(ППРД) встановлено на літаку, який летить зі швидкістю =2500 км/год, при цьому повітря на висоті польоту має тиск ро=0,4 бара і
tо=-40оС. Температура газів в камері згоряння tГ= 1250оС. Визначити тяговий та повний ККД ППРД, якщо адіабатний коефіцієнт корисної дії дифузора дорівнює =0,88, а швидкісний коефіцієнт сопла =0,95. Визначити також витрату палива з теплотою згоряння =44,2 МДж/кг, якщо витрата повітря через двигун дорівнює =56 т/год. Показник адіабати продуктів згоряння k=1,36, ізобарна теплоємність ср=1,18 кДж/(кг?К).
Дійсна швидкість витікання газів з реактивного сопла
Кількість підведеного в циклі тепла
.
Ефективна питома робота циклу
.
Ефективний ККД ППРД
.
Тяговий ККД реактивного двигуна
Повний ККД ППРД
Тепловий потік, який підводиться в камері згоряння
.
Секундна витрата палива
,
годинна витрата
.
3.2.2 Ракета з реактивним двигуном на рідкому паливі летить зі швидкістю 550 м/с на висоті, де тиск повітря дорівнює Ро=0,26 бара, а температура tо=-50оС. Ракетний двигун має такі характеристики: тиск перед соплом Р3=3,5 МПа, температура Т3=3000К, при згорянні палива з теплотою =44,2 МДж/кг, швидкісний коефіцієнт соплаjс=0,95, теплоємність продуктів згоряння ср=1,25 кДж/(кг?К), показник адіабати k=1,35.
Визначити ефективний ККД двигуна і масову витрату ракетного палива, якщо двигун має ефективну теплову силу
Fg=10,5 кН.
Дано: =550м/с, Ро=0,26 бар, tо=-50оС, Р3=3,5 МПа, Т3=3000К, =44,2 МДж/кг,jс=0,95, ср=1,25 кДж/(кг?К), k=1,35, Fg=10,5 кН.
Розв’язання
Визначимо ступінь розширення газів в реактивному соплі
.
Ізоентропна температура на виході з сопла
.
Теоретична швидкість витікання газів
.
Дійсна швидкість витікання
.
Кількість підведеного в циклі тепла
(тут »3,5-5,0 кг на 1 кг палива, якщо ракетне паливо – гас, а окиснювач – кисень О2 для найбільш поширених ракетних двигунів на рідкому паливі).