Тяга двигателей


Тяга двигателя - это... Что такое Тяга двигателя?

 Тяга двигателя Тяга двигателя реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя. Различают внутреннюю тягу (реактивную тягу) Р — результирующую всех газодинамических сил, приложенных к двигателю, без учёта внешнего сопротивления и эффективную тягу Рэф, учитывающую внешнее сопротивление силовой установки. Внутренняя тяга связана с эффективной соотношением Рэф = P — Xнар, где Xнар — внешнее сопротивление силовой установки ЛА. Внутреннюю тягу определяют с помощью уравнения количества движения для рабочего тела двигателя. Для авиационных ВРД (ТРД, ТРДФ, ПВРД) тяга (в Н) Р = GгCc — GBVп + Fc(pc — pH), где Gг — расход газа, кг/с; Cc — скорость истечения газа из реактивного сопла, м/с; GB — расход воздуха, кг/с; Vп — скорость полёта, м/с; Fc — площадь сечения на выходе из реактивного сопла, м2; pc — статическое давление на выходе из реактивного сопла, Па; pH — давление окружающей среды, Па. Расход газа у ВРД связан с расходом воздуха следующим соотношением: Gг = Gв + Gт — Gв. отб, где Gт — расход топлива; Gв. отб — количество воздуха, отбираемого от двигателя на нужды ЛА. У ракетных двигателей с окислителем, находящимся на борту ЛА, Р = GгCc + Fc(pc — pH). В этом уравнении Gг — сумма расходов горючего и окислителя. При полном расширении газа в реактивном сопле pc = pH, и уравнение внутренней тяги для ВРД упрощается: Р = GгCc — GвVп. Для ТРДД с раздельными газовоздушными трактами в случае полного расширения газа в реактивных соплах внутреннего и наружного контуров Р = GгICcI — GвIVп + GвII(CcII — Vп). Здесь индексом I обозначены параметры внутреннего контура ТРДД, а индексом II — наружного. У ТВД воздушный винт, Вт; (η)в — кпд винта. "> где Nв — мощность, передаваемая на воздушный винт, Вт; (η)в — кпд винта. Максимальная взлётная тяга ГТД в начале 90-х гг. превысила 300 кН.

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

.

  • Тяга винта
  • Тяговооружённость летательного аппарата

Смотреть что такое "Тяга двигателя" в других словарях:

  • тяга двигателя — Результирующая всех гидродинамических сил (давления), приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя в предположении, что давление на наружной поверхности равно атмосферному. Примечание. В случае турбовинтового двигателя тяга… …   Политехнический терминологический толковый словарь

  • тяга двигателя — тяга двигателя — реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя. Различают внутреннюю тягу (реактивную тягу) P — результирующую всех… …   Энциклопедия «Авиация»

  • тяга двигателя — тяга двигателя — реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя. Различают внутреннюю тягу (реактивную тягу) P — результирующую всех… …   Энциклопедия «Авиация»

  • тяга (двигателя или винта) — — [http://slovarionline.ru/anglo russkiy slovar neftegazovoy promyishlennosti/] Тематики нефтегазовая промышленность EN thrust …   Справочник технического переводчика

  • удельная тяга двигателя — Тяга, развиваемая двигателем, отнесенная к секундному весовому расходу воздуха через двигатель …   Политехнический терминологический толковый словарь

  • лобовая тяга двигателя — Отношение тяги двигателя к его лобовой площади. Примечание. Под лобовой площадью понимается площадь максимального сечения двигателя …   Политехнический терминологический толковый словарь

  • тяга ЖРД (камеры ЖРД) — тяга двигателя (камеры) Равнодействующая реактивной силы ЖРД (камеры ЖРД) и сил давления окружающей среды, действующих на его (ее) внешние поверхности, за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления. Обозначения: тяга ЖРД R тяга… …   Справочник технического переводчика

  • Тяга — В Викисловаре есть статья «тяга» Тяга: Тяга (авиация)  сила движителя самолёта. Реактивная тяга  кинетичес …   Википедия

  • Тяга судов — по внутренним водным путям (на морях и больших озерах суда передвигаются исключительно паровою силою или под парусами, а лодки при небольших переходах на веслах) производится разнообразными способами. При движении вниз по течению пользуются силою …   Энциклопедический словарь Ф.А. Брокгауза и И.А. Ефрона

  • приведенная тяга — Тяга двигателя, приведенная к стандартным атмосферным условиям …   Политехнический терминологический толковый словарь

dic.academic.ru

Тема 2. Тяга, мощность и удельные параметры авиационных двигателей

2.1. Двигатель и силовая установка

Следует различать понятия двигатель и силовая установка.

Двигателем принято называть устройство, участвующее в создании тяги (или мощности), необходимой для движения летательного аппарата. Двигатель является составной частью силовой установки, той ее частью, которая изготавливается и поставляется двигательным заводом.

Авиационной силовой установкой называют конструктивно объединенную совокупность двигателя с входным и выходным устройствами (с теми их элементами, которые изготавливаются на самолетостроительном заводе), встроенную в конструкцию планера (фюзеляжа или крыла) или скомпонованную в отдельных двигательных гондолах.

Силовая установка, помимо двигателя, входного и выходного устройств, включает в себя еще системы топливопитания, смазки, запуска и автоматического управления, обеспечивающие ее надежное функционирование, а также узлы крепления, необходимые для передачи усилий от двигателя к планеру. В теории авиадвигателей эти системы и узлы не рассматриваются.

