величине тяги ракетного двигателя Рд, н скорости У лвгатвльяого аппарата, на котором он установлен, может быть ойредслсна мощность, затрачиваемая на разгон и преодоление внешних сил при движении летательного аппарата.
Ее называют т я г о в о й м о щ н о с т ь ю: ФР = — РдвУ ° (2.30) Можно определить также понятие м о щ н о с т и р а к е т н о г о д в иг а т в л н как кинетической энергии реактивной струи: ям = гй Рша. 2 2 (2.31) ~т.дв — Рпв!гп () + а). (2.34) Размерность мощности в единицах СИ вЂ” ватты (кило-, мега) 2.3.2. Удельный импульс тяги Удельный импульс тяги двигателя !т д, определяют" по тяге двигателя Р„и полному расходу топлива в двигателе: Полный расход включает в себя расход топлива во всех камерах п (В том числе рулевых): т = ~: гп; — и дополнительный расход 1=-1 топлива тд„для привода агрегатов системы подачи топлива (ЖгзД с насосной подачей без дожигания) и на другие вспомогательные нужды.
С учетом этого получим (2.32) Введем понятие относительного расхода дополнительного топлива е =- тп,„)т (2.33) и запишем 2.3. Удельная масса некоторых ЖРИ Значение е, выраженное в процентах, может составлять от нуля до нескольких единиц. Оно определяется расчетом системы подачи топлива, а также других т систем, расходующих рабочие вещества. При оценке эффективности сн- гр уа урргрр уаауааргааа ~,кн стемы для создания управляющих усилий иногда специально выделяют потери удельного импульса, возникающие в связи с работой этой системы. В 'соответствии с формулой (2.34) можно записать ц/у — — ЬР„/тп (1 + е).
(2.35) 2.3.3. Удельная масса Удельной массой двигателя называют отношение массы двигателя в рабочем состоянии к развиваемой им наибольшей тяге на основном режиме. Определение кудельная масса» применякгг лишь к ЖРД, так как массу РДТТ трудно отделить от массы собственно аппарата. Рабочим считают состояние ЖРД, при котором магистрали и агрегаты двигателя заполнены компонентами топлива и масса двигателя составляет тд,. По определению удельная масса двигателя равна улу — тплв/с дв. (2.36) Размерность ул — кг/Н; на практике также используют размерность кг/тс.
Величина пту в известной мере характеризует конструктивное и технологическое совершенство двигателя. Оиа зависит от назначения и схемы двигателя, применяемого топлива, величины тяги. На рис. 2.3 приведена некоторая статистика по удельным массам ЖРД. "Л А Б А 11!. ВЗАИМОСВЯЗЬ ПАРАМЕТРОВ РАКЕТЫ, ДВИГАТЕЛЯ И ТОПЛИВА ЗЛ. ПРОЕКТНО-БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ РАКЕТЫ Основными силами, определяющими движение центра масс ракеты, являются: система сил с главным вектором Р, создапремая работающим двигателем, система сил с главным вектором )сл, возникающим при воздействии окружающей среды на движущийся аппарат, гравитационные силы. Векторное уравнение движения центра масс аппарата имеет вид т (т) — „= Р + т (т) 6 + Я„, (3.1) где т — текущая масса аппарата; 1' — скорость аппарата относительно невозмущенной среды; 6 — вектор ускорения от гравитационных сил; т — время.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
