Тяга двигателя
В ракетном двигателе 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 разделение можно произвести различными способами, но предпочтительным будет тот, который даст наибольшие удобства для определения действующих сил.
Самое простое и очевидное — это отделить струю истекающих газов по крайнему срезу сопла, а все 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, распределенным по внешней поверхности. Отбрасывая струю газов, мы также должны заменить ее действие на оставшуюся по другую сторону сечения массу давлением, которое возникает в струе на срезе сопла. Это давление принято обозначать через ра (рис. 1.3). Оно не обязательно равно атмосферному и может 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 может 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 . Поэтому 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 этом сечении.
Рис. 1.4. Силы, действующие на закрепленную ракету.
Так как R = P, то тяга
Следует особо подчеркнуть, что под давлением р понимается исключительно барометрическое давление окружающей среды, но не истинное давление на поверхности ракеты, значение и закон распределения 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
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 двигателей 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, разделение 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 определения тяги на высоте h следует вычесть произведение Saph,т. е.
(1.7)
Таким образом, пустотная тяга представляет собой результирующую сил давления, распределенных по внутренней поверхности камеры. В дальнейшем мы увидим, что это давление не зависит ниот скорости полета, ни от условий окружающей среды, и поэтому пустотная тяга представляет собой одну из основных 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. Распределение 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 ра на выходе из сопла пропорционально , а сама скорость истечения Wa также отрасхода не зависит (правда, в некоторых определенных 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. Поэтому 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. Учет перечисленных особенностей, однако, приводит к совершенно ничтожным числовым поправкам, и ими с полным основанием пренебрегают.
Дата добавления: 2014-12-26; просмотров: 2453;