Тяга реактивного двигателя в чем измеряется

Удельная тяга воздушно-реактивного двигателя

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .

Смотреть что такое «Удельная тяга воздушно-реактивного двигателя» в других словарях:

Удельная тяга — Удельный импульс характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с объемом) топлива. Размерность величины совпадает с… … Википедия

УДЕЛЬНАЯ ТЯГА — отношение тяги двигателя к его массе, объёму или к др. параметру; показатель совершенства двигателя. У. т. воздушно реактивного двигателя отношение тяги к секундному массовому расходу воздуха. У ракетных двигателей тяга, отнесённая к секундному… … Большой энциклопедический политехнический словарь

удельная тяга — воздушно реактивного двигателя — отношение тяги ВРД к секундному расходу воздуха. Максимальное значение У. т. составляет 1250 Н·с/кг в ТРДДФ при максимальном форсаже. У. т. нефорсированного ТРД может достигать 1000 Н·с/кг. ТРДД дозвуковых… … Энциклопедия «Авиация»

удельная тяга — воздушно реактивного двигателя — отношение тяги ВРД к секундному расходу воздуха. Максимальное значение У. т. составляет 1250 Н·с/кг в ТРДДФ при максимальном форсаже. У. т. нефорсированного ТРД может достигать 1000 Н·с/кг. ТРДД дозвуковых… … Энциклопедия «Авиация»

Воздушно-реактивный двигатель — (ВРД) тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется смесь забираемого из атмосферы воздуха и продуктов окисления топлива кислородом, содержащимся в воздухе. За счёт реакции окисления рабочее тело нагревается… … Википедия

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель — Пульсирующий воздушно реактивный двигатель Вариант Воздушно реактивного двигателя. В ПуВРД используется камера сгорания с входными клапанами и длинное цилиндрическое выходное … Википедия

Ракета «воздух-поверхность» — Пуск AGM 65 штурмовиком A 10. Ракета «воздух поверхность» («воздух земля») управляемая авиационная ракета, предназначенная для поражения целей … Википедия

Реактивный двигатель — двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела (См. Рабочее тело); в результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется… … Большая советская энциклопедия

Pratt & Whitney J58-P4 — J58 из экспозиции Evergreen Aviation Museum Тип: Турбопрямоточный двигатель с осевым компрессором Страна … Википедия

Pratt \x26 Whitney J58-P4 — Pratt Whitney J58 P4 Pratt Whitney J58 P4 J58 на форсаже, видны ударные волны в струе газа Тип: Турбопрямоточный двигатель с осевым компрессором … Википедия

Источник

Ликбез по физике (4). Тяга и удельный импульс ракетных двигателей

Внимательное, вдумчивое прочтение этой статьи поможет разобраться с многими проблемами современной школьной физики а также поможет в решении задач с вертолётами.

Петр Иванович Дубровский, добросовестный инженер – исследователь, честный и непредвзятый частный научный детектив.

Остолопов прошу не беспокоить меня и нормальных читателей тупыми комментами и своим бестолковым блеянием. Тупые комментарии буду просто стирать, а их бестолковых авторов — банить.

Напомню основные принципы обучения, высказанные умными людьми. Аристипп Киренейский: «Детей надо учить тому, что пригодится им, когда они вырастут» . Академик АН СССР Г.С. Ландсберг, главный редактор многократно переиздаваемого «Элементарного учебника физики»: » Преподавание в средней школе, как, впрочем, и всякое иное преподавание, не может быть, конечно, исчерпываю­щим. Однако его необходимо строить таким образом, чтобы в дальнейшем учащийся мог и должен был бы доучиваться, но никогда не был бы вынужден переучиваться . «

