ес 4-1, умовно замикає цикл, відповідає охолодженню продуктів згоряння, викинутих з сопла у навколишнє середовище. Робота (питома) адиабатного розширення газоподібних продуктів згоряння l = i3 - i4 (кДж/кг). Підведена в циклі теплота, рівна теплоті згоряння палива при постійному тиску, становить
q1 = i3 - i2 = (i3 - i1) - (p2 - p1) В· v1. (1)
Якщо знехтувати роботою, що витрачається на привід рідинних насосів lн = (p2 - p1) В· v1, то коефіцієнт корисної дії: ? t = (i3 - i4) ​​/ (i3 - i1). Так як процес розширення газу в соплі 3-4 є адіабатних (ізоентропним), то i3 - i4 = ВЅ (w42-w32). Швидкість газів w3 на виході з камери згоряння порівняно мала, тому з невеликою похибкою термічний ККД можна вважати рівним
? t = (w42/2q1) (2)
Тиск в камері згоряння рідинного реактивного двигуна зазвичай становить 20-25 бар, а швидкість витікання газу w4 коливається в межах 2100-2400 м/сек. Достоїнствами рідинного реактивного двигуна є: незалежність його роботи від стану навколишнього середовища, можливість польотів в безповітряному просторі, повна незалежність тяги від швидкості польоту і, отже, зростання потужності зі збільшенням швидкості польоту, простота конструкції і мала питома маса (маса установки на 1 кг тяги ). Недоліками рідинних реактивних двигунів є: порівняно низький к.п.д, а так само необхідність мати на кораблі не тільки великі запаси палива, але і окислювача. p align="justify"> Повітряно-реактивні двигуни залежно від способу стиснення повітря, що надходить з атмосфери в камеру згоряння, поділяють на безкомпресорні (стиснення повітря відбувається тільки внаслідок швидкісного напору повітряного потоку) і компресорні. Безкомпресорні у свою чергу діляться на прямоточні (згоряння палива при постійному тиску) і пульсуючі (згоряння палива при постійному об'ємі). Літальні апарати такого типу попередньо потрібно розганяти за допомогою стартових реактивних двигунів, а так само спеціальних катапульт. Схема повітряного реактивного двигуна для надзвукових швидкостей польоту і характер зміни тиску і швидкості газового потоку всередині двигуна показані на рис.3. br/>В
Рис. 3 Схема прямоточного повітряно реактивного двигуна для надзвукових швидкостей польоту
У перетині 1 повітря надходить у канал двигуна з надзвуковою швидкістю. Стан повітря в перерізі 1 збігається зі станом атмосферного повітря на даній висоті. Для здійснення стиснення повітря, що рухається з надзвуковою швидкістю, канал повинен спочатку звужуватися, а потім розширюватися в напрямку потоку. p align="justify"> Відповідно до цього канал повітряно-реактивного двигуна на ділянці I-II звужується; швидкість потоку на цій ділянці зменшується до звукової, а тис...