2.2. Тяга реактивного двигателя

Под тягой двигателя Р понимают тягу без учета внешних сопротивлений входных и выходных устройств и других элементов силовой установки.

Тяга реактивного двигателя определяется по формуле:

. (2.1)

Эта формула получила наименование формулы Стечкина.

Она была впервые получена Борисом Сергеевичем Стечкиным в его знаменитой работе «Теория воздушного реактивного двигателя», опубликованной в 1929 г. Она выведена в предположении, что двигатель расположен в мотогондоле, векторы скорости истечения и скорости полета параллельны оси двигателя, а внешнее обтекание двигателя является идеальным, т.е. происходит без трения, отрыва потока и без скачков уплотнения.

В формуле Стечкина в ряде случаев могут быть сделаны упрощения. Так, если пренебречь тем, что расходы воздуха на входе в двигатель и газа на выходе из негоотличаются, получим.

. (2.2)

отличается отпо той причине, что в ГТД подводится топливо и могут быть отборы воздуха на нужды летательного аппарата.

При полном расширении газа в сопле до атмосферного давления (рс=рН) формула тяги приобретает еще более простой вид

. (2.3)

2.3. Эффективная тяга силовой установки

Под эффективной тягой силовой установки Рэфпонимают ту часть силы тяги двигателя, которая непосредственно используется для движения самолета, т.е. идет на совершение полезной работы по преодолению лобового сопротивления и инерции летательного аппарата. ВеличинаРэфравна тяге двигателяРза вычетом всех внешних сопротивлений, создаваемых самой силовой установкой.

По физическому смыслу Рэфявляется равнодействующей всех сил давления и трения, действующих на элементы проточной части со стороны газового потока, протекающего через силовую установку изнутри, и внешнего потока воздуха, обтекающего силовую установку снаружи. Задача определения эффективной тяги сводится к нахождению векторной суммы всех указанных сил. Эти силы принято разделять на внутренние (вн) и наружные (нар).

Внутренние силы представляют собой сумму сил давления и трения, действующих на рабочие поверхности силовой установки изнутри. Величина равнодействующей внутренних сил зависит от термодинамического совершенства рабочего процесса двигателя и практически не зависит от способа установки двигателя на летательном аппарате.

Наружные силы представляют собой совокупность сил давления и трения, действующих на силовую установку со стороны обтекающего ее внешнего потока. Эти силы существенно зависят от способа размещения силовой установки на летательном аппарате.

Рассмотрим наиболее простой с точки зрения учета условий внешнего обтекания случай - изолированная силовая установка в отдельной мотогондоле.

Наружная поверхность силовой установки здесь условно разделена на три части: лобовую часть вх–М, центральную часть М–и кормовую часть–c.

Набегающий поток воздуха разделяется поверхностью тока Н–1–2–вх на внутренний, проходящий через двигатель, и внешний, обтекающий силовую установку снаружи. Сечения в невозмущенном потоке перед силовой установкой, на входе в воздухозаборник и на выходе из сопла двигателя обозначим Н–Н, вх–вх и с–с. Соответственно, площади нормальных сечений будут FН, Fвх и Fс.

Главной причиной возникновения внешнего сопротивления силовой установки при сверхзвуковых скоростях полета является повышение давления на головном участке гондолы вх–М и наличие разрежения на ее кормовом участке –c. К этому прибавляется сопротивление от сил трения по всей поверхности гондолы от сечения вх–вх до сечения с–с.

Эффективная тяга силовой установки, согласно определению, равна

, (2.4)

где Rвн– равнодействующая сил давления и трения, действующих на внутренние поверхности силовой установки;

Rнар– равнодействующая сил давления и трения, действующих на всю наружную поверхность гондолывх–М––c.

Зная характер распределения давлений по наружной поверхности гондолы, величину силы Rнар можно определить непосредственным интегрированием сил давления и трения по этой поверхности. Тогда

, (2.5)

где иXтр – равнодействующие сил давления и трения, приложенные к наружной поверхности гондолы;dF =dS cos – проекция элемента поверхности гондолы на плоскость, перпендикулярную направлению полета ( – угол между нормалью к элементу поверхности и этой плоскостью).

Величину Rвнопределим, пользуясь уравнением сохранения количества движения для некоторого контрольного объема, включающего все внутренние поверхности силовой установки. В качестве такого контрольного объема выберем объем внутренней струи, заключенный между сечениямиН–Нис–с.

, (2.6)

где pН FНиpсFс– силы давления, приложенные к торцевым поверхностям выделенного участка струи;– равнодействующая сил давления, приложенных к боковой поверхности струи токаН–1–2–вх;Rвн – равнодействующая сил давления и трения, действующих на внутренние поверхности силовой установки (равная по модулю силе, действующей со стороны СУ на выделенный контрольный объем газа).

Отсюда находим

. (2.7)

Подставляя выражения Rнариз (2.6) иRвниз (2.8) в уравнение (2.5), получим

. (2.8)

Для перехода от абсолютных давлений к избыточным воспользуемся следующим очевидным тождеством:

.

