2.2. Определение удельного импульса тяги проектируемого двигателя
Удельный импульс тяги проектируемого двигателя любой ступени ракеты при выбранных давлениях в камере сгорания и на срезе сопла на расчетном режиме работы двигателя вычисляют по эмпирической формуле
где
– удельный импульс тяги двигателя i-й
ступени на расчетном режиме работы,
м/с;
– степень расширения
газов в сопле двигателя i-й
ступени ракеты;
– давление в камере
двигателя i-й ступени
ракеты, МПа;
–
давление на срезе
сопла двигателя i-й ступени
ракеты, МПа;
– расчетный
параметр:
;
k – показатель адиабаты.
Удельный импульс тяги двигателя i-й ступени в пустоте вычисляют по формуле
,
где R – газовая постоянная;
– температура горения топлива.
Расчетная зависимость для определения удельного импульса тяги двигателя на любой высоте полета ракеты имеет вид
,
где
–
давление атмосферы на высоте h
от поверхности Земли.
Удельный импульс тяги двигателя первой ступени на Земле вычисляют по формуле
.
2.3. Исходные данные для приближенного расчёта двигательной установки
Исходные данные
Диаметр
ракеты 
Время
работы ДУ 
Топливо Марка
Тяга
ДУ на Земле 
Тяга
ДУ в пустоте 
Число
камер сгорания ДУ 
Давление
в камере сгорания 
Давление
на срезе сопла 
Таблица 1
Стандартные параметры топлива
Наименование величины |
Обозначение |
Размерность |
Удельный стандартный импульс тяги |
|
м/с |
Плотность окислителя |
|
|
Плотность горючего |
|
|
Газовая постоянная |
R |
|
Температура горения стандартная |
|
К |
Показатель адиабаты |
|
– |
Весовое соотношение компонентов топлива |
|
– |
2.4. Порядок расчёта камеры сгорания проектируемой двигательной установки
Определение удельного импульса тяги КС маршевого двигателя
Температура горения топлива
.
Приведенный стандартный удельный импульс тяги
.
Удельный импульс тяги на расчётном режиме
где
;
.
Удельный импульс тяги в пустоте
.
Удельный импульс тяги на Земле
.
Плотность топлива
.
Расчет геометрических параметров КС маршевого двигателя
Диаметр критического сечения сопла
,
где
– расход топлива единичной камеры
сгорания проектируемого двигателя (
);
– расход
горючего единичной
камеры сгорания проектируемого двигателя;
– расход
окислителя единичной
камеры сгорания проектируемого двигателя;
– расчетный
коэффициент.
Диаметр
среза сопла 
,
где
Окончательный выбор параметров двигателя:
Диаметр
критического сечения сопла 
Диаметр
среза сопла 
Диаметр
камеры сгорания 
Радиус кривизны раструба сопла
где
–
угол на срезе сопла;
–
угол
раскрытия сопла;
– линейные
участки контура сопла.
Длины
линейных участков можно варьировать:
;
.
Размерность
выбираемых величин в формуле R:
;
.
Радиус критики, радиус среза равны
;
.
Длина сверхзвуковой части сопла
.
Длина входа в сопло
.
Высота форсуночной головки КС
.
Длина цилиндрического участка КС
.
Длина двигателя
.
Длина двигательной установки от среза сопла до узла крепления КС на ракете (только для первых ступеней ракет) приближенно оценивается по формуле
.
После
приближенного расчета выбираем
окончательно длину двигательной
установки
.
Соответственно выбранной длине назначаем
размер хвостового отсека ракеты. Строим
схему двигательной установки (обязательно
указать размер области, зарезервированной
под турбонасосный агрегат)
(рис. 1).