Літак, на якому встановлений турбокомпресорний реактивний двигун, летить зі швидкістю W, км/год, параметри оточуючого повітря Ро і tо. Відомо, що ступінь підвищення тиску в компресоріb=Р2/Р1, а температура робочого тіла перед соплами турбіни t3. Розрахувати параметри характерних точок циклу, ступінь підвищення тиску у вхідному дифузорі, термічний ККД циклу, а також швидкість газів на виході з реактивного сопла, потужність турбіни, компресора і всього двигуна, якщо процеси стиснення і розширення робочого тіла вважати оборотними, а робоче тіло має властивості повітря. Визначити масову витрату
палива з теплотою згоряння 43,9 МДж/кг, якщо масова витрата повітря через двигун дорівнює , т/год.
Визначити параметри характерних точок дійсного циклу, коли процеси стиснення і розширення є необоротними, потужність турбіни, компресора і всього двигуна для реальної установки, якщо додатково відомі такі характеристики двигуна: адіабатний ККД вхідного дифузора , відносні внутрішні ККД і компресора і турбіни, механічні ККД компресора і турбіни і швидкісний коефіцієнт реактивного соплаjрс.
Визначити також внутрішній, тяговий і повний ККД двигуна, зменшення ексергії при розширенні газів в турбіні і реактивному соплі, а також основні розміри сопла(Dг і Dвих) і температуру на передній кромці крила, якщо процес гальмування потоку вважати адіабатним.
Визначити питомий тепловий потік через бокову стінку камери згоряння двигуна, якщо коефіцієнт тепловіддачі від газів до стінкиa, а її температура становить tс.
Числові дані взяти з табл. 21.
Розглянутий цикл зобразити на р, V - і T, s –діаграмах.
Таблиця 21
Пара-
метр
Варіант (остання цифра залікової книжки)
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
W, км/год
820
890
950
850
1000
1050
980
1120
1200
1090
Pо, кПа
45
55
50
65
38
47
52
46
38
43
tо, оС
5
12
8
21
-6
2
-10
-20
-30
-40
b=Р2/Р1
7,2
7,5
8,3
8,0
8,5
9,0
8,7
8,4
7,7
7,1
t3, оС
850
920
950
1000
940
1050
910
1100
1150
1070
, т/год
40
32
64
50
70
80
68
75
83
28
hg,%
80
81
82
80,5
78,5
79,5
82
82,5
83
81
,%
84
85
84,5
84
82,5
83
85
85,5
86
83
,%
82
83
83,5
82,5
81
81,5
82,5
83
83,5
81,5
%
91
90
93
92,5
93,5
94
92,5
95
95,5
90,5
a, Вт/(м2?К)
4300
4500
4120
4350
4800
4230
4380
4720
4640
4410
jрс
0,95
0,96
0,93
0,945
0,965
0,98
0,95
0,955
0,97
0,97
tс, оС
620
740
690
780
710
745
705
790
770
690
, %
92
91,5
94
93
94
95
93
96
96
92
Задача 22
На літаку встановлений турбокомпресорний реактивний двигун з ізобарним підведенням тепла, який має такі характеристики: ступінь підвищення тиску в компресоріb=Р2/Р1 , температура газів на виході з реактивного сопла в ідеальному циклі t5. Визначити параметри в характерних точках ідеального циклу і його термічний ККД, ступінь підвищення тиску у вхідному дифузорі, теоретичні потужності компресора і турбін і корисну потужність двигуна, якщо літак летить зі швидкістю
W, км/год, на висоті з параметрами повітря Ро і tо, а масова витрата повітря через двигун становить , т/год.
Визначити параметри характерних точок дійсного циклу, потужності турбіни, компресора і корисну потужність двигуна, якщо додатково відомі такі дані: адіабатний ККД вхідного дифузора , відносні внутрішні ККД і компресора і турбіни, механічні ККД компресора і турбіни і швидкісний коефіцієнт реактивного соплаjрс.
