Физика и авиация

использования в военной авиации в качестве “воздушного танкера” – для заправки боевых самолетов горючим в воздухе, но мог быть переоборудованным и для применения в гражданской транспортной авиации. В последнем случае на машине могло быть установлено 100 пассажирских мест.

В 1959 году началась эксплуатация французского пассажирского самолета “Каравелла”. У самолета был круглый фюзеляж диаметром 3,2 метра, в котором был оборудован герметизированный отсек длиной 25,4 метра. В этом отсеке размещалась пассажирская кабина на 70 мест. Самолет имел стреловидное крыло, скошенное назад под углом 20 градусов. Взлетный вес самолета – 40 тонн. Силовая установка состояла из двух ТРД с тягой по 40 килоньютонов каждый. Скорость самолета была около 800 километров в час.

В СССР уже в 1954 году на одной из воздушных авиалиний доставка срочных грузов и почты производилась скоростными реактивными самолетами “Ил-20.

С весны 1955 года реактивные почтово-грузовые самолеты “Ил-20” начали курсировать на воздушной трассе Москва-Новосибирск. На борту самолетов – матрицы столичных газет. Благодаря использованию этих самолетов жители Новосибирска получали московские газеты в один день с москвичами.

На авиационном празднике 3 июля 1955 года на Тушинском аэродроме под Москвой впервые был показан новый реактивный пассажирский самолет конструкции А.Н.Туполева “ТУ-104.

Этот самолет с двумя ТРД тягой по 80 килоньютонов каждый имел отличные аэродинамические формы. Он мог перевозить 50 пассажиров, а в туристическом варианте – 70. Высота полета превышала 10 километров, полетный вес – 70 тонн. Самолет имел прекрасную звуко- и теплоизоляцию. Машина была герметична, воздух в салон отбирался от компрессоров ТРД. В случае отказа одного ТРД самолет мог продолжать полет на другом. Дальность беспосадочного перелета составляла 3000-3200 километров. Скорость полета могла достигать 1000 километров в час.

15 сентября 1956 года самолет Ту-104 совершил первый регулярный рейс с пассажирами по трассе Москва-Иркутск. Через 7 часов 10 минут летного времени, преодолев с посадкой в Омске 4570 километров, самолет приземлился в Иркутске. Время в пути по сравнению с полетом на поршневых самолетах сократилось почти втрое. 13 февраля 1958 года самолет Ту-104 стартовал в первый (технический) рейс по авиалинии Москва-Владивосток - одной из самых протяженных в нашей стране.

“ТУ-104” получил высокую оценку и в нашей стране и за рубежом. Иностранные специалисты, выступив в печати, заявили, что начав регулярную перевозку пассажиров на реактивных самолетах “ТУ-104”, Советский Союз на два года опередил США, Англию и другие западные страны по массовой эксплуатации пассажирских турбореактивных самолетов : американский реактивный самолет «Боинг-707» и английская «Комета-IV» вышли на воздушные линии только в конце 1958 года, а французский «Каравелла» - в 1959 году.

В гражданской авиации также использовались самолеты с турбовинтовыми двигателями (ТВД). Эта силовая установка по устройству похожа на ТРД, но в ней на одном валу с турбиной и компрессором с передней стороны двигателя установлен воздушный винт. Турбина здесь устроена таким образом, что раскаленные газы, поступающие из камер сгорания в турбину, отдают ей большую часть своей энергии. Компрессор потребляет мощность значительно меньше той, которую развивает газовая турбина, а избыточная мощность турбины передается на вал винта.

ТВД – промежуточный тип авиационной силовой установки. Хотя газы, выходящие из турбины, и выпускаются через сопло и их реакция порождает некоторую тягу, основная тяга создается работающим винтом, как у обычного винтомоторного самолета.