Оно позволяет выражение (2.9) привести к виду

(2.9)

Эта формула является общим выражением эффективной тяги для силовой установки рассмотренной схемы. При этом необходимо иметь в виду, что тяга реактивного двигателя является векторной величиной. Если формулу (2.9) представить в векторной форме, то вектор тяги необязательно будет направлен вдоль оси двигателя, как было принято при выводе, а может отклоняться от нее, например, при полетах со значительными углами атаки или при повороте сопла.

studfiles.net

Тяга двигателя

Количество просмотров публикации Тяга двигателя - 313

В ракетном двигателœе струя истекающих газов формируется в сопловой, сначала сужающейся, а затем расширяющейся ча­сти камеры. Скорость текущих вдоль сопла газов постепенно на­растает, а давление соответственно падает. Возникает вопрос, где следует провести границу между отбрасываемыми газами и тем предметом, который мы будем называть ракетой.

Такое разделœение можно произвести различными способами, но предпочтительным будет тот, который даст наибольшие удоб­ства для определœения действующих сил.

Самое простое и очевидное — это отделить струю истекаю­щих газов по крайнему срезу сопла, а всœе то, что находится в пределах внешней поверхности корпуса и плоскости среза, и считать ракетой (рис. 1.3).

Отделяя мысленно, часть механической системы, мы, в со­ответствии с правилами механики, обязаны заменить действие отброшен­ной части на оставшуюся силами взаимодействия. По­скольку окружающая среда нами пока не рассматривается, мы заменяем ее действие на ракету невозмущенным атмосферным давлением рh, распределœенным по внешней поверхности. Отбра­сывая струю газов, мы также должны заменить ее действие на оставшуюся по другую сторону сечения массу давлением, ĸᴏᴛᴏᴩᴏᴇ возникает в струе на срезе сопла. Это давление принято обозначать через ра(рис. 1.3). Оно не обязательно равно атмосферному и должна быть как больше, так и меньше его.

Теперьостается условиться о том, что же следует понимать под тягой двигателя. Для ракеты это та движущая сила, перво­причину возникновения которой мы усматриваем в работе двигателя. Она обладает тем удобным свойством, что должна быть непосредственно замерена на стенде (рис. 1.4).

Рис. 1.3. К выводу формулы тяги.

Для закре­пленной ракеты сила тяги уравновешивается реакцией связи R, равной тяге Р . По этой причине ускорение равно нулю, и уравнение движения для точки переменной массы (1.4) примет вид

где Sa — площадь выходного сечения сопла, а Wа— скорость истечения по­тока в данном сечении.

Рис. 1.4. Силы, действующие на закрепленную ракету.

Так как R = P, то тяга

Следует особо подчеркнуть, что под давлением р принято понимать исключительно барометрическое давление окружающей среды, но не истинное давление на поверхности ракеты, значение и закон распределœения которого зависят от условий обтекания. Все добавочные силы, связанные со скоростью полета в атмосфере, относятся к категории аэродинамических и в выражение тяги не включаются.

Выражение для тяги на высоте h получим в окон­чательном виде:

(1.5)

или

Важно заметить, что для стартующей с поверхности Земли ракеты тяга непрерывно возрастает от своего начального значения

(где ро— давление у поверхности Земли) до наибольшего зна­чения, называемого пустотной тягой —

(1.6)

Отличие стартовой тяги от пустотной определяется площадью выходного сечения сопла и для реальных двигателœей лежит в пределах 10 — 15%.

После того как введено понятие тяги, мы получаем возмож­ность написать уравнение для поступательного движения ра­кеты в обычной форме закона Ньютона (1.1):

Здесь М — текущее значение массы ракеты, а под знак суммы вынесены составляющие не рассмотренных нами пока сил, та­ких как аэродинамическое сопротивление и вес ракеты.

Итак, истекающую струю газов мы отделили от ракеты пло­скостью, проходящей через выходное сечение сопла. Но как было сказано ранее, это не единственное решение. В частности, раз­делœение можно произвести по внутренней поверхности камеры, заменив действие отброшенных газов на стенки камеры некото­рым изменяющимся вдоль оси давлением рг, приводящим к воз­никновению результирующей силы Рг (рис. 1.5). Нетрудно дога­даться, что результирующая Рг как раз и представляет собой пустотную тягу Рп, из которой для определœения тяги на высоте h следует вычесть произведение Saph,т. е.

(1.7)

Τᴀᴋᴎᴍ ᴏϬᴩᴀᴈᴏᴍ, пустотная тяга представляет собой резуль­тирующую сил давления, распределœенных по внутренней поверх­ности камеры. В дальнейшем мы увидим, что это давление не зависит ниот скорости полета͵ ни от условий окружающей среды, и в связи с этим пустотная тяга представляет собой одну из базовых характеристик собственно самого двигателя, а не условий полета.

Часто выражение тяги в пустоте записывают в форме реактивной силы

(1.8)

где Wе - так называемая эффективная скорость истечения.

Рис.1.5. Распределœение сил давления по поверхности ракеты и по внутренней поверхности камеры.

Из сопоставления выражений (1.6) и (1.8) следует, что эф­фективная скорость истечения

(1.9)

Основной особенностью эффективной скорости истечения яв­ляется то, что она не зависит от секундного расхода , посколь­ку, как это будет показано позже, давление рана выходе из сопла пропорционально , а сама скорость истечения Waтакже отрасхода не зависит (правда, в некоторых определœенных пре­делах). В реально существующих двигателях эффективная скорость истечения превышает действительную примерно на 10—15%.

