Скорость истечения газов ракетные двигатели

Из известных топлив самую высокую скорость истечения (около 4000 м/сек) в условиях земной атмосферы (т.е. при давлении в выходном сечении сопла в 1 ат) и внутреннем давлении 20 ат дает смесь 1 вес. ч. (весовой части) водорода c 2 вес. ч. кислорода.

Это может показаться странным, так как при таком смешении значительная часть водорода не сгорает и действует как балласт, ибо 2 кг кислорода могут связать только 1/4 кг водорода. Максимальное количество термо-химической энергии на 1 кг вещества получается при смешении 1 вес. ч. водорода с 8 вес. ч. кислорода. В этом случае достигается полное сгорание (так называемое стехиометрическое соотношение).

То, что при внешнем давлении в 1 аг первая смесь дает больший эффект, объясняется диссоциацией. Чем выше температура, с тем большей скоростью соударяются молекулы друг о друга, и при весьма высоких температурах это происходит с такой интенсивностью, что силы притяжения отдельных атомов становятся недостаточными для того, чтобы удержать их в молекуле. Наступает частичный распад молекул, так называемая диссоциация. Например, водяной пар Н 2 О при температуре выше 2500° распадается на Н + ОН, а при температурах выше 4000° начинается распад на одноатомные водород и кислород.

Возникновение диссоциации связано с потерей значительной части выделившегося тепла, потому что отрыв атомов друг от друга, естественно, требует расхода энергии. Это тепло освобождается лишь после охлаждения продуктов горения, когда атомы опять соединяются друг с другом. Диссоциация будет меньше, если один газ, например, водород, будет в излишке.

В случае истечения из сопла Лаваля газ охлаждается, причем происходит восстановление диссоциированного газа. К сожалению, водяной пар должен весьма сильно расшириться и охладиться, для того чтобы он у выходного отверстия стал восстанавливаться. Причем внутреннее давление в камере должно быть более чем в 100 раз выше наружного, чего при атмосферном давлении в 1 ат, естественно, невозможно достичь, так как в обычных условиях работать при давлении 200 ат в камере сгорания нельзя. В ракете же, которая летит выше земной атмосферы, можно принять давление у выходного отверстия каким угодно низким, и здесь, очевидно, ничего не мешает применять стехиометрические соотношения Н 2 : О.

Применение стехиометрических смесей обеспечивает достижение высоких скоростей истечения (теоретически 5000, а практически около 4500 м/сек) и более высоких плотностей топлива. В те же топливные резервуары могут быть приняты большие количества компонентов (удельный вес жидкого водорода 0,06, в то время как 1 л жидкого кислорода весит 1,13 кг). Отсюда следует, что только выше земной атмосферы ракета должна работать на водороде, а в начале полета — на других горючих.

Лучшая смесь другого типа, которая известна, состоит из 9 частей этилового спирта и 20 частей кислорода * . Теоретически сгорание этой смеси при давлении 20 ат дает скорость истечения 2700 м/сек. Практически получится скорость порядка 2000 м/сек.

Высокая температура в камере сгорания не должна нас беспокоить, так как практически невозможно, например, расплавить электрической дугой даже тонкостенный свинцовый сосуд, в котором находится жидкий водород.

Для того чтобы снизить температуру, в двигателе модели В применяются более слабые смеси. Спирт берется не peктификат, а в смеси с водой (13,4%), который при сгорании дает температуру около 1400° С и скорость истечения порядка 1700 м/сек. Последняя принимается нами в расчетах (с учетом неполноты сгорания, трения в сопле и т. п.) равной только 1400 м/сек.

К этому необходимо еще добавить, что в моделях В и Е стенки изолируются паром охлаждающего вещества, которое испаряется в окружающей камеру сгорания рубашке t (см. фиг. 53). Таким образом прогорание стенок камеры полностью исключено. В других моделях предусматривается, чтобы горение возле стенок было менее интенсивным, и этим также исключают возможность прогорания стенок.

Для ракеты, работающей на водороде, применяется топливо, состоящее из 1 вес. ч. водорода и 1,43 вес. ч. кислорода, которое сгорает при температуре 1400° С. Скорость истечения составляет около 3700 м/сек, но при расчетах она, в соответствии со сказанным выше, принимается равной только 3400 м/сек^ Если будет доказано, что при этих, заведомо неблагоприятных, допущениях все же можно построить ракеты, которые достигнут ближайших планет, то тем будет доказано, что межпланетные путешествия не являются утопией.

При описании модели Е будет показано, чего можно достичь, если в ракете, конструкция которой аналогична принятой, использовать хорошее топливо.

Скорость истечения газов из больших сопел ( F d = 705 см 2 ) еще не измерялась, однако на основании накопленного опыта (и в соответствии с теорией) можно принять, что чем совершеннее форма сопла, чем больше плотность газов и чем шире сопло, тем больше исключаются вредные влияния (трение и т. п.), и скорость истечения приближается к тому значению, которое еще в прошлом столетии получено на основании положений термодинамики. Цейнер (Zeuner) в своей книге «Турбины» дает вывод формулы скорости истечения. Условия в наших ракетах настолько приближаются к условиям, принятым Цейнером при выводе его формул, что их можно положить в основу расчетов. По Цейнеру, для каждого сечения сопла при p ≥ β

Здесь V 0 — объем 1 кг продуктов сгорания в м 3 при температуре и давлении в камере сгорания. Если температура в камере сгорания не должна превышать определенного предела, то p o V 0 зависит лишь от состава газа. В отношении p o и p необходимо отметить, что по Цейнеру, если p > β , соотношение между сечением сопла F p и давлением р в каком-либо месте дается формулой

Отсюда следует, что отношение p d / p o будет постоянным (в действительности лишь приближенно), если F d / F m и k (а следовательно, и состав газа) остаются постоянными. Так как согласно (1) с d какого-либо газа с определенной температурой зависит единственно от p d / p o , то, если p d / p o является констанстой, тогда и скорость истечения остается постоянной (почти) и не зависит от внутреннего давления. Приведенные формулы являются приближенными, так как здесь не учтено действие трения. Но и для идеального газа они будут точными лишь, если давление в выходном сечении сопла равно воздушному давлению, т, е., если p d = β .

Для ракеты, работающей на спирте (модель В), описание которой будет дано ниже, скорость истечения с увеличивается, начиная с момента старта, теоретически на 6—7%. Наименьшее значение, которое может иметь с , лежит в пределах 1530— 1700 м/сек. Таким образом возможные колебания значений с больше, чем ожидаемые ее изменения в связи с подъемом. Значение скорости истечения принимается таким неопределенным потому, что работа системы форсунок подсчитана нами теоретически, а экспериментально до сих пор не исследована.

Если p (а тем самым и p o ) настолько мало, что из соотношения F d / F m по формуле (2) следует, что p d β , то с быстро уменьшается. Ниже мы будем принимать наибольшее реально достижимое значение с * .

Если обозначить избыточное давление p d — β через u , то

С другой стороны, из уравнения (1) следует, что p d / p o должно быть возможно меньшим. Избыточное давление u не может быть сделано сколь угодно большим из технических соображений, и ракету с изменяющимся значением p d необходимо рассчитывать на максимальное p d . В этом случае значение с оказывается пониженным, и, кроме того, величина p o изменяется, т.е. в общем случае становится меньше, чем она может быть при заданной прочности двигателя.

Для того чтобы сделать величину p o независимой от тяги Р , может быть применено следующее устройство. В сопло (фиг. 11), которое на большем участке имеет цилиндрическую или слабо коническую форму, может вводиться из камеры сгорания регулировочный стержень е (аналогично устройству в водяной турбине Пельтона). В моделях А — D этот регулировочный стержень не нужен, потому что в спиртовой ракете требуемая тяга почти постоянна. Ракеты же на водороде вообще не могут (по техническим причинам) двигаться с наивыгоднейшей скоростью v н * , что, впрочем, как это дальше будет показано, не особенно существенно. Тяга здесь полностью постоянна. Таким образом здесь p o и с фактически постоянны.

В спиртовых ракетах величина F d определяется из требования, чтобы в том месте, где p / β имеет наименьшее значение, продукты горения при давлении β и абсолютной температуре T d заполняли в 1 сек. пространство c F d , где

Количество тепла, которое возникает при горении, равняется количеству тепла, воспринимаемому охлаждающим веществом и продуктами сгорания, потому что теплом, которое камера передает в окружающее пространство, можно пренебречь. Это допущение может быть принято в моделях В и D вследствие больших размеров камеры сгорания и большой скорости течения, а в остальных моделях — вследствие того, что все тепло, отданное топливу, вновь возвращается при сгорании. Таким образом в. спиртовых ракетах теряется только то тепло, которое отдается спиртом через оболочку, но эта потеря компенсируется таким же количеством тепла, воспринимаемым через оболочку кислородом. Ракеты на водороде вообще не отдают тепла в окружающую среду, а лишь воспринимают его оттуда.

