Сила тяги реактивного (ракетного) двигателя

Тяга
– равнодействующая всех реактивных
сил, создаваемых агрегатами двигателя,
определяется по формуле:

где
– массовый секундный расход топлива
реактивного двигателя;W_a
– скорость газовой струи на срезе сопла;
F_a
– площадь среза сопла; р_а
– давление на срезе сопла; р_h
– давление
окружающей среды.

Первый
член данного уравнения характеризует
тягу, создаваемую за счет отбрасывания
от сопла газов и эта часть – реактивная
сила (статическая составляющая).

Второй
член характеризует тягу, которая
определяется разностью давлений на
срезе сопла и давления окружающей среды
и эта часть – переменная составляющая
реактивной тяги (зависит от высоты
полета).

Реактивный момент

Пусть
есть ракета с однокамерной двигательной
установкой (ДУ) рис.29:

а) Если
вектор тяги двигателя Р
направлена вдоль оси, то реактивный
момент отсутствует (рис.  29,а).

б) Если
вектор тяги (и результирующий вектор
тяги для многокамерной ДУ) действует с
некоторым эксцентриситетом относительно
центра тяжести (рис. 29,б),
то в этом случае действует реактивный
момент
.

Рис.29

Аэродинамические схемы ла

Планером
называется конструкция, объединяющая
корпус, крылья, органы управления и
стабилизации в единую аэродинамическую
схему. Он предназначен для создания
управляющих сил и размещения всей
аппаратуры ракеты. Корпус планера обычно
цилиндрической формы, за исключением
ракеты типа «несущий конус», с конической
(сферической) головной частью. Форма
корпуса и головной части выбирается в
целях получения наименьшей силы лобового
сопротивления ракеты при полете.
Материалом для корпуса служат легкие
прочные металлы и сплавы

Аэродинамические
поверхности планера служат для создания
подъемной и управляющих сил. Подъемная
сила, которая возникает при взаимодействии
ракеты с воздухом во время ее полета,
обеспечивает удержание ЛА в воздухе.
Управляющие силы необходимы для изменения
направления полета ракеты.

Различают
подвижные и неподвижные аэродинамические
поверхности (АП). Подвижные АП,
предназначенные для управления полетом
и стабилизацией ЛА, называются рулями,
поворотными крыльями. Свои функции они
выполняют путем поворота вокруг осей,
перпендикулярных продольной оси корпуса
ракеты, либо при выдвижении из корпуса
на определенное время и в определенной
последовательности.

Неподвижные
АП служат для стабилизации полета ЛА
(стабилизаторы) и для создания подъемной
силы (несущие крылья, поверхности). По
взаимному расположению рулей и неподвижных
аэродинамических поверхностей можно
выделить следующие аэродинамические
схемы ракет (рис.30):

—
нормальная или обычная;

—
«утка»;

—
«бесхвостка»;

—
«поворотное крыло»;

В
нормальной схеме рули и стабилизатор
располагаются позади крыльев в хвостовой
части ракеты.

Схема
«бесхвостка». Данная схема является
разновидностью нормальной схемы. Здесь
крылья выполняют одновременно функции
крыльев и стабилизаторов и отличаются
большей стреловидностью и малым размахом.
С целью увеличения подъемной силы в
этой схеме увеличена площадь крыльев.
При этом рули оказываются расположенными
непосредственно за крыльями и связываются
с ними конструктивно.

В
аэродинамической схеме «утка» рули
находятся в головной части ракеты
(впереди центра масс), а крылья, выполняющие
и функцию стабилизатора, расположены
в хвостовой части корпуса ракеты. Эта
схема удобна с точки зре­ния компоновки
ракеты, так как рулевые машинки могут
быть расположены близко к рулям. При
такой компоновке ракеты подъемная сила
рулей совпадает по направлению с
подъемной силой крыльев и корпуса.
Однако расположение рулей в носовой
части ракеты и возникновение скоса
воздушного потока при отклонении рулей
приводит к потере подъемной силы на
крыльях и возникновению значительных
моментов крена. Чтобы избежать «момента
косой обдувки» крыльевой блок делается
вращающимся вокруг оси ракеты, что
позволяет избежать воздействия скоса
воздушного потока на них.

В схеме
«поворотное крыло» подвижные поверхности
(поворотные крылья) располагаются в
районе центра тяжести и наряду с функцией
крыла выполняют функцию рулей, а
неподвижные стабилизаторы расположены
в хвостовой части корпуса.

Рис.
30 Аэродинамические схемы: а)Нормальная;
б)»Бесхвостка»; в)»Утка»;
г)»Поворотное крыло».

Принципиально
не существует наилучшей аэродинамической
схемы. Выбор схемы аэродинамической
компоновки определяется требуемыми
высотами и дальностями полета ракеты,
маневренностью и составом бортовой
аппаратуры.

Таблица

Тяга самолета. Тяга двигателя самолета. Тяга реактивного двигателя.

Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет сквозь воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В прямолинейном горизонтально установившемся полете они сравнительно равны. Если летчик увеличивает тягу путем добавления оборотов двигателя и сохраняет постоянную высоту, тяга начинает превосходить сопротивление воздуха. Летательный аппарат (ЛА) при этом ускоряется. Очень быстро сопротивление увеличивается и снова уравнивает тягу. ЛА стабилизируется на постоянной высокой скорости. Тяга – один из самых важных факторов для определения скороподъемности самолета, а именно насколько быстро ЛА может подняться на определенную высоту. Вертикальная скорость зависит не от подъемной силы, а от запаса тяги, которым обладает самолет.