В заключение можно отметить, что при выводе выражения тяги нами были сделаны некоторые замаскированные упроще­ния. Ускорение закрепленной на стенде ракеты мы приняли равным нулю. Между тем центр масс ракеты вследствие сгора­ния топлива смещается. По этой причине уравнение равновесия следо­вало бы, строго говоря, заменить уравнением движения, введя производные от координаты центра масс по времени. Рассматривая пустотную тягу как равнодействующую сил внутрикамерного давления рг, мы пренебрегли тягой, создаваемой жидким топливом при впрыске в камеру. Наконец, масса находящихся в камере газов должна либо включаться, либо не включаться в общую массу ракеты М, смотря по тому, где проводится по­верхность, отделяющая ракету от отбрасываемого рабочего тела. Учёт перечисленных особенностей, однако, приводит к со­вершенно ничтожным числовым поправкам, и ими с полным основанием пренебрегают.

referatwork.ru

Имени профессора н.Е. Жуковского

ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ ИНЖЕНЕРНАЯ АКАДЕМИЯ

кафедра АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (№ 34)

(полное наименование кафедры)

УТВЕРЖДАЮ

Начальник кафедры № 34

полковник М. Немичев

« » 2010 г.

дисциплина:

ТЕОРИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

(полное наименование дисциплины)

СПЕЦИАЛЬНОСТЬ Эксплуатация самолетов, вертолетов и авиационных двигателей.

КАФЕДРАЛЬНЫЙ ТЕКСТ ЛЕКЦИИ

РАЗДЕЛ 1. Параметры и характеристики элементов

авиационных силовых установок

Лекция № 2.

Основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах (продолжение).

Тяга, мощность и удельные параметры авиационных двигателей.

Обсуждено на заседании ПМК

«____»_______________2010 г.

протокол № ___

г. Москва

УЧЕБНЫЕ И ВОСПИТАТЕЛЬНЫЕ ЦЕЛИ:

  1. Изучить основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах;

  2. Изучить абсолютные и удельные параметры двигателей прямой и непрямой реакции

Время: 2 часа

ПЛАН ЛЕКЦИИ:

Тема №1. Основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах (продолжение)

5.

Обобщенное уравнение Бернулли.

15 мин.

6.

Уравнение Эйлера об изменении количества движения.

20 мин.

Тема №2. Тяга, мощность и удельные параметры авиационных двигателей.

1.

Двигатель и силовая установка

10 мин.

2.

Тяга реактивного двигателя.

10 мин.

3.

Эффективная тяга силовой установки.

15 мин.

4.

Внешнее сопротивление силовой установки при сверхзвуковых скоростях и его составляющие.

20 мин.

УЧЕБНО-МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ:

Литература:

  1. Теория авиационных двигателей. Часть 1. Под ред. Ю.Н. Нечаева. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2006., стр. 31-53.

Тема №1 Основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах (продолжение)

1.5. Обобщенное уравнение Бернулли

Если из уравнения сохранения энергии вычесть уравнение 1 закона термодинамики, то получим уравнение

=Lr,

которое и называется обобщенным уравнением Бернулли. Оно, как уже отмечалось при изучении термодинамики газовых потоков, отличается от известного в гидродинамики уравнения Бернулли учетом наличия внешней работы и гидравлических сопротивлений.

При этом интеграл называется работой сжатия газа в потоке, причем слова²в потоке²обычно опускаются. Таким образом, согласно обобщенному уравнению Бернулливнешняя работа, подведенная к газу в потоке, расходуется на работу сжатия газа, на изменение (увеличение) его кинетической энергии и на работу по преодолению гидравлических потерь.

1.6. Уравнение Эйлера об изменении количества движения.

При проектировании газотурбинных двигателей, анализе их рабочего процесса и расчете эксплуатационных характеристик возникает необходимость определения сил взаимодействия газа с элементами двигателя, находящимися в потоке.

Например, при определении усилий, действующих на ло­патки компрессора и турбины, силы тяги, создава­емой двигателем, и в других случаях.

Рассмотрим аэродинамический профиль, обтекаемый потоком.

Вектор аэродинамической силы , действующей на этот профиль, можно определить, интегрируя силы давленияи трения[Н/м2], с которыми газ действует на поверхность f этого профиля. Тогда

.

Очевидно, что профиль воздействует на газ с силой , равной по величине, но противоположно направленной, т.е.= –

Однако определение силы интегрированием сил давления и трения газа в инженерной практике затруднительно, т.к. значения этих сил по поверхности обтекаемого тела очень сложно рассчитать.

Если использовать теорему Эйлера об изменении импульса газового потока при обтекании тела, то аэродинамическую силу, действующую на тело, можно определить без знания и во всех точках обтекаемой поверхности. И это намного проще, чем интегрирование.

Как известно из курса физики, импульсом тела называется произведение его массы на его скорость. В теории авиационных двигателей для аналогичной величины применительно к потоку газа используется термин количество движения. Это термин мы и будем использовать в дальнейшем.

Для вывода уравнения Эйлера используем известный из механики 2-й закон Ньютона. Согласно ему равнодействующая всех внешних сил, действующих на тело, равна произведению массы тела на его ускорение:

Примем, что движение газа установившимся. Выделим произвольной поверхностью F некоторый объем газа, окружающий обтекаемое тело, например, профиль. (Такую поверхность обычно называют контрольной поверхностью)

Выберем в этом объеме произвольную трубку тока 1-2 и разобьем ее на элементарные частицы с массами dm = ρΔFds, где ρ – плотность газа, ΔF – площадь поперечного сечения трубки тока, s – криволинейная координата вдоль трубки тока, отсчитываемая от ее начала (сечения 1), а ds – элемент этой координаты. Массовыми силами, действующими на газ, будем пренеб­регать, так как они (например, сила тяжести) несоизмеримо малы по сравнению с аэродинамическими силами, действующими на воздух или продукты сгорания в двигателе.

