Химические ракетные топлива
жүктеу/скачать 1.91 Mb. Pdf көрінісі
|
| а
=р 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 жүктеу/скачать 1.91 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|