- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей
- •Литература
- •1. Основы теории термических ракетных двигателей
- •1.1. Введение
- •1.2. Краткий исторический экскурс
- •1.3. Классификация реактивных двигателей
- •2.1. Ракетный двигатель как тепловая машина летательного аппарата
- •2.2. Выходные показатели ракетного двигателя
- •2.2.1. Тяга ракетного двигателя
- •2.2.2. Удельные параметры ракетного двигателя
- •2.5. Зависимость начальной массы ракеты от удельного импульса
- •2.2.3. Расходный комплекс камеры
- •2.2.4. Коэффициент тяги
- •2.2.5. Геометрическая степень расширения сопла
- •2.2.6. Удельная масса ракетного двигателя
- •2. Генерация рабочего тела
- •3.1. Оценка эффективности ракетного двигателя
- •3.2. Топлива ракетных двигателей
- •3.3. Жидкие ракетные топлива
- •3.3.1. Коэффициент избытка окислителя
- •3.3.2. Основные характеристики жидких топлив
- •3.3.3. Твердые ракетные топлива
- •Лекция 4
- •4.1. Гибридные топлива
- •4.2. Горение жидких топлив
- •4.3. Горение твердых топлив
- •5.1. Горение гибридных топлив
- •5.2. Термогазодинамика ракетного двигателя
- •5.2.1. Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела
- •5.2.2. Термогазодинамика потока рабочего тела
- •6.1. Течение газа в соплах
- •6.2. Профилирование камеры жидкостного ракетного двигателя
- •6.2.1. Определение размеров камеры сгорания
- •6.2.2. Профилирование сопла
- •6.2.3. Профилирование сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •6.2.4. Потери удельного импульса в ракетных двигателях (в камере жрд и рдтт)
- •6.2.5. Потери удельного импульса в сопле
- •3. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей
- •7.1. Тепломассообмен в ракетных двигателях
- •7.1.1. Конвективный теплообмен
- •7.1.2. Массообмен по тракту сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •8.1. Радиационный теплообмен в ракетных двигателях
- •8.2. Перенос теплоты в конструкциях ракетных двигателей
- •8.3. Организация тепловой защиты жидкостного ракетного двигателя
- •9.1. Тепловая защита в ракетных двигателях твердого топлива
- •10.1. Основные узлы и агрегаты жидкостного ракетного двигателя
- •10.2. Схемы двигательных установок с вытеснительной системой подачи топлива
- •10.3. Схемы жидкостных ракетных двигателей с турбонасосной системой подачи топлива
- •11.1. Турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей
- •11.2. Величины, характеризующие работу насоса
- •12.1. Турбины турбонасосных агрегатов
- •12.1.1. Классификация турбин
- •12.2. Жидкостные генераторы газа
- •4. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей малой тяги
- •13.1. Движение космических летательных аппаратов
- •13.2. Управление движением космического летательного аппарата Активные, пассивные и комбинированные системы управления
- •13.3. Функциональная схема системы управления движением кла
- •13.4. Классификация ракетных двигателей систем управления. Управление движением кла с помощью ракетного двигателя
- •13.5. Динамические характеристики жрдмт
- •13.6. Экономичность жрдмт
- •14.1. Основные требования к жрдмт
- •14.2. Общие принципы проектирования жрдмт
- •14.3. Проектирование и расчет параметров и характеристик жрдмт
- •1. Назначение
- •2. Состав
- •3. Основные технические требования
- •4. Номинальные условия работы
- •5. Характеристики ракетного двигателя Статические характеристики жидкостного ракетного двигателя
- •15.1. Дроссельная (расходная) характеристика жрд
- •15.2. Высотная характеристика рд
- •15.2.1. Высотная характеристика двигателя с постоянным соплом
- •15.2.2. Высотная характеристика двухпозиционного (раздвижного) сопла
- •16.1. Неустойчивость процессов в жидкостных ракетных двигателях
- •16.2. Запуск, останов, регулирование и управление жрд
- •6. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.4. Корпуса маршевых рдтт с зарядами
- •17.1. Сопла маршевых рдтт и системы создания боковых усилий
- •17.2. Вспомогательные рдтт
5.2.2. Термогазодинамика потока рабочего тела
Перейдем к термогазодинамике потоков – определению параметров движущегося рабочего тела. Рассмотрим наиболее простую модель движения газа: одномерное установившееся адиабатическое (изоэнтропическое) течение идеального газа, когда в каждой точке потока параметры не изменяются во времени и зависят только от осевой координаты x движения. Целью расчетов является определение средних по площади F поперечного сечения канала с осевой координатой x значений скорости w, давления p, плотности и температуры T.
Значения искомых параметров находят из решения уравнений неразрывности, I закона термодинамики, состояния и движения газа. Уравнение неразрывности получают из формулировки закона сохранения вещества в гидродинамике:
В рассматриваемом случае одномерного движения уравнение неразрывности принимает вид
Для одномерного стационарного течения газа имеем: , т.е.
Тогда расход газа через поперечные сечения канала Дифференциальная форма уравнения неразрывности:
разделим на и получим
Движение газа в одномерном поле давления p=f(x) с градиентом dp/dx приводит к действию на элементарный объем Fdx силы (dp/dx) Fdx,сообщающей массе газа в стационарном потоке ускорение
В соответствии со II законом Ньютона уравнение движения примет вид
или
Откуда при получим:
где и имеют разные знаки – скорость возрастает в направлении уменьшения давления.
Из I закона термодинамики следует, что теплота , подведенная к элементарной массе газа, тратится на увеличение его энтальпии и кинетической энергии , которую и превращают в механическую энергию различные энергетические установки
Если нет теплообмена с окружающей средой ( ), то , после интегрирования получим
(5.1)
Рассмотрим адиабатическое истечение газа из конического насадка схемы рис. 5.2.
Скорость потока вычисляют из (5.1) при допущении, что в ресивере w1=0 – в любом сечении сопла Дж/кг, м/с.
Для адиабатического процесса и располагаемая работа
(5.2) в то же время тогда из (5.2)
или (5.3)
Расход газа с учетом уравнения адиабаты, неразрывности и (5.3):
(5.4) т.е. при заданных F2 и параметрах ресивера расход определяется значением p2.
Рассмотрим теперь параметры заторможенного потока. В адиабатическом процессе или . Энтальпией торможения называют величину H0 – ее имеет газ до начала истечения из ресивера или при полной остановке движения без отвода теплоты и потерь энергии.
Есть и другая постоянная - сумма, вытекающая из определения энтальпии:
(5.5)
и (5.6)
Сумма термодинамической температуры T и динамического повышения температуры при торможении потока есть температура торможения T0.
Из уравнения Бернулли для несжимаемой жидкости можно получить выражение для давления торможения
где p – статическое термодинамическое давление (давление движущегося газа),
- динамическое давление (скоростной напор).
Для сжимаемого газа уравнение Бернулли принимает вид (с учетом: и уравнения Майера ):
.
ЛЕКЦИЯ 6