Согласно 2 закона Ньютона, для каждой такой элементарной частицы можно записать

(1.1)

где - равнодействующая внешних сил,действующих на элементарную частицу газа с массой dm, - ускорение этой частицы. Тогда – ее сила инерции.

Так как при установившемся движении скорость в каждом сечении трубки тока не зависит от времени, то производная скорости по времени может быть представлена как

Подставив значение dm и в равенство (1.1) и проинтегрировав его вдоль трубки тока, получим

(1.2)

Но в равенстве (1.2) – расход газа через трубку тока, одинаковый в каждом ее сечении, а– дифференциал вектора скорости. И тогда

что после постановки в (1.2) дает

. (1.3)

Формула (1.3) и представляет собой выражение теоремы Эйлера для трубки тока. Согласно этой формуле при установив­шемся течении газа и отсутствии массовых сил равнодействую­щая всех газодинамических сил (сил дав­ления и трения), приложенных к поверхности отрезка трубки тока 1–2, включая ее торцы, равна ежесекундному изменению импульса (ко­личества движения) протекающего через данную трубку тока газа.

Распространим далее полученный результат на всю массу газа, выделенную контрольной поверхностью F. Разобьем мысленно занимаемый ею объем на множество трубок тока, включая и прилегающие к обтекаемой поверхности профиля, и просуммируем выражения (1.3), записанные для каждой из них. При таком суммировании гидродинамические силы, действующие на струйки тока внутри контрольной поверхности, взаимно компенсируются, так как силы, действующие на каждый элемент поверхности соседних струек одинаковы по величине и противоположны по направлению. Неуравновешенными при суммировании останутся силы давления и трения, действующие снаружи на массу газа, выделенную контрольной поверхностью F (обозначим их сумму, полагая площадь сечения каждой трубки тока бесконечно малой, как ) и сила, действующая на газ со стороны профиля, находящегося в выделенном контрольной поверхность объеме газа.

Количества движения икаждой трубки тока просуммируются при этом по всей контрольной поверхности F. Тогда получим

Таким образом, при установившемся течении газа сумма всех гидро­динамических сил (сил давления и трения), действующих на выделенную произвольной контрольной поверхностью F массу газа со стороны контрольной поверхности и обтекаемых тел, равна разности количеств движения вытекающей из этой поверхности и втекающей в неё в единицу времени масс газа. (Это и есть теорема Эйлера о количества движения установившегося потока газа).

Аналогичным образом доказывается теорема Эйлера о моменте количества движения установившегося газового потока. Рассмотрим схему течения.

При установившемся течении газа сумма моментов всех гидро­динамических сил, действующих на выделенную контрольной поверхностьюF массу газа со стороны этой поверхности, относительно произвольной оси и момента сил относительно этой же оси, действующих на эту массу со стороны обтекаемых тел, равна разности моментов количеств движения вытекающей и втекающей в единицу времени масс газа относительно той же оси.

studfiles.net

Карл Гильзин - Ракетные двигатели

2. СВОЙСТВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Основные свойства ракетного двигателя мы уже знаем.

Первое свойство заключается в отсутствии специального движителя, назначение которого выполняет сам двигатель. Это оказывается возможным потому, что тяга представляет собой реакцию частиц газа, отбрасываемых самим двигателем. Такое использование принципа прямой реакции присуще всем реактивным двигателям.

Второе свойство заключается в использовании для создания реактивной струи массы самого летательного аппарата, точнее массы топлива, находящегося на его борту. Это свойство, делающее двигатель независимым от окружающей среды, отличает ракетный двигатель от других типов реактивных двигателей.

Другие свойства ракетного двигателя являются по существу следствием этих основных.

Так, второе основное свойство определяет характер рабочего тела - топлива, на котором работает ракетный двигатель. Мы говорим "топливо", имея в виду, что ракетный, как и всякий другой реактивный двигатель, является в настоящее время двигателем тепловым, т. е. совершает механическую работу за счет тепловой энергии, заключенной в рабочем теле и выделяющейся в результате химической реакции (обычно при сгорании топлива). Это не означает, что исключены другие типы ракетных двигателей, например двигателей, использующих электрическую или атомную энергию, но в настоящее время таких двигателей еще нет.

Так как работа ракетного двигателя не зависит от атмосферного воздуха, то, следовательно, химические реакции, протекающие в двигателе и приводящие к выделению тепловой энергии (в том числе и горение, если оно имеет место), должны происходить без его участия. Поэтому топливо ракетного двигателя должно заключать в себе все компоненты, необходимые для протекания реакции. В случае реакции горения топливо, следовательно, должно содержать как горючее, так и окислитель, т. е. кислород или кислородсодержащее вещество.

При этом топливо ракетного двигателя может быть как твердым, так и жидким, в связи с чем все ракетные двигатели (РД) делятся на две большие группы - двигатели на твердом топливе (пороховые РД) и двигатели на жидком топливе (жидкостно-реактивные, или ЖРД).

Двигатели на газообразном топливе, очевидно, исключаются, так как для хранения этих топлив необходимы либо огромные емкости, либо тяжелые баллоны для хранения газов под большим давлением, что для летательных аппаратов неприемлемо (газы могут применяться лишь в сжиженном виде).

