1. Техническое задание

Рассчитать ракетно-прямоточный двигатель при следующих исходных данных: Таблица 1.

Скорость полёта	Мн=0,9
Высота полёта	Н=7 км
Топливо	ТТ - 1
Режим функционирования	Максимальная экономичность
Площадь КС

2. Анализ технического задания

Скорость полёта ЛА с ракетно–прямоточным двигателем (РПД) М_н=0,9, следовательно, данный двигатель должен функционировать на относительно небольшой высоте полёта. Заданная высота удовлетворяет этому требованию (Н=7 км).

Режим максимальной экономичности характеризуется максимальной удельной тягой при некотором значении коэффициента избытка воздуха.

Так как задана площадь камеры сгорания (сечение 2), необходимо перевести геометрические размеры получившегося гипотетического двигателя с помощью данного значения.

1

2

3

4

1

2

3

4

2’

Рис. 1. Расчётная схема РПД.

3. Алгоритм расчёта параметров рабочего тела в рпд

3.1. Определение параметров невозмущённого потока по заданным исходным данным

Исходя из заданной высоты полёта, определяем термодинамические параметры невозмущённого потока:

;

С помощью газодинамических функций определим параметры торможения невозмущенного потока. Для этого определим значения приведённой скорости невозмущённого потока и соответствующих газодинамических функций:

.

По таблице газодинамических функций находим:

3.2. Определение параметров во входном сечении диффузора

Будем считать, что диффузор работает в расчетном режиме. При этом параметры потока во входном сечении диффузора (сечение 1) будут равны параметрам невозмущённого потока:

3.3. Определение параметров по тракту диффузора

Так как скорость данного РПД М_н=0,9, диффузор рассматриваемого двигателя должен обеспечивать величину коэффициента восстановления давления . Примем .

Также принимаем площадь входного сечения диффузора и скорость потока во втором сечении

Определим параметры торможения на выходе из диффузора (сечение 2):

;

;

Определим значение относительной скорости в выходном сечении диффузора:

Площадь выходного сечения диффузора при принятой площади F₁=1 м².

3.4. Параметры высокоскоростной струи продуктов первичного разложения топлива

где: - температура первичного разложения топлива;

– стехиометрический коэффициент;

- показатель адиабаты смеси воздуха и продуктов сгорания топлива;

- газовая постоянная продуктов сгорания твёрдого топлива.

Скорость продуктов сгорания на выходе из ракетного двигателя (сечение 2'):

Секундный расход твёрдого топлива:

где: - коэффициент избытка воздуха.