Визначити також годинну витрату палива з теплотою згоряння 43,9 МДж/кг і ексергетичний ККД турбіни.
Підрахувати температуру передньої кромки крила, вважаючи гальмування потоку повітря адіабатним, і визначити основні розміри сопла(Dг і Dвих).
Визначити питомий тепловий потік через бокову стінку камери згоряння, якщо внутрішня температура стінки tс, а коефіцієнт тепловіддачі з боку газів становить
a, Вт/(м2?К).
Числові дані взяти з табл. 22.
Розглянутий цикл зобразити на р, V - і T, s –діаграмах.
Таблиця 22
Пара-
метр
Варіант (остання цифра залікової книжки)
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
W, км/год
1100
1200
1300
1150
1250
1350
1400
1520
1450
1600
Pо, кПа
50
60
45
55
70
85
75
62
72
58
tо, оС
10
-10
5
-15
-23
27
-12
3
-3
8
b=Р2/Р1
8
9
8,5
9,5
10
8,7
9,6
10,5
9,3
11
t5, оС
350
375
420
415
165
155
335
375
410
425
, т/год
40
32
64
50
70
80
68
75
83
28
hд,%
81
82
80
81,5
79
80,5
82
81
78
82
,%
84
85
83
84
82,5
84,5
83
85
83
85,5
,%
82
83
82,5
83
81,5
82,5
81
84
82
83
%
92
91
93
91,5
92,5
92
92,5
94
90
92
a, Вт/(м2?К)
4500
4150
4300
4250
4620
4730
4580
4310
4900
4830
jрс
0,93
0,91
0,95
0,94
0,96
0,92
0,93
0,95
0,945
0,932
tс, оС
650
680
720
700
740
690
705
770
740
725
, %
93
92
91,5
93
94
93
93,5
94,5
92,5
93
Задача 23
Турбокомпресорний реактивний двигун з ізобарним підведенням тепла має ступінь підвищення тиску в компресоріbк=Р2/Р1 і температуру газів перед реактивним соплом t4 при оборотному перебігу процесів стиснення і розширення. Визначити параметри характерних точок ідеального циклу і його термічний ККД, ступінь підвищення тиску у вхідному дифузорі, теоретичні потужності компресора і турбіни і корисну потужність двигуна, якщо літак, на якому встановлено цей двигун, має швидкість польоту W, км/год, при параметрах повітря Ро і tо, а масова витрата повітря через двигун становить , т/год.
Визначити параметри характерних точок дійсного циклу, потужності турбіни, компресора і корисну потужність двигуна, якщо додатково відомі такі дані: адіабатний ККД вхідного дифузора , відносні внутрішні ККД і компресора і турбіни, механічні ККД компресора і турбіни і швидкісний коефіцієнт реактивного соплаjрс.
Визначити внутрішній, тяговий і повний ККД, годинну витрату палива з теплотою згоряння 43,9 МДж/кг і ексергетичний ККД турбіни і основні розміри сопла(Dг і Dвих), а також температуру передньої кромки крила, вважаючи гальмування потоку повітря адіабатним.
Визначити питомий тепловий потік через бокову стінку камери згоряння, якщо внутрішня температура стінки tс, а коефіцієнт тепловіддачі з боку газів становить
a, Вт/(м2?К).
Числові дані взяти з табл. 23.
Розглянутий цикл зобразити на р, V -і T, s –діаграмах.
Таблиця 23
Пара-
метр
Варіант (остання цифра залікової книжки)
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
W, км/год
1460
1540
1420
1260
1360
1320
1220
1620
1180
1390
Pо, кПа
70
60
72
68
82
48
56
50
63
80
tо, оС
5
-3
-15
-20
24
8
-5
5
-10
-15
b=Р2/Р1
9,5
10,3
9,7
1,1
8,8
8,3
8,7
10,7
9,1
9,8
t4, оС
1100
1060
910
980
995
1010
920
1230
930
910
, т/год
56
42,5
48,5
62,5
70,2
58,3
45,4
37,5
63,5
32,5
hд,%
80,5
79,5
82,5
81,5
82
79
80,5
81
82,5
81
,%
82
82,5
83,5
83,5
83
83,5
82,5
82
83
83,5
,%
81,5
81
82
83
82,5
83
81,5
81,5
82
82,5
%
91,5
90,5
91
92
93
91,5
92
91,5
92
90,5
a, Вт/(м2?К)
4230
4510
4150
4080
4160
4380
4430
4310
4240
4180
jрс
0,96
0,93
0,94
0,95
0,935
0,945
0,97
0,955
0,965
0,97
tс, оС
750
710
680
760
790
650
720
750
780
730
, %
91
91,5
91,5
93
92,5
92
92,5
92
93
91
Задача 24
Турбокомпресорний реактивний двигун з ізобарним підведенням тепла має ступінь стиснення повітряb=Р2/Р1,, кількість відведеного тепла в ідеальному циклі, за яким працює двигун, становить q2. Літак, на якому встановлений двигун, летить зі швидкістю Wп при параметрах оточуючого повітря Ро і tо.
Визначити параметри характерних точок ідеального циклу і його термічний ККД, ступінь підвищення тиску у вхідному дифузорі, теоретичні потужності компресора і турбіни і корисну потужність двигуна, якщо масова витрата повітря через двигун становить , т/год.
Визначити параметри характерних точок дійсного циклу, потужності турбіни, компресора і корисну потужність двигуна, якщо додатково відомі такі дані: адіабатний ККД вхідного дифузора , відносні внутрішні ККД і компресора і турбіни, механічні ККД компресора і турбіни і швидкісний коефіцієнт реактивного соплаjрс.
Визначити внутрішній, тяговий і повний ККД, годинну витрату палива з теплотою згоряння 43,7 МДж/кг і ексергетичний ККД турбіни і основні розміри сопла(Dг і Dвих), а також температуру передньої кромки крила, вважаючи гальмування потоку повітря адіабатним.
Визначити питомий тепловий потік через бокову стінку камери згоряння, якщо внутрішня температура стінки tс, а коефіцієнт тепловіддачі з боку газів становить
a, Вт/(м2?К).
Числові дані взяти з табл. 24.
Розглянутий цикл зобразити на р, V -і T, s –діаграмах.
Таблиця 24
Пара-
метр
Варіант (остання цифра залікової книжки)
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
Wп, км/год
1270
1130
1080
1320
1430
1480
1550
1620
1390
1700
Pо, кПа
65
45
60
50
70
80
65
72
78
83
tо, оС
-20
7
27
17
-13
-5
5
12
-15
-23
b=Р2/Р1
9,8
8,1
8,5
8,8
9,5
9,1
9,8
10,5
9,5
10,8
q2, кДж/кг
380
360
400
385
350
320
340
355
345
310
, т/год
42
23
37
54
68
49
31
74
45
62
hд,%
81
80
79
82
83
78
79,5
82,5
80,5
81
,%
83
81,5
80,5
83
84
82
83,5
84,5
85
82,5
,%
82
81
80
83
83,5
80,5
81,5
83
81,5
82
%
91
88
89
90,5
93
92
89,5
94
90
93,5
a, Вт/(м2?К)
4240
4380
4510
4130
4290
4340
4420
4630
4750
4580
jрс
0,92
0,90
0,94
0,96
0,97
0,955
0,925
0,965
0,93
0,95
tс, оС
740
690
710
770
650
720
750
600
640
730
, %
92
89
90,5
91
94
92,5
93,5
94,5
91
94
Задача 25
Літак з турбореактивним двигуном має швидкість польоту Wп з параметрами повітря на висоті польоту Ро і tо. Ідеальний цикл двигуна з ізобарним підведенням тепла характеризується такими температурами після компресора t2 і за реактивним соплом t5. Визначити параметри усіх характерних точок ідеального циклу і його термічний ККД, теоретичну потужність компресора і турбіни і корисну потужність двигуна, а також годинну витрату палива з теплотою згоряння 43,7 МДж/кг, якщо масова витрата повітря через двигун становить , т/год.
76
Визначити параметри характерних точок дійсного циклу, коли процеси стиснення і розширення є необоротними, питому і годинну витрати палива і порівняти з ідеальним циклом, а також дійсні потужності турбіни, компресора і ефективну потужність двигуна, якщо додатково відомі такі характеристики двигуна: адіабатний ККД вхідного дифузора , відносні внутрішні ККД і компресора і турбіни, механічні ККД компресора і турбіни і швидкісний коефіцієнт реактивного соплаjрс.
Визначити внутрішній, тяговий і повний ККД, зменшення ексергії при розширенні газів в реактивному соплі і його основні розміри (Dг і Dвих) і температуру на передній точці крила, вважаючи процес гальмування потоку повітря адіабатним.
Визначити питомий тепловий потік через бокову стінку камери згоряння двигуна, якщо коефіцієнт тепловіддачі від газів до стінкиa, температура внутрішньої поверхні стінки становитьtс.
Числові дані взяти з табл. 25.
Розглянутий цикл зобразити на р, V -і T, s –діаграмах.
Таблиця 25
Пара-
метри
Варіанти (остання цифра залікової книжки)
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
Wп, км/год
1340
1420
1150
1270
1540
1650
1480
1690
1750
1810
Pо, кПа
56
68
76
83,5
72
50,5
75
67
58
45
tо, оС
-13
-3
5
-23
-30
-40
17
7
-15
-33
t2, оС
395
390
370
345
360
360
415
480
440
425
t5, оС
310
320
365
320
280
315
405
350
290
270
, т/год
58
46
24
32
43
51
67
74
53
41
hд,%
80,5
79
78
79,5
81
82
83
83,5
81,5
82
,%
82,5
81
80
81,5
82
83
84
86
84,5
83
,%
82
80
79
80
81,5
82,5
83
84
82
82
%
91
92
88
89
90
91,5
94
95
92
91,5
a, Вт/(м2?К)
4150
4340
4780
4040
4920
4630
4510
4120
4930
4270
jрс
0,93
0,94
0,90
0,92
93
0,94
0,95
0,97
0,93
0,92
tс, оС
670
710
650
700
750
640
730
770
680
720
, %
92
92,5
89
90,5
91
92
94,5
96
93
94
Задача 26
На літаку встановлений турбореактивний двигун з ізобарним підведенням тепла, який має такі характеристики ідеального циклу: температура повітря після компресора t2, а на вході в реактивне сопло t4. Визначити термічні параметри усіх характерних точок ідеального циклу і його термічний ККД, потужності компресора, турбіни і двигуна, а також витрату палива 43,7 МДж/кг за годину, якщо літак має швидкість Wп, параметри повітря на висоті польоту Ро і tо, а масова витрата повітря через двигун становить .
Визначити параметри характерних точок дійсного циклу, коли процеси стиснення і розширення є необоротними, питому і годинну витрату палива, потужності турбіни, компресора і ефективну потужність двигуна, якщо додатково відомі такі дані: адіабатний ККД вхідного дифузора , відносні внутрішні ККД і компресора і турбіни, механічні ККД компресора і турбіни і швидкісний коефіцієнт реактивного соплаjрс.
Визначити внутрішній, тяговий і повний ККД, ексергетичний ККД турбіни і основні розміри реактивного сопла(Dг і Dвих) при дійсному розширенні і температуру передньої кромки крила, якщо процес гальмування потоку вважати адіабатним.