Рассматривая свойства ракетных двигателей, мы пока отвлечемся от того, какое именно топливо сгорает в двигателе; об этом будет рассказано при описании разных ракетных двигателей. Сейчас для нас имеет значение только то, что в результате сгорания этого топлива из двигателя вытекает в атмосферу струя продуктов горения - горячих газов, создающая реактивную тягу.

Тяга ракетного двигателя

Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя.

Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в зависимости от назначения и размеров двигателя.

Двигатели тяжелых дальнобойных ракет развивают тягу, превышающую тягу наиболее мощных паровозов, с могучей силой увлекающих за собой железнодорожные составы в тысячи тонн.

Фиг. 7. Принципиальная схема ракетного двигателя.

Как определить величину реактивной тяги? Обратимся для этой цели к фиг. 7, на которой представлена принципиальная схема ракетного двигателя.

Тяга образуется потому, что из двигателя вытекают газы. Чтобы вытолкнуть газы, двигатель должен действовать на них с какой-то силой; обратная сила - сила воздействия газов на двигатель - и есть реактивная тяга. Поэтому направление тяги обратно скорости вытекающих газов, а величина тяги равна силе, с которой выталкиваются газы. Очевидно, что величина этой силы зависит от количества вытекающих газов и их скорости. Механика учит, что эта сила, а следовательно, и сила тяги, равна произведению массы выталкиваемых в секунду газов на скорость их истечения.

Так как масса равна весу, деленному на ускорение земного притяжения (g=9,81 м/сек2), то для определения силы тяги служит следующая простая формула:

Каждый килограмм вытекающих в секунду газов создает тягу, численно равную, очевидно, 1/10 от скорости истечения. Эта тяга, носящая название удельной тяги или удельного импульса (размерность удельной тяги кг сек/кг), является основной характеристикой любого ракетного двигателя. Чем больше удельная тяга, т. е. чем большую тягу создает каждый килограмм газа, вытекающего в секунду из двигателя, тем совершеннее двигатель.

В современных ракетных двигателях скорость истечения колеблется от 1500 до 2500 м/сек, вследствие чего удельная тяга равна 150–250 кг сек/кг.

Какими же способами можно увеличить скорость истечения и вместе с нею удельную тягу проектируемого ракетного двигателя?

Скорость истечения газов из двигателя зависит от топлива, давления газов в двигателе и его конструкции.

Влияние топлива на скорость истечения сказывается в основном в том, что скорость истечения тем больше, чем больше теплотворная способность топлива, т. е. тепло, которое выделяет при сгорании каждый килограмм топлива.

Чтобы отчетливее представить себе влияние на скорость истечения теплотворной способности топлива, попробуем повнимательнее присмотреться к явлениям, происходящим в любом ракетном двигателе, т. е. к рабочему процессу двигателя.

Пусть в двигателе произошла химическая реакция (будем считать для определенности - сгорание), в результате которой выделилось какое-то количество тепла.

Вследствие этого газообразные продукты реакции - пары углекислоты, пары воды, азот и др. - сильно нагреваются, так что температура их достигает 2500 °C и более. Мы знаем из физики, что температура газа есть мера скорости движения его молекул; когда газ очень нагрет, то молекулы его движутся с очень большими скоростями. Однако непосредственно эту скорость движения молекул газа использовать для создания реактивной тяги нельзя, потому что молекулы внутри двигателя движутся беспорядочно, неорганизованно, во всех направлениях; имеет место так называемое тепловое движение молекул. Каждая молекула, отражаясь от стенок двигателя, создает, конечно, микроскопическую реактивную силу, но суммарная равнодействующая - результат бесчисленного множества таких молекулярных ударов, равна нулю. Благодаря хаотичности движения молекул давление на все стенки двигателя одинаково и никакого реактивного эффекта не получается.

Чтобы создать реактивную силу, необходимо обеспечить упорядоченное, организованное истечение молекул газа из двигателя в одном направлении; тогда реактивный эффект всех вытекающих молекул суммируется, давая в результате нужную нам реактивную силу. Поэтому всякий ракетный двигатель по идее представляет собой машину для извержения молекул газа с максимально возможной скоростью в одном, общем для всех молекул, направлении, следовательно, машину для преобразования химической энергии топлива сначала в тепловую энергию беспорядочного движения молекул, а затем в скоростную (кинетическую) энергию их упорядоченного истечения из двигателя.

Таким образом первая часть рабочего процесса ракетного двигателя заключается в преобразовании химической энергии топлива в тепловую. Это преобразование осуществляется в ходе химической реакции внутри двигателя, в той его части, которую называют камерой сгорания, и происходит обычно при постоянном давлении.

Вторая часть рабочего процесса двигателя заключается в преобразовании тепловой энергии хаотического движения молекул в скоростную энергию их организованного истечения, т. е. в скоростную энергию реактивной струи газов, вытекающих из двигателя. Это преобразование осуществляется в процессе расширения газов от давления, имеющего место в камере сгорания двигателя, до атмосферного давления, т. е. до давления на выходе из двигателя, и обычно происходит в той его части, которая носит название сопла.

