(17.8)
где Ae – область выхода сопла, At – область критического сечения сопла. Заметим, что при увеличении коэффициента расширения давление на выходе из сопла уменьшается.
Для ракеты-носителя (особенно первых ступеней), где внешнее давление меняется в течение периода работы, производятся траекторные вычисления для определения оптимального выходного давления. Однако есть дополнительное ограничение – максимально допустимый диаметр для конуса выхода сопла, который в некоторых случаях приходится ограничивать. Это особенно верно для ступеней, не являющихся первыми, где диаметр сопла не может быть больше, чем внешний диаметр нижней ступени.
Для космических двигателей, где внешнее давление равно нулю, тяга всегда увеличивается соответственно увеличению коэффициента расширения сопла. На этих двигателях коэффициент расширения сопла обычно увеличивается, пока дополнительный вес более длинного сопла (и увеличение в реальном сопле внутреннего пограничного слоя или потери на трение) не будет стоить больше эффективности, чем производимая дополнительная тяга.
Другая важная зависимость для оценки эффективности ракетного двигателя включает в себя два ключевых показателя: характеристическая скорость выхлопных газов и коэффициент тяги. Характеристическая скорость С* - это мера энергии, достижимая при процессе горения и определяемая
(17.9)
где At – область горловины сопла, PC – давление в камере сгорания. Величина С* обеспечивается в диапазоне от 1333 м/с для однокомпонентного топлива гидразина (N2H4) до 1640 м/с для двухкомпонентных топлив (N2O4/MMH) наземного хранения и выше, до 2360 м/с для криогенного LO2/LH2. Коэффициент тяги Cf – мера эффективности преобразования энергии в скорость истечения, которая характеризует качество сопла
(17.10)
Характерные значения для Cf - это 1.6 (для e=30:1) и 1.86 (для e=200:1). Результат этих двух показателей эффективности, деленный на гравитационную константу, дает удельный импульс:
(17.11)
Физические процессы, которые взаимодействуют для создания горячих газов и соответствующей тяги внутри камеры химического ракетного двигателя, иллюстрируется на рис 17.1. Дополнительная информация дается в NASA [1963].
Рисунок 17.1. Упрощенная схема химического ракетного двигателя
Сгорание топлива и окислителя в камере сгорания создает расширение газовых продуктов реакции, которые затем вытесняются сквозь сопло. Разница между давлением внутри камеры (Pc) и на выходе сопла (Pe) создает реакцию, которая толкает камеру и транспортное средство в направлении, противоположном к этим истекающим газам. Атмосферное давление (P¥) снижает эффективную тягу (F), так что ракетный двигатель на самом деле работает более эффективно в космическом пространстве, чем в земной атмосфере. Эта упрощенная схема камеры сгорания также отображает однокомпонентный ракетный двигатель (только один топливный впускной клапан и наружная часть камеры упакована катализатором), и твердотопливный ракетный двигатель (где нет впускных клапанов, потому что и топливо и окислитель предварительно загружены в камеру и сгорают только по команде на зажигание).
Имеющиеся в настоящее время космические двигательные системы могут быть распределены по таким категориям, как системы на холодном газе, химические и электрические. Более экзотические типы, такие как ядерные двигатели, солнечные паруса или методы излучаемой энергии, могут быть когда-нибудь осуществлены, но эти рассуждения выходят за пределы границ этой книги. Таблицы 17.4 и 17.5 перечисляют общие характеристики некоторых типов двигательных систем.
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.