Визначити питомий тепловий потік через бокову стінку камери згоряння, якщо внутрішня температура стінки tс, а коефіцієнт тепловіддачі з боку газів становить
a, Вт/(м2?К).
Числові дані взяти з табл. 26.
Розглянутий цикл зобразити на р, V - і T, s –діаграмах.
Таблиця 26
Пара-
метр
Варіант (остання цифра залікової книжки)
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
Wп, км/год
1290
1480
1310
1390
1430
1620
1550
1680
1510
1350
Pо, кПа
78
70
52
80
83
60
68
70
76
87
tо, оС
-15
-30
17
-23
5
10
-33
3
17
23
t2, оС
345
360
355
370
390
430
360
470
435
400
t4, оС
890
900
1010
910
870
1030
890
1040
1050
980
, т/год
46
32
23
38
54
41
62
73
58
67
hg,%
81
80,5
79,5
80
82
81,5
83
83,5
82,5
82
,%
82
82
81,5
81
83
82,5
84
85
84,5
83
,%
81,5
81
80,5
80,5
82,5
82
83,5
84
83
82,5
%
91
90
87
88
90,5
91,5
92
93
94
93,5
a, Вт/(м2?К)
4250
4730
4340
4520
4470
4120
4210
4650
4780
4560
jрс
0,93
0,92
0,90
0,925
0,935
0,94
0,95
0,96
0,955
0,96
tс, оС
710
750
690
730
780
650
680
720
760
700
, %
91,5
90,5
88
89
91
92
92,5
93,5
93,5
94
Задача 27
На ракеті встановлений реактивний двигун з рідким паливом (РДРП), який має такі характеристики: розрахунковий ступінь розширення продуктів згоряння в сопліd=Р4/Р3, температура в камері згоряння при спалюванні суміші кисень-гас Т3 при тиску Р3, показник адіабати розширення k, газова стала продуктів згоряння R. Визначити термічні параметри основних точок ідеального циклу, його термічний ККД, швидкість витікання газів із сопла (теоретичну і дійсну), силу тяги, дійсну тягову потужність двигуна і його тяговий і повний ККД, якщо швидкість польоту ракети Wп, параметри повітря на висоті
польоту Ро і tо, а масова витрата продуктів згоряння , швидкісний коефіцієнт реактивного соплаjрс.
Визначити основні розміри реактивного сопла (Dг і Dвих), втрати ексергії при відведенні тепла q2 з продуктами згоряння при дійсному розширенні і температуру лобової поверхні корпусу ракети, якщо процес гальмування потоку вважати адіабатним.
Визначити товщину захисного покриття камери згоряння з коефіцієнтом теплопровідностіl, якщо коефіцієнт тепловіддачі з боку газівa, температура захисного покриття tf, температура внутрішньої поверхні бокової стінки камери tст. Числові дані взяти з табл. 27.Розглянутий цикл зобразити на р, V – і T, s –діаграмах.
Таблиця 27
Пара-
метр
Варіант (остання цифра залікової книжки)
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
Wп, км/с
1,05
0,95
0,87
1,01
0,90
0,80
0,72
0,91
1,00
0,97
Pо, кПа
62
54
46
74
42
58
60
78
83
90
tо, оС
-20
-30
7
17
-5
-15
12
21
27
22
t3, оС
3400
3600
3300
3700
3200
3620
3300
3510
3900
4000
d=Р4/Р3
0,025
0,023
0,021
0,02
0,022
0,031
0,024
0,019
0,016
0,025
, кг/с
1,5
2,3
3,2
5,4
6,8
8,5
10,3
12,7
15,8
20,1
P3, бар
35
42
46
57
38
32
40
53
62
41
R, Дж/(кг?К)
358
341
325
350
337
312
305
345
331
318
k=ср/сv
1,15
1,12
1,20
1,17
1,21
1,14
1,16
1,19
1,22
1,13
l, Вт/(м?К)
1,15
1,43
1,03
1,23
1,37
0,96
1,21
1,38
0,91
1,39
a, Вт/(м2?К)
11500
13800
14500
12700
10500
12300
13400
10800
13100
14200
jрс
0,95
0,93
0,94
0,96
0,95
0,97
0,945
0,965
0,97
0,95
tf, оС
1200
1600
1900
1700
1320
1410
1520
1280
1450
1370
tст, оС
850
920
900
710
780
820
910
730
915
870
Задача 28
На ракеті встановлено двигун з твердим паливом (РДТП), який має такі характеристики: розрахунковий ступінь розширення
80
продуктів згоряння в сопліd=Р4/Р3, температура в камері згоряння t3, параметри за соплом Р4 і t4, газова стала продуктів згоряння R, відношення теплоємностей ср/сv.
Визначити термічні параметри основних точок циклу, його термічний ККД, швидкість витікання газів із сопла (теоретичну і дійсну), силу тяги, дійсну тягову потужність двигуна і його тяговий і повний ККД, якщо швидкість польоту ракети Wп, параметри повітря на висоті польоту Ро і tо, масова витрата продуктів згоряння , а швидкісний коефіцієнт реактивного соплаjрс.
Визначити основні розміри сопла (Dг і Dвих), втрати ексергії при ізобарному відведенні тепла q2 з вихлопними газами і температуру лобової поверхні корпуса ракети, якщо процес гальмування потоку вважати адіабатним.
Визначити товщину захисного покриття камери згоряння з коефіцієнтом теплопровідностіl, якщо коефіцієнт тепловіддачі з боку газівa, температура захисного покриття tf, температура внутрішньої поверхні бокової стінки камери tст. Числові дані взяти з табл. 28.Розглянутий цикл зобразити на р, V - і T, s –діаграмах.
Таблиця 28
Пара-
метр
Варіант (остання цифра залікової книжки)
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
Wп, км/с
0,85
0,80
0,75
0,87
0,84
0,92
0,95
0,93
0,78
0,91
Pо, кПа
-30
-43
-15
-5
12
-10
-17
-25
-30
-33
tо, оС
-20
-30
7
17
-5
-15
12
21
27
22
t3, оС
3200
3000
2800
3050
2700
3100
3020
2500
2400
2900
d=Р4/Р3
0,02
0,015
0,012
0,01
0,008
0,006
0,005
0,007
0,009
0,005
, кг/с
8,3
10,5
5,4
3,8
9,4
4,3
7,9
12,3
15,6
18,4
P4, кПа
80
90
70
92
84
75
82
70
65
72
R, Дж/(кг?К)
330
302
290
310
320
306
315
327
308
321
k=ср/сv
1,25
1,21
1,23
1,27
1,24
1,22
1,235
1,215
1,23
1,245
l, Вт/(м?К)
1,08
1,31
1,42
1,22
1,01
0,92
1,15
1,25
1,36
0,97
a, Вт/(м2?К)
5600
6800
9300
10500
7300
5200
8900
11400
9100
12300
jрс
0,96
0,97
0,95
0,963
0,975
0,955
0,975
0,943
0,925
0,98
tf, оС
2000
1730
1640
1530
1440
1610
1580
1690
1510
1640
tст, оС
980
870
790
820
850
900
950
870
830
890
Задача 29
Ракетний двигун з рідким паливом (РДРП) має такі характеристики: температура в камері згоряння t3, параметри газів за соплом Р4 і t3, газова стала продуктів згоряння R.
Визначити термічні параметри основних точок циклу, його термічний ККД, швидкість витікання газів із сопла (теоретичну і дійсну), силу тяги, дійсну тягову потужність двигуна і його тяговий і повний ККД, якщо швидкість польоту ракети Wп, параметри повітря на висоті польоту Ро і tо, масова витрата продуктів згоряння , швидкісний коефіцієнт реактивного соплаjрс.