В современных ракетных двигателях указанный выше рабочий процесс происходит непрерывно, хотя возможны двигатели прерывного действия, в которых подача топлива в камеру сгорания и все последующие процессы происходят периодически.

profilib.net

Сила - тяга - реактивный двигатель

Сила - тяга - реактивный двигатель

Cтраница 1

Сила тяги реактивного двигателя возрастает с увеличением высоты полета, так как при подъеме на большие высоты увеличивается разность между давлением в камере и внешним давлением.  [1]

Силу тяги реактивного двигателя определяют на основании закона сохранения количества движения.  [2]

Примерно таким же способом измеряют силу тяги реактивных двигателей и ракет.  [3]

Как видно из кривых, при переходе на высокие скорости полета сила тяги реактивных двигателей начинает резке возрастать.  [4]

Примешивание атмосферного воздуха к газовому потоку, выходящему из реактивного сопла, при определенных условиях позволяет увеличить силу тяги реактивного двигателя. Предложение о таком усилителе силы тяги было впервые выдвинуто киевским инженером Гешвендом в 1887 г. Теоретические и экспериментальные исследования эжекторных реактивных систем показали, что в условиях старта увеличение силы тяги может достигать 20 - 25 %, но с увеличением скорости прирост этой силы уменьшается. Интересно отметить, что дросселированием пассивного воздуха эжекторной системы можно регулировать силу тяга двигателя в широком диапазоне вплоть до отрицательной величины.  [5]

Но искусственные небесные тела могут испытывать ускорение не только под действием сил тяготения, но и под действием силы тяги реактивного двигателя. Однако сила тяги будет действовать на корпус искусственного спутника или ракеты и сообщать ему ускорение, но не будет действовать на другие тела, находящиеся вблизи искусственного небесного тела, выбранного за тело отсчета, но не соприкасающиеся с ним. Отсюда видно, что искусственное небесное тело, движущееся под действием только силы тяготения, как тело отсчета будет обладать иными свойствами, чем искусственное небесное тело, движущееся под действием не только сил тяготения, но и силы тяги реактивного двигателя.  [6]

Уравнение ( 16) для несжимаемой жидкости известно как уравнение Ранкина; для случая сжимаемой, упругой среды выражение силы тяги реактивного двигателя как будто не было известно.  [7]

Значит, системы отсчета, которые мы свяжем с одним и тем же телом отсчета, в этих двух случаях ( когда на тело отсчета действуют только силы тяготения или кроме силы тяготения еще какие-либо силы, например, сила тяги реактивного двигателя) будут обладать разными свойствами.  [8]

Состояние невесомости наступает в баллистических ракетах) и космических кораблях после того, как прекратилась работа двигателей и ракета или космический корабль вышли из плотных слоев атмосферы. Вначале под действием силы тяги реактивных двигателей ( см. § 124), направленной вверх, ракета или корабль движутся с большим ускорением а и набирают вертикальную скорость.  [9]

Правая часть уравнения ( цм) является реактивной силой, дей ствующей на ракету со стороны газов. Формула Мещерского является основной для расчета силы тяги ракетных и реактивных двигателей всех систем.  [11]

Все сказанное о состоянии невесомости относится к тому случаю, когда на космический корабль действуют только силы тяготения. Если же на него действует еще и сила тяги реактивных двигателей, то состояние невесомости нарушается. Например, на активном участке траектории, когда двигатели работают, разгоняя ракету до требуемой скорости, поднимая ее вертикально вверх, сила инерции направлена вертикально вниз и для тела массы m равна та, где а - ускорение ракеты. Таким образом, космонавт, рассматривающий движение окружающих его тел относительно стенок кабины, обнаружит, что кроме силы тяжести mg на тело действует еще в том же направлении сила инерции та. Точнее говоря, так как ввиду эквивалентности сил тяготения и сил инерции он не сможет различить эти силы, он обнаружит, что на тело действует сила m ( g a) - результирующая силы тяготения и силы инерции.  [12]

Все сказанное о состоянии невесомости относится к тому случаю, когда на космический корабль действуют только силы тяготения. Если же на него действует еще и сила тяги реактивных двигателей, то состояние невесомости нарушается. Например, на активном участке траектории, когда двигатели работают, разгоняя ракету до требуемой скорости, поднимая ее вертикально вверх, сила инерции направлена вертикально вниз и для тела массы т равна та, где а - ускорение ракеты. Таким образом, космонавт, рассматривающий движение окружающих его тел относительно стенок кабины, обнаружит, что кроме силы тяжести mg на тело действует еще в том же направлении сила инерции та. Точнее говоря, так как ввиду эквивалентности сил тяготения и сил инерции он не сможет различить эти силы, он обнаружит, что на тело действует сила т ( g а) - результирующая силы тяготения и силы инерции.  [13]

Все сказанное о состоянии невесомости относится к тому случаю, когда на космический корабль действуют только силы тяготения. Если же на него действует еще и сила тяги реактивных двигателей, то состояние невесомости нарушается. Например, на активном участке траектории, когда двигатели работают, разгоняя ракету до требуемой скорости, поднимая ее вертикально вверх, сила инерции направлена вертикально вниз и для тела массы m равна та, где а - ускорение ракеты. Таким образом, космонавт, рассматривающий движение окружающих его тел относительно стенок кабины, обнаружит, что кроме силы тяжести tng на тело действует еще в том же направлении сила инерции та. Точнее говоря, так как ввиду эквивалентности сил тяготения и сил инерции он не сможет различить эти силы, он обнаружит, что на тело действует сила m ( g a) - результирующая силы тяготения и силы инерции.  [14]

Все сказанное о состоянии невесомости относится к тому случаю, когда на космический корабль действуют только силы тяготения. Если же на него действует еще и сила тяги реактивных двигателей, то состояние невесомости нарушается. Например, на активном участке траектории, когда двигатели работают, разгоняя ракету до требуемой скорости, поднимая ее вертикально вверх, сила инерции направлена вертикально вниз и для тела массы т равна та, где а - ускорение ракеты. Таким образом, космонавт, рассматривающий движение окружающих его тел относительно стенок кабины, обнаружит, что, кроме силы тяжести tng, на тела действует еще в том же направлении сила инерции та. Точнее говоря, так как он не сможет различить эти силы, он обнаружит, что на тело действует сила m ( g - - a) - результирующая силы тяготения и силы инерции.  [15]

