Расчет идеального газового потока в камере ракетного двигателя

СОДЕРЖАНИЕ

1. Исходные данные для расчета. 3
2. Допущения для расчетов 4
3. Рассчитываемые варианты газового потока 4
4. Принятые обозначения 5
5. Определения газодинамических функций 6
6. Расчетные зависимости 6
6.1. Уравнение расхода 7
6.2. Уравнение энергии 7
6.3. Уравнение количества движения 7
6.4. Коэффициент давления 8
6.5. Тяга камеры 8
7. Сводные таблицы расчетов 9
Заключение 12
Приложения 13
Список литературы 19
В курсовой работе выполнены расчеты идеального газового потока в сопле ракетного двигателя, схема которого представлена на рис. 1.
Идеальный газ поступает в камеру сгорания в виде струи, которая в начальном сечении камеры 0 имеет площадь проходного сечения S
0. После входа в камеру сгорания струя газа внезапно расширяется и в некотором сечении 1 полностью и равномерно заполняет поперечное сечение камеры сгорания с площадью Sk. На участке от сечения 1 до конечного сечения камеры сгорания k газовый поток получает внешнюю теплоту, эквивалентную теплоте сгорания ракетного топлива.
Из камеры сгорания газовый поток поступает в сверхзвуковое сопло с начальным течением k, узким (наименьшей площади) сечением y, выходным сечением a, площади которых равны Sk, Sкр u Sa. Из сопла газ вытекает во внешнюю среду, давление в которой равно pн.