Однако, преподавание физики в современной школе осуществляется ВОПРЕКИ этим двум основным принципам обучения. Детям вдалбливают представления о мироустройстве, о физических законах на уровне представлений, ошибок и заблуждений XVII. XVIII веков. Я не хочу сказать, что всё, привнесённое учёными того времени в физику, было целиком и полностью ошибками и заблуждениями, вовсе нет. Взять, к примеру, три закона Ньютона, на которых и выстроена вся праильная физика. Но многие теории требуют немедленного пересмотра — например, пора отказаться от понимания энергии, предложенного Лейбницем * (mgh и mV^2/2)

*Там длинная статья, не для куриных мозгов. В принципе, все обоснования отказа от энергии, придуманной Готтфридом Лейбницем, и соответственно, от закона сохранения этой лейбницевской энергии, уже имеются в других моих статьях на этом канале «Не верь стереотипам». Перечень этих статей можно найти тут .

Как я говорил, мы (человечество) уже двадцать лет тому назад шагнули в новое тысячелетие, в конце XVII — начале XVIII века изобрели паровые двигатели, потом заменили их на более совершенные двигатели внутреннего сгорания, построили сотни миллионов автомобилей, причем в некоторых особо развитых странах, число автомобилей, мощность каждого из которых измеряется десятками и сотнями лошадиных сил, уже сравнивается с числом жителей. Мы покорили небо — самолётами и вертолётами, так что перелёт из одной страны в другую стал более обыденной вещью, чем в XIX веке переезд дворянской семьи на лето из города в поместье. Более того — 60 лет тому назад мы шагнули в космос. Но в школах до сих пор преподают физику на уровне, когда качестве тяги использовали людей, ослов и лошадей.

В школах до сих пор учат, что:

Работа равна: A = F S cosα

Мощность равна : N = A / t

КПД равен = А_полезная / Е_затраченная

Можно ли с помощью этих формул определить работу, совершаемую реактивными ракетными двигателями? Определить их мощность? Определить их КПД? Смотрим на рис. 1. Предположим, что у нас есть две ракеты, одна из которых «стоит на столбе» пламени изрыгаемого реактивным ракетным двигателем, а другая, уже набрав к этом моменту некоторую скорость, продолжает равномерно подниматься вверх.:

Может быть, попросим помощи для решения этой простой задачи у академических дедушек из ОФН РАН, у чиновников из Министерств просвещения, а также высшего образования и науки, у школьных учителей физики, наконец?

Не обижайтесь. Придурков, которые начнут писать тупые посты в стиле «а как же разрабатывали и строили ракеты до этого?» я буду сразу банить.

Что мне нравится у ракетчиков — они будто бы позабыли про все те глупости, которыми их пичкали в школе. Если мы посмотрим на характеристики ракеты-носителя, то там мы не увидим ни мощности двигателей (напомню, что, согласно школьных учебников, мощность — это работа. выполняемая в единицу времени), ни коэффициентов полезного действия, ни тем более «положительной и отрицательной работы», существование которых проповедовали остолопы-теоретики Ландау и Лифшиц, или одной из последних глупостей, изобретенных остолопами-теоретиками — «мощности силы»**

Читайте также:  Скания ошибка неисправность двигателя

**Если кто знает автора этой беспросветной глупости, автора этой невероятной чуши, кто первым занёс этот вопиющий идиотизм в физику, расскажите мне, пожалуйста.

Давайте посмотрим на ТТХ (тактико-технические характеристики) любой ракеты-носителя. Возьмём, к примеру, «Ангару -1.2ПП»:

Вы где-нибудь видите среди ТТХ мощность? КПД? Или, боже упаси, «мощность силы»? Нет, мы видим лишь ТЯГУ, которая с успехом заменяет ракетчикам мощность, причем она различная на уровне моря и в вакууме — по причине разницы внешнего давления, видим УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС — это показатель эффективности двигателя, что-то вроде КПД и видим ВРЕМЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ, которое помогает рассчитать весь импульс силы, необходимый для вывода космического корабля на орбиту Земли. Ведь поднимает ракету в небо, в космос, не энергия, придуманная 3,5 века тому назад Лейбницем, а импульс силы, на основании второго закона Ньютона, которому, как ни странно, тоже 3,5 века: Δ(mV) = ∫ F(t) dt — это второй закон Ньютона в дифференциальной форме. Масса m и скорость ракеты V, а также тяга маршевых двигателей постоянно меняются — и в этом есть некоторая сложность расчётов космических стартов. На самом деле надо еще учитывать плотность атмосферного воздуха, его сопротивление движению ракеты, даже географическую широту, с которой стартует ракета, но это уже «высший пилотаж», которым мы не будем забивать пока головы — важно понять основы.

Давайте посмотрим ТТХ реактивного ракетного двигателя РД-191, применяемого в первой ступени этой ракеты-носителя.

Давайте сначала остановимся на ТЯГЕ — то есть той самой движущей силе, которая и отправляет ракеты в космос.

Заглянем в гости к барышне Вики — так как в освоении космоса Россия, со времён СССР, впереди планеты всей, то разумеется, русскоязычной Вики доверия в «космических вопросах» больше всего:

И что же мы тут видим?

То есть F = V_eff * dm/dt

Или же, в более понятной форме: F * dt = V_eff * dm из которого и получаем Δ(mV_eff) = ∫ F(t) dt

Второй закон Ньютона РУЛИТ .

То есть — энергия ракетного топлива (пропелланта, состоящего из керосина РГ-1 и жидкого кислорода) тратится на создание требуемой тяги, подъёмной силы в течение определенного времени — то есть на создание импульса силы, который и позволит выполнить ПОЛЕЗНУЮ работу по запуску на орбиту Земли нового спутинка или космического корабля.

А что с энергией имени Лейбница? Где же она? Если сказать честно , то — в полной ж. — взять, к примеру, расчёт этих «лейбницевских энергий» по телеметрии старта ракеты Falcon-9 . Но тем не менее, эту дурь насчёт mgh и mV^2/2 продолжают чуть ли молотком вдалбливать в головёнки несчастных школьников.

Что же такое УДЕЛЬНАЯ ТЯГА, вернее правильно называть эту величину УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС двигателя?

Удельный импульс — это как раз и есть показатель ЭФФЕКТИВНОСТИ реактивного ракетного двигателя в чистом виде. Он показывает, сколько пропелланта, т.е. ракетного топлива надо сжечь, чтобы создать единичную движущую силу (1 ньютон или 1 кГс) в течение единицы времени (1 секунда). Вопрос для проверки усвоения: допустим имеются три реактивных двигателя. Один, затрачивая 1 грамм топлива, может создавать движущую силу в 1 Н в течение 1 секунды, другой, затрачивая 1 грамм того же самого топлива, может создавать движущую силу в 2 Н в течение одной секунды, третий — затрачивая 1 грамм того же топлива может создавать движущую силу 0,5 Н в течение 5 секунд. Какой из этих двигателей самый эффективный? Другими словами, какой из этих двигателей имеет самый высокий КПД?

Теперь скажите мне — разве такие объяснения не будут понятны школьникам 10. 11 классов? Или даже в 8 и 9 -ом?

Единственное, что мне не нравится, это измерение УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА в секундах. Этим замыливается смысл удельного импульса — обычно это МАССОВЫЙ расход топлива на создание единичного импульса. То есть единица измерения удельного импульса должна быть:

кГс * c / г (полученный импульс движущей силы делим на кол-во израсходованного топлива)

или, в системе Си:

В справочниках, которые мне попадались под руку, речь идёт о МАССОВОМ, а не ВЕСОВОМ удельном расходе топлива. Возможно, для расчётов космических стартов удобнее пользоваться весовым удельным расходом топлива, в этом случае мы получаем единицу измерения весового удельного расхода топлива в системе Си:

H * с / H = с , но, как я уже сказал, в этом случае замыливается физическая суть удельного импульса и я бы рекомендовал даже весовой удельный импульс силы измерять в Н * с / Н . Пускай эта единица измерения и выглядит слегка противоестественно, то в данном случае становится сразу же понятно, что речь идёт о ВЕСОВОМ удельном импульсе движущей силы, а не о времени.