Визначити основні розміри сопла (Dг і Dвих), витрату палива з теплотою згоряння , втрати ексергії при ізобарному відведенні тепла q2 з вихлопними газами і температуру лобової поверхні корпуса ракети, якщо процес гальмування потоку вважати адіабатним.
Визначити товщину захисного покриття камери згоряння з коефіцієнтом теплопровідностіl, якщо коефіцієнт тепловіддачі з боку газівa, температура захисного покриття tf, температура внутрішньої поверхні бокової стінки камери tст. Числові дані взяти з табл. 27.Розглянутий цикл зобразити на р, V- і T, s –діаграмах.
Таблиця 29
Пара-
метр
Варіант (остання цифра залікової книжки)
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
Wп, км/с
0,97
1,05
1,09
1,15
1,0
1,10
1,16
1,05
1,0
1,1
Pо, кПа
42
34
27
15
54
12
23
38
57
48
tо, оС
-30
-43
-18
-37
-27
-41
-5
12
18
23
t3, оС
3500
3650
3420
3700
3340
3570
3750
3620
3320
3780
Р4, кПа
80
70
60
75
62
58
65
78
85
75
, кг/с
12,7
18,3
20,5
31,6
43,4
57,2
48,3
67,4
84,2
25,4
t4, оС
2050
1880
1720
2030
1330
1770
1960
1800
1550
1930
R, Дж/(кг?К)
305
331
350
342
312
320
338
327
298
315
k=ср/сv
1,13
1,15
1,14
1,12
1,18
1,13
1,125
1,135
1,15
1,13
l, Вт/(м?К)
1,03
1,23
1,12
1,41
1,29
1,17
0,93
1,25
0,87
1,15
a, Вт/(м2?К)
8600
5300
9500
12300
7350
11500
8700
6300
5900
7560
jрс
0,96
0,97
0,95
0,98
0,945
0,93
0,955
0,965
0,975
0,98
tf, оС
1420
1530
1610
1450
1510
1480
1570
1420
1380
1510
tст, оС
890
920
810
750
750
900
880
780
710
840
Задача 30
Ракетний двигун з твердим паливом (РДТП) має такі характеристики: тиск в камері згоряння Р3, параметри продуктів згоряння за соплом в ідеальному циклі Р4 і t4, газова стала продуктів згоряння R, відношення теплоємностей ср/сv .
Визначити термічні параметри основних точок циклу, його термічний ККД, швидкість витікання газів із сопла (теоретичну і дійсну), силу тяги, дійсну тягову потужність двигуна і його тяговий і повний ККД, якщо швидкість польоту ракети Wп, параметри повітря на висоті польоту Ро і tо, масова витрата палива , а швидкісний коефіцієнт соплаjрс.
Визначити основні розміри реактивного сопла (Dг і Dвих), втрати ексергії при відведенні тепла q2 з продуктами згоряння і температуру лобової поверхні корпуса ракети, якщо процес гальмування потоку вважати адіабатним.
Визначити товщину захисного покриття камери згоряння з коефіцієнтом теплопровідностіl, якщо коефіцієнт тепловіддачі з боку газівa, температура захисного покриття tf, температура внутрішньої поверхні бокової стінки камери tст. Числові дані взяти з табл. 30. Розглянутий цикл зобразити на р, V -і T, s –діаграмах.
43,9 МДж/кг, якщо масова витрата повітря через двигун дорівнює 
, т/год.
, відносні внутрішні ККД 
і 
компресора і турбіни, механічні ККД компресора 
і турбіни 
і швидкісний коефіцієнт реактивного сопла
, відносні внутрішні ККД 
і 
компресора і турбіни, механічні ККД компресора 
і турбіни 
, кг/с
, втрати ексергії при ізобарному відведенні тепла q2 з вихлопними газами і температуру лобової поверхні корпуса ракети, якщо процес гальмування потоку вважати адіабатним.