ТВД не получил распространения в боевой авиации, так как он не может обеспечить такую скорость движения, как чисто реактивные двигатели. Также он непригоден на экспрессных линиях гражданской авиации, где решающим фактором является скорость, а вопросы экономичности и стоимости полета отходят на второй план. Но турбовинтовые самолеты целесообразно использовать на трассах различной протяженности, рейсы по которым совершаются со скоростями порядка 600-800 километров в час. При этом нужно учитывать, что, как показал опыт, перевозка на них пассажиров на расстояние 1000 километров обходится на 30% дешевле, чем на винтовых самолетах с поршневыми авиадвигателями.

В 1956-1960 годах в СССР появилось много новых самолетов с ТВД. Среди них “ТУ-114”(220 пассажиров), “Ан-10”(100 пассажиров), “Ан-24”(48 пассажиров), “Ил-18”(89 пассажиров).



Изобретение реактивного авиационного двигателя предопределило резкий скачок в развитии авиации. Новые самолеты с реактивными силовыми установками были значительно быстрее и мощнее свих аналогов, оснащенных поршневыми авиамоторами.

Реактивный двигатель позволил самолетам преодолеть звуковой барьер, что было практически неосуществимо при использовании поршневых авиамоторов. Современные реактивные самолеты способны двигаться со скоростями, в несколько раз превышающими скорость звука.

Активное развитие реактивной авиации предзнаменовало наступление космической эры. Ведь первые ракетные реактивные двигатели были по конструкции похожи на авиационные жидкостные реактивные двигатели.

Изобретение турбовинтового двигателя позволило снизить стоимость пассажирских авиаперевозок, а внедрение турбореактивного двигателя в гражданскую авиацию – повысить их скорость. Все это способствовало популяризации гражданских авиаперевозок среди населения и ускорило общий научно-технический прогресс.


Перечень условных обозначений, символов, единиц, сокращений и терминов

Обозначения

Индексы

а – скорость звука, м/с; * - равновесный параметр;
В – индукция магнитного поля, Тл; а – выходное сечение параметра;
F – сила, Н; кр – критическое сечение сопла;

Iс – ток катушки, А;

к – сечение камеры сгорания

Ib – ток ионного пучка, А;

реактивного двигателя;
k – показатель адиабаты; max – максимальный;
m – масса, кг; min – минимальный;

- массовый расход, кг/с;

opt – оптимальный;
N –мощность, Вт; б – бак;

n –концентрация частиц, м-1;

к – камера;
P – давление, Па; 0 – начальный;
T – температура, К;
U – напряжение, В;
W – скорость, м/с;

r - плотность, кг/м3;


P, R – тяга ракетного двигателя, Н;

h - тяговый КПД;


t - приращение по времени, с;


f - потенциал ионизации, эВ;


s - сечение ионизации, см2;


w - частота, 1/с;


Сокращения

АЭД – автоэмиссионный двигатель;

ВЧ – высокочастотный;

ИПД – импульсный плазменный двигатель;

КА – космический аппарат;

КПД – коэффициент полезного действия;

ПИД – плазменный ионный двигатель;

РД – ракетный двигатель;

РИД – радиочастотный ионный двигатель;

РМД - радиочастотный ионный двигатель с магнитным полем;

СПД – стационарный плазменный двигатель;

СПУ – стационарный плазменный ускоритель;

СХПРТ – система хранения и подачи рабочего тела;

ЭДС – электродвижущая сила;

ЭРД – электроракетный двигатель;

ЭТД – электротермический двигатель.


Как было показано последними исследованиями, энергетика (энергообеспечение) космических аппаратов с ресурсом 1-20 лет всегда будет первостепенной проблемой. Двигатели малых тяг, которые осуществляют коррекцию и стабилизацию таких космических аппаратов, обладают некоторыми особенностями, например, длительным ресурсом, высокой надежностью, оптимальной «ценой» тяги (отношение энергетических затрат к единице тяги). Для обеспечения долгосрочного ресурса необходимо уменьшить температуру конструктивных элементов плазменных движителей, плазма не должна взаимодействовать с элементами конструкции. В основном скорость истекающей плазмы (характеристическая скорость) определяет удельный импульс движителя. Чем больше значение характеристической скорости, тем больше и удельный импульс. Для осуществления длительных работ (программ) в космосе необходимо иметь надежные, высокоэффективные электроракетные двигатели со скоростями истечения плазмы 103-105 м/с и более.