Ликбез, то есть урок закончил. Продолжение следует.

Источник

Основные характеристики ракетных двигателей

Разработка проекта действующей модели ракеты тесно связана с вопросом о двигателе. Какой двигатель лучше поставить на модель? Какие из его характеристик являются главными? В чем их сущность? Разбираться в этих вопросах моделисту необходимо.

В этой главе по возможности элементарно рассказывается о характеристиках двигателя, т. е. тех факторах, которые определяют его особенности. Ясное представление о значении тяги двигателя, времени его работы, суммарном и удельном импульсе и их влиянии на качество полета модели ракеты поможет модели-сту-конструктору правильно выбрать двигатель для модели ракеты, а значит, обеспечит успех в соревнованиях.

Основными характеристиками ракетного двигателя являются:

  • 1. Тяга двигателя Р (кг)
  • 2. Время работы t (сек)
  • 3. Удельная тяга Руд (кг·сек/кг)
  • 4. Суммарный (общий) импульс J (10 н·сек ≈ 1 кг·сек)
  • 5. Вес топлива GT (кг)
  • 6. Секундный расход топлива ω (кг)
  • 7. Скорость истечения газов W (м/сек)
  • 8. Вес двигателя Gдв (кг)
  • 9. Размеры двигателя l, d (мм)

1. Тяга двигателя

Рассмотрим схему возникновения тяги в ракетном двигателе.
В процессе работы двигателя в камере сгорания непрерывно образуются газы, являющиеся продуктами сгорания топлива. Допустим, что камера, в которой находятся под давлением газы, представляет собой замкнутый сосуд (рис. 11, а), тогда легко понять, что никакой тяги в этой камере возникнуть не может, так как давление распределяется одинаково по всей внутренней поверхности замкнутого сосуда и все силы давления взаимно уравновешены.

Читайте также:  Замена масла в двигателе форд мондео 4 дизель своими руками

В случае же открытого сопла (рис. 11, б) газы, находящиеся в камере сгорания под давлением, устремляются с большой скоростью через сопло. При этом часть камеры напротив сопла оказывается неуравновешенной. Силы давления, действующие на ту часть площади дна камеры, которая находится против отверстия сопла, тоже неуравновешены, в результате чего и возникает тяга.

Если рассматривать только поступательное движение газов вдоль камеры сгорания и сопла, то распределение скорости газов на этом пути можно охарактеризовать кривой (рис. 12, а). Давление на элементы поверхности камеры и сопла распределяются так, как показано на рис. 12, б.

Величина нескомпенсированной площади дна камеры сгорания равна площади наименьшего сечения сопла. Очевидно, чем больше площадь этого сечения, тем большее количество газов сможет покинуть камеру сгорания в единицу времени.

Таким образом, можно сделать вывод: тяга двигателя зависит от количества газов, покидающих камеру сгорания в единицу времени в результате нескомпенсированной площади и скорости истечения газов, обусловленной неуравновешенностью давлений.

Для получения количественной зависимости рассмотрим изменение количества движения газов при их истечении из камеры сгорания. Допустим, что в течение времени t камеру сгорания двигателя покидает некоторое количество газа, массу которого обозначим т. Если предположить, что поступательная скорость газов в камере сгорания равна нулю, а на выходе из сопла достигает значения W м/сек, то изменение скорости газа будет равно W м/сек. В этом случае изменение количества движения упомянутой массы газа запишется в виде равенства:

Однако изменение количества движения газов может произойти только в том случае, если на газ будет действовать некоторая сила Р на протяжении некоторого времени t, тогда

где J=P·t — импульс силы, действующий на газ.

