2.2.1. Тяга ракетного двигателя

Энтальпию продуктов сгорания в камере сгорания в кинетическую энергию струи можно преобразовать различными способами: подводом теплоты и массы по тракту постоянной геометрии, ускорением в сужающихся и расширяющихся соплах.

Обычно используют сопло переменной геометрии - осесимметричное сопло Лаваля как наиболее простой и надежный геометрический способ разгона рабочего тела.

Под тягой двигателя понимают результирующую сил, действующих на внутреннюю поверхность тракта, и сил воздействия невозмущенной окружающей среды на внешнюю поверхность двигателя, кроме сил аэродинамического сопротивления.

Рассмотрим двигатель на рис. 2.2.

Рис. 2.2. Схема возникновения тяги ракетного двигателя

Границей между внутренней и наружной поверхностями является срез выходного сечения сопла а-а, рабочее тело - идеальный газ, массовые силы отсутствуют. В соответствии с определением, при постоянном давлении окружающей среды р_н тяга есть сумма интегралов сил давления по наружной и внутренней поверхностям двигателя

. (2.1)

Так как вектор сил давления замкнутой наружной поверхности равен нулю, то

Отсюда,

_{. (2.2)}

_{Значение второго интеграла в (2.}l) определим с помощью теоремы импульсов: изменение количества движения за единицу времени объема газа равно результирующей внешних сил, действующих на этот объем. В ракетной технике есть фундаментальное понятие: расход рабочего тела , кг/с - масса рабочего тела, истекающая через срез сопла в единицу времени со скоростью Течение газа рассматриваем одномерным, положительное направление оси совпадает с направлением тяги, значением скорости газа в камере сгорания пренебрегаем.

Теорема импульсов:

,

или

.

Тогда

.

При осесимметричном одномерном течении идеального газа формула тяги имеет вид

. (2.3)

Вектор тяги направлен по оси двигателя, размерность тяги – ньютон (система СИ), кгс (ТСЕ). Возникает вопрос: куда же приложена сила тяги? Если двигатель расположен на стенде, то интеграл сил давления (2.1) (тяга РД) передается именно датчику для измерения тяги, как показано на рис. 2.3. Для измерения тяги и проводится испытание двигателя при постоянном барометрическом давлении p_н. В составе ракеты тяга двигателя передается на раму крепления или к соединительному отсеку в соответствии с рис. 2.4.

Рис 2.3. Схема приложения тяги двигателя на стенде

R - реакция опор

Рис 2.4. Схема приложения тяги двигателя I ступени к конструкции ракеты

Характерными в определении тяги являются:

1.Тяга в пустоте (р_н = 0)

. (2.4)

С позиций разработчика ракеты удобно ввести понятие эффективной скорости истечения , тогда .

2.Тяга на произвольной высоте Н в атмосфере (активный участок полета)

. (2.5)

3.Тяга на Земле

. (2.6)

4.Стартовая тяга

. (2.7)

5.Тяга на режиме равенства давлений потока на срезе сопла и окружающей среды (расчетный режим работы сопла)

. (2.8)

Из (2.8) следует, что необходимо получать как можно большее значение скорости истечения продуктов сгорания на срезе сопла при заданном расходе. А скорость истечения пропорциональна величине , именно поэтому продукты сгорания топлив имеют высокое значение температуры (до 4000 К).

Для современных РД характерен широкий диапазон тяг: от нескольких грамм (двигатели коррекции, стабилизации и т.п.) до сотен тонн - РД 180 P₀ ≈ 800т., F₁ Р₀ ≈ 700т., РДТТ "Шаттл" Р₀ ≈ 1200т.