Мы получили следующие результаты: при скоростях истечения рабочего тела 1000-9000 м/с термоэлектрические движители работают надежно, а в настоящее время создаются движители со скоростями истечения рабочего тела 2000-20000 м/с.

Использование электродуговых плазменных движителей для этих целей продемонстрировало, что в данном диапазоне скоростей негативные явления наблюдаются лишь вследствие эксплуатации движителя больше заданного времени ресурса.

Повышение температуры плазмы в движителях такого типа приводят к повышению удельного импульса. Но почти 50% электрической энергии подводимой к электродам, превращается в тепло и не участвует в повышении скорости плазменного пучка, а электроды испаряются (уменьшаются), что уменьшает ресурс движителя.

В нашем университете многие годы ведется детальная разработка таких движителей. Сравнение современных достижений по типовым движителям приведено в таблице 1.

Одним из современных направлений развития плазменных ускорителей является разработка двигателей малых тяг, работающих на принципе безэлектродного создания электромагнитной силы в форме ВЧ- и СВЧ-полей в плазменном объеме, удержании плазмы и ее ускорении в магнитном поле заданной формы. В этом случае предлагается концепция термоэлектрического движителя с высокочастотным нагревом рабочего тела, такого как водород. Это позволяет существенно уменьшить взаимодействие плазмы на элементы плазменного ускорителя, исключить потери энергии на электродах и использование магнитного сопла значительно повысят КПД движителя. Таким образом, преимущества этого типа движителей очевидны. Они заключаются в следующем:

  • высокий КПД (0,4 – 0,5);

  • длительный ресурс работы на борту (до 2-х лет);

  • высокая надежность и безопасность;

  • использование экологически чистого топлива;

  • такие движители обеспечивают характеристическую скорость в требуемом диапазоне скоростей истечения, которую движители других типов не могут обеспечить;

  • массовые характеристики, «цена» тяги и стоимость сборки не превышают существующих.

Это может стать возможным, если мы будем использовать некоторые достижения современной технологии и учтем некоторые нюансы:

  1. Из всех рабочих тел водород обладает минимальной атомной массой, то есть скорость истечения водородной плазмы из ВЧ-ускорителя будет максимальной.

  2. Водород – экологически чистое рабочее вещество и необходимость его использования несомненна.

  3. Сейчас у нас есть технология безопасного хранения связанного водорода в виде гибридов металлов на борту космического летательного аппарата. Это увеличивает КПД движителя и повышает эффективность работы системы в целом.

  4. Известно, что при ионизации водорода в любом типе электрического разряда потери при передачи энергии от электронной компоненты к ионной минимальны из-за минимальных массовых различий и потому, что для атомов водорода возможна лишь однократная ионизация.

В таблице 1 приведены основные характеристики ионных двигателей разрабатываемых и применяемых в Европе в настоящее время.


Таблица 1

№ п.п Характеристики движителя

Тип движителя Рабочее тело Характеристическая тяга, г Характеристическая скорость, м/с Цена тяги, Вт/г КПД, % Особенности, ограничивающие ресурс Примечание
1 Стационарный плазменный движитель (СПД)

Ксенон

(газ)

1…5

18000…

25000

і150

30…50 Ресурс катода компенсатора и керамических изоляторов
2 Движитель с анодным слоем (ДАС) Газ, жидкий металл 1…3

25000…

35000

і200

30…45 Ресурс катода компенсатора, ресурс электродов
3 Плазменный ионный движитель (ПИД) Газ, жидкий металл 1…10 и более

30000…

100000

і300

30…45 Ресурс катода компенсатора и ионно-оптической системы Увеличение тяги приводит к увеличению размеров
4 Торцевой холовский движитель (ТХД) Газ, жидкий металл 1…3

