Raket mühərrikinin xüsusi impulsu. Xüsusi impuls və mühərrik səmərəliliyi

Məqalənin məzmunu

RAKET, reaktiv (raket) mühərrikinin yaratdığı yüksək sürətli isti qazların rədd edilməsi səbəbindən hərəkət edən bir təyyarə. Əksər hallarda raketi hərəkətə gətirmək üçün enerji iki və ya daha çox kimyəvi komponentin (yanacaq və oksidləşdirici, birlikdə raket yanacağını meydana gətirən) yanmasından və ya tək yüksək enerjili kimyəvi maddənin parçalanmasından əldə edilir. Raketlərin əksəriyyəti iki növdən biridir - bərk yanacaq və ya maye. Bu terminlər raketin mühərrik kamerasında yanmazdan əvvəl yanacaq maddəsinin necə saxlanmasına aiddir. Raket hərəkətverici sistemdən (mühərrik və yanacaq bölməsi), idarəetmə və istiqamətləndirmə sistemlərindən, faydalı yükdən və bəzi köməkçi sistemlərdən ibarətdir.

HƏRƏKƏT NƏZƏRİYYƏSİ

İki tanış nümunə raketin hərəkət prinsipini izah edir. Silahdan atəş açıldıqda, lülədə genişlənən toz qazları gülləni irəli, silahı isə geri itələyir. Güllə hədəfə doğru uçur və atıcı (yaxud silah arabası) yerin səthi ilə sürtünmə qüvvəsi hesabına geri çəkilmə enerjisini udur. Atıcı buz üzərində konki sürsəydi, geri çəkilmə atıcının geriyə yuvarlanmasına səbəb olacaq (və yalnız hava və buzla sürtünmə səbəbindən dayanacaq).

Başqa bir nümunə şişirdilmiş şardır. Top çuxuru bağlı olarkən, daxili hava təzyiqi top qabığının elastik qüvvələri ilə tarazlanır. Əgər çuxur açılırsa, hava topdan çıxacaq və onun qabıq üzərindəki balanssız təzyiqi topu irəli itələyəcək. Qeyd edək ki, top yalnız çuxurun sahəsinə təsir edən bir qüvvə tərəfindən hərəkətə gətirilir. Qabıqda hərəkət edən bütün digər qüvvələr balanslıdır və topun formasının davamlı dəyişməsi və boynunun elastikliyi səbəbindən xaotik olan topun hərəkətinə təsir göstərmir.

Raket mühərriki eyni şəkildə işləyir, ancaq yanma və ya kimyəvi parçalanma reaksiyaları bir burun vasitəsilə xaric edilən isti qazların sabit axını təmin edir. Reaktiv qaz jetini əldə etməyin başqa üsulları da var ( aşağıya baxın), lakin onların heç biri kimyəvi olan qədər geniş yayılmamışdır.

Oxun və güllənin, şişirdilmiş şarın və raketin hərəkətinə dair yuxarıda göstərilən bütün nümunələr Nyutonun üçüncü hərəkət qanunu ilə təsvir edilmişdir ki, bu qanun hər bir hərəkətin əks və bərabər reaksiyaya malik olduğunu bildirir. Riyazi olaraq bu qanun hərəkət kəmiyyətlərinin bərabərliyi kimi ifadə edilir MV=mv. Qeyd etmək vacibdir ki, sistemdə impulsun (momentumun) ümumi dəyişməsi sıfırdır. Əgər iki kütlə M və m bərabərdir, sonra onların sürətləri V və v da bərabərdirlər. Əgər qarşılıqlı təsirdə olan cisimlərdən birinin kütləsi digərinin kütləsindən böyükdürsə, onun sürəti də müvafiq olaraq az olacaq. Atıcı nümunəsində, impuls mv gülləyə verilən impulsla tam olaraq eynidir MV, atıcıya bildirildi, lakin güllənin kütləsi kiçik olduğuna görə sürəti atıcının sürətindən qat-qat böyükdür. Raket vəziyyətində qazların bir istiqamətdə atılması (hərəkət) raketin əks istiqamətdə hərəkət etməsinə səbəb olur (reaksiya).

RAKET MÜHƏRHƏT

İşləyən bir raket mühərrikinin içərisində sıx, sürətli, idarə olunan yanma prosesi baş verir. Yanma reaksiyasını həyata keçirmək üçün (iki kimyəvi maddənin reaksiyası zamanı enerjinin sərbəst buraxılması, bunun nəticəsində daha az gizli enerjiyə malik məhsulların əmələ gəlməsi), oksidləşdirici maddənin (oksidləşdirici) və azaldıcı maddənin (yanacaq) olması lazımdır. . Yanma zamanı enerji istilik şəklində buraxılır, yəni. temperaturun artması nəticəsində atomların və molekulların daxili hərəkəti.

Dizayn.

Raket mühərriki iki əsas hissədən ibarətdir: yanma kamerası və başlıq. Kamerada yanacaq komponentlərinin tam qarışdırılması, buxarlanması və yanması üçün kifayət qədər həcm olmalıdır. Kameranın özü və yanacaq təchizatı sistemi elə qurulmalıdır ki, kamerada qazın sürəti səs sürətindən aşağı olsun, əks halda yanma səmərəsiz olacaq. Şişirilən bir balon vəziyyətində olduğu kimi, qaz molekulları kameranın divarları ilə toqquşur və dar bir açılışdan (burun boynu) çıxır. Başlığın yaxınlaşan hissəsində qaz axını məhdudlaşdırıldıqda, onun sürəti boğazda səs sürətinə qədər artır və burunun genişlənən hissəsində qaz axını səsdən yüksək olur. Bu dizaynın nozzini bu sahədə işləyən isveçli mühəndis Karl de Laval təklif etmişdir. buxar turbinləri, 1890-cı illərdə.

Burunluğun genişlənən hissəsinin konturu və onun genişlənmə dərəcəsi (çıxışda və boyundakı sahələrin nisbəti) qaz axınının sürətinə və təzyiqinə əsasən seçilir. mühit, beləliklə, işlənmiş qazların burunun səsdən yüksək hissəsinin divarlarına təzyiqi yanma kamerasının ön hissəsində qazların təzyiqi nəticəsində yaranan itələmə qüvvəsini artırır. Xarici (atmosfer) təzyiq hündürlüklə azaldığından və alovlanan ucluğun profili yalnız bir hündürlük üçün optimallaşdırıla bildiyindən, genişlənmə nisbəti bütün yüksəkliklərdə məqbul səmərəliliyi təmin etmək üçün seçilir. Aşağı hündürlüklər üçün mühərrik kiçik bir genişlənmə nisbəti olan qısa bir buruna sahib olmalıdır. Tənzimlənən genişlənmə dərəcəsi üçün burunlar hazırlanmışdır. Ancaq praktikada onlar çox mürəkkəb və bahalıdır və buna görə də nadir hallarda istifadə olunur.

Təkan və xüsusi impuls.

mühərrik qüvvəsi F işlənmiş qazların yaratdığı təzyiqin məhsuluna və burunun çıxış hissəsinin sahəsinə bərabərdir, eyni sahədə ətraf mühitin təzyiq qüvvəsi çıxılmaqla. Mühərrikin səmərəliliyi onun xüsusi impulsu ilə ölçülür isp, bir neçə fərqli vahidə malikdir. Vahidlərdən biri tam ikinci yanacaq sərfiyyatına bölünür ( w), yəni. I sp = F/w. Başqası da var effektiv sürət son istifadə müddəti C cazibə qüvvəsinə görə sürətlənməyə bölünür g, bu halda I sp = C/g. Xüsusi impuls adətən saniyələrlə ifadə edilir (SI sistemində isp LF s/kq və ya m/s ilə ölçülür), bu halda onun dəyəri bir kiloqram yanacağın yanmasından əldə edilən çəki kiloqramlarının sayına bərabərdir. Dəyər isp bir sıra amillərdən, əsasən yanacağın yanması zamanı ayrılan enerjidən və bu enerjinin mühərrikdə istifadəsinin səmərəliliyindən asılıdır (məsələn, vakuumda olan qısa konusvari burun uzun və diqqətlə formalı olandan daha az səmərəli olacaq). ).

Raketin nisbi ilkin kütləsi və xarakterik sürəti.

Bu dəyərlər raketin əsas xüsusiyyətləridir təyyarə. Nisbi ilkin kütlə raketin ilkin kütləsinin nisbətidir W yanacaq tükəndikdən sonra son kütləsinə çatır w. Dəyər isp raketin struktur mükəmməlliyindən və onun mühərrikinin səmərəliliyindən asılıdır; bu parametrlər raketin inkişaf etdirdiyi son sürəti müəyyənləşdirir. Raketin xarakterik son sürəti Tsiolkovski düsturu ilə müəyyən edilir

Vb 0 = (GI sp ln[ W/w]) – (VLg + VLd + VLt),

harada VLg, VLd və VLt– cazibə qüvvəsi, atmosfer sürükləməsi və aşağı atmosfer təzyiqi ilə əlaqəli sürət itkiləri (əlavə tənliklərlə müəyyən edilir).

Bu düsturdan göründüyü kimi, raketin son sürətini artırmaq üçün aşağıdakılar lazımdır: 1) nisbi ilkin kütləni ( w/w) dizaynın sadələşdirilməsinə görə; 2) daha yüksək enerjili yanacağın istifadəsi ilə xüsusi impulsu artırmaq; 3) ətrafdakı axını yaxşılaşdırmaq və raketin ölçüsünü azaltmaqla sürüklənməni azaldın. Lakin raketin (xüsusilə kosmik) uçuş tapşırığı uçuşdan uçuşa dəyişdiyinə və uçuş zamanı xarici şəraitin daim dəyişdiyinə görə, raketin layihələndirilməsi zamanı kompromislərə getmək lazımdır.

Doldurma həndəsəsi mühərrik qüvvəsinin necə dəyişdiriləcəyindən asılı olaraq neytral, mütərəqqi və ya reqressiv ola bilər. Neytral həndəsə yükü bir ucundan yanan (son yanma yükü) bərk tökmə silindrik çubuqdur. Xüsusi qoruyucu örtüklər kənarlardan yanacağın yanmasının qarşısını alır. Proqressiv həndəsə yükü adətən boru kimi tökülür; yanma içəridə baş verir (kanalın yanma yükü). Belə bir yük yandıqca, yanma səthi və müvafiq olaraq, itələmə artır. Kanala ulduza bənzəyən forma verməklə zaman keçdikcə yanma sürətinin və itmə gücünün azalmasını təmin etmək olar; konusvari kanal təkanların hamar tənzimlənməsinə imkan verir.

Yükə xüsusi bir forma verməklə və ya bir neçə sadə formanı birləşdirməklə, uçuş zamanı raket zərbəsinin istənilən dəyişmə qanununu əldə etmək olar. Məsələn, hava-hava mərmisi üçün, hədəfi tutmaq üçün lazım olan yüksək sürətlənmələri əldə etmək üçün mütərəqqi həndəsə yükü istifadə edilə bilər. Kosmik buraxılış aparatlarında, əksinə, raketin buraxılması zamanı daha çox itələmə əldə etmək üçün mütərəqqi və reqressiv yük həndəsələrinin birləşməsi daha faydalıdır. maksimum çəki və böyük atmosfer müqaviməti və raketin kütləsi kiçik olduqda və sürətlənmələr böyük olduqda, atmosferin yuxarı təbəqələrində daha az itələmə.

Tərkibi və istehsal texnologiyası.

Amerika Birləşmiş Ştatlarında ən çox istifadə edilən bərk yanacaq qarışığı oksidləşdirici kimi ammonium perklorat və polimer bağlayıcı, nitril rezin ilə yanacaq kimi alüminium tozudur (Rus dilində SKN - nitril sintetik kauçuk). Yanma sürətini idarə etmək üçün dəmir oksidi tozu əlavə edilir. Bu komponentlərin müxtəlif nisbətlərdə qarışıqları kosmos daşıyıcıları, ballistik və taktiki raketlər üçün istifadə olunur. Bu yanacaqlar qarışığın tərkibindən asılı olaraq 280 ilə 300 s arasında xüsusi impulsa malikdir. Belə bərk yanacaq mühərriklərinin yanma məhsullarında hidrogen xlorid və alüminium oksid hissəcikləri var.

Yuxarıda təsvir edilən yanacaq ayrı-ayrı komponentlərin incə toz halına salınması və sonra onların konstruksiyasına görə adi sənaye qarışdırıcılarına bənzər xüsusi qarışdırıcılarda elastik SKN ilə qarışdırılması yolu ilə əldə edilir. Qarışıq kifayət qədər qarışdırıldıqdan sonra mühərrik korpusuna tökülür. İstədiyiniz yükləmə konfiqurasiyasını əldə etmək üçün mühərrikə xüsusi qəlib daxil edilir (bu proses biskvit tortunun hazırlanmasına bənzəyir). Sonra yük diqqətlə idarə olunan temperaturda polimerləşdirilir. Polimerləşmə prosesi başa çatdıqdan sonra əlavə çıxarılır və gövdəyə bir burun, alovlanma cihazı və mühərriki və raket uçuşunu başlamaq üçün lazım olan digər elementlər yapışdırılır.

Ən sadə bərk yanacaq mühərrikinin istehsalı çox təhlükəlidir və diqqətli nəzarət, xüsusən də statik elektrikdən qorunma, qığılcım yaratmayan materiallardan istifadə, işçilərin təhlükəsizliyini təmin etmək üçün tüstü və tozun yaxşı havalandırılması tələb olunur. Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri istehsal edən otaqlar adətən qalın divarlarla ayrılır və zəif dam örtüyünə malikdir ki, qəza zamanı partlayış dalğası yuxarı qalxsın və çox ziyan vurmasın.

Bərk yanacaq mühərrikinin gövdəsi adətən yüksək keyfiyyətli metal ərintilərindən və ya qaynaq yolu ilə hazırlanır kompozit materiallar yanacaq yükünün xarici konturlarını təkrarlayan bir mandrel ətrafında yara. Xüsusilə uçuşun sonunda daxili yanma təzyiqinə tab gətirmək üçün gövdə çox yüksək möhkəmliyə malik olmalıdır. Bədən hazır olduqda, tükənmənin qarşısını almaq üçün təmizlənir və izolyasiya edilir. İzolyasiya və yük arasında daha yaxşı təmasda olmaq üçün tez-tez bir bağlayıcı istifadə olunur.

Bərk yanacaq mühərrikinin istehsalında son addımlardan biri onu qüsurlar və xarici daxilolmalar üçün yoxlamaqdır. Yükdəki çatlar əlavə yanan səthlər kimi xidmət edir, bu da itələmənin artmasına və uçuş yolunun dəyişməsinə səbəb ola bilər. Ən pis halda, yanma kamerasındakı təzyiq o qədər böyük ola bilər ki, mühərrik çökəcək. Mühərrikin təchiz edilməsi prosesi onun ön dibində başlanğıc alovlayıcı və arxa tərəfdə bir nozzle quraşdırılması ilə tamamlanır. Alovlandırıcı adətən alov şleyfini çıxaran və yanacaq yükünü alovlandıran sürətlə yanan yanacaq olan kiçik bir raket mühərrikidir.

Bəzi hərbi tətbiqlər SKN əsaslı mühərriklərin təmin edə bilmədiyi sürətlənmələri tələb edir; sonra nitrogliserin və ya digər güclü partlayıcı maddələr əsasında metallaşdırılmış qarışıq yanacaqlardan istifadə olunur. Bu hallarda mühərrikdə idarə olunan partlayıcı proses baş verir. Partlayış prosesini idarə etmək üçün xüsusi kimyəvi reaksiya gecikdiriciləri əlavə olunur. Digər hərbi ehtiyaclar tüstüsüz taktiki raketlərin hazırlanmasını tələb edirdi ki, raketin haradan buraxıldığını izləmək mümkün olmasın.

Testlər.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri adətən mühərrikin üfüqi və ya şaquli vəziyyətdə sabitləndiyi və bütün sistemlərinin işinin yoxlanıldığı atəş stendlərində sınaqdan keçirilir. Mühərrikin işləməsi zamanı onun üzərində quraşdırılmış sensorlar yanma məhsullarının təzyiqini, temperaturunu, bədən yüklərini və s. Yanğın sınaqları zamanı bütün mümkün iş rejimləri yoxlanılır, o cümlədən dizayndankənar olanlar, normal uçuş zamanı olmamalıdır.

Yaxşı və pis tərəfləri.

Bərk yanacaq mühərrikləri sadəlik, texniki xidmətin asanlığı, sürətli işə salınma və kiçik həcmdə yüksək güc əsas tələblər olduqda istifadə olunur. İlk Amerika ballistik raketləri maye yanacaqdan istifadə edirdi, lakin 1960-cı illərdən bərk yanacağa keçid baş verdi ki, bu da onun istehsal texnologiyasının təkmilləşdirilməsi ilə bağlı idi. Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri həmişə kiçik döyüş başlıqlarında və raketlərdə, reaktiv təyyarələrdə atma qurğularında və raket mərhələlərini ayırmaq üçün istifadə edilmişdir.

Bərk yanacaq mühərriklərinin əsas çatışmazlığı uçuş zamanı təkanların idarə edilməsinin praktiki qeyri-mümkünlüyü, həmçinin mühərriki söndürməyin çətinliyidir. Bəzi bərk yanacaqlı raket mühərriklərində, mühərrikin ön hissəsindəki deşiklər açılaraq itələmə kəsilir. Deliklər açıldıqda (adətən bu, xüsusi squiblərin köməyi ilə baş verir) mühərrik daxilində təzyiq düşür və müvafiq olaraq yanmanın intensivliyi azalır. Bundan əlavə, əsas nozzinin normal təkanının əksinə, əks təkan meydana gəlir və raketin sürətlənməsi dayanır. Möhkəm yanacaqlı raket mühərrikinin itkisi yükün həndəsəsi və kimyəvi tərkibi ilə müəyyən olunduğundan, zamandan fərqli bir təzyiq asılılığı əldə etmək üçün mühərrik parametrlərinin dəyişdirilməsi tələb oluna bilər. tam dövr yeni mühərriki sınaqdan keçirir.

MAYE RAKET MƏRHƏLƏLƏRİ

Ən səmərəli raketlər maye yanacaqlarla işləyir, çünki maye komponentlərin kimyəvi enerjisi bərk olanlardan daha böyükdür və onların yanma məhsulları daha az molekulyar çəkiyə malikdir.

Kriogen və öz-özünə alovlanan yanacaqlar.

Yüksək kalorifik dəyəri olan maye yanacaqlara bəzi kriogen maddələr daxildir - çox aşağı temperaturda mayeyə çevrilən qazlar, məsələn, maye oksigen (-183 ° C-dən aşağı temperaturda) və maye hidrogen (aşağıda - 253 ° C). Digər tərəfdən, kriogen komponentlərin istifadəsi bir sıra çatışmazlıqlara malikdir, bunlara qazların mayeləşdirilməsi üçün böyük sənaye qurğularının saxlanması, raketin uzun müddət yanacaq doldurma müddəti (bir neçə saat) və yanacaq çənlərinin istilik izolyasiyasına ehtiyac daxildir. Buna görə də, Amerikanın ilk krio-yanacaqlı qitələrarası ballistik raketləri, Atlas və Titan I, cavab vermək üçün cəmi bir neçə dəqiqə ərzində gözlənilməz bir hücuma qarşı həssas idi.

Normal temperaturda uzun müddət saxlanıla bilən və komponentlər bir-biri ilə təmasda olduqda alovlanan öz-özünə alışan maye yanacaqlardan istifadə edən maye yanacaqlı raket mühərrikləri (LRE) 1950-ci illərdə ordunun ehtiyaclarını ödəmək üçün hazırlanmışdır. əməliyyatın sadələşdirilməsi və hazırlıq vaxtının azaldılması.balistik raketlərin buraxılması. Belə mühərriklərdə oksidləşdirici kimi azot tetroksid (N 2 O 4), yanacaq kimi hidrazin (N 2 H 4) və ya qeyri-simmetrik dimetilhidrazin (NH 2 - N 2) istifadə edilmişdir - xüsusi bir impuls verən birləşmə. təxminən 340 s. Öz-özünə alovlanan yanacağın komponentləri son dərəcə zəhərlidir və kifayət qədər aşındırıcıdır, buna görə də onları ehtiva edən və ya onlarla təmasda olan struktur elementləri ilə işləmək və vaxtaşırı dəyişdirmək üçün həddindən artıq ehtiyatlılıq tələb olunur. Öz-özünə alovlanan yanacaqlı maye yanacaq ballistik raketləri sonradan bərk yanacaqlarla əvəz olunsa da, bu yanacaq hələ də oriyentasiya və düzəliş mühərriklərində əvəzolunmazdır.

İki komponentli raket mühərrikləri.

Yuxarıda təsvir edilən LRE-lərdə yanacaq və oksidləşdirici ayrı-ayrı çənlərdə saxlanılır və yerdəyişmə və ya nasoslar vasitəsilə yanma kamerasına qidalanır, orada alovlanır və yandırılır və yüksək sürətli qaz axını yaradır. Maye oksigen, atmosfer havasından asanlıqla əldə edildiyi üçün tez-tez oksidləşdirici vasitə kimi istifadə olunur. Baxmayaraq ki, bir çox digərləri ilə müqayisədə kimyəvi maddələr maye oksigen nisbətən təhlükəsizdir və onun saxlanması üçün yalnız çox təmiz qablardan istifadə edilməlidir, çünki oksigen hətta barmaq izlərinin buraxdığı yağ ləkələri ilə kimyəvi reaksiya verir və bu, yanğına səbəb ola bilər.

Ağır karbohidrogenlər və ya maye hidrogen ən çox oksigenlə bir cütdə yanacaq kimi istifadə olunur. Rafine kerosin və ya spirt kimi karbohidrogen yanacağının vahid həcmdə yanma istiliyi hidrogendən daha yüksəkdir. Karbohidrogen yanacağı parlaq narıncı alovla yanır. Oksigen/karbohidrogen qarışığının əsas yanma məhsulları karbon qazı və su buxarıdır. Belə yanacağın xüsusi impulsu 350 s-ə çata bilər.

Maye hidrogen maye oksigendən daha dərin soyutma tələb edir, lakin onun vahid kütləyə düşən yanma istiliyi karbohidrogen yanacaqlarından daha yüksəkdir. Hidrogen demək olar ki, görünməz mavi alovla yanır. Oksigen-hidrogen qarışığının əsas yanma məhsulu həddindən artıq qızdırılan su buxarıdır. Bu yanacaqdan istifadə edən mühərriklərin xüsusi impulsu mühərrikin konstruksiyasından asılı olaraq 450 ilə 480 saniyəyə çata bilər. (Maye hidrogendən istifadə edən mühərriklər adətən artıq yanacaq rejimində işləyir, bu da yanacaq kütləsinin istehlakını azaldır və qənaəti artırır.)

İllər ərzində yanacaq və oksidləşdirici maddələrin bir çox digər kombinasiyaları sınaqdan keçirildi, lakin onların əksəriyyəti zəhərli olduğuna görə tərk edilməli oldu. Məsələn, flüor oksigendən daha təsirli oksidləşdirici maddədir, lakin həm ilkin vəziyyətində, həm də yanma məhsullarında son dərəcə zəhərli və aqressivdir. Azot turşusunun azot oksidləri ilə müxtəlif qarışıqları əvvəllər oksidləşdirici vasitə kimi istifadə olunurdu, lakin onların üstünlükləri belə mühərriklərin və raketlərin saxlanması və istismarı təhlükəsi ilə üst-üstə düşürdü.

Karbohidrogen yanacağı ilə maye hidrogen arasında seçim etmək həmişə asan olmur. Adətən, raketlərin ilk mərhələləri üçün uçuşun ilk dəqiqələrində atmosferin sıx təbəqələrindən keçmək üçün maye karbohidrogen (və ya qarışıq bərk) yanacaq istifadə olunur. Təbii ki, maye hidrogen çox səmərəli yanacaqdır, lakin onun aşağı sıxlığına görə birinci mərhələdə böyük yanacaq çənləri tələb olunacaq ki, bu da strukturun çəkisini və raketin sürüklənməsini artıracaq. Yüksək hündürlüklərdə və kosmosda hidrogen mühərrikləri daha çox istifadə olunur, burada onların üstünlükləri tam şəkildə özünü göstərir.

Üç komponentli raket mühərrikləri.

1970-ci illərin əvvəllərindən etibarən üç komponentli mühərriklər konsepsiyası Rusiya və ABŞ-da tədqiq edilmişdir ki, bu da bir mühərrikdə minimal həcm və minimum çəki üstünlüklərini birləşdirəcəkdir. Başlanğıcda belə bir mühərrik oksigen və kerosinlə işləyəcək, yüksək hündürlükdə isə maye oksigen və hidrogendən istifadəyə keçəcəkdi. Belə bir yanaşma, yəqin ki, birpilləli raket yaratmağa imkan verərdi, lakin mühərrikin dizaynı daha mürəkkəbdir.

Tək komponentli raket mühərrikləri.

Belə mühərriklərdə katalizatorla qarşılıqlı əlaqədə olduqda isti qaz əmələ gətirmək üçün parçalanan tək komponentli maye yanacaq istifadə olunur. Tək komponentli maye yanacaqlı raket mühərrikləri kiçik bir xüsusi impuls inkişaf etdirsələr də (150 ilə 255 s arasında) və iki komponentli olanlardan səmərəliliyi baxımından çox aşağı olsalar da, onların üstünlüyü dizaynın sadəliyidir. Hidrazin və ya hidrogen peroksid kimi yanacaq tək konteynerdə saxlanılır. Köçürmə təzyiqinin təsiri altında, klapan vasitəsilə maye yanma kamerasına daxil olur, burada bir katalizator, məsələn, dəmir oksidi onun parçalanmasına səbəb olur (hidrazin ammonyak və hidrogenə, hidrogen peroksid su buxarına və oksigenə). Birkomponentli maye yanacaqla işləyən raket mühərrikləri, adətən, dizaynın sadəliyi və etibarlılığı və az çəkisi olan kosmik gəmilər və taktiki raketlər üçün münasibətin idarə edilməsi və sabitləşdirilməsi sistemlərində aşağı təkanlı mühərriklər kimi istifadə olunur (bəzən onların təkan gücü cəmi bir neçə nyutondur). meyarları müəyyən edir. İlk Amerika rabitə peyki olan TDRS-1-in göyərtəsində hidrazin itələyicisinin istifadəsinə diqqətəlayiq nümunə verilə bilər; Bu mühərrik gücləndirici qəzaya uğradıqdan və peyk daha aşağı orbitə çıxdıqdan sonra peyki geostasionar orbitə çıxarmaq üçün bir neçə həftə işlədi.

Ən sadə birkomponentli mühərrik klapan vasitəsilə buraxılan sıxılmış soyuq qazın (məsələn, azot) silindri ilə işləyir. Bu cür reaktiv mühərriklər, işlənmiş qaz jetinin və ya yanma məhsullarının istilik və kimyəvi təsirlərinin qəbuledilməz olduğu və əsas tələbin dizaynın sadəliyi olduğu yerlərdə istifadə olunur. Bu tələblər, məsələn, kürəklərinin arxasında bir çantada yerləşən və çöldə işləyərkən hərəkət etmək üçün nəzərdə tutulmuş fərdi kosmonavt manevr cihazları (UMD) tərəfindən yerinə yetirilir. kosmik gəmi. UMK, 16 mühərrikdən ibarət olan hərəkət sisteminə solenoid klapanlar vasitəsilə verilən sıxılmış azotlu iki silindrdən işləyir.

Hərəkət sistemi.

Maye yanacaqla işləyən raket mühərriklərinin yüksək gücü, idarə oluna bilmə qabiliyyəti və yüksək xüsusi impulsu dizayn mürəkkəbliyi bahasına başa gəlir. Xüsusi sistemlər yanacaq çənlərindən yanma kamerasına ciddi şəkildə müəyyən edilmiş miqdarda yanacaq və oksidləşdirici maddələrin verilməsini təmin etməlidir. Yanacaq komponentlərinin tədarükü nasoslardan istifadə etməklə və ya onları qaz təzyiqi ilə dəyişdirməklə həyata keçirilir. Kiçik hərəkət sistemlərində geniş istifadə olunan yerdəyişmə sistemləri, çənlərə təzyiq edərək yanacaq təmin edir; tankdakı təzyiq yanma kamerasından daha çox olmalıdır.

Nasos sistemi yanacağın çatdırılması üçün mexaniki nasoslardan istifadə edir, baxmayaraq ki, çənlərin müəyyən təzyiqi də istifadə olunur (nasosların kavitasiyasının qarşısını almaq üçün). Ən çox istifadə edilən turbonasos qurğuları (TPU) və turbin öz hərəkət sistemindən gələn qazla işləyir. Bəzən turbinə enerji vermək üçün mühərrikin soyutma dövrəsindən keçərkən maye oksigenin buxarlanması nəticəsində yaranan qaz istifadə olunur. Digər hallarda, az miqdarda əsas yanacaq və ya xüsusi bir komponentli yanacaq yandıran xüsusi bir qaz generatoru istifadə olunur.

Pompalanmış yanacaq təchizatı sisteminə malik Shuttle mühərriki kosmosa buraxılmış ən təkmil mühərriklərdən biridir. Hər bir mühərrikin iki HP-si var - gücləndirici (aşağı təzyiqli) və əsas (yüksək təzyiqli). Yanacaq və oksidləşdirici eyni təchizat sistemlərinə malikdir. Genişlənən qazla idarə olunan gücləndirici HP, təzyiqin daha da yüksəldiyi əsas HP-yə daxil olmamışdan əvvəl işçi mayenin təzyiqini artırır. Maye oksigenin çox hissəsi yanma kamerasına daxil olmamışdan əvvəl yanma kamerasının soyutma yolundan və nozzlərdən (və bəzi dizaynlarda HPA) keçir. Maye oksigenin bir hissəsi əsas HP-nin qaz generatorlarına verilir, burada hidrogenlə reaksiya verir; bu, hidrogenlə zəngin buxar istehsal edir, turbində genişlənərək nasosları hərəkətə gətirir və sonra yanma kamerasına qidalanır və burada oksigenin qalan hissəsi ilə yanar. Gücləndirici HP-ləri idarə etmək və oksigen və hidrogen çənlərinə təzyiq göstərmək üçün az miqdarda oksigen və hidrogen sərf edilsə də, onlar da sonda əsas yanma kamerasından keçir və təkan yaratmağa kömək edirlər. Bu proses mühərrikin ümumi səmərəliliyini 98%-ə qədər təmin edir.

İstehsal.

Raket mühərriklərinin istehsalı daha mürəkkəbdir və bərk yanacaq mühərriklərinin istehsalı ilə müqayisədə daha yüksək dəqiqlik tələb edir, çünki onların tərkibində yüksək sürətlə fırlanan hissələr var (Shuttle hərəkət mühərrikinin əsas THA-da 38.000 rpm-ə qədər). Fırlanan hissələrin istehsalında ən kiçik bir qeyri-dəqiqlik vibrasiya və məhvə səbəb ola bilər.

Turbinlərin və mühərrik nasoslarının bıçaqları, təkərləri və valları düzgün balanslaşdırıldıqda belə, başqa problemlər yarana bilər. Saturn-5 raketinin ikinci və üçüncü pillələrində istifadə edilən J-2 oksigen-hidrogen mühərrikinin idarə edilməsi təcrübəsi göstərdi ki, belə mühərriklərdə yüksək tezlikli qeyri-sabitlik tez-tez baş verir. Mühərrik düzgün balanslaşdırılmış olsa belə, HP-nin yanma prosesi ilə qarşılıqlı əlaqəsi hidrogen nasosunun tezlikinə yaxın tezlikdə vibrasiyaya səbəb ola bilər. Mühərrikin vibrasiyası təsadüfi deyil, müəyyən istiqamətlərdə baş verir. Belə qeyri-sabitliklə vibrasiya səviyyəsi o qədər yüksək ola bilər ki, ona zərər verməmək üçün mühərriki söndürmək lazımdır. Yanma kameraları adətən qaynaqlanmış və ya ştamplanmış nazik divarlı metal konstruksiyadır, soyutma yolu və yanacaq tədarükü üçün qarışdırıcı başlıqdır.

Testlər.

Maye yanacaqlı raket mühərrikinin və onun bölmələrinin hazırlanmasında zəruri mərhələ onların hidravlik və atəş stendlərində sınaqdan keçirilməsidir. Yanğın sınaqları zamanı mühərrik normal iş qiymətlərini aşan təzyiqlərdə və HP fırlanma sürətlərində işlədilir ki, icazə verilən yükləri məhdudlaşdırın ayrı-ayrı bölmələr və bütövlükdə struktur üzrə. Mühərriklərin uçuş modelləri uçuşun əsas mərhələlərini simulyasiya edən qısamüddətli və seçmə yanğın sınaqlarını əhatə edən qəbul sınaqlarından keçməlidir. Mühərrikin uçuşda sınaqdan keçirilməsi və istismarının ümumi vaxtı onun ümumi resursundan çox olmamalıdır.

Söndürmə, yenidən başladın və dartma nəzarəti.

LRE-nin əsas üstünlüyü söndürmək, yenidən işə salmaq və itələməni idarə etmək qabiliyyətidir. Məsələn, Shuttle hərəkət mühərriki nominal itələmənin 65%-dən 104%-ə qədər olan diapazonda stabil işləyə bilər. Apollon kosmik gəmisinin Ay modulunun ekipajı, eniş zamanı manevr edərək, nominal dəyərin 10% -ə qədər mühərriklərin hərəkətini tənzimləyə bildi. Əksinə, modulun Aydan buraxılmasını təmin edən mühərriklərin hərəkəti tənzimlənmədi ki, bu da onların səmərəliliyini və etibarlılığını artırmağa imkan verdi.

LRE-nin kosmosda yenidən işə salınma ehtimalı problemdir, çünki yanacaq, sıfır cazibə qüvvəsində olan hər hansı cisim kimi, çənlərin içərisində təsadüfi şəkildə yerləşir və sürətlənmə olmadıqda mühərrik güc sisteminə daxil olmayacaqdır. Problemi həll etməyin ən sadə yolu, yanacağın boru kəmərlərinə axmağa başlaması üçün kifayət qədər kiçik sürətlənmə yaradan xüsusi aşağı gücə malik mühərriklərdən istifadə etməkdir. Bu mühərriklərin işə salınması ya boru kəmərlərinə bərkidilmiş kiçik elastik yanacaq torbaları ilə, ya da qüvvələr hesabına üzərində olan xüsusi torlar vasitəsilə təmin edilir. səthi gərginlik mühərriki işə salmaq üçün kifayət qədər yanacaq saxlanılır. Kosmik raket mühərriklərinin birbaşa buraxılması üçün elastik yanacaq çənləri və maye toplama qurğuları da istifadə olunur.

NƏZARƏT VƏ RƏHMƏT SİSTEMLERİ

vacibdir tərkib hissəsi raketlər idarəetmə və istiqamətləndirmə sistemləridir. Rəhbərlik sistemi raketin mövqeyini və kursunu müəyyən edir və idarəetmə sistemini onun uçuşunu idarə etmək üçün lazımi məlumatlarla təmin edir. Raket uçuşu kiçik sükan mühərrikləri və ya əsas mühərrikin itələmə vektorunun istiqamətini dəyişdirməklə idarə olunur.

Böyük bərk yanacaqlı raket mühərriklərində gövdənin burunla əlaqəsi çoxlu nazik polad təbəqələrdən və istiliyədavamlı rezindən hazırlana bilər ki, bu da ucluğun istənilən istiqamətdə bir neçə dərəcə fırlanmasına imkan verir. Bir və ya iki hidravlik aktuatorun köməyi ilə məmə əyilir, itmə vektorunun istiqamətini dəyişir. Sürücülər hidrazinin parçalanma məhsulları ilə işləyən kiçik turbonasos qurğusunun enerjisindən istifadə edir. Bəzi bərk yanacaqlı raket mühərriklərində isti qaz (kiçik köməkçi mühərrikdən) burunun genişlənən hissəsində bir dairədə yerləşən bir neçə klapan vasitəsilə verilir. Bir və ya bir neçə klapan bağlandıqda, əsas reaktivin istiqaməti və müvafiq olaraq itələmə vektoru dəyişir. LRE, bütün mühərriki döndərməyə imkan verən dönmə sancaqlarında və ya gimbal asmada quraşdırılmışdır.

TARİXİ ARAYIŞ

Antik dövr və orta əsrlər.

Raket texnologiyası müasir hərbi ehtiyaclar və kosmos tədqiqatları ilə əlaqədar inkişaf etsə də, raketlərin tarixi qədim Yunanıstandan qaynaqlanır. Onun adını daşıyan buxar maşınında Heron reaktiv hərəkət prinsipini nümayiş etdirdi. Odun üstündən quş formasına bənzəyən və içi su ilə doldurulmuş kiçik metal qab asılmışdı. Su qaynayanda quşun quyruğundan gəmini irəli itələyərək buxar axını atıldı. Bu cihaz praktiki tətbiq tapmadı və prinsipin özü sonradan unuduldu.

Çində eramızın 960-cı illərində. qara toz ilk dəfə istifadə edilmişdir - selitra (oksidləşdirici) və kükürd (yanacaq) ilə kömür qarışığı - mərmi atmaq üçün və 11-ci əsrdə. 300 m-ə yaxın belə mərmilərin atış məsafəsi əldə edildi.Bu "raketlər" barıtla doldurulmuş bambuk borular idi və xüsusi uçuş dəqiqliyi ilə fərqlənmirdilər. Onların döyüşdə əsas məqsədi insanlarda və atlarda panika yaratmaq idi. 13-cü əsrdə monqol fatehləri ilə birlikdə raketlər Avropaya gəldi və 1248-ci ildə ingilis filosofu və təbiətşünası Rocer Bekon onların tətbiqi ilə bağlı bir əsər nəşr etdi. Bu cür idarə olunmayan raketlərin hərbi məqsədlər üçün istifadə müddəti qısa idi, çünki tezliklə artilleriya qurğuları ilə əvəz olundu.

Tsiolkovski, Oberth və Goddard.

Müasir raket texnikası öz inkişafını əsasən üç görkəmli alimin işi və tədqiqatlarına borcludur: Rusiyadan Konstantin Tsiolkovski (1857-1935), Rumıniyadan Hermann Obert (1894-1989) və ABŞ-dan Robert Qodard (1882-1945). Bu fədailər bir-birindən asılı olmayaraq çalışsalar da, o dövrdə onların ideyalarına çox vaxt məhəl qoyulmasa da, onlar raket texnologiyasının və astronavtikanın nəzəri və praktiki əsaslarını qoyublar. Onların işi xəyalpərəstlərin nəsillərini və ən əsası işlərinə həyat verən bir neçə həvəskarı ruhlandırıb. həmçinin bax QODDARD, ROBERT HUCHINGS; OBERT, HERMANN; TSİOLKOVSKİ, KONSTANTİN EDUARDOVIÇ.

Məktəb müəllimi Tsiolkovski ilk dəfə 1883 və 1885-ci illərdə maye raketlər və süni peyklər haqqında yazmışdır. Reaktiv cihazlarla dünya fəzalarının tədqiqi(1903) o, planetlərarası uçuşun prinsiplərini təsvir etdi. Tsiolkovski raketlər üçün ən səmərəli yanacağın maye oksigen və hidrogenin birləşməsi olacağını müdafiə etdi (baxmayaraq ki, o zaman bu maddələrin hətta laboratoriya miqdarları çox baha idi) və tək böyük mühərrik əvəzinə bir dəstə kiçik mühərrikdən istifadə etməyi təklif etdi. O, həmçinin planetlərarası səyahəti asanlaşdırmaq üçün tək böyük raket əvəzinə çoxmərhələli raketlərdən istifadə etməyi təklif edib. Tsiolkovski ekipajın həyatını təmin edən sistemlər və kosmik səyahətin bəzi digər aspektləri üçün əsas ideyaları inkişaf etdirdi.

Kitablarımda Planetlərarası kosmosa raket (Die Rakete zu den Planetenraumen,1923) və Kosmik uçuşların həyata keçirilməsi yolları (Wege zur Raumschiffahrt, 1929) Q.Obert planetlərarası uçuşun prinsiplərini açıqladı və planetlərə uçuşlar üçün lazım olan kütlə və enerjinin ilkin hesablamalarını apardı. Onun güclü nöqtə riyazi nəzəriyyə var idi, amma praktikada o, raket mühərriklərinin dəzgah testlərindən irəli getmədi.

Nəzəriyyə ilə təcrübə arasındakı boşluğu R.Qoddard doldurdu. Gənc ikən onu planetlərarası uçuş ideyası valeh edirdi. Onun ilk tədqiqatı 1914-cü ildə ilk patentini aldığı bərk yanacaq raketləri sahəsində idi. Birinci Dünya Müharibəsinin sonunda Qodard lülədən buraxılan raketlərdə kifayət qədər inkişaf etmişdi, çünki ABŞ Ordusu tərəfindən istifadə edilmirdi. sülhün gəlişinə; İkinci Dünya Müharibəsi zamanı onun inkişafı ilk effektiv tank əleyhinə raket olan əfsanəvi bazukanın yaradılmasına səbəb oldu. Smithsonian İnstitutu 1917-ci ildə Goddard-a tədqiqat qrantı verdi və bu, onun klassik monoqrafiyası ilə nəticələndi. Həddindən artıq yüksəkliklərə çatma üsulu (Həddindən artıq yüksəkliklərə çatmaq üçün bir üsul, 1919). Goddard 1923-cü ildə maye yanacaqlı raket mühərriki üzərində işə başladı və işləyən prototip 1925-ci ilin sonunda tamamlandı. 16 mart 1926-cı ildə o, Auburn-da benzin və maye oksigenlə işləyən ilk maye yanacaq raketini buraxdı. Massaçusets. İkinci Dünya Müharibəsi zamanı Goddard dəniz aviasiyası üçün gücləndiricilər üzərində işləyirdi.

Tsiolkovski, Oberth və Goddardın işləri ABŞ, SSRİ, Almaniya və Böyük Britaniyada raket həvəskarları qrupları tərəfindən davam etdirildi. SSRİ-də tədqiqat işi Reaktiv Hərəkət Tədqiqat Qrupu (Moskva) və Qaz Dinamikası Laboratoriyası (Leninqrad) tərəfindən aparılmışdır. Parlamenti partlatmaq üçün Barıt Plotundan (1605) qaynaqlanan Britaniya atəşfəşanlığı qanunu ilə sınaqlarını məhdudlaşdıran Britaniya Planetlərarası Cəmiyyətinin BIS üzvləri səylərini o dövrdə mövcud olan texnologiyaya əsaslanan "insanlı Ay kosmik gəmisi"nin yaradılması üzərində cəmlədilər.

Alman Planetlərarası Əlaqələr Cəmiyyəti VfR 1930-cu ildə Berlində primitiv qurğu yarada bildi və 1931-ci il martın 14-də VfR-nin üzvü Yohannes Vinkler Avropada ilk uğurlu maye raketin buraxılışını həyata keçirdi.

Nasist Almaniyası.

Alman ordusu raketlərə beynəlxalq sanksiyalardan qorxmadan istifadə edə biləcəyi silah kimi baxırdı, çünki Versal müqaviləsində (Birinci Dünya Müharibəsini yekunlaşdıran) və sonrakı hərbi müqavilələrdə raketlərdən bəhs edilmirdi. Hitler hakimiyyətə gəldikdən sonra raket silahlarının inkişafı üçün Alman hərbi idarəsinə əlavə vəsait ayrıldı və 1936-cı ilin yazında Peenemünde (fon Braun onun texniki direktoru təyin edildi) raket mərkəzinin tikintisi proqramı təsdiq edildi. Almaniyanın Baltik sahillərində Usedom adasının şimal ucu.

Növbəti raket A-3, maye azot təzyiq sistemi və buxar generatoru olan 15 kN mühərrikə, giroskopik idarəetmə və istiqamətləndirmə sisteminə, uçuş parametrlərinə nəzarət sisteminə, yanacaq komponentlərini və qaz sükanlarını təmin etmək üçün elektromaqnit servo klapanlara sahib idi. Dörd A-3 raketinin hamısı 1937-ci ilin dekabrında Peenemünde poliqonundan buraxılışda və ya ondan qısa müddət sonra partlasa da, bu buraxılışlardan əldə edilən texniki təcrübə A-4 raketi üçün 250 kN-lik itələyici mühərriki hazırlamaq üçün istifadə edildi, ilk uğurlu buraxılışı bu raket üçün nəzərdə tutulub. 3 oktyabr 1942-ci il idi.

İki illik dizayn sınaqları, istehsala hazırlıq və qoşunların təlimindən sonra Hitler tərəfindən V-2 (Qisas Silahı-2) adlandırılan A-4 raketi 1944-cü ilin sentyabrından İngiltərə, Fransa və Belçikadakı hədəflərə qarşı yerləşdirildi.

müharibədən sonrakı dövr.

A-4 raketi raket texnologiyasının nəhəng imkanlarını və müharibədən sonrakı ən güclü dövlətləri - ABŞ və Sovet İttifaqı– tezliklə nüvə silahı daşıya bilən ballistik idarə olunan raketlərin hazırlanmasında iştirak etdi. Raket texnologiyasındakı irəliləyişlər həm də döyüşün xarakterini kökündən dəyişdirən taktiki raketlərin yaradılmasına imkan verdi.

Hər iki ölkənin hərbi idarələri döyüş raketlərini təkmilləşdirərkən, bir çox alimlər (SSRİ-də S.P.Korolev, ABŞ-da V.von Braun) elmi alətləri və nəhayət, insanı kosmosa çatdırmaq üçün raket texnologiyasının imkanlarından istifadə etməyə çalışırdılar. 1957-ci ildə ilk peyk və 1961-ci ildə ilk kosmonavt Yuri Qaqarinin orbitə buraxılmasından sonra raket və kosmos texnologiyası uzun bir yol keçib.

VƏD EDƏN RAKET SİSTEMLERİ

20-ci əsrin sonlarına qədər yanacağın yanması reaktiv hərəkət üçün əsas enerji mənbəyi olaraq qaldı. 1920-ci illərdən etibarən bir çox perspektivli texniki konsepsiyalar təklif olunsa da, onların əksəriyyəti praktikada tətbiq olunmamışdır.

hibrid mühərriklər.

Möhkəm yanacaqlı raket mühərriklərinə və raket mühərriklərinə cazibədar alternativ, birləşən hibrid mühərrik ideyasıdır. ən yaxşı keyfiyyətlər hər ikisi. Hibrid mühərrik bərk yanacaq və maye oksigen və ya azot tetroksid kimi maye oksidləşdiricidən istifadə edir. Bu yanaşma, bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin özünəməxsus kompaktlığını qorumaqla yanacaq təchizatı sistemini yarı sadələşdirməyə imkan verir. Oksidləşdirici və yanacaq ayrıca saxlanıldığından, bərk yanacaq yükündəki çatlar ənənəvi bərk yanacaqlı raket mühərrikinə nisbətən daha az təhlükəlidir və bu, istehsalı asanlaşdırır. Lakin, xüsusilə 1980-ci illərdə əhəmiyyətli tədqiqat səylərinə baxmayaraq, bu ideya geniş tətbiq tapmadı. Əsas problem qeyri-kafi sabit və səmərəli yanma prosesi idi.

Elektrikli raket mühərriki.

Elektrik enerjisi işləyən mayenin qızdırılması üçün istifadə edilə bilər. Belə bir mühərrikə misal olaraq arqon və ya civə buxarı kimi işçi mayeni ionlaşdırmaq üçün yüksək gərginlikli qövsdən və ionların axını sürətləndirmək üçün elektrik sahəsindən istifadə edən ion mühərrikini göstərmək olar. Belə bir mühərrikin əsas üstünlüyü çox yüksək xüsusi impulsdur (mühərrikin dizaynından və istifadə olunan işçi mayesindən asılı olaraq 5000 s-ə qədər). İon itələyicilərinin itələmə qüvvəsi çox kiçikdir və adətən 0,02-0,03 N diapazonunda olur. İon itələyiciləri çəkisiz şəraitdə aylarla işləmək sürətin əhəmiyyətli ümumi artımı ilə nəticələndiyi zaman uzunmüddətli kosmik uçuşlar üçün nəzərdə tutulub. İon itələyiciləri geostasionar peyklərdə də istifadə tapıblar, burada onlar mövqeyə nəzarət etmək və orbiti saxlamaq üçün kifayət qədər sabit, kiçik miqdarda impuls verirlər. Digər EJE sxemləri yüksək enerjili plazmadan və maqnitohidrodinamik effektdən istifadə edir.

Nüvə raket mühərrikləri.

Demək olar ki, tətbiq edilən digər reaktiv sistem nüvə sistemidir. ABŞ-da NERVA nüvə raket mühərriki (NRE) proqramının bir hissəsi olaraq maye hidrogenlə soyudulmuş qrafit reaktoru hazırlanmış, buxarlanmış, qızdırılmış və raket başlığı vasitəsilə atılmışdır. Qrafit yüksək temperatura davamlılığına görə seçilmişdir. NERVA layihəsinə görə, YARD bir saat ərzində 1100 kN-lik bir təkan inkişaf etdirməli və 800 s xüsusi impulsa sahib olmalı idi ki, bu da kimyəvi mühərriklər üçün müvafiq rəqəmdən demək olar ki, iki dəfə çoxdur. NERVA proqramı 1972-ci ildə planlaşdırıldığı Marsa insanlı missiyanın qeyri-müəyyən müddətə təxirə salınması səbəbindən ləğv edildi.

Parçalanma reaksiyasından istifadə edən müxtəlif NRE bir qaz fazasıdır nüvə mühərriki, burada parçalanan plutoniumun yavaş hərəkət edən qaz jetinin daha sürətli soyuducu hidrogen axını ilə əhatə olunduğu. Lakin bu fikir ilkin araşdırmalar mərhələsini tərk etmədi.

ABŞ-ın Strateji Müdafiə Təşəbbüsü (SDI) proqramı çərçivəsində maddənin və antimaddənin məhv edilməsi reaksiyasından istifadə edərək mühərrikin yaradılması ilə bağlı maraqlı ideya tədqiq edilib. Atomlar şəklində olan antimaddə elektromaqnit tələsində saxlanılır və maqnit sahəsinin köməyi ilə mühərrik kamerasına qidalanır, burada adi maddə ilə qarşılıqlı əlaqədə olur, qamma şüalanmasına çevrilir, bu da işçi mayeni qızdırır və reaktiv axın yaradır. Maqnit tələləri yüksək enerjili fizikada istifadə olunsa da, uçuş üçün lazım olan bir neçə qram antimaddə istehsal etmək üçün çox böyük enerji tələb olunur.

Xarici enerji mənbələri.

SDI və Milli Aeronavtika və Kosmos Administrasiyasının (NASA) proqramları həmçinin raketin bortunda işləyən mayeni qızdıran güclü lazerlə reaktiv sistemi tədqiq ediblər. Raketin özü kiçik bir kütləyə malikdir, çünki sistemin əsas hissəsi Yerdə yerləşə bilən lazerin üzərinə düşür. Belə bir sistem, işçi mayeni qızdırmaq əvəzinə, raketi yandırmamaq üçün lazer şüasının hədəfə müstəsna dəqiqliklə yönəldilməsini tələb edir. Günəş şüalarının mühərrikə fokuslanması üçün böyük güzgülərdən istifadə ideyası da nəzərdən keçirilib.

Atom partlayışının enerjisindən istifadə.

1960-cı illərdə NASA və ABŞ-ın Atom Enerjisi Komissiyası Orion layihəsində təkan əldə etməyin kifayət qədər ekzotik üsulunu araşdırdılar. Bu üsulda raketin digər planetlərə uçuş üçün lazım olan yüksək sürətə qədər sürətləndirilməsinin raketin arxasından atılan kiçik atom yüklərinin ardıcıl partlayışları ilə həyata keçirilməli idi. Xüsusi amortizatorlar partlayışların təsirini yumşaltmalı idi. Ancaq Orion layihəsinə uyğun olaraq ləğv edildi beynəlxalq müqavilələr kosmosdan istifadə və nüvə silahlarının məhdudlaşdırılması haqqında.

Fotonik mühərriklər.

Kosmosda təkan əldə etmək üçün işıqdan istifadə imkanları da öyrənilmişdir. İşıq hissəcikləri - fotonlar - səthə məruz qaldıqda çox kiçik bir reaktiv impuls yaradır. Bu cür ən sadə mühərrik günəş şüalarını əks etdirən və kosmik gəmini Günəşdən uzaqlaşdıran nəhəng plastik güzgüdür (günəş küləyi əlavə impuls yaradır). Həqiqi foton mühərrikində, adi maddənin və antimateriyanın məhv olması səbəbindən kosmik gəminin hərəkəti üçün reaktiv təkan təmin edən qamma şüalanma axını yaradılmalıdır.

RAKETİ MÜHƏRHƏRLƏR/REVET HƏRƏKƏT SİSTEMLERİ
Mühərriklər/Jet sistemləri	Ərizə	Yanacaq	itələmək	Xüsusi impuls, s
İKİ HİSSƏLİ LRE				200–480
RD-107 (Rusiya)	A seriyalı daşıyıcılar üçün sürətləndirici ("Soyuz")	Kerosin və O 2	822 kN (dəniz səviyyəsi) 1002 kN (vakuum)	257–314
LR-91-AJ-11 (ABŞ)	"Titan 4" raketinin 2-ci mərhələsi	Azot tetroksid və Aerozin 50 (50% hidrazin və 50% UDMH)	467 kN (hündürlükdə)	316
"Shuttle" yürüş pultu (3) (ABŞ)	Orbiterin yuxarı mərhələsi	H 2 və O 2	1670 kN (dəniz səviyyəsi) 2093 kN (vakuum)	453
RD-701 (Rusiya)	Təkmil kosmik daşıyıcılar üçün üç komponentli maye yanacaqlı raket mühərriki	Birinci mərhələ kerosin və O 2; yuxarı mərhələlər - H 2 və O 2	1962 kN (dəniz səviyyəsi) 786 kN (vakuum)	330–415
TEK KOMPONENT LRE				180–240
Tək komponentli raket mühərriki MRE-1 (ABŞ)	Peyk oriyentasiya sistemi	Katalizatorla qarşılıqlı təsirdə hidrazinin parçalanması	4,5 N	210–220
RDTT				200–300
"Castor" 4A (ABŞ)	Delta 2 və Atlas 2 raketləri üçün gücləndirici	Butadien, 18% Al	477 kN (dəniz səviyyəsində)	238
İONİK				3000–25000
Böyük Britaniya-10 (Böyük Britaniya)	Geostasionar rabitə peykləri üçün orbit korreksiyası mühərriki	ksenon plazma	0,02–0,03 N (vakuumda)	3084–3131
NÜVƏ				500–1100
NERVA (ABŞ)	Digər planetlərə pilotlu kosmik uçuşlar üçün mühərrik (inkişaf 1972-ci ildə dayandırıldı)	H 2, buxarlanma və qızdırma mənbəyi - qrafit reaktoru		815
GÜNƏŞ				400–700
ISUS (ABŞ)	Peyklərin geostasionar orbitə çıxarılması üçün sonuncu yuxarı mərhələ	H 2, günəş radiasiyası ilə buxarlanma və qızdırma iki reflektor tərəfindən mühərrikə yönəldilmişdir	45 N	600
ELEKTROTERMAL		H 2, buxarlanma və elektrik qövsünün istiləşməsi		400–2000
PLAZMA		H 2, buxarlanma, ionlaşma və maqnit sahəsinin sürətlənməsi		3000–15000
MƏHV		H 2, elektronların və pozitronların enerjisi hesabına buxarlanma və istilik		2000–50000

Raketin işləyən modeli üçün layihənin hazırlanması mühərrik məsələsi ilə sıx bağlıdır. Modelə hansı mühərrik qoymaq daha yaxşıdır? Onun xüsusiyyətlərindən hansı əsasdır? Onların mahiyyəti nədir? Modelçinin bu məsələləri başa düşməsi lazımdır.

Bu fəsildə, mümkün qədər elementar olaraq, mühərrikin xüsusiyyətlərindən, yəni onun xüsusiyyətlərini təyin edən amillərdən bəhs edilir. Mühərrikin təkanının dəyərini, onun işləmə müddətini, ümumi və xüsusi impulsunu və onların raket modelinin uçuş keyfiyyətinə təsirini aydın başa düşmək model-stu-dizaynerə raket modeli üçün düzgün mühərriki seçməyə kömək edəcəkdir. yarışlarda uğurları təmin etmək.

Raket mühərrikinin əsas xüsusiyyətləri bunlardır:

• 1. Mühərrikin gücü P (kq)
• 2. İşləmə vaxtı t (san)
• 3. Xüsusi itələmə Р ud (kq s/kq)
• 4. Ümumi (ümumi) impuls J ∑ (10 n s ≈ 1 kq s)
• 5. Yanacağın çəkisi G T (kq)
• 6. İkinci dərəcəli yanacaq sərfi ω (kq)
• 7. Qazların çıxma sürəti W (m/s)
• 8. Mühərrikin çəkisi G dv (kq)
• 9. Mühərrik ölçüləri l, d (mm)

1. Mühərrikin gücü

Raket mühərrikində təkanların mənşəyinin sxemini nəzərdən keçirək.
Mühərrikin işləməsi zamanı yanma kamerasında yanacaq yanma məhsulu olan qazlar davamlı olaraq əmələ gəlir. Tutaq ki, qazların təzyiq altında olduğu kamera qapalı qabdır (şək. 11, a), onda bu kamerada heç bir itələmənin yarana bilməyəcəyini başa düşmək asandır, çünki təzyiq bütün daxili hissəyə bərabər paylanır. qapalı gəminin səthi və bütün təzyiq qüvvələri qarşılıqlı balanslaşdırılmışdır.

Açıq burun vəziyyətində (şək. 11, b) təzyiq altında yanma kamerasındakı qazlar yüksək sürətlə başlıqdan keçir. Bu halda, kameranın buruna qarşı olan hissəsi balanssızdır. Kameranın dib sahəsinin nozzle açılışına qarşı olan hissəsinə təsir edən təzyiq qüvvələri də balanssızdır, nəticədə itələmə yaranır.

Yanma kamerası və burun boyunca qazların yalnız tərcümə hərəkətini nəzərə alsaq, onda bu yol boyunca qaz sürətinin paylanması əyri ilə xarakterizə edilə bilər (şəkil 12, a). Kameranın və burunun səth elementlərinə təzyiq Şəkil 1-də göstərildiyi kimi paylanır. 12b.

Yanma kamerasının dibinin kompensasiya edilməmiş sahəsinin dəyəri burunun ən kiçik hissəsinin sahəsinə bərabərdir. Aydındır ki, bu hissənin sahəsi nə qədər böyükdürsə, vahid vaxtda yanma kamerasını bir o qədər çox qaz tərk edə bilər.

Beləliklə, belə bir nəticəyə gələ bilərik ki, mühərrikin itələmə qüvvəsi kompensasiya olunmayan sahə nəticəsində vahid vaxtda yanma kamerasını tərk edən qazların miqdarından və təzyiq balansının pozulması səbəbindən qazların çıxma sürətindən asılıdır.

Kəmiyyət asılılığı əldə etmək üçün qazların yanma kamerasından çıxması zamanı onların impulsunun dəyişməsini nəzərə alın. Fərz edək ki, t vaxtı ərzində mühərrikin yanma kamerasından müəyyən miqdarda qaz çıxır ki, onun kütləsi m ilə işarələnəcək.Əgər yanma kamerasında qazların köçürmə sürətinin sıfır olduğunu qəbul etsək, çıxışda nozzle W m/s dəyərinə çatır, onda qaz sürətinin dəyişməsi W m/s-ə bərabər olacaqdır. Bu halda qeyd olunan qaz kütləsinin impulsunun dəyişməsi tənlik şəklində yazılacaq:

Bununla belə, qazların impulsunun dəyişməsi yalnız o halda baş verə bilər ki, müəyyən bir qüvvə P qaza müəyyən müddət ərzində t təsir etsin, onda

burada J ∑ =P·t qaza təsir edən qüvvənin impulsudur.

(1) düsturundakı ΔQ qiymətini J ∑ =P t ilə əvəz etsək, alırıq:

buradan

Yanma kamerasının divarlarının və ucluğun qaza təsir göstərdiyi və onun sürətinin 0-dan W m/s-ə qədər dəyişməsinə səbəb olan qüvvənin ifadəsini əldə etdik.

Mexanika qanunlarına uyğun olaraq, kameranın və ucluğun divarlarının qaza təsir göstərdiyi qüvvə böyüklüyünə görə P qüvvəsinə bərabərdir, bu qüvvə ilə qaz öz növbəsində kameranın və başlığın divarlarına təsir edir. Bu qüvvə P mühərrikin təkan qüvvəsidir.

Məlumdur ki, hər hansı bir cismin kütləsi onun çəkisi ilə (bu halda mühərrikdəki yanacağın çəkisi) aşağıdakı nisbətlə bağlıdır:
burada G T yanacağın çəkisidir;
g yerin cazibəsinin sürətlənməsidir.

Qaz kütləsi əvəzinə düsturla (5) əvəz edilməsi m(6) düsturundan onun analoji dəyərini alırıq:

G T / t dəyəri mühərrikin yanma kamerasından vaxt vahidinə (1 san) çıxan yanacağın (qazın) çəkili miqdarıdır. Bu dəyər çəki ikinci axın sürəti adlanır və ω ilə işarələnir. Sonra
Beləliklə, biz mühərrik qüvvəsinin düsturunu əldə etdik. Qeyd etmək lazımdır ki, düstur yalnız o halda bu formaya malik ola bilər ki, qazın burnunun çıxış hissəsindən keçdiyi andakı təzyiq ətraf mühitin təzyiqinə bərabər olsun. Əks halda, düsturun sağ tərəfinə daha bir termin əlavə olunur:
burada f - burunun çıxış hissəsinin sahəsi (sm 2);
p k - burunun çıxış hissəsində qaz təzyiqi (kq / sm 2);
p o - mühit (atmosfer) təzyiqi (kq / sm 2).

Beləliklə, raket mühərrikinin son təkan düsturu belədir:

Sağ tərəfin birinci üzvü ω/g·W itki qüvvəsinin dinamik komponenti, ikinci f(p-dən -r o) isə statik komponent adlanır. Sonuncu ümumi itkilərin təxminən 15% -ni təşkil edir, buna görə də sadəlik üçün nəzərə alınmayacaqdır.

Təhlükəni hesablamaq üçün P=const ilə (5) düsturuna oxşar məna daşıyan düsturdan istifadə edə bilərsiniz:

burada P cf - mühərrikin orta itkisi (kq);
J ∑ - mühərrikin ümumi impulsu (kq s);
t - mühərrikin işləmə müddəti (san).

Sabit bir itmə dəyəri ilə düstur tez-tez istifadə olunur

R döyüntüləri - mühərrikin xüsusi çəkisi (kq s / kq);
Υ - yanacağın xüsusi çəkisi (g / sm 3);
U - yanacağın yanma dərəcəsi (sm/s);
F - yanma sahəsi (sm 2);
P - mühərrik qüvvəsi (kq).

Qeyri-sabit itələmə hallarında, məsələn, mühərrikin işləməsi zamanı istənilən vaxt başlanğıc, maksimum, orta təkan və təkan təyin edərkən, həqiqi U və F dəyərlərini daxil etmək lazımdır. mühərriki bu düstura daxil edin.

Beləliklə, itələmə effektiv qaz çıxış sürətinin W və saniyədə yanacaq sərfiyyatının kütləsi ω/g məhsuludur.

Tapşırıq 1. Aşağıdakı məlumatlara malik olan DB-Z-SM-10 tipli raket mühərrikinin təkan qüvvəsini təyin edin: R döyüntüləri =45,5 kq·s/kq; G T =0,022 kq; t=4 san.

Həll. Qazların burundan çıxmasının effektiv sürəti:

İkinci yanacaq sərfiyyatı:

Mühərrik gücü:

Qeyd. DB-Z-SM-10 mühərriki üçün bu, orta gücdür.

Tapşırıq 2. Aşağıdakı məlumatlara malik olan DB-Z-SM-10 tipli raket mühərrikinin itələyici qüvvəsini müəyyənləşdirin: 1 kq s; G T =0,022 kq; t=4 san.

Həll. Düsturdan (11) istifadə edirik:

2. Qazların çıxma sürəti

Mühərrikin burnundan qazların çıxma sürəti, eləcə də ikinci yanacaq sərfiyyatı itələmə miqdarına birbaşa təsir göstərir. Mühərrikin təkan qüvvəsi (8) düsturundan göründüyü kimi, qazların çıxma sürəti ilə düz mütənasibdir. Beləliklə, egzoz sürəti bir raket mühərrikinin ən vacib parametridir.

Qazların çıxma sürəti müxtəlif amillərdən asılıdır. Yanma kamerasındakı qazların vəziyyətini xarakterizə edən ən vacib parametr temperaturdur (T°K). Çıxış sürəti kameradakı qazların temperaturunun kvadrat kökü ilə düz mütənasibdir. Temperatur, öz növbəsində, yanacağın yanması zamanı ayrılan istilik miqdarından asılıdır. Beləliklə, axın sürəti ilk növbədə yanacağın keyfiyyətindən, onun enerji resursundan asılıdır.

3. Xüsusi təkan və xüsusi impuls

Mühərrikin mükəmməlliyi və işinin səmərəliliyi xüsusi itələmə ilə xarakterizə olunur. Xüsusi itələmə, itələmə gücünün ikinci çəkidə yanacaq sərfiyyatına nisbətidir.

Xüsusi itələmə vahidi (kq qüvvə s/kq axın sürəti) və ya kq san/kq olacaqdır. Xarici mətbuatda Rud ölçüsü çox vaxt (san) kimi yazılır. Amma belə bir ölçü ilə dəyərin fiziki mənası itir.

Müasir model bərk yanacaq raket mühərrikləri aşağı xüsusi itmə gücünə malikdir: 28 ilə 50 kq s/kq. Həmçinin xüsusi çəkisi 160 kq·s/kq və daha yüksək, aşağı təzyiq həddi 3 kq/sm 2-dən çox olmayan və yanacağın nisbətən yüksək xüsusi çəkisi - 2 q/sm 3-dən çox olan yeni mühərriklər də mövcuddur. .

Xüsusi itələmə müəyyən bir mühərrikdə bir kiloqram yanacaqdan istifadənin səmərəliliyini göstərir. Mühərrikin xüsusi çəkisi nə qədər yüksək olarsa, eyni ümumi mühərrik impulsunu əldə etmək üçün bir o qədər az yanacaq sərf olunur. Bu o deməkdir ki, yanacaq və mühərrik ölçülərinin eyni çəkisi ilə daha yüksək xüsusi çəkiyə malik olana üstünlük veriləcəkdir.

Tapşırıq 3. Dörd mühərrikin hər birində ümumi impulsu 1 kq s olan, lakin müxtəlif xüsusi təkanlarla yanacağın çəkisini müəyyən edin: a) Р döyüntüləri =28 kq-s/kq; b) R döyüntüləri =45,5 kq·s/kq; c) R döyüntüləri =70 kq·s/kq; d) R döyüntü =160 kq s/kq.

Həll. Yanacağın çəkisi düsturla müəyyən edilir:

Əldə edilən nəticələr aydın şəkildə göstərir ki, raket modelləri üçün daha yüksək xüsusi çəkiyə malik mühərriklərdən istifadə etmək daha sərfəlidir (modelin başlanğıc çəkisini azaltmaq üçün).

Xüsusi impuls J döyüntüləri mühərrikin işləməsi zamanı t zamanı ümumi itələmə impulsunun bu müddət ərzində sərf olunan yanacağın çəkisinə nisbəti kimi başa düşülür G T .

Daimi itmə qüvvəsində, yəni yanma kamerasında sabit təzyiqdə və yerdəki mühərrik işində J döyür =P döyür.

4. DB-1-SM-6 mühərrikinin xüsusiyyətlərinin hesablanması

Mühərrikləri hesablamaq üçün müəyyən bir yanacağa xas olan və yanma kamerasında optimal rejimi təyin edən bir əmsal istifadə olunur:
burada K verilmiş yanacaq üçün sabit əmsaldır;
F max - yanma kamerasında maksimum yanma sahəsi;
f cr - burunun kritik hissəsi.

Tapşırıq 4. Bədənin 12 kalibrli kağız ov qolu olduğu DB-1-SM-6 mühərrikinin əsas xüsusiyyətlərini hesablayın. Yanacaq №1 qarışıqdır (kalium nitrat - 75, kükürd - 12 və kömür- 26 hissə). Sıxılma sıxlığı (yanacaq xüsusi çəkisi) γ=1,3-1,35 q/sm 2, R döyüntüləri =30 kq·san/kq, K=100. Yanma kamerasında maksimum təzyiqi 8 kq / sm 2 daxilində təyin etdik. Normal mühit temperaturunda təzyiqdən asılı olaraq bu yanacağın yanma sürəti Şəkildə göstərilən qrafikdə göstərilmişdir. 13.

Həll. Hər şeydən əvvəl, hesablamaların gedişatını vizual olaraq izləməyə imkan verən 12 kalibrli qol (Zhevelot) üçün mühərrik korpusunu çəkmək lazımdır (şəkil 14). Mühərrik korpusunda (qol) hazır bir burun var (Zhevelo pistonu üçün deşik). Çuxurun diametri 5,5 mm, qolun uzunluğu 70 mm, daxili diametri 18,5 mm, xarici diametri 20,5 mm, burun uzunluğu 9 mm. Mühərrikin yanacaq blokunda boş yerə - uzununa kanal olmalıdır, bunun sayəsində mühərrikdə yanacağın yanma sahəsini maksimum dəyərə çatdırmaq mümkündür. Kanalın forması kəsilmiş konusdur, onun alt bazası koldakı çuxurun ölçüsünə (5,5 mm) uyğundur və kalibrləmə zamanı 6 mm-ə bərabər ola bilər. Üst təməlin diametri - 4 mm. Metal konusunu toz kütləsindən çıxararkən texnoloji mülahizələrə və təhlükəsizlik tədbirlərinə görə üst baza bir qədər kiçik ölçülür. Konusun (çubuq) uzunluğunu müəyyən etmək üçün aşağıdakı ardıcıllıqla əldə edilən ilkin məlumatlar tələb olunur.

Formula (15) istifadə edərək, mümkün maksimum yanma sahəsi müəyyən edilir:

Maksimum yanacağın yanma sahəsi (şək. 15) yanma kamerasının (qol) daxili divarına radial olaraq kanal vasitəsilə yanacağın yanması nəticəsində və yanacaq blokunun damının qalınlığına qədər tam uzunluğu h. , yəni.

Qolun daxili diametri 18,5 mm-dir, lakin yadda saxlamaq lazımdır ki, yanacağın sıxılması zamanı qol bir qədər deformasiya olunur, diametri 19 mm-ə (1,9 sm) qədər artır, təməlin hündürlüyü 7-ə qədər azalır. mm. Yanacaq qövsünün qalınlığı aşağıdakı ifadədən tapılır:
burada r - yanacaq qübbəsinin orta qalınlığı (sm);
d 1 - burundakı kanalın diametri (sm);
d 2 - sonunda kanalın diametri (sm).

Kanal uzunluğu l \u003d h 1 -r \u003d 4.27-0.7 \u003d 3.57 sm.Nəticədə ölçüləri dərhal rəsmə qoyacağıq (Şəkil 15). Basma üçün çubuğun uzunluğu: 3,57 + 0,7 \u003d 4,27 sm (0,7 sm - qolun əsasının hündürlüyü).

Yanacaq yoxlayıcısının gediş hissəsinin hündürlüyünü təyin etməyə davam edək. Yanacaq kartuşunun bu hissəsində kanal yoxdur, yəni bərk şəkildə sıxılır. Məqsədi, maksimum itmə dəyərinə çatdıqdan sonra, tercihen daimi itələmə ilə bir marş hissəsini əldə etməkdir. Damanın yürüş hissəsinin hündürlüyü ciddi şəkildə müəyyən edilməlidir. Yandırıcının əsas hissəsinin yanması mühərrikdə 0,07-0,02 kq/sm 2 cüzi təzyiqlə davam edir. Buna əsaslanaraq, Şəkildəki qrafikə görə. 13 yanacağın əsas hissəsinin yanma dərəcəsini təyin edirik: U = 0,9 sm / s.

Yürüş hissəsinin hündürlüyü h 2 yanma vaxtı üçün t=1,58 san. təşkil edəcək.

1. Tsiolkovskinin düsturu

burada W effektiv işlənmiş sürətdir, Q T yükün çəkisidir, q - \u003d Q 0 -Q T raketin quru çəkisidir

2. Dartma tənliyi

G
deG saniyədə çəki axını sürətidir.

Bu ifadə itmənin nəzəri qiymətini təyin edir (hesablanmış) ona ideal itələmə də deyilir.

Mühəndislik təcrübəsində birbaşa itələmə hesablanması ilə yanaşı, hesablama metodu da mövcuddur.

, burada R sp \u003d R / G - xüsusi itələmə - bərk yanacaq raket mühərrikinin əsas enerji xarakteristikası, W a - yanma məhsullarının burundan çıxmasının effektiv sürəti. Amma o vaxtdan Təcrübədə bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin xüsusi təkanının eksperimental təyini n.s.-nin axınının ölçülməsinin mürəkkəbliyinə görə çətindir. xüsusi impuls.

Birincisi, ümumi impuls

At
uzaqdan idarəetmənin ayrıca (tək) nəbzi ümumi iş vaxtı üçün I -nin yanacağın ümumi kütləsinə nisbətidir.

F
Tsiolkovskinin düsturu:

W e - effektiv çıxış sürəti;

Q T - yanacağın çəkisi;

Q 0 - raketin buraxılış çəkisi.

Yanacağın yanma temperaturu: 2500º K - BTT; 3300º K - STT.

Uzaqdan idarəetmə xüsusiyyətləri:

 = Q to /Q t - çəki mükəmməllik əmsalı;

 v \u003d W t / W k.s. – həcmli doldurma əmsalı;

 eff \u003d Q mərtəbə / Q dv - səmərəlilik əmsalı;

Q mərtəbəsi - bu mühərrikin müəyyən hündürlüyə qaldırdığı faydalı yükün çəkisi;

Q dv - mühərrik çəkisi.

Keyfiyyətin əsas göstəricisi: xüsusi itələmə.

Güc-çəki nisbəti:
= 0.35 - 0.40.

3. Kamerada proseslərin termodinamik hesablanması. Yanacağın əsas termodinamik xarakteristikaları, onların təyini qaydası.

İlkin məlumatlar:; yanacaq tərkibi ( ;;;); yanacaq entalpiyası ( ).

(i-ci elementin kütlə payı:
; harada - i-ci elementin atom kütləsi; - atomların sayı; M - molyar kütlə).

1) Molar kütlə

2) Sıfır yaxınlaşmada qismən təzyiq

3) 1-ci təxmində ÇNL-də temperatur:

4) Kimyəvi tarazlıq sabitləri

5) Entalpiya

6) Standart entropiya

7) İzobar istilik tutumu

8) Sistemləri həll edirik və müəyyən edirik

9) Yanma məhsullarının molar kütləsi; kameranın molar kütləsi:

10) PS entalpiyası;

11) Müqayisə və ; qədər temperatur seçimi aparılır

12) Qaz sabiti

13) PS sıxlığı;

14) PS-nin izobar istilik tutumu;

15) İzoxor istilik tutumu (Mayer düsturu):

16) Adiabatik göstərici:

17) Kamerada səsin sürəti:

18) Xüsusi təzyiq impulsu (xarakterik sürət ):

;
;

19) PS-nin tərkibi:

20) Komponentlərin entalpiyası:

21) Entropiya:

Yanacağın əsas termodinamik xüsusiyyətləri: yanacaq tərkibi ( ;;;); entropiya.

(Evqraşin: molekulyar çəki; qaz sabiti; adiabatik indeks; barıtın gücü).

5. Qaz-dinamik funksiyalardan istifadə etməklə ucluqda axının qaz-dinamik parametrlərinin təyini.

Statik axın parametrləri k və -dən asılı olaraq bəzi təkrarlanan komplekslər tərəfindən əyləc parametrləri ilə əlaqələndirilir, bu komplekslər qaz-dinamik komplekslər adlanır: ();();(). (düsturları 32-ci sualda tapa bilərsiniz)

, burada T * kameranın temperaturudur.

,

,

();();() əsas qaz-dinamik funksiyalardır. Onların üstünlüyü ondan ibarətdir ki, tərs məsələləri həll etmək rahatdır.

- qaz-dinamik funksiyaların birləşdirilməsi.

P Aşağı sürətlərdə əsas qaz-dinamik funksiyalar 1-ə yaxındır, yəni. statik axın parametrləri əyləc parametrlərinə demək olar ki, bərabərdir. Qazın marjinal sürətində = max , statik parametrlər sıfıra bərabər olur, bu da əsas qaz-dinamik funksiyaların sıfıra bərabər olması deməkdir.

q), y() – məxaric funksiyaları.

ölçüsüz axının sıxlığıdır.

Maksimum cərəyan sıxlığı həmişə kritikdə müşahidə olunacaq.

Xüsusi itələmə impulsu

raket mühərriki, bir raket mühərrikinin xüsusi impulsu, raket mühərrikinin təkanının işçi mayenin ikinci kütləvi axını sürətinə nisbətidir (müəyyən bir zaman intervalında istehlak edilmiş kütləyə nisbətdə itmə impulsunun törəməsi). N(·)s/kq = m/s ilə ifadə edilir. Mühərrikin dizayn rejimində reaktiv axınının sürəti ilə üst-üstə düşür. Mühərrikin səmərəliliyinin enerji göstəricisi.

• - bax Çekmə qüvvəsi...

  Kənd təsərrüfatı lüğət-məlumat kitabı

• - 1) motivasiya, təkan, istək; həvəsləndirici səbəb; 2) mexaniki hərəkətin ölçüsü; hərəkətin miqdarı ilə eyni; 3) bir qüvvənin impulsu müəyyən bir müddət ərzində bir qüvvənin hərəkətinin ölçüsüdür ...

  Müasir Təbiət Elminin Başlanğıcları

• - yanma məhsulları qaralama stabilizatoru vasitəsilə otağa çıxdıqda əsas ocağın və ya əsas və pilot ocaqların işini dayandırmasına səbəb olan cihaz ...

  Tikinti lüğəti

• - turbojet mühərrikinin reaktiv reaktivinin və ya TVD pervanesinin fırlanması zamanı yaranan reaktivin kruiz uçuş rejiminə uyğun istiqamətdən sapması, əlavə qaldırma, idarəetmə yaratmaq üçün ...

  Texnologiya ensiklopediyası

• - raket mühərriki - Art. Xüsusi itələmə....

  Böyük ensiklopedik politexnik lüğət

• - pervanenin fırlanma müstəvisinə perpendikulyar olan xətt. Pervanenin oxu ilə üst-üstə düşür...

  Dəniz lüğəti

• - uzaqdan oxları, semaforları, xəbərdarlıq disklərini və sürücü kilidlərini idarə etmək üçün istifadə olunan məftil və kabel; bu çubuqlar ötürmə qolunun 1 kasnağının və siqnal ötürücüsünün kasnağının 6 ətrafına sarılır ...
• - qarmaqdakı dartma qüvvəsindən onunla fərqlənir ki, sonuncu qatarın vahid hərəkətinə aiddir, birincisi isə ola bilər. həm sürətlənmənin, həm də yavaşlamanın mövcudluğu ilə ölçülür ...

  Texniki dəmir yolu lüğəti

• - lokomotivin hərəkət təkərlərinə relslərdən tətbiq olunan Fi kiloqramlıq xəyali xarici qüvvə və onun hərəkət təkərlərinin bir dövrəsi üçün işinin lokomotivin silindrlərindəki buxarın işinə bərabər olması şərti ilə müəyyən edilir ...

  Texniki dəmir yolu lüğəti

• - lokomotivin hərəkət təkərlərinin kənarına və buxar lokomotivinə tətbiq edilən faktiki dartma qüvvəsi, onun hərəkət təkərlərinin bir dövrəsində işinin silindrlərdə əmələ gələn buxarın ümumi işinə bərabər olması şərti ilə müəyyən edilir ...

  Texniki dəmir yolu lüğəti

• - iki yarım şəklində bölünmüş baş, eksantrik qoyun. Yarımlardan biri boltlanmış və ya eksantrik çubuqla ayrılmazdır...

  Texniki dəmir yolu lüğəti

• - 1...

  Telekommunikasiya lüğəti

• - qazanın yükündəki dəyişikliklərdən asılı olaraq buxar qazanının sobasında və bacalarında çəkmə qüvvəsini avtomatik təyin edən bir cihaz ...

  Dəniz lüğəti

• - raket mühərriki, raket mühərrikinin səmərəliliyinin göstəricisi; xüsusi təkanla eynidir...

  Böyük Sovet Ensiklopediyası

• - ƏRƏ bax -...

  VƏ. Dal. Rus xalqının atalar sözləri

• - Zharq. məktəb Servis. Fizika (fənn. VMN 2003, 120...

  Rus kəlamlarının böyük lüğəti

Kitablarda "Xüsusi təkan impulsu"

İstəkdən sərxoşluğa qədər

Sibir şəfaçısının sui-qəsdləri kitabından. Məsələ 37 müəllif Stepanova Natalya İvanovna

Həvəsdən məstliyə qədər mərhumun ayaqlarını bağladıqları ipləri götürüb suya endirirlər. Gecə yarısı su danışılır və içənə verilir. Bir qadının müalicəsi üçün ritual həyata keçirilir qadın günləri(çərşənbə, cümə, şənbə); içki içən kişinin müalicəsi üçün - kişi günlərində

Həvəsdən alkoqolizmə qədər

Sibir şəfaçısının sui-qəsdləri kitabından. Məsələ 31 müəllif Stepanova Natalya İvanovna

İçki həvəsindən Məktubdan: “Oğlumu sənin kitabına görə sərxoşluqdan sağaltdım, o, üç ildir içmir. Bir dəfə onunla söhbət edəndə mənə dedi ki, ad günündə və ya toyda bir şirkətdə və ya kiminləsə masa arxasında olarkən, ruh üçün spirt lazım deyil, amma

Həvəsdən narkotikaya qədər

müəllif Stepanova Natalya İvanovna

Özlemdən narkotikaya Köhnə günlərdə buxarda hazırlanmış çətənə və xaşxaş içməyi sevənlər də var idi. Bəzi göbələk növlərini qurudub toyuq ətinə qarışdırıb get-gedə narkoman olublar.Belə narkomanları hamamla,orucla,namazla və göyərti ilə müalicə ediblər.Nənə çoxlarını tanıyırdı.

İstəklərdən tutmuş şerbetçiotuna qədər

Sibir şəfaçısının 7000 sui-qəsd kitabından müəllif Stepanova Natalya İvanovna

Həvəsdən şerbetçiotuya qədər Bu, çox güclü bir sui-qəsddir. Onlar onu azalan ayın son günündə oxuyurlar. Çölə çıxmalı və ulduzlara baxaraq deməlisən: Allahın cənnəti, Allahın taxtı və Allahın xidmətçisi (adı) həmişə bir masa var. Ulduzlar, sərxoş olmasın deyə onun içki fincanına en

Özlemdən şəraba sui-qəsd

Sibir şəfaçısının sui-qəsdləri kitabından. Məsələ 34 müəllif Stepanova Natalya İvanovna

Xüsusi çəkisi

Universal Ensiklopedik İstinad kitabından müəllif İsayeva E.L.

Xüsusi çəkisi Kiloqram-qüvvə/kubmetrə (9,80665 N/m3) Bir kubmetrə ton-güc (9,80665)

Xüsusi çəkisi

TSB

Xüsusi impuls

Müəllifin Böyük Sovet Ensiklopediyası (UD) kitabından TSB

Xüsusi çəkisi

Təhlillər kitabından. Tam istinad müəllif Ingerleib Mixail Borisoviç

Xüsusi çəkisi A və C hissələrində ödün xüsusi çəkisi adətən 1008-1012, B hissəsində -

Narkomaniyadan tutmuş narkomaniyaya qədər

Sağlamlığın Böyük Qoruyucu Kitabı kitabından müəllif Stepanova Natalya İvanovna

Narkotiklərə həvəsdən Köhnə günlərdə buxarda hazırlanmış çətənə və xaşxaş içməyi sevənlər də var idi. Bəzi göbələk növlərini qurudub toyuq ətinə qarışdırıb get-gedə narkoman olublar.Belə narkomanları hamamla,orucla,namazla və göyərti ilə müalicə ediblər.Nənə çoxlarını tanıyırdı.

Özlemdən şəraba sui-qəsd

1777-ci il kitabından Sibir şəfaçısının yeni sui-qəsdləri müəllif Stepanova Natalya İvanovna

Şərab üçün özlem bir sui-qəsd İsa Məsih gəzdi, üç şam daşıyan və bu şamlar cəhənnəmdə yanmaq deyil, belə ki, Allahın qulu (adı) sərxoşluq üçün kədərlənməyin. Allahın anası, qadağan (filan) qul Ağzına bir fincan şerbetçiotu gətir, əlinə al, Sərxoşluğu düşünməməyə, kədərlənməməyə kömək et. bir

4.2. Dartma problemi

Müəllifin kitabından

4.2. Təhlükə problemi Marsın kolonizasiyası və terraformasiyası üçün populyarlaşdırıcıların və elmi jurnalistlərin müzakirə etməyi çox sevdiyi bir çox layihələr var. Çox vaxt televiziya ekranlarında Marsa ekspedisiyanın enişinin təqdim olunduğu filmləri görə bilərsiniz

rezin lentlər

Nəfəs tutma mövzusunda Spearfishing Tutorial kitabından Bardi Marco tərəfindən

Rezin bantlar Rezin lentlər yaylı silahın gücünü müəyyən edir və yaxşı güc üçün əlbəttə ki, yaxşı rezin bantlar lazımdır. Bəs onların olub-olmadığını necə müəyyən etmək olar?Rezin boruların hazırlanmasında istifadə olunan material kimyəvi maddələrin nəticəsidir

Fəsil 19 YOL HAQQINDA PROBLEM

Ulduzlar üçün döyüş-2 kitabından. Kosmik qarşıdurma (II hissə) müəllif Pervushin Anton İvanoviç

19-cu FƏSİL HƏRQİYYƏT PROBLEMİ Uzaq məsafəli planetlərarası ekspedisiyalar və itələmə problemi Məlumdur ki, bu gün bəşəriyyətin kosmosda genişlənməsinin əsasını hələ də maye yanacaq raketləri təşkil edir. Bununla belə, mövcud və perspektivli maye yanacaq raketləri

Dartma dizaynı

Kitabdan bir Android robotunu özünüz yaradın müəllif Lovin John

Bağlantı dizaynı Ön və arxa ayaqlar arasında keçid 3 mm yivli çubuqdan hazırlanır (bax. Şəkil 11.10). Orijinal dizaynda çubuğun uzunluğu mərkəzdən mərkəzə 132 mm-dir. Çubuq robotun ön və arxa ayaqlarındakı dəliklərə daxil edilir və onunla bərkidilə bilər

Bu məqalə reaktiv mühərriklərin xüsusiyyətləri haqqındadır. Partlayıcı maddələrin konsepsiyası üçün Partlayış impulsuna baxın.

Xüsusi impuls- reaktiv mühərrikin səmərəliliyinin göstəricisi. Bəzən reaktiv mühərriklər üçün "xüsusi itələmə" sinonimi istifadə olunur (termin başqa mənalara malikdir), halbuki xüsusi təkan isə adətən daxili ballistikada istifadə olunur xüsusi impuls- xarici ballistikada. Xüsusi impulsun ölçüsü sürətin ölçüsüdür, SI sistemində saniyədə bir metrdir.

Ensiklopedik YouTube

1 / 3

✪ RDM-60-5 No 36 (NN-Fruktoza-Sorbitol-S-Fe2O3 61.4% -25% -8% -5% -0.6%)

✪ RDM-60-10 No 54 (NN-Sorbitol-S-Fe2O3 64.35% -32% -3% -0.65%)

✪ RDM-60-10 No 51 (NN-Sorbitol-S-Fe2O3 64.35% -32% -3% -0.65%)

Altyazılar

Təriflər

Xüsusi impuls- reaktiv mühərrikin xarakteristikası, onun yaratdığı impulsun (momentumun) yanacaq istehlakına nisbətinə bərabərdir (adətən kütlə, lakin eyni zamanda, məsələn, yanacağın çəkisi və ya həcmi ilə də əlaqələndirilə bilər). Xüsusi impuls nə qədər yüksək olarsa, müəyyən bir hərəkəti əldə etmək üçün bir o qədər az yanacaq sərf etməlisiniz. Nəzəri olaraq, xüsusi impulsdur axın yanma məhsulları, əslində, ondan fərqlənə bilər. Buna görə də xüsusi impuls da deyilir effektiv (və ya ekvivalent) egzoz sürəti yanma məhsulları.

Xüsusi itələmə- reaktiv mühərrikin xarakteristikası, onun yaratdığı itələmənin kütləvi yanacaq sərfiyyatına nisbətinə bərabərdir. Bu, saniyədə metrlə ölçülür (m / s \u003d N s / kg \u003d kgf s / t. e. m.) və bu ölçüdə bu mühərrikin sərf edərkən neçə saniyə 1 N təkan yarada biləcəyini bildirir. 1 kq yanacaq (və ya 1 t. e. m yanacaq sərf edərkən, 1 kq itmə). Başqa bir şərhə görə, xüsusi itələmə itələmə nisbətinə bərabərdir çəki Yanacaq sərfi; bu halda saniyələrlə ölçülür (s = N s / N = kgf s / kgf) - bu dəyər mühərrikin 1 kq yanacaq kütləsindən istifadə edərək 1 kq c itələmə inkişaf etdirə biləcəyi vaxt hesab edilə bilər ( yəni 1 kq ağırlığında). Çəkinin xüsusi çəkisini kütləyə çevirmək üçün onu sürətlənmə sərbəst düşməyə (9,80665 m/s²-ə bərabər götürülmüş) vurmaq lazımdır.

Kimyəvi yanacaqla işləyən reaktiv mühərriklər üçün xüsusi impulsun (işləmə sürətinin) təxmini hesablanması düsturu belə görünür. aydınlaşdırmaq (şərh qeyd olunmayıb) ]

I y = 16641 ⋅ T k u M ⋅ (1 − p a p k M) , (\displaystyle I_(y)=(\sqrt (16641\cdot (\frac (T_(\text(k)))(uM))\cdot \sol(1-(\frac (p_(\text(a))))(p_(\text(k))))M\sağ))),)

harada T k - yanma (parçalanma) kamerasında qazın temperaturu; səh k və səh a - yanma kamerasında və burun çıxışında müvafiq olaraq qaz təzyiqi; M- yanma kamerasında qazın molekulyar kütləsi; u- kameradakı qazın termofiziki xassələrini xarakterizə edən əmsal (adətən u≈ 15). Düsturdan göründüyü kimi, birinci yaxınlaşmada qazın temperaturu nə qədər yüksək olarsa, onun da bir o qədər aşağı olar molekulyar kütlə və RD kamerasındakı təzyiqlərin ətraf məkana nisbəti nə qədər yüksəkdirsə, xüsusi impuls bir o qədər yüksəkdir.

Müxtəlif növ mühərriklərin səmərəliliyinin müqayisəsi

Xüsusi impuls mühərrikin səmərəliliyini xarakterizə edən vacib bir parametrdir. Bu qiymət yanacağın enerji səmərəliliyi və mühərrikin təkan gücü ilə birbaşa əlaqəli deyil, məsələn, ion itələyiciləri çox aşağı itmə gücünə malikdir, lakin yüksək xüsusi impulslara görə kosmik texnikada manevr itələyiciləri kimi istifadə olunur.

Müxtəlif növ mühərriklər üçün tipik xüsusi impuls

Mühərrik	Xüsusi impuls
	Xanım	ilə
Qaz turbinli reaktiv mühərrik [ ]	30 000(?)	3 000(?)