Сосредоточенные силы. 
Беспилотные летательные аппараты: нагрузки и нагрев

Тяга двигательной установки

Сила тяги равна сумме реактивной силы, силы статического давления наружной атмосферы р_н на всю наружную поверхность ракеты, исключая площадь выходного сечения, и силы давления выхлопных газов р_а на площадь выходного сечения. Согласно закону сохранения импульса реактивная сила ракетного двигателя равна секундному расходу импульса через выходное сечение сопла, т. е. произведению секундного расхода массы на скорость истечения, и направлена противоположно скорости истечения.

Тяга двигателя

где т — массовый расход из сопла; и_а, р_а — скорость истечения и давление в выходном сечении сопла; F_a — площадь выходного сечения; р_н — давление в среде на данной высоте. Так как массовый.

?у 2.

расход m = p_aii_aF_ai а р_аи_а =кМ_ар_а, то выражение для тяги можно записать и так:

На участке запуска и выключения двигателя тяга будет динамической нагрузкой, и ее расчет фактически сводится к определению давления в камере сгорания. В этих случаях выражение для тяги удобнее записать так:

где.

К_т- коэффициент тяги; F_Kp— площадь критического сечения сопла; р — текущее давление в камере двигателя.

Для РДТТ давление в камере на участке выхода двигателя на режим определяется по формуле [1].

Jk+.

.( 2 V-i.

A: — - константа; v — показатель в степенном.

u+u.

законе скорости горения топлива; /₀ = RT₀ — работоспособность топлива; W^~ объем камеры сгорания; р_х — давление в камере при t=0; Pqдавление в камере на маршевом режиме.

В случае ЖРД можно воспользоваться зависимостью [2].

'дИд где т_е =—постоянная времени камеры сгорания:

^кр/о.

г V/o.

1_Л = —¹—f= - удельный импульс давления.

Падение давления в РДТТ после вскрытия отсечных сопл определяется по формуле.

где — суммарная площадь критических сечений основных и отсечных сопл; t — время, отсчитываемое от момента вскрытия отсечного отверстия.

После прекращения горения в камере сгорания, когда начинается процесс адиабатического опорожнения ее объема, для расчета давления можно воспользоваться формулой.

при изотермическом опорожнении камеры.

Остановимся теперь на способах учета воздействия тяги на корпус ракеты. В случае ЖРД камера сгорания находится внутри хвостового отсека и тяга будет сосредоточенной силой, которая приложена в месте крепления двигателя к корпусу. Корпус маршевого РДТТ является одновременно и корпусом ракеты, поэтому здесь тягу целесообразно разделить на отдельные составляющие.

По определению, тяга есть равнодействующая давления, действующего по внутренней поверхности двигателя, и нсвозмущенного давления в окружающей среде — по наружной, т. е. ^т = Т_т + Т_и , причем Г_вн = mu_a + F_ap_a, а Т" = -F_up_H. На переднее днище двигателя действует сила N_m = S_m (р_и -/>"), т. е. равная избыточному давлению в двигателе, умноженному на площадь поперечного сечения (здесь взята площадь миделя). В то же время на заднее днище вместе с сопловым блоком действует сила.

или.

т.с. сила, действующая на заднее днище, равна разности силы, действующей на переднее днище, и тяги двигателя.

Деление тяги на составляющие удобно при определении осевых сил, возникающих в сечениях корпуса ракеты с РДТТ.