25000…

35000

і300

25…40 Электроды и катодный узел Увеличение тяги пропорционально уменьшению ресурса
5 Электро-нагревный движитель (ЭНД) Газ 1…5

1000…

4000

50…150 20…30 Нагреватель
6 ВЧ-движитель Газ 1…10

3000…

15000

30…100 40…50 Отсутствуют


Применение ионных плазменных двигателей малой тяги на геостационарных спутниках имеет следующие преимущества: уменьшение стартовой массы, увеличение массы полезного груза и ресурса спутника.

Сравнение ЭНД, СПД и РИД, используемых в системе стабилизации Север – Юг, проведено на рисунке 1 и рисунке 2.


Рисунок 1,2. Стартовая масса спутника и зависимость сухой массы спутника от применяемой на нем двигательной установки.

Как показано на рисунке 1, стартовая масса спутника, включающая в себя сухую массу спутника (без массы ЭРДУ), составит:

4050 кг при использовании ЭНД;

3900 кг – СПД;

3670 кг – РИД.

Это означает, что стартовая масса спутника при использовании РИД вместо электродугового двигателя или СПД уменьшается на 380 и 230 кг соответственно. Уменьшение массы приводит к снижению стоимости запуска.

На рис. 2 показана зависимость сухой массы спутника от массы применяемой на нем двигательной установки (стартовая масса – 4050 кг):

2090 кг при использовании ЭНД;

2170 кг – СПД;

2310 кг – РИД.

Масса полезного груза может быть увеличена при использовании РИД:

на 220 кг по сравнению с ЭНД;

на 140 кг – с СПД.

Оба преимущества: уменьшение стартовой массы и увеличение массы полезного груза, - приводят к уменьшению стоимости спутника.

РИД с диаметром ионизатора 10 см и тягой 10 мН был запущен на EURECA. Сейчас такой же двигатель, но с тягой 15 мН проходит квалификационные испытания для использования его на экспериментальном спутнике связи ESA Artemis. Его вывод на орбиту планируется в 2000 году японским ракетоносителем Н-2. Коммерческая версия этого двигателя сможет создавать тягу на уровне 25 мН.

РИД с диаметром ионизатора 15 см и тягой 50 мН сейчас исследуется в Гессенском университете.

РИД 26 с тягой до 200 мН разрабатывают в Dasa/ESA Technology. Планируется его использование в качестве основного движителя.



Основные задачи, выполняемые с помощью РД, на геостационарных спутниках:

- переход на более высокую орбиту 1500 м/с за маневр;

- системы стабилизации Север – Юг 47 м/с в год;

- системы стабилизации Запад – Восток <5 м/с в год;

- ориентирование ЛА <5 м/с в год;

- сход с орбиты 5 м/с.

Рассмотрим задачи для ЭРД, характеризующиеся большими приращениями скорости:

Переход на более высокую орбиту. При использовании химических двигателей 40% стартовой массы спутника составляет топливо. Для перевода спутника с промежуточной орбиты на гео-орбиту требуется 10 дней.

Если для этого маневра использовать ЭРД, то потребуется около трех месяцев. В этом случае тяга должна быть на уровне 400 мН и более. Такая тяга может быть получена одним двигателем или связкой.

Уровень тяг ограничен мощность солнечных батарей (10 – 15 кВт).

Вывод КЛА на орбиты выше геосинхронных приведет к уменьшению изменения скорости.

Системы стабилизации Север – Юг. Среднее приращение скорости на 47 м/с в год приводит к общему Dv=750 м/с.

Уровень тяги должен обеспечивать выполнение этой задачи, по крайней мере, за 3 часа в день. Это требование обусловливает необходимую тягу 25 мН и более.