Заменив в формуле (1) значение ΔQ на равное J=P·t, получим:

Мы получили выражение силы, с которой стенки камеры сгорания и сопла действуют на газ, вызывая изменение его скорости от 0 до W м/сек.

В соответствии с законами механики сила, с которой стенки камеры и сопла действуют на газ, равна по величине силе Р, с которой в свою очередь газ действует на стенки камеры и сопла. Эта сила Р и есть тяга двигателя.

Известно, что масса любого тела связана с его весом (в данном случае с весом топлива в двигателе) соотношением:

где GT — вес топлива;
g — ускорение силы земного тяготения.

Подставив в формулу (5) вместо массы газа m ее аналогичное значение из формулы (6), получим:

Величина GT/t представляет собой весовое количество топлива (газа), покидающего камеру сгорания двигателя за единицу времени (1 сек). Эту величину называют весовым секундным расходом и обозначают ω. Тогда

Итак, мы вывели формулу тяги двигателя. Необходимо заметить, что такой вид формула может иметь лишь в том случае, когда давление газа в момент прохождения его через выходной срез сопла равно окружающему давлению. В противном случае в правую часть формулы добавляется еще один член:

где f — площадь выходного сечения сопла (см 2 );
рк — давление газа в выходном сечении сопла (кг/см 2 );
ро — окружающее (атмосферное) давление (кг/см 2 ).

Таким образом, окончательно формула тяги ракетного двигателя имеет вид:

Первый член правой части ω/g·W носит название динамической составляющей тяги, а второй f(рк—ро) — статической составляющей. Последняя составляет около 15% от общей тяги, поэтому для простоты изложения в расчет приниматься не будет.

Для расчета тяги можно использовать формулу, имеющую аналогичное значение с формулой (5), при Р=const:

где Рср — средняя тяга двигателя (кг);
J — суммарный импульс двигателя (кг·сек);
t — время действия двигателя (сек).

При постоянном значении тяги часто используется формула

где Руд — удельная тяга двигателя (кг·сек/кг);
Υ — удельный вес топлива (г/см 3 );
U — скорость горения топлива (см/сек);
F — площадь горения (см 2 );
Р — тяга двигателя (кг).

В случаях непостоянной тяги, например при определении начальной, максимальной, средней тяги и тяги в любой момент времени действия двигателя, в эту формулу необходимо вводить истинные значения U и F данного двигателя.

Итак, тяга является произведением эффективной скорости истечения газов W на массовый секундный расход топлива ω/g.

Задача 1. Определить тягу ракетного двигателя типа ДБ-З-СМ-10, имея следующие данные: Руд=45,5 кг·сек/кг; GT=0,022 кг; t=4 сек.

Решение. Эффективная скорость истечения газов из сопла:

Примечание. Для двигателя ДБ-З-СМ-10 — это средняя тяга.

Задача 2. Определить тягу ракетного двигателя типа ДБ-З-СМ-10, имея следующие данные: 1 кг·сек; GT=0,022 кг; t=4 сек.

Решение. Используем формулу (11):

2. Скорость истечения газов

Скорость истечения газов из сопла двигателя, так же как и секундный расход топлива, имеет непосредственное влияние на величину тяги. Тяга двигателя, как усматривается из формулы (8), прямо пропорциональна скорости истечения газов. Таким образом, скорость истечения является важнейшим параметром ракетного двигателя.

Скорость истечения газов зависит от разных факторов. Важнейшим параметром, характеризующим состояние газов в камере сгорания, является температура (Т°К). Скорость истечения прямо пропорциональна квадратному корню из температуры газов в камере. Температура в свою очередь зависит от количества тепла, выделяемого при сгорании топлива. Таким образом, скорость истечения зависит прежде всего от качества топлива, его энергетического ресурса.

3. Удельная тяга и удельный импульс

Совершенство двигателя и эффективность его работы характеризуются удельной тягой. Удельной тягой называют отношение силы тяги к секундно-весовому расходу топлива.