Сила тяги двигателя, или его движущая сила, равноценна всем силам давления воздуха на внутреннюю поверхность силовой установки. Тяга некоторых видов реактивных двигателей зависит от скорости и высоты полета. Для вычисления силы тяги реактивного двигателя часто приходится определять тягу на конкретной высоте, у земли, на взлете и во время какой-либо скорости. Для ЖРД сила тяги равноценна произведению массы исходящих газов на скорость, с которой они вылетают из сопла двигателя.

Для ВРД (воздушно-реактивный двигатель) сила тяги измеряется как результат массы газов на разность скоростей, а именно скорости воздушной струи, выходящей из сопла двигателя, и скорости поступающего воздуха в двигатель. Проще говоря, данная скорость уравнивается к скорости полета самолета с реактивным двигателем. Тяга ВРД обычно измеряется в тоннах или килограммах. Важным качественным показателем ВРД является его удельная тяга. Для турбореактивного двигателя – тяга, отнесенная к конкретной единице веса воздуха, который проходит через двигатель в секунду. Этот показатель позволяет понять, насколько высока эффективность эксплуатации воздуха в двигателе для образования тяги. Удельная тяга измеряется в килограммах тяги на 1 кг воздуха, расходуемого за секунду. В некоторых случаях применяется другой показатель, который также называется удельной тягой, показывающей отношение количества топлива, которое расходуется, к силе тяги за секунду. Естественно, что чем выше показатель удельной тяги ВРД, тем меньше поперечный вес и размеры самого двигателя.

Показатель полетной или тяговой мощности – это сила, которая задействует реактивный двигатель при конкретной скорости полета. Как правило, измеряется в лошадиных силах. Величина лобовой тяги говорит о степени конструктивного оптимума реактивного двигателя. Лобовая тяга – это отношение наибольшего показателя площади поперечного сечения к тяге. Лобовая тяга равна тяге, в кг поделенной на площадь в метрах квадратных.

В мировой авиации наиболее ценится тот двигатель, который обладает высокой лобовой тягой.

Чем совершеннее ВРД в конструктивном отношении, тем меньший показатель его удельного веса, а именно общий вес двигателя вместе с приборами и обслуживающими агрегатами, поделенный на величину собственной тяги.

Реактивные двигатели, как и тепловые вообще, отличаются друг от друга не только по мощности, весу, тяге и другим показателям. При оценивании ВРД огромную роль играют параметры, которые зависят от собственной экономичности, а именно от КПД (коэффициент полезного действия). Среди данных показателей главным считается удаленный расход топлива на конкретную единицу тяги. Он выражается в килограммах топлива, которое расходуется за час на образование одного килограмма тяги.
 

Расчет тяги авиационного двигателя

Расчет тяги авиационного двигателя

Тяга авиационного двигателя
Расчеты

В этом разделе мы имеем дело с одной из сил, действующих на самолет,
а именно, тяга, создаваемая двигателем самолета. В первой части этого
разделе мы рассмотрим гребные винты и их эффективность. Во второй части этого
В разделе мы приведем формулу тяги реактивного двигателя.

Общий КПД гребного винта

Пропеллеры используются для привода многих легких самолетов и были основным средством
двигатель для военных самолетов до появления реактивного двигателя. Таким образом, это
Важно знать, как работают пропеллеры и насколько они эффективны. Пропеллер
эффективность никогда не может достичь идеальной эффективности 100 %. Это потому, что в
при разработке КПД воздушного винта некоторые понятия игнорируются,

1. Сопротивление трения лопаток.
2. Кинетическая энергия вращения слипстрима.
3. То, что тяга распределяется по лопастям неравномерно.

Максимальный КПД гребного винта составляет около 90 %. Это связано с комбинированным воздействием
сопротивление гондолы и крыльев винту. Этот комбинированный эффект сбрасывает пропеллер
КПД около 87 %. Отсюда мощность тяги, обеспечиваемая винтом, составляет 9 л.с.0023

где:
= тяга (фунты)
= скорость (фут/с)
= мощность моторного тормоза, л.с.
550 = коэффициент преобразования ft-lbs в лошадиные силы
= КПД гребного винта

Уравнение тяги для турбореактивных двигателей

Уравнение тяги для турбореактивного двигателя может быть получено из общей формы уравнения Ньютона.
второй закон (т.е. сила равна скорости изменения импульса во времени),

На рисунке ниже показаны впускной и выпускной потоки турбореактивного двигателя. Отрицательная тяга
из-за того, что набегающий поток воздуха почти останавливается прямо перед двигателем, называется
импульсное сопротивление или прямое сопротивление. Результирующая тяга определяется следующим уравнением:

Схема ТРД.

где: = весовой расход воздуха, проходящего через
двигатель.
= скорость реактивного потока
= статическое давление на сопле
= атмосферное давление
= площадь сопел
= скорость самолета

Информация в этом разделе была получена из нескольких источников. Те
Мы связались с источниками, и ожидается разрешение на использование их материалов на нашем сайте.
Тем не менее, формат, в котором этот материал был представлен, защищен авторским правом
Сеть ОЛСТАР.

Присылайте все комментарии по адресу [email protected]
1995-98 ALLSTAR Network. Все права защищены по всему миру.

Обновлено: 23 февраля 1999 г.

Уравнение тяги газотурбинного двигателя