Учитывая современный уровень развития ионных двигателей, ввод ЭРД в эксплуатацию на коммерческих геостационарных спутниках может проводиться по следующей схеме:

1) Использовать плазменные ионные двигатели с тягой 25 мН для систем стабилизации Север – Юг. Остальные задачи, как и ранее, осуществлять с помощью химических двигателей.

2) Системы спутника используются в том виде, в каком они существуют сейчас, т.е. дополнительные разработки приостанавливаются.

Использование ЭРД для вывода спутников на орбиты потребует двигателей с большими тягами, что повлечет за собой необходимость в изменении конструкции систем спутника. Несмотря на это, применение ЭРД для этих целей рассматривается как второй шаг в программе ввода в эксплуатацию двигателей этого типа, который потребует полного изменения систем спутника и дополнительных доработок ионных движителей.

Конечная цель программы – выполнение всех космических задач с помощью ЭРД в сочетании с маховиками и карданными механизмами, «все спутники на ЭРД». Это сильно повлияет на конструкцию систем спутников, как и во втором случае.



Уже многие годы РИД разрабатываются во многих странах. Были исследованы ГРК диаметрами от 10 до 35 см. Наиболее изучен РИД 10, позволяющий получить тягу до 25 мН.

Для применения этих двигателей в космических целях уровень тяг должен быть поднят до 25 мН. Конструкция в дальнейшем может быть усовершенствована для серийного производства, т.е. необходимо уменьшить себестоимость производства до цены, удовлетворяющей требованиям рынка.

Большие тяги могут быть получены путем увеличения диаметра ГРК, что позволяет увеличить диаметр ионного пучка.

В нашем университете исследуется РИД 15, который может создавать тягу 50 мН.

Используя ГРК диаметром 20 см можно получить тягу 80 мН.

Действующая модель РИД 26 с тягой 200 мН готова к испытаниям. В этом двигателе используется принцип ВЧ ионизации и ИОС, изготовленная из молибдена.



По сравнению с другими двигателями РИДУ обладают следующими преимуществами:

1) Не требуется эмиттер электронов. Для ВЧ ионизации рабочее тело ионизируется в ГРК ВЧ полем с частотой 10 МГц. Электроны, рождающиеся в ГРК или поступающие из нейтрализатора, используются для организации столкновений с нейтральными атомами газа.

2) Высокая надежность нейтрализатора. Полые катоды хорошо изучены и продемонстрировали высокую надежность эксплуатации и большой ресурс.

3) Используется трехсеточная ИОС. При ускорении ионов в трехсеточной ИОС получаем:

  • постоянную скорость истечения ионов;

  • точное направление вектора тяги;

  • малое рассеивание пучка.

4) Простота регулирования тяги. Ток ионного пучка устанавливается регулированием ВЧ мощности двигателя.

5) Ускоряющий электрод изготовлен из углерода, что значительно увеличивает ресурс.

6) Простая система контроля расхода рабочего тела.

7) Уменьшение массы системы.



Радиочастотный ионный движитель исследуется в нашем университете в течение последних 2 лет. Это двигатель РИД-10, который был разработан для разрядной камеры диаметром 10 см. (рисунок 1).

Своим названием двигатель РИД обязан используемому в нем принципу ионизации. Нейтральное рабочее тело Xe поступает в разрядную камеру через изоляторы и анод. Для инициации разряда анод находится под большим положительным потенциалом, чтобы притягивать электроны нейтрализатора. При прохождении через разрядную камеру эти электроны накапливают энергию от высокочастотного поля (10 МГц подается на катушку вне камеры). Возбужденные таким образом электроны неупруго сталкиваются с нейтральными атомами топлива, ионизируя их. Потенциал анода уменьшают, а в камере устанавливается самоподдерживающийся разряд, использующий электроны, рождающиеся в неупругих столкновениях. Положительные ионы мигрируют к электроду, поддерживающему разряд, на выходе из камеры и ускоряются парой ускоряюще-замедляющих электродов. В РИД 10 используется полый катод-нейтрализатор. Номинальная тяга РИД-10 –15 мН, во время испытательных запусков была получена тяга порядка 0,3 – 18 мН. Максимальная тяга – около 24 мН. Номинальный удельный импульс 3150 с ; он составляет примерно Iуд=1120 с при P=1 мН и при максимальной тяге – Iуд=3324 с. Двигатель включает радиочастотный генератор, блок регулирования мощности, блок топливного контроля. Энергопотребление такой установки 70 Вт, при P=15 мН – 510 Вт. Контроль тяги проводится с помощью контрольных параметров: первичных (входная мощность), вторичных (расход топлива).