В термохимических таблицах дается теплота сгорания большей частью для случая, когда сгорание происходит при давлении в 1 ат, а все участвующие вещества имеют температуру +15°C. Расчет надо поэтому производить следующим образом.

Количество тепла, которое возникает при окислении, равно теплу, необходимому для доведения температуры горючего и кислорода до 15° С, плюс тепло, необходимое для нагрева продуктов сгорания до температуры, приведенной по формуле Пуассона к 1 ат.

Приведенная температура рассчитывается отдельно для двухатомных и трехатомных газов по формуле

где k равно в первом случае 1,406, а во втором случае 1,30; T 1 и T 0 — абсолютные температуры. Выше было дано соотношение между горючим и кислородом, исходя из химических соображений. Так, например, 46 г этилового спирта связывают 96 г кислорода, а 8 г кислорода — 1 г водорода.

Если вычислено T 1 , то, следуя этому методу, можно определить соотношение между топливом и охлаждающим веществом. Для того чтобы испарить Н кг жидкого водорода с температурой —253° С и довести его температуру до приведенной абсолютной T 1 , необходимо (если T 1 лежит значительно выше точки кипения) подвести H · 3,400( T 1 + 12) ккал .

Это получается из следующих рассуждений.

Пусть T 2 — температура, при которой удельная теплоемкость газа с p при давлении в 1 am будет постоянной. Тогда определяем количество тепла Q 2 , необходимое для приведения 1 кг вещества с температуры кипения до T 2 . При изменении температуры от T 2 до T 1 1 кг вещества получает тепла

Для водорода с p = 3,400 ккал/кг·град и Q 2 / с p — T 2 = 12°.

Таким образом 1 кг водорода получает 3,400 ( T 1 + 12) ккал, а H кг получат в Н раз больше тепла.

Для того чтобы привести S кг жидкого кислорода от —183° С к испарению и до температуры T 1 , требуется

S · 0,218 ( T 1 — 144) ккал.

Если вместо кислорода применяют жидкий воздух, то содержащийся в нем азот служит в качестве охладителя. При атмосферном давлении N кг жидкого азота требуют для поднятия температуры от —195,7°С до T 1

N · 0,244 ( T 1 + 121) ккал.

Здесь мы не будем приводить дальнейшие подробности. Проверка расчетов может быть проведена при помощи данных физико-химических таблиц.

Значение p o T 0 может быть легко подсчитано, если известны состав продуктов сгорания и температура T 1 .

Тяга ракетного двигателя

Тяга ракетного двигателя

Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя.

Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в зависимости от назначения и размеров двигателя.

Двигатели тяжелых дальнобойных ракет развивают тягу, превышающую тягу наиболее мощных паровозов, с могучей силой увлекающих за собой железнодорожные составы в тысячи тонн.

Фиг. 7. Принципиальная схема ракетного двигателя.

Как определить величину реактивной тяги? Обратимся для этой цели к фиг. 7, на которой представлена принципиальная схема ракетного двигателя.

Тяга образуется потому, что из двигателя вытекают газы. Чтобы вытолкнуть газы, двигатель должен действовать на них с какой-то силой; обратная сила — сила воздействия газов на двигатель — и есть реактивная тяга. Поэтому направление тяги обратно скорости вытекающих газов, а величина тяги равна силе, с которой выталкиваются газы. Очевидно, что величина этой силы зависит от количества вытекающих газов и их скорости. Механика учит, что эта сила, а следовательно, и сила тяги, равна произведению массы выталкиваемых в секунду газов на скорость их истечения.

Так как масса равна весу, деленному на ускорение земного притяжения (g=9,81 м/сек 2 ), то для определения силы тяги служит следующая простая формула:

Каждый килограмм вытекающих в секунду газов создает тягу, численно равную, очевидно, 1/10 от скорости истечения. Эта тяга, носящая название удельной тяги или удельного импульса (размерность удельной тяги кг сек/кг), является основной характеристикой любого ракетного двигателя. Чем больше удельная тяга, т. е. чем большую тягу создает каждый килограмм газа, вытекающего в секунду из двигателя, тем совершеннее двигатель.

В современных ракетных двигателях скорость истечения колеблется от 1500 до 2500 м/сек, вследствие чего удельная тяга равна 150–250 кг сек/кг.

Какими же способами можно увеличить скорость истечения и вместе с нею удельную тягу проектируемого ракетного двигателя?

Скорость истечения газов из двигателя зависит от топлива, давления газов в двигателе и его конструкции.

Влияние топлива на скорость истечения сказывается в основном в том, что скорость истечения тем больше, чем больше теплотворная способность топлива, т. е. тепло, которое выделяет при сгорании каждый килограмм топлива.

Чтобы отчетливее представить себе влияние на скорость истечения теплотворной способности топлива, попробуем повнимательнее присмотреться к явлениям, происходящим в любом ракетном двигателе, т. е. к рабочему процессу двигателя.

Пусть в двигателе произошла химическая реакция (будем считать для определенности — сгорание), в результате которой выделилось какое-то количество тепла.

Вследствие этого газообразные продукты реакции — пары углекислоты, пары воды, азот и др. — сильно нагреваются, так что температура их достигает 2500 °C и более. Мы знаем из физики, что температура газа есть мера скорости движения его молекул; когда газ очень нагрет, то молекулы его движутся с очень большими скоростями. Однако непосредственно эту скорость движения молекул газа использовать для создания реактивной тяги нельзя, потому что молекулы внутри двигателя движутся беспорядочно, неорганизованно, во всех направлениях; имеет место так называемое тепловое движение молекул. Каждая молекула, отражаясь от стенок двигателя, создает, конечно, микроскопическую реактивную силу, но суммарная равнодействующая — результат бесчисленного множества таких молекулярных ударов, равна нулю. Благодаря хаотичности движения молекул давление на все стенки двигателя одинаково и никакого реактивного эффекта не получается.

Чтобы создать реактивную силу, необходимо обеспечить упорядоченное, организованное истечение молекул газа из двигателя в одном направлении; тогда реактивный эффект всех вытекающих молекул суммируется, давая в результате нужную нам реактивную силу. Поэтому всякий ракетный двигатель по идее представляет собой машину для извержения молекул газа с максимально возможной скоростью в одном, общем для всех молекул, направлении, следовательно, машину для преобразования химической энергии топлива сначала в тепловую энергию беспорядочного движения молекул, а затем в скоростную (кинетическую) энергию их упорядоченного истечения из двигателя.

Таким образом первая часть рабочего процесса ракетного двигателя заключается в преобразовании химической энергии топлива в тепловую. Это преобразование осуществляется в ходе химической реакции внутри двигателя, в той его части, которую называют камерой сгорания, и происходит обычно при постоянном давлении.

Вторая часть рабочего процесса двигателя заключается в преобразовании тепловой энергии хаотического движения молекул в скоростную энергию их организованного истечения, т. е. в скоростную энергию реактивной струи газов, вытекающих из двигателя. Это преобразование осуществляется в процессе расширения газов от давления, имеющего место в камере сгорания двигателя, до атмосферного давления, т. е. до давления на выходе из двигателя, и обычно происходит в той его части, которая носит название сопла.

В современных ракетных двигателях указанный выше рабочий процесс происходит непрерывно, хотя возможны двигатели прерывного действия, в которых подача топлива в камеру сгорания и все последующие процессы происходят периодически.

Таким образом общим результатом рабочего процесса ракетного двигателя является преобразование химической энергии топлива в скоростную энергию струи газов, вытекающих из сопла в атмосферу. Однако при этом далеко не вся химическая энергия топлива (теплотворная способность) переходит в скоростную энергию струи, а только определенная часть ее. Чем совершеннее рабочий процесс, тем больше эта полезно используемая часть теплотворной способности топлива. В современных; ракетных двигателях в скоростную энергию струи газов переходит меньше половины тепла, заключенного в топливе[2]. Большая часть (до 2/3) этого тепла представляет собой потери рабочего процесса. Часть тепла теряется из-за неполного сгорания топлива, а другая, большая, теряется вместе с газами, выходящими из двигателя, так как их температура очень высока (1000–1500 °C). Уменьшение этих потерь рабочего процесса приводит к увеличению скорости истечения и, следовательно, увеличению тяги. Однако, как учит термодинамика — наука о преобразовании тепла в работу, — все тепло не может перейти в скоростную энергию газов. Некоторая часть этого тепла представляет собой неизбежные потери.

Теперь ясно, как теплотворная способность топлива влияет на скорость истечения. Чем больше теплотворная способность, тем больше тепловой энергии, при данной степени совершенства рабочего процесса двигателя, переходит в скоростную энергию газов, т. е. тем больше скорость истечения. И физически очевидно, что чем больше скорость теплового движения молекул после сгорания, тем больше и скорость истечения газов из двигателя.

С другой стороны, чем совершеннее рабочий процесс двигателя, тем также больше скорость истечения. Поэтому, например, более удачная конструкция двигателя, в частности, сопла, позволяющая лучше организовать истечение, т. е. добиться, чтобы скорости молекул газа на выходе из двигателя имели одинаковое направление и были большими по величине, также приводит к увеличению тяги.

Такое же влияние оказывает давление газов в камере сгорания двигателя. Чем больше это давление по сравнению с атмосферным, т. е. с давлением газов на выходе из двигателя, тем большая доля тепла переходит в скоростную энергию газов и поэтому больше скорость истечения и тяга двигателя, рассчитанного на это увеличенное давление.

Из всех внешних условий (скорость полета, состояние атмосферы и др.) только атмосферное давление оказывает некоторое, да и то небольшое, влияние на рабочий процесс ракетного двигателя. Эта независимость рабочего процесса от внешних условий является важным свойством ракетного двигателя. Благодаря этому свойству скорость истечения и секундный расход газов, а следовательно, и тяга ракетного двигателя, также остаются постоянными при изменении внешних условий.

Только при изменении атмосферного давления, например с изменением высоты полета, тяга несколько изменяется — с увеличением высоты тяга растет.

Особенно важным является то, что тяга остается постоянной при изменении скорости полета.

Читайте также

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ РАКЕТ И РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ. ВЕЛИКОБРИТАНИЯ

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ РАКЕТ И РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ. ВЕЛИКОБРИТАНИЯ О разработках ракет и реактивных снарядов в Великобритании почти нет опубликованных данных. Однако нужно признать, что сделано не многое. Официально сообщается, что все разработки

КЛАССИФИКАЦИЯ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ

КЛАССИФИКАЦИЯ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ (СУХОПУТНЫЕ И МОРСКИЕ)Межконтинентальные баллистические ракеты (МБР) Баллистические ракеты подводных лодок (БРПЛ) Баллистические ракеты средней дальности (БРСД) Баллистические ракеты оперативно-тактические и

Неисправности двигателя

Неисправности двигателя Якорь стартера не вращается при включении замка зажигания Неисправности системы пуска Проверить работу стартера одним из трех способов:1. Убедиться в надежности кабельных соединений наконечников на клеммах аккумуляторной батареи. Освободить

Выхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов

Выхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов Диагностирование двигателя по цвету дыма из выхлопной трубы Сине-белый дым – неустойчивая работа двигателя. Рабочая фаска клапана подгорела. Оценить состояние газораспределительного

2. СВОЙСТВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

2. СВОЙСТВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Основные свойства ракетного двигателя мы уже знаем.Первое свойство заключается в отсутствии специального движителя, назначение которого выполняет сам двигатель. Это оказывается возможным потому, что тяга представляет собой реакцию

Мощность ракетного двигателя

Мощность ракетного двигателя Мощность, развиваемая двигателем, т. е. механическая работа, совершаемая им в единицу времени (секунду), является важнейшей характеристикой любого двигателя. Это и естественно, если иметь в виду, что именно совершение этой механической

Экономичность ракетного двигателя

Экономичность ракетного двигателя Наряду с мощностью важнейшей характеристикой каждого двигателя является его экономичность. Если речь идет о тепловом двигателе, то экономичность его определяется расходом топлива на единицу мощности, т. е. на 1 л. с. Экономичный

Крепление двигателя

Крепление двигателя Картер – это основание, на котором крепят основные детали двигателя. Картер изготавливают из алюминиевого сплава. Кривошипной камерой называется место картера, в котором вращается шатун и щеки коленчатого вала. Крепление двигателя к раме или

Промывка двигателя

Промывка двигателя Если масло в вашем двигателе, после пробега автомобилем нескольких тысяч километров, остается чистым и прозрачным, это должно навести вас на мысль, что масло не слишком качественное и не обладает необходимыми «моющими» свойствами и его необходимо