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.
avia.pro
Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.
.
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
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.
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 него
отличаются, получим.
. (2.2)
отличается от
При полном расширении газа в сопле до атмосферного давления (рс=рН) формула тяги приобретает еще более простой вид
. (2.3)
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 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.
Таким образом общим результатом рабочего процесса ракетного двигателя является преобразование химической энергии топлива в скоростную энергию струи газов, вытекающих из сопла в атмосферу. Однако при этом далеко не вся химическая энергия топлива (теплотворная способность) переходит в скоростную энергию струи, а только определенная часть ее. Чем совершеннее рабочий процесс, тем больше эта полезно используемая часть теплотворной способности топлива. В современных; ракетных двигателях в скоростную энергию струи газов переходит меньше половины тепла, заключенного в топливе[2]. Большая часть (до 2/3) этого тепла представляет собой потери рабочего процесса. Часть тепла теряется из-за неполного сгорания топлива, а другая, большая, теряется вместе с газами, выходящими из двигателя, так как их температура очень высока (1000–1500 °C). Уменьшение этих потерь рабочего процесса приводит к увеличению скорости истечения и, следовательно, увеличению тяги. Однако, как учит термодинамика — наука о преобразовании тепла в работу, — все тепло не может перейти в скоростную энергию газов. Некоторая часть этого тепла представляет собой неизбежные потери.
Теперь ясно, как теплотворная способность топлива влияет на скорость истечения. Чем больше теплотворная способность, тем больше тепловой энергии, при данной степени совершенства рабочего процесса двигателя, переходит в скоростную энергию газов, т. е. тем больше скорость истечения. И физически очевидно, что чем больше скорость теплового движения молекул после сгорания, тем больше и скорость истечения газов из двигателя.
С другой стороны, чем совершеннее рабочий процесс двигателя, тем также больше скорость истечения. Поэтому, например, более удачная конструкция двигателя, в частности, сопла, позволяющая лучше организовать истечение, т. е. добиться, чтобы скорости молекул газа на выходе из двигателя имели одинаковое направление и были большими по величине, также приводит к увеличению тяги.
Такое же влияние оказывает давление газов в камере сгорания двигателя. Чем больше это давление по сравнению с атмосферным, т. е. с давлением газов на выходе из двигателя, тем большая доля тепла переходит в скоростную энергию газов и поэтому больше скорость истечения и тяга двигателя, рассчитанного на это увеличенное давление.
Из всех внешних условий (скорость полета, состояние атмосферы и др.) только атмосферное давление оказывает некоторое, да и то небольшое, влияние на рабочий процесс ракетного двигателя. Эта независимость рабочего процесса от внешних условий является важным свойством ракетного двигателя. Благодаря этому свойству скорость истечения и секундный расход газов, а следовательно, и тяга ракетного двигателя, также остаются постоянными при изменении внешних условий.
Только при изменении атмосферного давления, например с изменением высоты полета, тяга несколько изменяется — с увеличением высоты тяга растет.
Особенно важным является то, что тяга остается постоянной при изменении скорости полета.
Поделитесь на страничкеСледующая глава >
tech.wikireading.ru
тя́га дви́гателя реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя. Различают внутреннюю тягу (реактивную тягу) P результирующую всех газодинамических сил, приложенных к двигателю, без учёта внешнего сопротивления и эффективную тягу Pэф, учитывающую внешнее сопротивление силовой установки. Внутренняя тяга связана с эффективной соотношением Рэф = P-Xнар, где Xнар внешнее сопротивление силовой установки летательного аппарата. Внутреннюю тягу определяют с помощью уравнения количества движения для рабочего тела двигателя.
Для авиационных ВРД (ТРД, ТРДФ, ПВРД) тяга (в Н) P = 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 летательного аппарата. У ракетных двигателей с окислителем, находящимся на борту летательного аппарата, P = 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: P = GгCc-GвVп.
Для ТРДД с раздельными газовоздушными трактами в случае полного расширения газа в реактивных соплах внутреннего и наружного контуров P = GгICcI-GвIVп + GвII(CcII-Vп). Здесь индексом I обозначены параметры внутреннего контура ТРДД, а индексом II наружного. У ТВД
,
где Nв мощность, передаваемая на воздушный винт, Вт; ηв кпд винта.
Максимальная взлётная тяга ГТД в начале 90-х гг. превысила 300 кН.
Литература:Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975;Абрамович Г. Н., Прикладная газовая динамика, 5 изд., ч. 12, М., 1991.
В. И. Бакулев.
Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.
avia.academic.ru
тя́га дви́гателя реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя. Различают внутреннюю тягу (реактивную тягу) P результирующую всех газодинамических сил, приложенных к двигателю, без учёта внешнего сопротивления и эффективную тягу Pэф, учитывающую внешнее сопротивление силовой установки. Внутренняя тяга связана с эффективной соотношением Рэф = P-Xнар, где Xнар внешнее сопротивление силовой установки летательного аппарата. Внутреннюю тягу определяют с помощью уравнения количества движения для рабочего тела двигателя.
Для авиационных ВРД (ТРД, ТРДФ, ПВРД) тяга (в Н) P = 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 летательного аппарата. У ракетных двигателей с окислителем, находящимся на борту летательного аппарата, P = 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: P = GгCc-GвVп.
Для ТРДД с раздельными газовоздушными трактами в случае полного расширения газа в реактивных соплах внутреннего и наружного контуров P = GгICcI-GвIVп + GвII(CcII-Vп). Здесь индексом I обозначены параметры внутреннего контура ТРДД, а индексом II наружного. У ТВД
,
где Nв мощность, передаваемая на воздушный винт, Вт; ηв кпд винта.
Максимальная взлётная тяга ГТД в начале 90-х гг. превысила 300 кН.
Литература:Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975;Абрамович Г. Н., Прикладная газовая динамика, 5 изд., ч. 12, М., 1991.
В. И. Бакулев.
Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.
avia.academic.ru
Тяга – равнодействующая всех реактивных сил, создаваемых агрегатами двигателя, определяется по формуле:
где 
– массовый секундный расход топлива реактивного двигателя;Wa – скорость газовой струи на срезе сопла; Fa – площадь среза сопла; ра – давление на срезе сопла; рh – 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).
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
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
studfiles.net
