Условные обозначения и индексы

0, 1, к, 2, 3, у, 4, 5, а – живые сечения камеры ракетного двигателя

r – радиус сечения, мм

S – площадь живых сечений, мм²

λ, q, π, τ, ε, f – газодинамические функции

p* – давление торможения газового потока, Па

p – давление газового потока, Па

p_H – давление окружающей среды, Па

ρ* – плотность торможения газового потока, кг/м³

ρ – плотность газового потока, кг/м³

T* – температура торможения газового потока, К

T – температура газового потока, К

М – число Маха

a – скорость звука, м/с

c – скорость газового потока, м/с

G – расход газа, кг/с

σ_П – коэффициент изменения давления торможения в прямом скачке

уплотнения

σ_Т – коэффициент изменения давления торможения при передаче потоку

внешней теплоты

σ_в.р. – коэффициент изменения давления торможения при внезапном

расширении газового потока

Ф – импульс газового потока, кН

P_0-к – сила воздействия газового потока на камеру сгорания, кН

P_к-у – сила воздействия газового потока на дозвуковую часть сопла, кН

P_у-а – сила воздействия газового потока на сверхзвуковую часть сопла, кН

P_0-а – сила воздействия газового потока на камеру в целом, кН

P_внутр. – внутренняя составляющая тяги камеры, кН

P_нар. – наружная составляющая тяги камеры, кН

P – тяга ракетного двигателя, кН

Введение

Камера ракетного двигателя состоит из камеры сгорания и выходного устройства. Главным элементом выходного устройства является сопло, которое служит для расширения газа в целях увеличения кинетической энергии газовой струи. Формой сопла, наиболее целесообразной для данного типа двигателя, является сужающе-расширяющееся сопло. Данная форма сопла позволяет получить сверхзвуковую скорость истечения. Наиболее распространённым сверхзвуковым соплом является сопло Лаваля.

Сопло Лаваля имеет два участка канала: сужающийся (дозвуковой) и расширяющийся (сверхзвуковой). На границе этих двух участков находится минимальное проходное сечение сопла, которое называется критическим. При течении газа в пределах дозвукового участка происходит ускорение газового потока до скорости звука, при этом объём газа увеличивается медленнее, чем скорость. При течении газа в пределах сверхзвукового участка газовый поток приобретает сверхзвуковую скорость, при этом сверхзвуковому потоку свойственно более резкое увеличение объема, чем скорости.

Расчётный режим сопла Лаваля соответствует равенству давления на срезе сопла и наружного давления . При большом значении имеет место недорасширение газа , а при малом значении – перерасширение . В обоих нерасчётных случаях имеют место значительные потери тяги. Чтобы их избежать, необходимо регулировать критическое и выходное сечение сопла Лаваля, что сопряжено с серьёзными техническими трудностями.

Идеальный газовый поток поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь живого сечения . После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью . На участке от сечения 1 до конечного сечения камеры сгорания k к газовому потоку подводится тепловая энергия, эквивалентная теплоте сгорания ракетного топлива.

Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным сечением k, узким (наименьшей площади) сечением y, выходным сечением a, площади которых равны , , , соответственно. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно .

В данной работе производится расчёт основных параметров газового потока в камере ракетного двигателя на расчётном и нерасчётных режимах.