Расчет параметров идеального газового потока в камере ракетного двигателя

Рисунок 5 - Изменение скорости газового потока по длине камеры ракетного двигателя.Камера ракетного двигателя состоит из камеры сгорания и выходного устройства.Газовой поток со скачком уплотнения в выходном сечении камеры (сопла) .Полученные значения величин газового потока и параметров сведены в таблицы (см. приложение Б) .1, к, 2, 3, у, 4, 5, а - живые сечения камеры ракетного двигателя.P0-к - сила воздействия газового потока на камеру сгорания, кН.P0-а - сила воздействия газового потока на камеру в целом, кН.Таблица 4 - Результаты расчёта импульсов газового потока с давлением на входе в камеру =18 МПа.Рисунок 2 - Изменение температуры по длине камеры ракетного двигателя (1-5 - варианты).Рисунок 3 - Изменение давления газа по длине камеры ракетного двигателя.