Файл: Лебедев А.А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов учеб. пособие.pdf

Так как главную роль играет первое слагаемое, то числен­ ная величина удельной тяги в первую очередь определяется ско­ ростью истечения газа из сопла, которая в основном зависит от теплотворной способности топлива и от отношения давлений в камере сгорания и на срезе сопла рк/ра.

Наиболее широкое применение для Ж РД в настоящее время нашли две основные группы топлив, отличающиеся типом окис­

Таблица 1.2

Основные характеристики некоторых жидких топлив при рк=400 Па (40 ата),

Для РДТТ применяются топлива двух видов: баллиститные, представляющие собой твердые растворы органических ве­ ществ, содержащие горючее и окислитель, и смесевые — меха­ нические смеси органического горючего и неорганического, а иногда и органического окислителя.

Характеристики некоторых твердых топлив приведены в табл. 1.3.

Скорость горения большинства твердых топлив растет при повышении давления в камере сгорания, так как при этом уве­ личивается теплоотдача к поверхности горения. Кроме того, скорость горения зависит от начальной температуры заряда: чем она ниже, тем большее количество тепла необходимо под­ вести, чтобы началась реакция разрушения твердой фазы топ­ лива, следовательно, тем меньше будет скорость горения.

Примерная зависимость скорости горения от давления в ка­ мере и начальной температуры заряда приведена на рис. 1.9.

Для оценки экономичности воздушно-реактивных двигателей наряду с удельной тягой часто применяют другую величину —

36

Таблица 1.3

Основные характеристики некоторых твердых топлив при рк = 700 Па (70 ата), Ра = Рп = 10 Па (1 ата) и t= 20° С

удельный расход топлива Суд, т. е. часовой расход топлива, при­ ходящийся на 1 Н развиваемой двигателем тяги:

Между удельным расходом топлива и удельной тягой можно установить следующую связь:

Суд

3600

РуА

Р

37

Тяга ракетного двигателя существенно меняется по времени на переходных режимах (при запуске и выключении двигате­ ля). Зависимость тяги от времени (переходная характеристика ракетного двигателя) представлена на рис. 1.10. Как видно, дав­ ление в камере сгорания, а следовательно, и сила тяги дости­ гают номинального значения не сразу после запуска. Некоторое время проходит от момента подачи команды на запуск двигате­ ля до начала воспламенения. Тяга появляется практически в момент воспламенения.

При выключении двигателя тяга также исчезает не мгновен­ но — наблюдается так называемое явление последействия.

4.3. ВЫСОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Сила тяги ракетного двигателя при заданном режиме рабо­ ты, как следует из формулы (1.24), зависит только от величины атмосферного давления на данной высоте {р^ = рн)- Следова­ тельно, наибольшая тяга ракет­ ного двигателя будет в пустоте, когда .противодавление «а срезе

сопла равно нулю (рн = 0):

Высотная характеристика ракетного двигателя с постоянным сечением сопла представлена на рис. 1.11.

4.4. СКОРОСТНАЯ И ВЫСОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Турбореактивные двигатели

Характеристики турбореактивных двигателей зависят глав­ ным образом от степени повышения давления в компрессоре як* и от температуры газа перед турбиной Т3*. У современных двигателей значение як* колеблется в довольно широких преде­ лах. Двигатели, предназначенные для длительного полета с до­ звуковыми скоростями, имеют высокие значения як*=10-УІ4, при которых достигается минимальный расход топлива. При

38

увеличении скорости и при уменьшении дальности полета более важное значение приобретает вес двигателя. Для снижения веса уменьшают степень повышения давления до 4—6.

Температура газа перед турбиной ограничивается жаростой­ костью ее лопаток и достигает в настоящее время примерно

1100— 1200 к.

На рис. 1.12 показан график примерной зависимости относи­

Р — тяга двигателя на данной высоте при данном числе М.

На рис. 1.13 представлен график зависимости удельного рас­ хода топлива Суд (т. е. расхода топлива в час на 1 Н тяги) от тех же параметров.

Графики на рис. 1.12 и 1.13 получены расчетным путем при условии идеального регулирования геометрии входного диффу­ зора и сопла в зависимости от режима полета.

Зная силу тяги на каком-либо режиме полета и пользуясьрис. 1.12 и 1.13, можно построить характеристики двигателя во всем интересующем нас диапазоне скоростей и высот полета.

Прямоточные двигатели

Силу тяги прямоточного ВРД принято характеризовать ко­ эффициентом тяги CR, равным отношению силы тяги Р к скоро­ стному напору q и площади сечения камеры сгорания двигателя 5 ДВ.

Я ^ Кв

При данной скорости и высоте полета коэффициент тяги и удельный расход топлива зависят, главным образом, от геомет­ рии входного диффузора двигателя и сопла, а также от темпе-

Рис. 1.14. Скоростные характеристики ПВРД (Я ^гП км)

40

ратуры газов в камере сгорания Та*, которая определяется со­ ставом смеси.

В зависимости от перечисленных факторов характеристики ПВРД могут колебаться в широких пределах. На рис. 1.14 изо­ бражен примерный характер скоростной характеристики ПВРД, полученной расчетным путем при различных значениях темпе­ ратуры в камере сгорания.

Сплошные кривые соответствуют случаю полного регулиро­ вания геометрии диффузора и сопла в зависимости от режима

полета. Пунктиром показаны примерные характеристики нере­ гулируемых прямоточных двигателей, геометрические парамет­ ры которых подобраны для режимов полета М=2,5; 3,5 и 4,5 при

§5. УПРАВЛЯЮЩИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ. СХЕМЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Схема летательного аппарата характеризуется способом со­ здания управляющих сил и управляющих моментов, а также взаимным расположением устройств, создающих эти силы и мо­ менты.

Правильный выбор схемы аппарата обеспечивает возмож­ ность управления его полетом, которое необходимо для выпол­ нения поставленной задачи — доставки полезного груза в задан­ ную точку пространства (цель) с приемлемой точностью.

41