Химические ракетные топлива



Pdf көрінісі
бет53/66
Дата20.10.2023
өлшемі1.91 Mb.
#481296
түріУчебное пособие
1   ...   49   50   51   52   53   54   55   56   ...   66
С.Н. Козлов, А.В. Литвинов, Л.Д. Ленкина ХИМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА

а

h

(4.11) 
Используя уравнение неразрывности , можно полу-
чить, что 
(4.12) 
Из (4.12) видны две составляющие удельного импульса тяги: пер-
вая зависит только от внутрикамерных процессов J
удп
, а вторая связана 
с воздействием окружающей среды 
. В системе СИ J
уд
имеет раз-
мерность Н·с/кг=м/с и численно равен эффективной скорости истече-
ния. 
В соответствии с теоремой количества движения величину J
уд
можно рассматривать как приращение количества движения ракеты в 
результате сгорания 1 кг массы топлива. 
В технической системе J
уд
имеет размерность кгс·с/кг. Если J
уд
определять по весовому расходу g, то его размерность будет выражать-
ся в секундах: 
 
(4.13) 
В этом случае J
уд
можно рассматривать как время в секундах, в 
течение которого двигатель, создающий тягу в 1кгс, израсходует 1 кг 
веса топлива. 
Наряду с удельным импульсом по массовому ( ) и весовому ( ) 
расходу топлива иногда используют понятие удельного объемного им-
пульса, определяемого по объемному расходу : 
(4.14) 
Как указано ранее, основными проектными параметрами ракеты 
являются дальность полета, зависящая от координат конца активного 
участка траектории (АУТ) и величины скорости V
k
в конце АУТ.
Величина V
k
может быть определенапо формуле К.Э. Циолков-
ского, которую запишем в виде 
 
(4.15) 
где V
0
– начальная скорость ракеты, 



m
m
0

– массовое число ракеты, 


120 
m
0
– стартовая масса ракеты
m
k
– масса конструкции ракеты после выгорания топлива в конце 
АУТ. 
V
0
=0 при запуске ракеты с неподвижного носителя. 
Стартовая масса m
0
=m
k
+m
т
,
гдеm
т
– масса топлива, тогда при V
0
=0 


1


Ц
эф
K
n
w
V


(4.16) 
где К
Ц
=m
т
/m
k
– число Циолковского, относительная масса топлива. 
Формула Циолковского (4.16) определяет максимальную скорость 
полета одноступенчатой ракеты в конце АУТ без учета воздействия 
атмосферы и поля тяготения, называемую идеальной. 
Для многоступенчатой ракеты идеальная скорость последней сту-
пени в конце АУТ равна сумме приращений идеальной скорости для 
каждой из ступеней 




n
i
ki
k
V
V
1
(4.17) 
где n – число ступеней ракеты. 
Значения ΔVk
i
рассчитываются при известных значениях J
уд.пi
и μ
кi
для каждой ступени 
(4.18) 
Из-за действия сил Земного тяготения, аэродинамического сопро-
тивления и других причин конечная скорость ракеты в конце АУТ бу-
дет равна 
(4.19) 
где
– сумма потерь скорости из-за действия факторов реаль-
ного полета. 
Расчеты показывают, что гравитационные потери составляют
10-20 %, потери на аэродинамическое сопротивление 3-5 %. 
Из анализа отечественных и зарубежных ракет следует, что мак-
симальная дальность полета L
max
в зависимости от скорости ракет в 
конце АУТ приближенно может быть определена по формуле (4.1), где 
величина коэффициента n зависит от L


Достарыңызбен бөлісу:
1   ...   49   50   51   52   53   54   55   56   ...   66




©dereksiz.org 2024
әкімшілігінің қараңыз

    Басты бет