Размерность удельной тяги будет (кг силы·сек/кг расхода) или кг·сек/кг. В зарубежной печати размерность Руд часто записывают в виде (сек). Но физический смысл значения при такой размерности теряется.

Современные модельные РДТТ имеют низкие значения удельной тяги: от 28 до 50 кг·сек/кг. Имеются и новые двигатели с удельной тягой 160 кг·сек/кг и выше, с нижним пределом давления не выше 3 кг/см 2 и сравнительно высоким удельным весом топлива — более 2 г/см 3 .

Удельная тяга показывает эффективность использования одного килограмма топлива в данном двигателе. Чем выше удельная тяга двигателя, тем меньше топлива затрачивается для получения одного и того же суммарного импульса двигателя. Значит, при одинаковом весе топлива и размерах двигателей предпочтительнее будет тот, у которого удельная тяга выше.

Читайте также:  Как собирают двигатель на классику

Задача 3. Определить вес топлива в каждом из четырех двигателей с суммарным импульсом 1 кг·сек, но с разными удельными тягами: а) Руд=28 кг-сек/кг; б) Руд=45,5 кг·сек/кг; в) Руд=70 кг·сек/кг; г) Руд=160 кг·сек/кг.

Решение. Вес топлива определим из формулы:

Полученные результаты наглядно показывают, что для моделей ракет выгоднее применять двигатели с более высокой удельной тягой (с целью уменьшения стартового веса модели).

Под удельным импульсом Jуд понимают отношение полного импульса тяги за время t работы двигателя к весу израсходованного за это время топлива GT.

При постоянной тяге, т. е. при постоянном давлении в камере сгорания и работе двигателя на земле, Jудуд.

4. Расчет характеристик двигателя ДБ-1-СМ-6

Для расчета двигателей применяется коэффициент, характерный для данного топлива и определяющий оптимальный режим в камере сгорания:

где К — постоянный коэффициент для данного топлива;
Fмакс — максимальная площадь горения в камере сгорания;
fкр — критическое сечение сопла.

Задача 4. Подсчитать основные характеристики двигателя ДБ-1-СМ-6, у которого корпусом является бумажная охотничья гильза 12-го калибра. Топливом служит смесь № 1 (селитра калиевая — 75, сера — 12 и древесный уголь — 26 частей). Плотность прессования (удельный вес топлива) γ=1,3—1,35 г/см 2 , Руд=30 кг·сек/кг, К=100. Задаемся максимальным давлением в камере сгорания в пределах 8 кг/см 2 . Скорость горения данного топлива в зависимости от давления при нормальной температуре окружающей среды представлена на графике рис. 13.

Решение. Прежде всего необходимо вычертить корпус двигателя, т. е. гильзу 12-го калибра (Жевело), что дает возможность наглядно проследить за ходом расчетов (рис. 14). Корпус двигателя (гильза) имеет уже готовое сопло (отверстие для пистона Жевело). Диаметр отверстия 5,5 мм, длина гильзы 70 мм, ее внутренний диаметр 18,5 мм, внешний — 20,5 мм, длина сопла 9 мм. Топливная шашка двигателя должна иметь свободное пространство — продольный канал, благодаря которому имеется возможность довести площадь горения топлива в двигателе до максимальной величины. Форма канала — усеченный конус, нижнее основание которого соответствует размеру отверстия в гильзе (5,5 мм), а при калибровке может быть равным 6 мм. Диаметр верхнего основания — 4 мм. Верхнее основание делается несколько меньше из-за технологических соображений и техники безопасности при удалении металлического конуса из пороховой массы. Для определения длины конуса (стержня) необходимы исходные данные, которые получают в следующем порядке.

Используя формулу (15), определяют возможную максимальную площадь горения:

Максимальная площадь горения топлива (рис. 15) образуется в результате выгорания топлива по каналу радиально до внутренней стенки камеры сгорания (гильзы) и вперед на толщину свода топливной шашки до ее полной длины h, т. е.

Внутренний диаметр гильзы 18,5 мм, однако надо помнить, что в процессе прессования топлива гильза несколько деформируется, ее диаметр увеличивается до 19 мм (1,9 см), высота цоколя уменьшается до 7 мм. Толщину свода топлива находим из выражения:

где г — средняя толщина свода топлива (см);
d1 — диаметр канала у сопла (см);
d2 — диаметр канала в конце (см).

Длина канала l=h1—r=4,27—0,7=3,57 см. Полученные размеры сразу же нанесем на чертеж (рис. 15). Длина стержня для запрессовки: 3,57+0,7=4,27 см (0,7 см — высота цоколя гильзы).

Перейдем к определению высоты маршевой части топливной шашки. Эта часть топливной шашки не имеет канала, т. е. запрессована всплошную. Назначение ее в том, чтобы после достижения наибольшего значения тяги получить маршевый участок желательно с постоянной тягой. Высота маршевой части шашки должна быть строго определенной. Горение маршевой части ракетного топлива протекает в двигателе с незначительным давлением 0,07—0,02 кг/см 2 . Исходя из этого, по графику рис. 13 определяем скорость горения маршевой части топлива: U=0,9 см/сек.

Высота маршевой части h2 для времени горения t=1,58 сек. составит:

Полная длина камеры сгорания h слагается из полной длины топливной шашки h1 и длины маршевой части h2:

Перейдем к определению веса топлива.

Для этого подсчитаем объем камеры сгорания и объем свободного пространства. Разница этих объемов даст объем топлива. Зная удельный вес топлива, определим его полный вес.

Объем камеры сгорания:

По формуле (12) подсчитаем начальную и максимальную тягу двигателя:

где Fнач — площадь свободного пространства.

Начальная тяга практически будет несколько меньше из-за небольшого начального давления в камере сгорания, а следовательно, и скорости горения. В данном случае значение для G=0,9 м/сек намеренно сохраняется, чтобы пока не усложнять расчет.

Скорость горения топлива U=2 см/сек определена по графику рис. 13. Эта скорость соответствует давлению в камере сгорания 8 кг/см2, которое дано по условиям задачи.

Время работы двигателя t слагается из основного времени t1 и дополнительного времени t2 (маршевого):

По формуле (14) найдем суммарный импульс ракетного двигателя:

По формуле (11) подсчитаем среднюю тягу двигателя:

Приближенное значение максимального давления в камере сгорания найдем по формуле

Узнав примерное максимальное давление в камере сгорания, необходимо проверить прочность стенки гильзы, чтобы определить надежность камеры сгорания. Нужно обеспечить также некоторый запас прочности на случай повышения давления в очень жаркие дни, когда скорость горения топлива увеличивается против расчетной. Возьмем запас прочности — 2, обозначим его через n.

Толщину стенки гильзы определяют по формуле

где δ — толщина стенки гильзы (см);
Рмакс — максимальное давление в камере сгорания (кг/см 2 );
D — внутренний диаметр гильзы (см);
n — коэффициент запаса прочности;
σв — временное сопротивление данного материала (кг/см 2 ).

Временное сопротивление бумаги, из которой изготовлена папковая гильза 12-го калибра, в среднем равно 490 кг/см 2 . Такое сопротивление имеют также хорошие сорта крафт-бумаги.

Подставив данные в формулу (18), получим:

Папковая гильза с наружным диаметром 20,5 мм и внутренним после запрессовки топлива 19 мм имеет толщину стенки:

Фактический запас прочности nфакт=2,4, т. е. выше расчетного.

Днище у модельных двигателей данного типа круглое с двумя отверстиями диаметром 2 мм. Впрессовывают его одновременно с топливом. Делается оно из прочных сортов картона, толщиной не менее 2 мм.

Источник

Оцените статью