Страницы:      1    2

www.ngpedia.ru

Тяга - ракетный двигатель - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 1

Тяга - ракетный двигатель

Cтраница 1

Тяга ракетного двигателя не зависит от скорости полета, лишь бы скорость истечения была постоянной.  [1]

УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС тяги ракетного двигателя - отношение тяги РД к секундному массовому расходу рабочего тела. РД и рода топлива и является осн. УДЕЛЬНЫЙ ОБЪЕМ - величина v, равная отношению объема, занимаемого в-вом, к его массе: vtiV / um 1 / р, где dm - масса в-ва, заключенного в малом объемеdV, р - плотность в-ва.  [2]

Определим отношение начальной тяги ракетного двигателя к начальному весу самолета.  [3]

Определим далее отношение начальной тяги ракетного двигателя к начальному весу самолета.  [4]

Внешние действующие силы - это тяга ракетного двигателя, аэродинамическая и управляющая силы, сила притяжения, центробежная сила и силы Кориолиса. Эти силы изменяются в зависимости от условий окружающей среды. Летательному аппарату с ракетной силовой установкой свойственны очень высокие предельная и крейсерская скорости, независимо от того, представляет собой этот летательный аппарат самолет, ракету, снаряд, космический корабль или искусственный спутник. В период работы силовой установки или во время работы двигателя движение является динамическим. Поскольку многие параметры, включая управляющие силы, устойчивость, коэффициент подъема, коэффициент сопротивления, высоту, угол полета, время горения, уровень тяги и окружающую среду, обычно различны для каждого вида средств передвижения, общего решения быть не может. Скорость и высота, достигаемые вертикально подымающимися летательными аппаратами и ракетными двигателями, определяются из основных уравнений движения.  [5]

От каких факторов зависит сила тяги ракетного двигателя.  [6]

Между прочим, по этой формуле определяется тяга ракетного двигателя.  [7]

Из формулы (32.1) следует, что увеличение силы тяги ракетных двигателей теоретически можно получить различным путем: увеличивая либо площадь S выходного сечения, либо скорость истечения продуктов сгорания. Увеличение площади S выходного сечения приводит в то же время кг возрастанию силы сопротивления воздуха при движении ракеты через атмосферу и, следовательно, к торможению ракеты. Скорость истечения продуктов сгорания также не может быть увеличена беспредельно.  [8]

Для управления полетом требуется изменять величину и направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в разных пределах - от нескольких процентов для маршевых двигателей ускорителя до 1: 10 при посадке на Луну или другие планеты ( Рейнджер, лунный модуль КК Аполлон, ЖРД RL-10) и до 1: 100 при встрече и стыковке космических аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять положение космического аппарата, создавая моменты по углам тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена вызывают поворот относительно его продольной оси. В общем случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление по каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы.  [9]

Для управления полетом требуется изменять величину и направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в разных пределах - от нескольких процентов для маршевых двигателей ускорителя до 1: 10 при посадке на Луну или другие планеты ( Рейнджер, лунный модуль КК Аполлон, ЖРД RL-10) и до 1: 100 при встрече и стыковке космических аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять положение космического аппарата, создавая моменты по углам тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена вызывают поворот относительно его продольной оси. В общем случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление по каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы.  [10]

Следует отметить, что хотя тяга ядерных ракетных двигателей невелика по сравнению с тягой химических ракетных двигателей, ядерный двигатель может работать в течение гораздо большего ( на много порядков) времени, чем ракетный двигатель с химическим топливом. Поэтому ЯРД является весьма перспективным типом двигателя для управляемых межпланетных космических кораблей. Для старта такого корабля с Земли, по-видимому, должны быть использованы двигатели с химическим топливом, а ЯРД используется для полета за пределами земного притяжения.  [11]

Практическая необходимость изучения течения с химическими реакциями в сопле связана с проведением точных расчетов тяги ракетного двигателя. Ракетный двигатель состоит из камеры для сжигания топлива с расположенным за ней соплом ( см. рис. 2), в котором горячие продукты горения разгоняются до высокой скорости. Важной характеристикой ракеты является удельный импульс Isp, представляющий собой импульс, полученный ракетой при истечении из сопла единицы массы. Желательно иметь такие топлива, для которых значения / sp велики. Следовательно, параметр потока vz представляет значительный практический интерес.  [12]

Это время кажется неправдоподобно большим, что указывает на практическую значимость полетов с оптимальным регулированием тяги ракетного двигателя.  [13]

Подсчитано, что 1 кг полезного груза, выведенного на орбиту искусственного спутника, требует 100 кг тяги ракетного двигателя. В результате, на каждый 1 кг спутника приходится несколько сот килограммов различных вспомогательных конструкций, горючего, окислителя и пр.  [14]

Как мы указывали [ см. формулу ( 32) ], при малых фо закон изменения массы, а следовательно, и закон программирования тяги ракетного двигателя определяется показательной функцией и зависит только от коэффициента Ка - совершенства самолета. При произвольных значениях фо закон изменения массы определяется проще всего графически.  [15]

Страницы:      1    2

www.ngpedia.ru


Смотрите также