Этот двигатель интегрирует в себе весь опыт, накопленный в этой области. Радиочастотный безэлектродный разряд и ионно-оптическая система, разработанная для ПИД 10, и нейтрализатор образуют ядро этого двигателя. Потребляя 6 кВт энергии, этот двигатель может развить тягу до 200 мН.



В последние годы был разработан новый подход к радиочастотным ионным двигателям. Он основан на использовании высокочастотного поля и осесимметричного магнитного поля в разрядной камере для ионизации топлива (рисунок 3). В установке магнитные поля располагаются следующим образом: есть две коллинеарных магнитных катушки, одна из них расположена в задней части разрядной камеры, а другая – на наружной стенке камеры. Рабочее тело поступает в камеры через входное отверстие и газораспределитель, затем с помощью катода-нейтрализатора инициируется разряд. После установления устойчивого разряда в плазме в месте расположения оптимального значения напряженности магнитного поля возникает стоячая волна. В этом случае ток пучка максимален. Двигатель развивает тягу на уровне 1 –10 мН и удельный импульс Iуд=3000 с. Данные, полученные в результате эксперимента, показывают цену тяги около 35 Вт/мН; таким образом этот двигатель относится к той же категории, что и два других ионных двигателя, концепция которых представлена выше. Контроль тяги возможно производить по той же схеме, что и в РИД, а именно посредством измерения ВЧ мощности и расхода рабочего тела. Дополнительно для повышения КПД возможно использовать круговые токи. Эта особенность действительно даст возможность двигателю работать с максимальным КПД даже при очень низких уровнях тяги, что является усовершенствованием по сравнению с предыдущими концепциями.






Физическая модель процессов, протекающих в электронагревном реактивном двигателе, описывается общей системой уравнений гидрогазовой динамики. Однако на практике наиболее часто используется не она, а набор полуэмпирических формул, полученных на основании обработки большого количества экспериментальных данных, а также некоторые уравнения из общей системы, приведенные к более простому виду благодаря введению ниже перечисленных допущений:

  • считается, что скорость рабочего тела, поступающего в камеру РД, равна нулю (wк=0);

  • рабочее тело полагается подчиняющимся законам идеального газа, т.е. для него справедливы уравнения состояния идеального газа;

  • принимают, что в процессе движения рабочего тела вдоль сопла не происходит теплообмена между рабочим телом и стенками сопла, т.е. процесс истечения адиабатный (Q=0);

  • пренебрегают действием внешних сил на поток рабочего тела (Fвн=0);

  • пренебрегают вязкостью рабочего тела (ν=0);

  • процесс подвода энергии к рабочему телу в камере в высокочастотном разряде считают происходящим в эффективном объеме камеры, составляющем 20% от общего объема камеры.

Приведем основные зависимости параметров рабочего тела в камере РД с учетом вышеизложенных допущений. Скорость истечения газа из реактивного сопла:

(2.1)

где k – показатель адиабаты рабочего тела;

Rμ=8314 Дж/(кмоль К), универсальная газовая постоянная;

μ – молекулярная масса рабочего тела, кмоль;

Тк - температура в камере сгорания, К;

ра - давление на срезе сопла, Па;

ра – давление в камере,Па.

Площадь среза сопла определяется выражением:

или

(2.2)

где fкр – удельная площадь критического сечения сопла, м2с/кг;

fа – удельная площадь среза сопла, м2с/кг;

- степень расширения рабочего тела в сопле.

