On this slide, we show a schematic

On this slide, we show a schematic of a liquid rocket engine. Liquid rocket engines are used on the Space Shuttle to place humans in orbit, on many un-manned missiles to place satellites in orbit, and on several high speed research aircraft following World War II. In a liquid rocket, stored fuel and stored oxidizer are pumped into a combustion chamber where they are mixed and burned. The combustion produces great amounts of exhaust gas at high temperature and pressure. The hot exhaust is passed through a nozzle which accelerates the flow. Thrust is produced according to Newton's third law of motion.

The amount of thrust produced by the rocket depends on the mass flow rate through the engine, the exit velocity of the exhaust, and the pressure at the nozzle exit. All of these variables depend on the design of the nozzle. The smallest cross-sectional area of the nozzle is called the throat of the nozzle. The hot exhaust flow is choked at the throat, which means that the Mach number is equal to 1.0 in the throat and the mass flow rate m dot is determined by the throat area. The area ratio from the throat to the exit Ae sets the exit velocity Ve and the exit pressure pe. You can explore the design and operation of a rocket nozzle with our interactive nozzle simulator program which runs on your browser.

The exit pressure is only equal to free stream pressure at some design condition. We must, therefore, use the longer version of the generalized thrust equation to describe the thrust of the system. If the free stream pressure is given by p0, the thrust F equation becomes:

Результаты (русский) 1:

На этом слайде мы показываем схематическое изображение жидкого ракетного двигателя. Жидкие ракетные двигатели используются на Спейс шаттл поставить людей на орбите, на многих ООН пилотируемых ракет для размещения спутников на орбите и на нескольких высокоскоростных исследований самолета после II мировой войны. В жидкой ракеты сохраненные топлива и сохраненные окислителя поступает в камеру сгорания, где они смешиваются и сожжены. Сгорания производит большое количество выхлопных газов при высокой температуре и давлении. Горячие выхлопные газы передается через насадку, которая ускоряет поток. Тяга производится согласно третьему закону движения Ньютона.Количество тяги производства ракеты зависит от скорости потока массы через двигатель, скорость выхода выхлопных газов и давление на выходе сопла. Все эти переменные зависят от конструкции сопла. Наименьший площадь поперечного сечения сопла называется горло сопла. Поток горячего выхлопных газов задохнулся в горле, что означает, что число Маха равно 1,0 в горле и точка м скорость потока массы определяется областью горла. Отношение площади от горла до выхода Ae устанавливает скорость выхода Ve и выход давления pe. Вы можете исследовать, проектирования и эксплуатации сопла ракеты с нашей интерактивной сопла симулятор программа, которая работает на вашем браузере.Давление выхода равна только свободный поток давления при условии некоторых дизайн. Поэтому мы должны использовать больше версия уравнения обобщенной тяги для описания тяги системы. Если давление свободного потока от p0, становит уравнение тяги F:

Результаты (русский) 2:

На этом слайде мы показываем схему жидкого ракетного двигателя. Жидкие ракетные двигатели используются на Space Shuttle для размещения людей на орбите, на многих не-пилотируемых ракет для размещения спутников на орбите, а также на нескольких исследовательских самолетов высокоскоростной после окончания Второй мировой войны. В жидком ракеты, хранится топливо и хранится окислителем закачивают в камеру сгорания , где они смешиваются и сгорают. Сжигание производит большое количество выхлопных газов при высокой температуре и давлении. Горячий выхлоп пропускают через сопло , которое ускоряет поток. Укол производится согласно третьему закону Ньютона.

Величина тяги производимого ракеты зависит от скорости потока массы через двигатель, то скорость выхода выпускного, и давление на выходе из сопла. Все эти переменные зависят от конструкции сопла. Наименьшая площадь поперечного сечения сопла называется горловине сопла. Горячий поток выхлопных газов забита в горле, что означает , что число Маха равно 1,0 в глотке , а скорость потока м точкой масса определяется по площади сечения горловины. Соотношение площадей от горла до выхода Ae устанавливает выход скорости Ve и ре давление на выходе. Вы можете изучить конструкцию и принцип работы сопла ракеты с нашей интерактивной программой имитатора сопла , который работает на вашем браузере.

Давление на выходе равно только свободного давления потока в какой - то конструкции состоянии. Мы должны, следовательно, использовать более длинную версию обобщенного уравнения упорным , чтобы описать направленность системы. Если свободный напор потока задается p0, тяга F уравнение приобретает следующий вид :