Удельный импульс двигателя:

, (2.3)

где рн – давление окружающей среды, Па;

- удельная площадь среза сопла, м2с/кг.

Тяга двигателя определяется по формуле:

, (2.4)

где - расход рабочего тела через камеру, кг/с;

Fa –площадь среза сопла, м.

Удельная площадь произвольного сечения камеры сгорания и сопла определяется по формуле:

, (2.5)

где - число Маха в данном сечении сопла;

w – скорость течения рабочего тела в данном сечении сопла, м/с;

- cкорость звука в данном сечении, м/с.

Зависимость между степенью расширения рабочего тела в сопле ε и числом Маха на срезе сопла выражается следующей формулой:

. (2.6)

Зависимость между поперечными размерами сопла на срезе fa и степенью расширения газа в сопле ε определяется так:

, (2.7)

Нерасчетный режим работы сопла, когда ран, называется режимом перерасширения и сопровождается проникновением скачков уплотнения внутрь сопла. Начало этого проникновения совпадает с моментом появления скачков уплотнения на срезе сопла, при ра<(0,2 – 0,4)рн. В ходе экспериментов было установлено, что число Маха в сечении, где располагается граница скачков уплотнения при их проникновении внутрь сопла, может быть найдено из уравнения:

, (2.8)

где Мх – число Маха в сечении границы скачков уплотнения;

ξ – поправочный коэффициент.

После нахождения из этого уравнения числа Мх можем определить:

  • местоположение сечения Х:

, (2.9)

  • удельный импульс двигателя:

, (2.10)

  • скорость потока рабочего тела в сечение Х:

, (2.11)

  • температуру рабочего тела в сечении Х:

(2.12)



Обобщенно можно представить ТД процессы, протекающие в ЭРД с ВЧ нагревом рабочего тела, следующим образом (см. рисунок 17):


Рисунок 3. Схема электронагревного ракетного движителя

Запишем уравнение баланса энергии в интегральной форме для промежутка времени в предположении установившегося процесса работы двигателя:

, (2.13)

где Qрас –потери энергии в двигателе, связанные с рассеянием ее в стенки камеры и сопла и др.;

Ср0, Сра – изобарные теплоемкости рабочего тела соответственно при температурах рабочего тела на входе в камеру и на выходе из сопла, Дж/(кг*К);

Т0, Та - температуры рабочего тела соответственно на входе в камеру и на выходе из сопла, К;

w0, wа – скорости потока рабочего тела соответственно на входе в камеру и на выходе из сопла, м/с.

Разделим все члены записанного уравнения на (), т.е. приведем его к удельной форме:

, (2.14)

Его можно записать иначе:

, (2.15)

где .

Связь параметров рабочего тела на срезе сопла с параметрами в камере определяется следующей зависимостью:

или

. (2.16)

С учетом допущения об идеальности рабочего тела:

. (2.17)

Исходя из предположения адиабатности течения, получим:

, (2.18)

хотя на самом деле течение является изоэнтропным, в данной формуле, так же как и в последующих, следует вместо k писать nиз, причем nиз

Исходя из вышеприведенных формул, имеем:

. (2.19)

Связь параметров рабочего тела в критическом сечении сопла с параметрами в камере:

или

,

, (2.20)

,

.

Определим связь параметров рабочего тела в камере с площадью критического сечения сопла. Из уравнения:

Если Вам нужна помощь с академической работой (курсовая, контрольная, диплом, реферат и т.д.), обратитесь к нашим специалистам. Более 90000 специалистов готовы Вам помочь.
Бесплатные корректировки и доработки. Бесплатная оценка стоимости работы.
Подробнее

Поможем написать работу на аналогичную тему

Получить выполненную работу или консультацию специалиста по вашему учебному проекту
Нужна помощь в написании работы?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Пишем статьи РИНЦ, ВАК, Scopus. Помогаем в публикации. Правки вносим бесплатно.

Похожие рефераты: