Impuls właściwy silnika rakietowego. Impuls właściwy i sprawność silnika

Treść artykułu

RAKIETA, samolot poruszający się z powodu odrzucania szybkich gorących gazów wytworzonych przez silnik odrzutowy (rakietowy). W większości przypadków energia potrzebna do napędzania rakiety pochodzi ze spalania dwóch lub więcej składników chemicznych (paliwa i utleniacza, które razem tworzą paliwo rakietowe) lub z rozkładu jednego wysokoenergetycznego związku chemicznego. Większość pocisków jest jednego z dwóch rodzajów – na paliwo stałe lub na płyn. Terminy te odnoszą się do sposobu przechowywania paliwa przed spaleniem w komorze silnika rakietowego. Rakieta składa się z układu napędowego (silnik i komora paliwowa), systemów sterowania i naprowadzania, ładowności i niektórych systemów pomocniczych.

TEORIA RUCHU

Dwa znane przykłady wyjaśniają zasadę ruchu rakiety. Kiedy strzela się z pistoletu, gazy prochu, rozszerzając się w lufie, popychają pocisk do przodu, a broń do tyłu. Pocisk leci do celu, a strzelec (lub karetka) pochłania energię odrzutu dzięki sile tarcia o powierzchnię ziemi. Gdyby strzelec jechał na łyżwach po lodzie, odrzut spowodowałby przetoczenie się strzelca do tyłu (i zatrzymanie się tylko z powodu tarcia o powietrze i lód).

Innym przykładem jest napompowany balon. Gdy otwór kuli jest zamknięty, wewnętrzne ciśnienie powietrza jest równoważone przez siły sprężystości powłoki kuli. Jeśli otwór zostanie otwarty, powietrze ucieknie z piłki, a jego niezrównoważony nacisk na skorupę popchnie piłkę do przodu. Zwróć uwagę, że kulka jest wprawiana w ruch siłą działającą tylko na obszar dołka. Wszystkie inne siły działające na skorupę są zrównoważone i nie wpływają na ruch piłki, który jest chaotyczny ze względu na ciągłą zmianę kształtu piłki i elastyczność jej szyjki.

Silnik rakietowy działa podobnie, z tą różnicą, że reakcje spalania lub rozkładu chemicznego zapewniają stały strumień gorących gazów, które są wyrzucane przez dyszę. Istnieją inne metody uzyskiwania reaktywnego strumienia gazu ( patrz poniżej), ale żadna z nich nie jest tak rozpowszechniona jak chemiczna.

Wszystkie powyższe przykłady ruchu strzały i pocisku, nadmuchanego balonu i rakiety są opisane przez trzecią zasadę ruchu Newtona, która mówi, że każde działanie ma przeciwną i równą reakcję. Matematycznie prawo to wyraża się jako równość wielkości ruchu SN=mw. Należy zauważyć, że całkowita zmiana pędu (pędu) w układzie wynosi zero. Jeśli dwie msze M oraz m są równe, to ich prędkości V oraz v są również równe. Jeśli masa jednego z oddziałujących ciał jest większa niż masa drugiego, to jego prędkość będzie odpowiednio mniejsza. W przykładzie strzelca pęd mv podany pocisku jest dokładnie taki sam jak pęd MV, zgłoszone strzelcowi, jednak ze względu na małą masę pocisku, jego prędkość jest znacznie większa niż prędkość strzelca. W przypadku rakiety wyrzut gazów w jednym kierunku (działanie) powoduje ruch rakiety w przeciwnym kierunku (reakcja).

SILNIK RAKIETOWY

Wewnątrz pracującego silnika rakietowego zachodzi intensywny proces szybkiego, kontrolowanego spalania. Aby przeprowadzić reakcję spalania (uwolnienie energii podczas reakcji dwóch chemikaliów, w wyniku czego powstają produkty o mniejszej energii utajonej), konieczna jest obecność środka utleniającego (utleniacza) i środka redukującego (paliwa) . Podczas spalania energia uwalniana jest w postaci ciepła, tj. wewnętrzny ruch atomów i cząsteczek w wyniku wzrostu temperatury.

Projekt.

Silnik rakietowy składa się z dwóch głównych części: komory spalania i dyszy. Komora musi mieć wystarczającą objętość do całkowitego wymieszania, odparowania i spalenia składników paliwa. Sama komora i system zasilania paliwem muszą być zaprojektowane w taki sposób, aby prędkość gazu w komorze była mniejsza niż prędkość dźwięku, w przeciwnym razie spalanie będzie nieefektywne. Podobnie jak w przypadku balonu nadmuchiwanego, cząsteczki gazu zderzają się ze ściankami komory i wychodzą przez wąski otwór (szyjka dyszy). Gdy przepływ gazu jest ograniczony w zbieżnej części dyszy, jego prędkość wzrasta do prędkości dźwięku w gardzieli, a w rozszerzającej się części dyszy przepływ gazu staje się naddźwiękowy. Dysza tej konstrukcji została zaproponowana przez Carla de Lavala, szwedzkiego inżyniera, który pracował w terenie turbiny parowe, w latach 90. XIX wieku.

Kontur rozszerzającej się części dyszy i stopień jej rozszerzenia (stosunek powierzchni na wyjściu i w szyjce) dobiera się na podstawie prędkości strumienia gazu i ciśnienia środowisko, dzięki czemu ciśnienie gazów spalinowych na ściankach części naddźwiękowej dyszy zwiększa siłę ciągu generowaną przez ciśnienie gazów na przedniej części komory spalania. Ponieważ ciśnienie zewnętrzne (atmosferyczne) zmniejsza się wraz z wysokością, a profil rozszerzanej dyszy można zoptymalizować tylko dla jednej wysokości, współczynnik rozprężania dobiera się tak, aby zapewnić akceptowalną wydajność na wszystkich wysokościach. Silnik na małe wysokości powinien mieć krótką dyszę o małym stopniu rozszerzalności. Dysze zostały opracowane z myślą o regulowanym stopniu rozszerzenia. Jednak w praktyce są one zbyt skomplikowane i drogie, a zatem rzadko używane.

Napór i konkretny impuls.

ciąg silnika F jest równa iloczynowi ciśnienia wytwarzanego przez spaliny i powierzchni sekcji wylotowej dyszy, pomniejszonej o siłę nacisku otoczenia na tym samym obszarze. Sprawność silnika mierzy się jego impulsem właściwym Isp, który ma kilka różnych jednostek. Jedna z jednostek to ciąg podzielony przez pełną sekundę zużycia paliwa ( w), tj. ja sp = F/w. Tam jest inny efektywna prędkość wygaśnięcie C podzielone przez przyspieszenie ziemskie g, w tym przypadku ja sp = C/g. Impuls właściwy jest zwykle wyrażany w sekundach (w układzie SI) Isp mierzony w LF s/kg lub m/s), w takim przypadku jego wartość jest równa liczbie kilogramów ciągu uzyskanego ze spalenia jednego kilograma paliwa. Wartość Isp zależy od wielu czynników, głównie od energii uwalnianej podczas spalania paliwa i efektywności wykorzystania tej energii w silniku (np. krótka stożkowa dysza w próżni będzie mniej wydajna niż długa i starannie wyprofilowana ).

Względna masa początkowa i charakterystyczna prędkość rakiety.

Te wartości są głównymi cechami rakiety, jak samolot. Względna masa początkowa to stosunek masy początkowej rakiety W do masy końcowej po wypaleniu paliwa w. Wartość Isp zależy od doskonałości konstrukcyjnej rakiety i wydajności jej silnika; te parametry określają ostateczną prędkość, jaką rozwija rakieta. Charakterystyczną prędkość końcową rakiety określa wzór Ciołkowskiego

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

gdzie VLg, VLd oraz VLt– straty prędkości (określone z dodatkowych równań) związane z grawitacją, oporem atmosferycznym i niższym ciągiem atmosferycznym.

Jak widać z tego wzoru, aby zwiększyć końcową prędkość rakiety, konieczne jest: 1) zwiększenie względnej masy początkowej ( w W) ze względu na uproszczenie konstrukcji; 2) zwiększyć impuls właściwy poprzez zastosowanie paliwa o wyższej energii; 3) zmniejszyć opór, poprawiając przepływ i zmniejszając rozmiar rakiety. Jednak ze względu na to, że zadanie lotu rakiety (zwłaszcza kosmicznej) zmienia się z lotu na lot, a warunki zewnętrzne stale się zmieniają podczas lotu, przy projektowaniu rakiety trzeba iść na kompromisy.

Geometria ładunku może być neutralna, progresywna lub regresywna w zależności od zmiany ciągu silnika. Ładunek o neutralnej geometrii to solidny odlewany cylindryczny pręt, który pali się z jednego końca (ładunek końcowego spalania). Specjalne powłoki ochronne zapobiegają spalaniu się paliwa z krawędzi. Ładunek o progresywnej geometrii jest zwykle odlewany jako rura; spalanie odbywa się od wewnątrz (wsad spalania kanałowego). Gdy taki ładunek wypala się, zwiększa się powierzchnia spalania i odpowiednio ciąg. Nadając kanałowi kształt podobny do gwiazdy, możliwe jest zapewnienie, że szybkość wypalania i siła ciągu zmniejszają się w czasie; stożkowy kanał umożliwia płynną regulację siły ciągu.

Nadając ładunkowi specjalną formę lub łącząc kilka prostych form, można uzyskać pożądane prawo zmiany ciągu rakiety w locie. Na przykład w przypadku pocisku powietrze-powietrze ładunek o progresywnej geometrii może zostać wykorzystany do uzyskania dużych przyspieszeń potrzebnych do przechwycenia celu. Z drugiej strony w kosmicznych pojazdach nośnych połączenie progresywnej i regresywnej geometrii ładunku jest bardziej przydatne w celu uzyskania większego ciągu podczas startu, gdy rakieta ma maksymalna waga i duży opór atmosferyczny i mniejszy ciąg w górnych warstwach atmosfery, gdy masa rakiety jest mała, a przyspieszenia duże.

Skład i technologia produkcji.

Najczęściej stosowaną w Stanach Zjednoczonych mieszanką stałego paliwa jest nadchloran amonu jako utleniacz oraz proszek aluminiowy jako paliwo ze spoiwem polimerowym, kauczuk nitrylowy (rosyjskie oznaczenie SKN - kauczuk syntetyczny nitrylowy). Proszek tlenku żelaza jest dodawany w celu kontrolowania szybkości spalania. Mieszaniny tych składników w różnych proporcjach stosuje się w kosmicznych pojazdach nośnych, pociskach balistycznych i taktycznych. Paliwa te mają impuls właściwy od 280 do 300 s w zależności od składu mieszanki. Produkty spalania takich silników na paliwo stałe zawierają cząstki chlorowodoru i tlenku glinu.

Opisane powyżej paliwo uzyskuje się przez zmielenie poszczególnych składników na drobny proszek, a następnie zmieszanie ich z elastyczną SKN w specjalnych mieszalnikach, podobnych konstrukcyjnie do konwencjonalnych mieszalników przemysłowych. Po wystarczającym wymieszaniu mieszanki wlewa się ją do obudowy silnika. Do silnika wkładana jest specjalna forma w celu uzyskania pożądanej konfiguracji wsadu (proces ten przypomina przygotowanie ciasta biszkoptowego). Ładunek jest następnie polimeryzowany w dokładnie kontrolowanej temperaturze. Po zakończeniu procesu polimeryzacji wkładkę wyjmuje się, a do korpusu mocuje się dyszę, urządzenie zapłonowe i inne elementy niezbędne do uruchomienia silnika i lotu rakiety.

Produkcja nawet najprostszego silnika na paliwo stałe jest bardzo niebezpieczna i wymaga starannej kontroli, w szczególności zabezpieczenia przed elektrycznością statyczną, stosowania materiałów nieiskrzących oraz dobrej wentylacji oparów i pyłów w celu zapewnienia bezpieczeństwa pracowników. Pomieszczenia produkcyjne silników rakietowych na paliwo stałe są zwykle oddzielone grubymi ścianami i mają słabe dachy, dzięki czemu fala uderzeniowa w razie wypadku wznosi się i nie powoduje większych szkód.

Korpus silnika na paliwo stałe jest zwykle wykonany przez spawanie z wysokiej jakości stopów metali lub materiały kompozytowe owinięty wokół trzpienia, który powtarza zewnętrzne kontury ładunku paliwa. Kadłub musi być bardzo wytrzymały, aby wytrzymać ciśnienie wewnętrznego spalania, zwłaszcza pod koniec lotu. Gotowe ciało zostaje oczyszczone i zaizolowane, aby zapobiec wypaleniu. Dla lepszego kontaktu między izolacją a ładunkiem często stosuje się spoiwo.

Jednym z ostatnich kroków w produkcji silnika na paliwo stałe jest sprawdzenie go pod kątem wad i obcych wtrąceń. Pęknięcia w ładunku służą jako dodatkowe płonące powierzchnie, co może prowadzić do zwiększenia ciągu i zmiany toru lotu. W najgorszym przypadku ciśnienie w komorze spalania może być tak duże, że silnik się zawali. Proces wyposażania silnika kończy się zamontowaniem zapalnika rozruchowego na jego przedniej spodzie i dyszy z tyłu. Zapalnikiem jest zwykle mały silnik rakietowy zawierający szybko palący się materiał miotający, który wyrzuca pióropusz ognia i zapala ładunek materiału miotającego.

Niektóre zastosowania wojskowe wymagają takich przyspieszeń, których silniki oparte na SKN nie mogą zapewnić; następnie stosuje się metalizowane paliwa mieszane na bazie nitrogliceryny lub innych silnych materiałów wybuchowych. W takich przypadkach w silniku zachodzi kontrolowany proces wybuchowy. Aby kontrolować proces wybuchu, dodaje się specjalne opóźniacze reakcji chemicznych. Inne potrzeby wojskowe wymagały opracowania bezdymnych pocisków taktycznych, aby nie można było prześledzić, skąd wystrzelono pocisk.

Testy.

Silniki rakietowe na paliwo stałe są zwykle testowane na stanowiskach ogniowych, gdzie silnik jest unieruchomiony w pozycji poziomej lub pionowej i sprawdzane jest działanie wszystkich jego układów. Podczas pracy silnika zamontowane na nim czujniki mierzą ciąg, ciśnienie i temperaturę produktów spalania, obciążenia nadwozia itp. Podczas prób ogniowych sprawdzane są wszystkie możliwe tryby pracy, w tym pozaprojektowe, które nie powinny mieć miejsca podczas normalnego lotu.

Zalety i wady.

Silniki na paliwo stałe stosuje się tam, gdzie głównymi wymaganiami są prostota, łatwość konserwacji, szybki rozruch i duża moc w małej objętości. Pierwsze amerykańskie rakiety balistyczne wykorzystywały paliwo płynne, ale od lat 60. nastąpiło przejście na paliwo stałe, co wiązało się z udoskonaleniem technologii ich produkcji. Silniki rakietowe na paliwo stałe zawsze były używane w małych głowicach bojowych i rakietach, urządzeniach wyrzutowych w samolotach odrzutowych oraz do oddzielania stopni rakietowych.

Główną wadą silników na paliwo stałe jest praktyczna niemożność kontrolowania ciągu podczas lotu, a także trudność w wyłączeniu silnika. W niektórych silnikach rakietowych na paliwo stałe ciąg jest odcinany przez otwarcie otworów w przedniej części silnika. Kiedy otwory są otwierane (zazwyczaj dzieje się to za pomocą specjalnych wypustek), ciśnienie wewnątrz silnika spada i odpowiednio zmniejsza się intensywność spalania. Ponadto występuje ciąg odwrotny, przeciwny do normalnego ciągu głównej dyszy, a przyspieszenie rakiety zatrzymuje się. Ponieważ ciąg silnika rakietowego na paliwo stałe jest determinowany przez geometrię i skład chemiczny ładunku, zmiana parametrów silnika w celu uzyskania innej zależności ciągu od czasu może wymagać pełny cykl testowanie nowego silnika.

PŁYNNE ETAPY RAKIET

Najwydajniejsze rakiety działają na paliwo ciekłe, ponieważ energia chemiczna składników ciekłych jest większa niż stałych, a produkty ich spalania mają mniejszą masę cząsteczkową.

Paliwa kriogeniczne i samozapalne.

Paliwa płynne o wysokiej kaloryczności to niektóre substancje kriogeniczne - gazy, które zamieniają się w ciecz w bardzo niskich temperaturach, takie jak ciekły tlen (w temperaturach poniżej -183 °C) i ciekły wodór (poniżej - 253 °C). Z drugiej strony stosowanie elementów kriogenicznych ma szereg wad, do których zaliczyć można konieczność utrzymywania dużych przemysłowych instalacji skraplania gazów, długi czas tankowania rakiety (kilka godzin) oraz konieczność izolacji termicznej zbiorników paliwowych. Dlatego też pierwsze amerykańskie międzykontynentalne pociski balistyczne Atlas i Titan I były podatne na niespodziewany atak i miały tylko kilka minut na odwet.

Silniki rakietowe na paliwo ciekłe (LRE), wykorzystujące samozapalne paliwo ciekłe, które mogą być przechowywane w normalnej temperaturze przez długi czas i zapalają się, gdy elementy stykają się ze sobą, zostały opracowane w latach 50. XX wieku, aby zaspokoić potrzeby wojska uproszczenie operacji i skrócenie czasu przygotowania do wystrzeliwania rakiet balistycznych. W takich silnikach jako utleniacz stosowano tetratlenek azotu (N 2 O 4), a jako paliwo hydrazynę (N 2 H 4) lub niesymetryczną dimetylohydrazynę (NH 2 – N 2) – kombinację, która daje określony impuls około 340 s. Składniki paliwa samozapalnego są wyjątkowo toksyczne i dość żrące, dlatego wymagają szczególnej ostrożności podczas obsługi i okresowej wymiany elementów konstrukcyjnych, które je zawierają lub mają z nimi kontakt. I chociaż pociski balistyczne na paliwo ciekłe z paliwem samozapalnym zostały następnie zastąpione paliwem stałym, paliwo to jest nadal niezbędne w silnikach orientacyjnych i korekcyjnych.

Silniki rakietowe dwuskładnikowe.

W opisanych powyżej LRE paliwo i utleniacz są przechowywane w oddzielnych zbiornikach i przez wyporność lub pompy są podawane do komory spalania, gdzie ulegają zapłonowi i spalaniu, tworząc strumień gazu o dużej prędkości. Ciekły tlen jest często używany jako środek utleniający, ze względu na łatwość pozyskania go z powietrza atmosferycznego. Chociaż w porównaniu do wielu innych chemikalia ciekły tlen jest stosunkowo bezpieczny i do jego przechowywania należy używać tylko bardzo czystych pojemników, ponieważ tlen reaguje chemicznie nawet z tłustymi plamami pozostawionymi przez odciski palców, co może doprowadzić do pożaru.

Jako paliwo w parze z tlenem najczęściej stosuje się ciężkie węglowodory lub ciekły wodór. Ciepło spalania paliwa węglowodorowego na jednostkę objętości, takiego jak rafinowana nafta lub alkohol, jest wyższe niż wodoru. Paliwo węglowodorowe pali się jasnym pomarańczowym płomieniem. Głównymi produktami spalania mieszaniny tlen/węglowodór są dwutlenek węgla i para wodna. Impuls właściwy takiego paliwa może sięgać 350 sekund.

Ciekły wodór wymaga głębszego chłodzenia niż ciekły tlen, ale jego ciepło spalania na jednostkę masy jest wyższe niż w przypadku paliw węglowodorowych. Wodór pali się prawie niewidocznym niebieskim płomieniem. Głównym produktem spalania mieszanki tlenowo-wodorowej jest przegrzana para wodna. Impuls jednostkowy silników wykorzystujących to paliwo może wynosić od 450 do 480 s, w zależności od konstrukcji silnika. (Silniki wykorzystujące ciekły wodór zwykle pracują w trybie nadmiaru paliwa, co zmniejsza zużycie masy paliwa i poprawia ekonomikę.)

Przez lata testowano wiele innych kombinacji paliwa i utleniacza, ale większość z nich musiała zostać porzucona ze względu na ich toksyczność. Na przykład fluor jest skuteczniejszym środkiem utleniającym niż tlen, ale jest niezwykle toksyczny i agresywny zarówno w stanie pierwotnym, jak iw produktach spalania. Jako środek utleniający stosowano wcześniej różne mieszaniny kwasu azotowego z tlenkami azotu, ale ich zalety przeważyły ​​niebezpieczeństwa związane z przechowywaniem i eksploatacją takich silników i rakiet.

Nie zawsze łatwo jest dokonać wyboru między paliwem węglowodorowym a ciekłym wodorem. Zwykle w pierwszych stadiach rakiet płynne paliwo węglowodorowe (lub mieszane paliwo stałe) jest wykorzystywane do przechodzenia przez gęste warstwy atmosfery w pierwszych minutach lotu. Oczywiście wodór w stanie ciekłym jest bardzo wydajnym paliwem, ale ze względu na swoją niską gęstość, pierwszy etap wymagałby dużych zbiorników paliwa, co zwiększyłoby masę konstrukcji i opór rakiety. Na dużych wysokościach i w kosmosie częściej stosuje się silniki wodorowe, gdzie ich zalety są w pełni widoczne.

Trójkomponentowe silniki rakietowe.

Od wczesnych lat 70. XX wieku w Rosji i Stanach Zjednoczonych badano koncepcję silników trójskładnikowych, które łączyłyby zalety minimalnej objętości i minimalnej masy w jednym silniku. Przy rozruchu taki silnik pracowałby na tlen i naftę, a na dużych wysokościach przestawiałby się na ciekły tlen i wodór. Takie podejście prawdopodobnie umożliwiłoby stworzenie rakiety jednostopniowej, ale konstrukcja silnika jest znacznie bardziej skomplikowana.

Jednoskładnikowe silniki rakietowe.

Takie silniki wykorzystują jednoskładnikowe paliwo płynne, które podczas interakcji z katalizatorem rozkłada się, tworząc gorący gaz. Chociaż jednoskładnikowe silniki rakietowe na paliwo ciekłe wytwarzają mały impuls właściwy (w zakresie od 150 do 255 s) i są znacznie gorsze pod względem sprawności od silników dwuskładnikowych, ich zaletą jest prostota konstrukcji. Paliwo, takie jak hydrazyna czy nadtlenek wodoru, przechowywane jest w jednym pojemniku. Pod działaniem ciśnienia wypierającego ciecz przez zawór dostaje się do komory spalania, w której katalizator np. tlenek żelaza powoduje jego rozkład (hydrazyna na amoniak i wodór, a nadtlenek wodoru na parę wodną i tlen). Jednokomponentowe silniki rakietowe na paliwo ciekłe są zwykle stosowane jako silniki o małym ciągu (czasem ich ciąg wynosi tylko kilka niutonów) w systemach kontroli i stabilizacji położenia statków kosmicznych i pocisków taktycznych, dla których prostota i niezawodność konstrukcji oraz niewielka masa są definiowanie kryteriów. Godnym uwagi przykładem może być zastosowanie silnika hydrazyny na pokładzie pierwszego amerykańskiego satelity komunikacyjnego TDRS-1; silnik ten pracował przez kilka tygodni, aby umieścić satelitę na orbicie geostacjonarnej po tym, jak rakieta uległa wypadkowi i satelita znalazł się na znacznie niższej orbicie.

Najprostszy jednokomponentowy silnik jest zasilany butlą ze sprężonym zimnym gazem (takim jak azot) uwalnianym przez zawór. Takie silniki odrzutowe są stosowane tam, gdzie efekty termiczne i chemiczne strumienia spalin lub produktów spalania są niedopuszczalne i gdzie głównym wymaganiem jest prostota konstrukcji. Wymagania te spełniają m.in. indywidualne urządzenia do manewrowania kosmonautami (UMD) umieszczone w plecaku za ich plecami i zaprojektowane do poruszania się podczas pracy na zewnątrz. statek kosmiczny. UMK działają z dwóch butli ze sprężonym azotem, który za pośrednictwem zaworów elektromagnetycznych dostarczany jest do układu napędowego składającego się z 16 silników.

Układ napędowy.

Wysoka moc, sterowność i wysoki impuls właściwy silników rakietowych na paliwo ciekłe wiążą się ze złożonością konstrukcji. Specjalne systemy muszą zapewnić dopływ paliwa i utleniacza w ściśle określonych ilościach ze zbiorników paliwa do komory spalania. Dostarczanie komponentów paliwowych odbywa się za pomocą pomp lub poprzez wypieranie ich ciśnieniem gazu. Systemy wyporowe, powszechnie stosowane w małych układach napędowych, dostarczają paliwo poprzez zwiększanie ciśnienia w zbiornikach; ciśnienie w zbiorniku musi być większe niż w komorze spalania.

System pompowania wykorzystuje pompy mechaniczne do dostarczania paliwa, chociaż stosuje się również pewne ciśnienie w zbiornikach (aby zapobiec kawitacji pomp). Najczęściej stosowane jednostki turbopompowe (TPU), a turbina napędzana jest gazem z własnego układu napędowego. Czasami do napędzania turbiny wykorzystywany jest gaz, który powstaje w wyniku parowania ciekłego tlenu, gdy przechodzi on przez obwód chłodzenia silnika. W innych przypadkach stosuje się specjalny generator gazu, który spala niewielką ilość paliwa głównego lub specjalnego paliwa jednoskładnikowego.

Silnik napędowy wahadłowca z układem zasilania pompowanego paliwem jest jednym z najbardziej zaawansowanych silników, jakie kiedykolwiek wystrzelono w kosmos. Każdy silnik ma dwa HP - booster (niskociśnieniowy) i główny (wysokiego ciśnienia). Paliwo i utleniacz mają te same systemy zasilania. Booster HP, napędzany rozprężającym się gazem, zwiększa ciśnienie płynu roboczego, zanim wejdzie on do głównej HP, w której ciśnienie wzrasta jeszcze bardziej. Większość ciekłego tlenu przechodzi przez ścieżkę chłodzenia komory spalania i dysze (aw niektórych konstrukcjach HPA), zanim dostanie się do komory spalania. Część ciekłego tlenu jest dostarczana do generatorów gazu głównego HP, gdzie reaguje z wodorem; w ten sposób powstaje para bogata w wodór, która rozprężając się w turbinie napędza pompy, a następnie jest wprowadzana do komory spalania, gdzie spala się wraz z resztą tlenu. Chociaż niewielkie ilości tlenu i wodoru są zużywane do napędzania HP dopalacza i zwiększania ciśnienia w zbiornikach tlenu i wodoru, ostatecznie przechodzą one również przez główną komorę spalania i przyczyniają się do tworzenia ciągu. Proces ten zapewnia całkowitą sprawność silnika do 98%.

Produkcja.

Produkcja silników rakietowych jest bardziej złożona i wymaga większej precyzji niż produkcja silników na paliwo stałe, ponieważ zawierają one części obracające się z dużą prędkością (do 38 000 obr./min w głównym THA silnika napędowego wahadłowca). Najmniejsza niedokładność w produkcji części obrotowych może prowadzić do wibracji i zniszczenia.

Nawet jeśli łopatki, koła i wały turbin oraz pomp silnikowych są odpowiednio wyważone, mogą wystąpić inne problemy. Doświadczenia w eksploatacji silnika tlenowo-wodorowego J-2 stosowanego w drugim i trzecim stopniu rakiety Saturn-5 wykazały, że w takich silnikach często występuje niestabilność o wysokiej częstotliwości. Nawet jeśli silnik jest odpowiednio wyważony, oddziaływanie HP z procesem spalania może powodować wibracje o częstotliwości zbliżonej do częstotliwości pompy wodoru. Drgania silnika występują w określonych kierunkach, a nie przypadkowo. Przy takiej niestabilności poziom drgań może być tak wysoki, że konieczne jest wyłączenie silnika, aby uniknąć jego uszkodzenia. Komory spalania to zazwyczaj spawana lub tłoczona cienkościenna konstrukcja metalowa z ścieżką chłodzącą i głowicą mieszającą do dostarczania paliwa.

Testy.

Niezbędnym etapem rozwoju silnika rakietowego na paliwo ciekłe i jego zespołów jest ich testowanie na stanowiskach hydraulicznych i ogniowych. Podczas prób ogniowych silnik pracuje przy ciśnieniach i prędkościach obrotowych HP przekraczających normalne wartości eksploatacyjne, tak aby dopuszczalna obciążenia graniczne na poszczególnych jednostkach i konstrukcji jako całości. Lotnicze modele silników muszą przejść testy akceptacyjne, które obejmują krótkoterminowe i selektywne testy ogniowe symulujące główne etapy lotu. Całkowity czas testowania i eksploatacji silnika w locie nie powinien przekraczać jego całkowitego zasobu.

Wyłączenie, ponowne uruchomienie i kontrola trakcji.

Główną zaletą LRE jest możliwość wyłączenia, ponownego uruchomienia i kontrolowania ciągu. Na przykład silnik napędowy Shuttle może pracować stabilnie w zakresie od 65 do 104% ciągu znamionowego. Manewrująca podczas lądowania załoga modułu księżycowego statku kosmicznego Apollo mogła regulować ciąg silników do 10% wartości nominalnej. Wręcz przeciwnie, ciąg silników zapewniających wystrzelenie modułu z Księżyca nie był regulowany, co pozwoliło na zwiększenie ich wydajności i niezawodności.

Możliwość ponownego uruchomienia LRE w kosmosie stanowi problem, ponieważ paliwo, jak każdy obiekt w stanie nieważkości, jest losowo umieszczane wewnątrz zbiorników i nie dostanie się do układu zasilania silnika w przypadku braku przyspieszenia. Najprostszym sposobem rozwiązania tego problemu jest zastosowanie specjalnych silników o niskim ciągu, które wytwarzają niewielkie przyspieszenie, wystarczające, aby paliwo zaczęło płynąć do rurociągów. Rozruch tych silników zapewniają albo małe elastyczne worki z paliwem przymocowane do rurociągów, albo za pomocą specjalnych siatek, na których pod wpływem sił napięcie powierzchniowe Zachowana jest wystarczająca ilość paliwa do uruchomienia silnika. Elastyczne zbiorniki paliwa i urządzenia do zbierania cieczy są również wykorzystywane do bezpośredniego startu silników rakiet kosmicznych.

SYSTEMY STEROWANIA I PROWADZENIA

Ważny część integralna pociski to systemy sterowania i naprowadzania. System naprowadzania określa pozycję i kurs pocisku oraz dostarcza systemowi sterowania niezbędne dane do sterowania jego lotem. Lot rakiety jest kontrolowany przez małe silniki sterujące lub poprzez zmianę kierunku wektora ciągu silnika głównego.

W dużych silnikach rakietowych na paliwo stałe połączenie korpusu z dyszą może być wykonane z wielu cienkich warstw stali i żaroodpornej gumy, co pozwala na obracanie się dyszy o kilka stopni w dowolnym kierunku. Za pomocą jednego lub dwóch siłowników hydraulicznych dysza jest odchylana, zmieniając kierunek wektora ciągu. Napędy wykorzystują energię małej turbopompy, działającej na produktach rozkładu hydrazyny. W niektórych silnikach rakietowych na paliwo stałe gorący gaz (z małego silnika pomocniczego) jest dostarczany przez kilka zaworów umieszczonych w okręgu w rozszerzającej się części dyszy. Gdy jeden lub więcej zaworów jest zamkniętych, zmienia się kierunek strumienia głównego i odpowiednio wektor ciągu. LRE jest montowany w sworzniach obrotowych lub w zawieszeniu kardanowym, co pozwala na obracanie całym silnikiem.

ODNIESIENIE DO HISTORII

Starożytność i średniowiecze.

Chociaż technologia rakietowa rozwinęła się w związku z nowoczesnymi potrzebami wojskowymi i badaniami kosmosu, historia rakiet ma swoje korzenie w starożytnej Grecji. W silniku parowym nazwanym jego imieniem Czapla zademonstrowała zasadę napędu odrzutowego. Nad ogniem zawieszono małe metalowe naczynie w kształcie ptaka i wypełnione wodą. Gdy woda się zagotowała, z ogona ptaka wystrzelił strumień pary, popychając statek do przodu. To urządzenie nie znalazło praktycznego zastosowania, a sama zasada została później zapomniana.

W Chinach około 960 AD. Po raz pierwszy zastosowano czarny proszek - mieszankę saletry (utleniacz) i węgla drzewnego z siarką (paliwo) - do rzucania muszlami, aw XI wieku. osiągnięto zasięg rzucania takich pocisków około 300 m. Te „rakiety” były bambusowymi tubami wypełnionymi prochem i nie różniły się szczególną celnością lotu. Ich głównym celem w walce było wywołanie paniki u ludzi i koni. W XIII wieku wraz z zdobywcami mongolskimi do Europy dotarły rakiety, a w 1248 r. angielski filozof i przyrodnik Roger Bacon opublikował pracę na temat ich zastosowania. Okres używania takich niekierowanych rakiet do celów wojskowych był krótki, ponieważ wkrótce zostały one wyparte przez działa artyleryjskie.

Ciołkowski, Oberth i Goddard.

Współczesna rakieta zawdzięcza swój rozwój głównie pracy i badaniom trzech wybitnych naukowców: Konstantina Cielkowskiego (1857–1935) z Rosji, Hermanna Obertha (1894–1989) z Rumunii i Roberta Goddarda (1882–1945) ze Stanów Zjednoczonych. Chociaż ci wielbiciele pracowali niezależnie od siebie, a ich pomysły były często ignorowane w tamtym czasie, położyli teoretyczne i praktyczne podstawy technologii rakietowej i astronautyki. Ich praca zainspirowała pokolenia marzycieli, a co najważniejsze kilku entuzjastów, którzy tchnęli życie w ich pracę. Zobacz też GODDARD, ROBERT HUCHINGS; OBERTA, HERMANNA; TSIOLKOVSKY, KONSTANTIN EDUARDOVICH.

Nauczyciel Ciołkowski po raz pierwszy pisał o rakietach na ciecz i sztucznych satelitach w 1883 i 1885 r. W swojej pracy Badania przestrzeni świata za pomocą urządzeń odrzutowych(1903) nakreślił zasady lotu międzyplanetarnego. Tsiołkowski twierdził, że najbardziej wydajnym paliwem do rakiet byłoby połączenie ciekłego tlenu i wodoru (chociaż nawet laboratoryjne ilości tych substancji były wówczas bardzo drogie) i zasugerował użycie kilku małych silników zamiast jednego dużego. Zasugerował również użycie rakiet wielostopniowych zamiast jednej dużej, aby ułatwić podróże międzyplanetarne. Tsiołkowski opracował podstawowe pomysły na systemy podtrzymywania życia załogi i niektóre inne aspekty podróży kosmicznych.

W moich książkach Rakieta w przestrzeń międzyplanetarną (Die Rakete zu den Planetenraumen 1923 i Sposoby realizacji lotów kosmicznych (Wege zur Raumschiffahrt 1929) G.Obert nakreślił zasady lotów międzyplanetarnych i wykonał wstępne obliczenia masy i energii niezbędnych do lotów na planety. Jego silny punkt istniała teoria matematyczna, ale w praktyce nie posunął się dalej niż testy laboratoryjne silników rakietowych.

Lukę między teorią a praktyką wypełnił R. Goddard. W młodości fascynowała go idea lotów międzyplanetarnych. Jego pierwsze badania dotyczyły rakiet na paliwo stałe, na które swój pierwszy patent otrzymał w 1914 roku. Pod koniec I wojny światowej Goddard był już bardzo zaawansowany w dziedzinie rakiet wystrzeliwanych z beczki, które nie były używane przez armię amerykańską. na nadejście pokoju; jednak w czasie II wojny światowej jego osiągnięcia doprowadziły do ​​powstania legendarnej bazooki, pierwszego skutecznego pocisku przeciwpancernego. Smithsonian Institution przyznał Goddardowi grant badawczy w 1917 roku, co zaowocowało jego klasyczną monografią Sposób osiągania ekstremalnych wysokości (Metoda osiągania ekstremalnych wysokości, 1919). Goddard rozpoczął prace nad silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe w 1923 roku, a działający prototyp ukończono pod koniec 1925 roku. 16 marca 1926 roku wystrzelił w Auburn pierwszą rakietę na paliwo ciekłe, napędzaną benzyną i ciekłym tlenem. Massachusetts. Podczas II wojny światowej Goddard pracował nad dopalaczami dla lotnictwa morskiego.

Dzieło Cielkowskiego, Obertha i Goddarda kontynuowały grupy entuzjastów rakiet w USA, ZSRR, Niemczech i Wielkiej Brytanii. W ZSRR Praca badawcza zostały przeprowadzone przez Jet Propulsion Study Group (Moskwa) i Gas Dynamics Laboratory (Leningrad). Członkowie Brytyjskiego Towarzystwa Międzyplanetarnego BIS, ograniczeni w swoich testach przez brytyjskie prawo dotyczące fajerwerków wywodzące się z Spisku prochowego (1605), mające na celu wysadzenie Parlamentu, skoncentrowali swoje wysiłki na opracowaniu „załogowego księżycowego statku kosmicznego” opartego na dostępnej wówczas technologii.

Niemieckie Towarzystwo Komunikacji Międzyplanetarnej VfR w 1930 roku było w stanie stworzyć prymitywną instalację w Berlinie, a 14 marca 1931 członek VfR, Johannes Winkler, przeprowadził pierwszy udany start rakiety na ciecz w Europie.

Nazistowskie Niemcy.

Armia niemiecka postrzegała rakiety jako broń, której mogła używać bez obaw przed międzynarodowymi sankcjami, ponieważ Traktat Wersalski (podsumowujący I wojnę światową) i kolejne traktaty wojskowe nie wspominały o rakietach. Po dojściu Hitlera do władzy niemiecki departament wojskowy otrzymał dodatkowe środki na rozwój broni rakietowej, a wiosną 1936 r. zatwierdzono program budowy centrum rakietowego w Peenemünde (dyrektorem technicznym został von Braun) na północny kraniec wyspy Uznam u wybrzeży Bałtyku w Niemczech.

Kolejna rakieta, A-3, miała silnik 15 kN z systemem zwiększania ciśnienia ciekłego azotu i wytwornicą pary, żyroskopowy system sterowania i naprowadzania, system kontroli parametrów lotu, serwozawory elektromagnetyczne do zasilania komponentów paliwowych i sterów gazowych. Chociaż wszystkie cztery rakiety A-3 eksplodowały podczas lub wkrótce po wystrzeleniu z poligonu Peenemünde w grudniu 1937 roku, doświadczenie techniczne zdobyte podczas tych startów zostało wykorzystane do opracowania silnika ciągu 250 kN dla rakiety A-4, którego pierwszy udany start był 3 października 1942 r.

Po dwóch latach testów konstrukcji, przygotowań do produkcji i szkolenia wojsk, rakieta A-4, przemianowana przez Hitlera na V-2 (Weapon of Retribution-2), została użyta od września 1944 roku przeciwko celom w Anglii, Francji i Belgii.

okres powojenny.

Rakieta A-4 pokazała ogromne możliwości technologii rakietowej i najpotężniejsze powojenne mocarstwa - Stany Zjednoczone i związek Radziecki– wkrótce zaangażował się w rozwój balistycznych pocisków kierowanych zdolnych do przenoszenia broni jądrowej. Postępy w technologii rakietowej umożliwiły również stworzenie pocisków taktycznych, które radykalnie zmieniły charakter działań wojennych.

Podczas gdy departamenty wojskowe obu krajów ulepszały rakiety bojowe, wielu naukowców (S.P. Korolev w ZSRR, W. von Braun w USA) starało się wykorzystać możliwości technologii rakietowej do dostarczania instrumentów naukowych i ostatecznie człowieka w kosmos. Od czasu wystrzelenia pierwszego satelity w 1957 r. i pierwszego kosmonauty Jurija Gagarina w 1961 r. technologia rakietowa i kosmiczna przeszła długą drogę.

OBIECUJĄCE SYSTEMY RAKIETOWE

Do końca XX wieku spalanie paliwa pozostało głównym źródłem energii do napędu odrzutowego. Chociaż od lat dwudziestych XX wieku zaproponowano wiele obiecujących koncepcji technicznych, większość z nich nie została wdrożona.

silniki hybrydowe.

Kuszącą alternatywą dla silników rakietowych na paliwo stałe i silników rakietowych jest idea silnika hybrydowego, który łączy najlepsze cechy Zarówno. Silnik hybrydowy wykorzystuje paliwo stałe i ciekły utleniacz, taki jak ciekły tlen lub tetratlenek azotu. Takie podejście umożliwia uproszczenie w połowie układu zasilania paliwem, przy jednoczesnym zachowaniu zwartości silników rakietowych na paliwo stałe. Ponieważ utleniacz i paliwo są przechowywane oddzielnie, pęknięcia w ładunku paliwa stałego są mniej niebezpieczne niż w tradycyjnym silniku rakietowym na paliwo stałe, co ułatwia jego produkcję. Jednak mimo znacznych wysiłków badawczych, zwłaszcza w latach 80., idea ta nie znalazła szerokiego zastosowania. Głównym problemem był niewystarczająco stabilny i wydajny proces spalania.

Elektryczny silnik rakietowy.

Energia elektryczna może być wykorzystana do podgrzania płynu roboczego. Przykładem takiego silnika jest silnik jonowy, który wykorzystuje łuk wysokiego napięcia do jonizacji płynu roboczego, takiego jak argon lub pary rtęci, oraz pole elektryczne do przyspieszenia przepływu jonów. Podstawową zaletą takiego silnika jest bardzo wysoki impuls właściwy (do 5000 s, w zależności od konstrukcji silnika i zastosowanego płynu roboczego). Siła ciągu silników jonowych jest bardzo mała i mieści się zwykle w zakresie od 0,02 do 0,03 N. Silniki jonowe są przeznaczone do długotrwałych lotów kosmicznych, gdy miesiące pracy w stanie nieważkości powodują znaczny wzrost prędkości. Silniki jonowe znalazły również zastosowanie na satelitach geostacjonarnych, gdzie zapewniają stały, niewielki pęd, wystarczający do kontrolowania pozycji i utrzymania orbity. Inne schematy EJE wykorzystują plazmę wysokoenergetyczną i efekt magnetohydrodynamiczny.

Jądrowe silniki rakietowe.

Innym reaktywnym systemem, który prawie został wprowadzony w życie, jest system jądrowy. W Stanach Zjednoczonych w ramach programu jądrowego silnika rakietowego NERVA (NRE) opracowano reaktor grafitowy chłodzony ciekłym wodorem, który był odparowywany, podgrzewany i wyrzucany przez dyszę rakietową. Grafit został wybrany ze względu na jego odporność na wysokie temperatury. Według projektu NERVA, YARD miał wytwarzać ciąg 1100 kN przez godzinę i mieć impuls właściwy 800 s, czyli prawie dwukrotnie więcej niż w przypadku silników chemicznych. Program NERVA został odwołany w 1972 roku z powodu bezterminowego odroczenia załogowej misji na Marsa, dla której został zaprojektowany.

Różne NRE wykorzystujące reakcję rozszczepienia to faza gazowa silnik jądrowy, w którym wolno poruszający się strumień gazu rozszczepialnego plutonu jest otoczony szybszym przepływem schładzającego się wodoru. Pomysł ten nie wyszedł jednak z etapu badań wstępnych.

Ciekawy pomysł stworzenia silnika wykorzystującego reakcję anihilacji materii i antymaterii był badany w ramach programu US Strategic Defense Initiative (SDI). Antymateria w postaci atomów jest przechowywana w pułapce elektromagnetycznej i za pomocą pola magnetycznego wprowadzana do komory silnika, gdzie oddziałuje ze zwykłą materią zamieniając się w promieniowanie gamma, które ogrzewa płyn roboczy i tworzy strumień jet. Chociaż pułapki magnetyczne są używane w fizyce wysokich energii, potrzeba ogromnej ilości energii, aby wyprodukować kilka gramów antymaterii potrzebnych do lotu.

Zewnętrzne źródła energii.

Programy SDI i Narodowa Agencja Aeronautyki i Przestrzeni Kosmicznej (NASA) badały również reaktywny system z potężnym laserem, który podgrzewa płyn roboczy na pokładzie rakiety. Sama rakieta ma niewielką masę, ponieważ większość systemu spada na laser, który może znajdować się na Ziemi. Taki system wymaga wyjątkowo precyzyjnego nakierowania wiązki laserowej na cel, aby nie spalić rakiety zamiast podgrzewać płyn roboczy. Rozważano również pomysł wykorzystania dużych luster do skupienia promieni słonecznych na silniku.

Wykorzystanie energii wybuchu atomowego.

W latach 60. NASA i Amerykańska Komisja Energii Atomowej badały dość egzotyczną metodę uzyskiwania ciągu w projekcie Orion. W tej metodzie przyspieszenie rakiety do dużej prędkości niezbędnej do lotu na inne planety miało się odbywać poprzez kolejne eksplozje małych ładunków atomowych wyrzucanych za rakietą. Specjalne amortyzatory miały złagodzić skutki wybuchów. Jednak projekt Orion został anulowany zgodnie z umowy międzynarodowe w sprawie wykorzystania przestrzeni kosmicznej i ograniczenia broni jądrowej.

Silniki fotoniczne.

Zbadano również możliwość wykorzystania światła do uzyskania ciągu w kosmosie. Cząsteczki światła - fotony - tworzą bardzo mały impuls reaktywny po wystawieniu na powierzchnię. Najprostszym silnikiem tego typu jest ogromne plastikowe lustro, które odbija promienie słoneczne i odpycha statek kosmiczny od Słońca (wiatr słoneczny wytwarza dodatkowy pęd). W prawdziwym silniku fotonowym, ze względu na anihilację zwykłej materii i antymaterii, powinien powstać strumień promieniowania gamma, zapewniający ciąg odrzutowy dla ruchu statku kosmicznego.

SILNIKI RAKIETOWE/SYSTEMY NAPĘDU ODRZUTOWEGO
Silniki/Systemy odrzutowe	Aplikacja	Paliwo	pchnięcie	Impuls właściwy, s
DWUCZĘŚCIOWY LRE				200–480
RD-107 (Rosja)	Akcelerator do nośników serii A ("Sojuz")	Nafta i O 2	822 kN (poziom morza) 1002 kN (próżnia)	257–314
LR-91-AJ-11 (USA)	II etap rakiety „Tytan 4”	Czterotlenek azotu i Aerozine 50 (50% hydrazyna i 50% UDMH)	467 kN (na wysokości)	316
Pilot marszowy „Shuttle” (3) (USA)	Górny stopień orbitera	H2 i O2	1670 kN (poziom morza) 2093 kN (próżnia)	453
RD-701 (Rosja)	Trójkomponentowy silnik rakietowy na paliwo ciekłe dla zaawansowanych statków kosmicznych	Pierwszy etap to nafta i O 2; górne stopnie - H 2 i O 2	1962 kN (poziom morza) 786 kN (próżnia)	330–415
POJEDYNCZY KOMPONENT LRE				180–240
Jednoskładnikowy silnik rakietowy MRE-1 (USA)	Satelitarny system orientacji	Rozkład hydrazyny po interakcji z katalizatorem	4,5 N	210–220
RDTT				200–300
„Kółko” 4A (USA)	Dopalacz do rakiet Delta 2 i Atlas 2	Butadien, 18% Al	477 kN (na poziomie morza)	238
JOŃSKI				3000–25000
Wielka Brytania-10 (Wielka Brytania)	Silnik korekcji orbity dla satelitów łączności geostacjonarnej	plazma ksenonowa	0,02–0,03 N (w próżni)	3084–3131
JĄDROWY				500–1100
NERWA (USA)	Silnik do załogowych lotów kosmicznych na inne planety (rozwój zatrzymany w 1972 r.)	H 2 , źródło parowania i ogrzewania - reaktor grafitowy		815
SŁONECZNY				400–700
ISUS (USA)	Ostatni górny etap wystrzeliwania satelitów na orbitę geostacjonarną	H 2 , parowanie i nagrzewanie promieniowaniem słonecznym skupionym na silniku przez dwa reflektory	45 N	600
ELEKTROTERMICZNY		H 2, parowanie i ogrzewanie łukiem elektrycznym		400–2000
OSOCZE		H 2 , parowanie, jonizacja i przyspieszenie pola magnetycznego		3000–15000
ZNISZCZENIE		H 2, parowanie i nagrzewanie pod wpływem energii elektronów i pozytonów		2000–50000

Opracowanie projektu działającego modelu rakiety jest ściśle związane z kwestią silnika. Jaki silnik lepiej założyć na model? Które z jego cech są najważniejsze? Jaka jest ich istota? Modelarz powinien zrozumieć te kwestie.

W tym rozdziale, tak elementarnym, jak to możliwe, omówiono charakterystykę silnika, czyli te czynniki, które determinują jego cechy. Dokładne zrozumienie wartości ciągu silnika, czasu jego pracy, impulsu całkowitego i właściwego oraz ich wpływu na jakość lotu modelu rakiety pomoże projektantowi-stu-projektantowi w doborze odpowiedniego silnika do modelu rakiety, a tym samym zapewnić sukces w zawodach.

Główne cechy silnika rakietowego to:

• 1. Ciąg silnika P (kg)
• 2. Czas pracy t (s)
• 3. Ciąg właściwy Р ud (kg s/kg)
• 4. Całkowity (całkowity) pęd J ∑ (10 n s ≈ 1 kg s)
• 5. Masa paliwa G T (kg)
• 6. Zużycie paliwa wtórnego ω (kg)
• 7. Prędkość wypływu gazów W (m/s)
• 8. Masa silnika G dv (kg)
• 9. Wymiary silnika l, d (mm)

1. Ciąg silnika

Rozważ schemat pochodzenia ciągu w silniku rakietowym.
Podczas pracy silnika w komorze spalania w sposób ciągły tworzą się gazy, będące produktami spalania paliwa. Załóżmy, że komora, w której gazy znajdują się pod ciśnieniem, jest naczyniem zamkniętym (ryc. 11, a), to łatwo zrozumieć, że w tej komorze nie może powstać żaden ciąg, ponieważ ciśnienie rozkłada się równomiernie na całej wewnętrznej powierzchnia zamkniętego naczynia i wszystkie siły nacisku są wzajemnie zrównoważone.

W przypadku otwartej dyszy (ryc. 11, b) gazy w komorze spalania pod ciśnieniem przepływają przez dyszę z dużą prędkością. W tym przypadku część komory naprzeciw dyszy jest niewyważona. Siły nacisku działające na tę część dna komory, która znajduje się naprzeciwko otworu dyszy, również są niezrównoważone, w wyniku czego powstaje napór.

Jeśli weźmiemy pod uwagę tylko ruch translacyjny gazów wzdłuż komory spalania i dyszy, wówczas rozkład prędkości gazu wzdłuż tej ścieżki można scharakteryzować krzywą (ryc. 12, a). Nacisk na elementy powierzchniowe komory i dyszy rozkłada się jak pokazano na rys. 12b.

Wartość nieskompensowanej powierzchni dna komory spalania jest równa powierzchni najmniejszego odcinka dyszy. Oczywiście im większa powierzchnia tej sekcji, tym więcej gazów może opuścić komorę spalania w jednostce czasu.

Można zatem wnioskować, że ciąg silnika zależy od ilości gazów opuszczających komorę spalania w jednostce czasu w wyniku nieskompensowanego obszaru i szybkości wypływu gazów z powodu nierównowagi ciśnień.

Aby uzyskać zależność ilościową, należy wziąć pod uwagę zmianę pędu gazów podczas ich wychodzenia z komory spalania. Załóżmy, że w czasie t z komory spalania silnika opuszcza pewną ilość gazu, którego masa będzie oznaczona przez m. Jeżeli przyjmiemy, że prędkość translacyjna gazów w komorze spalania wynosi zero, a na wyjściu z dyszy osiągnie wartość W m/s, wówczas zmiana prędkości gazu będzie równa W m/s. W takim przypadku zmiana pędu wspomnianej masy gazu zostanie zapisana jako równanie:

Jednak zmiana pędu gazów może nastąpić tylko wtedy, gdy pewna siła P działa na gaz przez pewien czas t, wtedy

gdzie J ∑ =P·t jest pędem siły działającej na gaz.

Zastępując wartość ΔQ we wzorze (1) przez J ∑ =P t, otrzymujemy:

stąd

Otrzymaliśmy wyrażenie na siłę, z jaką ściany komory spalania i dysza działają na gaz powodując zmianę jego prędkości od 0 do Wm/sek.

Zgodnie z prawami mechaniki siła, z jaką ścianki komory i dyszy działają na gaz, jest co do wielkości równa sile P, z którą gaz z kolei działa na ścianki komory i dyszy. Ta siła P to ciąg silnika.

Wiadomo, że masa dowolnego ciała jest związana z jego masą (w tym przypadku z masą paliwa w silniku) zależnością:
gdzie G T jest masą paliwa;
g to przyspieszenie ziemskiej grawitacji.

Podstawiając do wzoru (5) zamiast masy gazu m jego analogiczną wartość ze wzoru (6) otrzymujemy:

Wartość GT /t to ważona ilość paliwa (gazu) opuszczającego komorę spalania silnika w jednostce czasu (1 sek.). Wartość ta nazywana jest wagowym drugim natężeniem przepływu i jest oznaczona przez ω. Następnie
Tak więc wyprowadziliśmy wzór ciągu silnika. Należy zauważyć, że wzór może mieć tę postać tylko wtedy, gdy ciśnienie gazu w momencie jego przejścia przez sekcję wylotową dyszy jest równe ciśnieniu otoczenia. W przeciwnym razie po prawej stronie formuły zostanie dodany jeszcze jeden termin:
gdzie f jest obszarem sekcji wylotowej dyszy (cm 2);
p k - ciśnienie gazu w sekcji wylotowej dyszy (kg / cm 2);
p o - ciśnienie otoczenia (atmosferyczne) (kg / cm 2).

Zatem ostateczna formuła ciągu silnika rakietowego to:

Pierwszy człon prawej strony ω/g·W nazywany jest składową dynamiczną ciągu, a drugi f(p to -ro) – składową statyczną. Ta ostatnia stanowi około 15% całkowitego ciągu, dlatego dla uproszczenia nie będzie brana pod uwagę.

Aby obliczyć ciąg, możesz użyć wzoru, który ma podobne znaczenie do wzoru (5), gdzie P=const:

gdzie Pcf to średni ciąg silnika (kg);
J ∑ - całkowity impuls silnika (kg s);
t - czas działania silnika (sek).

Przy stałej wartości ciągu często stosuje się wzór

gdzie R bije - właściwy ciąg silnika (kg s / kg);
Υ - ciężar właściwy paliwa (g / cm 3);
U - szybkość spalania paliwa (cm/s);
F - obszar spalania (cm 2);
P - ciąg silnika (kg).

W przypadkach niestałego ciągu, na przykład podczas określania początkowego, maksymalnego, średniego ciągu i ciągu w dowolnym momencie pracy silnika, konieczne jest wprowadzenie prawdziwych wartości U i F podany silnik do tego wzoru.

Tak więc ciąg jest iloczynem efektywnej prędkości wypływu gazu W i masy na sekundę zużycia paliwa ω/g.

Zadanie 1. Wyznaczyć ciąg silnika rakietowego typu DB-Z-SM-10, posiadającego następujące dane: R uderzeń =45,5 kg·s/kg; GT = 0,022 kg; t=4 sek.

Rozwiązanie. Efektywna prędkość wypływu gazów z dyszy:

Zużycie paliwa wtórnego:

Ciąg silnika:

Notatka. Dla silnika DB-Z-SM-10 jest to średni ciąg.

Zadanie 2. Wyznaczyć ciąg silnika rakietowego typu DB-Z-SM-10, posiadającego następujące dane: 1 kg s; GT = 0,022 kg; t=4 sek.

Rozwiązanie. Używamy wzoru (11):

2. Prędkość wypływu gazów

Szybkość wypływu gazów z dyszy silnika, a także drugie zużycie paliwa ma bezpośredni wpływ na wielkość ciągu. Ciąg silnika, jak widać ze wzoru (8), jest wprost proporcjonalny do prędkości wypływu gazów. Zatem prędkość spalin jest najważniejszym parametrem silnika rakietowego.

Szybkość wypływu gazów zależy od różnych czynników. Najważniejszym parametrem charakteryzującym stan gazów w komorze spalania jest temperatura (T°K). Szybkość wypływu jest wprost proporcjonalna do pierwiastka kwadratowego temperatury gazów w komorze. Temperatura z kolei zależy od ilości ciepła uwalnianego podczas spalania paliwa. Zatem szybkość wypływu zależy przede wszystkim od jakości paliwa, jego zasobu energetycznego.

3. Specyficzny ciąg i specyficzny impuls

Doskonałość silnika i wydajność jego pracy cechuje specyficzny ciąg. Siła ciągu to stosunek siły ciągu do zużycia paliwa w drugiej masie.

Jednostką ciągu właściwego będzie (kg siła s/kg natężenie przepływu) lub kg s/kg. W prasie zagranicznej wymiar Rud jest często zapisywany jako (sek). Ale fizyczne znaczenie wartości o takim wymiarze zostaje utracone.

Nowoczesne modele silników rakietowych na paliwo stałe mają niskie wartości ciągu właściwego: od 28 do 50 kg s/kg. Pojawiają się również nowe silniki o ciągu właściwym 160 kg·s/kg i wyższym, z dolnym limitem ciśnienia nie większym niż 3 kg/cm 2 i stosunkowo wysokim ciężarem właściwym paliwa – powyżej 2 g/cm 3 .

Ciąg właściwy pokazuje efektywność wykorzystania jednego kilograma paliwa w danym silniku. Im wyższy ciąg właściwy silnika, tym mniej paliwa zużywa się, aby uzyskać taki sam całkowity impuls silnika. Oznacza to, że przy tej samej masie paliwa i wielkości silnika preferowany będzie ten o wyższym ciągu właściwym.

Zadanie 3. Określić masę paliwa w każdym z czterech silników o całkowitym impulsie 1 kg s, ale o różnych ciągach właściwych: a) Р uderzeń =28 kg-s/kg; b) R uderzeń = 45,5 kg·s/kg; c) R uderzeń =70 kg·s/kg; d) R uderzeń =160 kg/s/kg.

Rozwiązanie. Masę paliwa określa się ze wzoru:

Uzyskane wyniki jednoznacznie wskazują, że w modelach rakiet bardziej opłacalne jest stosowanie silników o wyższym ciągu właściwym (w celu zmniejszenia masy początkowej modelu).

Impuls właściwy J uderzeń rozumiany jest jako stosunek całkowitego impulsu ciągu w czasie t pracy silnika do masy zużytego w tym czasie paliwa G T .

Przy stałym ciągu, czyli przy stałym ciśnieniu w komorze spalania i pracy silnika na ziemi, J uderzeń =P uderzeń.

4. Obliczanie charakterystyk silnika DB-1-SM-6

Do obliczenia silników stosuje się współczynnik charakterystyczny dla danego paliwa i określa optymalny tryb w komorze spalania:
gdzie K jest stałym współczynnikiem dla danego paliwa;
F max - maksymalna powierzchnia spalania w komorze spalania;
f cr - sekcja krytyczna dyszy.

Zadanie 4. Oblicz główne cechy silnika DB-1-SM-6, w którym korpus jest papierowym rękawem myśliwskim o grubości 12. Paliwem jest mieszanka nr 1 (saletra potasowa - 75, siarka - 12 i węgiel drzewny- 26 części). Gęstość zagęszczenia (ciężar właściwy paliwa) γ=1,3-1,35 g/cm2, R uderzeń =30 kg·s/kg, K=100. Maksymalne ciśnienie w komorze spalania ustawiamy w granicach 8 kg/cm2. Szybkość spalania tego paliwa w funkcji ciśnienia w normalnej temperaturze otoczenia przedstawia wykres na ryc. 13.

Rozwiązanie. Przede wszystkim konieczne jest narysowanie obudowy silnika, czyli tulei o rozstawie 12 (Zhevelot), która umożliwia wizualne śledzenie postępu obliczeń (ryc. 14). Obudowa silnika (tuleja) ma gotową dyszę (otwór na tłok Zhevelo). Średnica otworu 5,5 mm, długość tulei 70 mm, średnica wewnętrzna 18,5 mm, średnica zewnętrzna 20,5 mm, długość dyszy 9 mm. Blok paliwowy silnika musi mieć wolną przestrzeń - podłużny kanał, dzięki któremu możliwe jest doprowadzenie obszaru spalania paliwa w silniku do maksymalnej wartości. Kształt kanału to ścięty stożek, którego dolna podstawa odpowiada wielkości otworu w tulei (5,5 mm), a podczas kalibracji może wynosić 6 mm. Średnica podstawy blatu - 4 mm. Górna podstawa jest nieco mniejsza ze względu na względy technologiczne i środki ostrożności podczas usuwania metalowego stożka z masy proszkowej. Aby określić długość stożka (prętu), wymagane są dane początkowe, które uzyskuje się w następującej kolejności.

Za pomocą wzoru (15) określa się możliwą maksymalną powierzchnię spalania:

Maksymalna powierzchnia spalania paliwa (rys. 15) powstaje w wyniku wypalania się paliwa przez kanał promieniowo do wewnętrznej ściany komory spalania (tulei) i do przodu na grubość stropu bloku paliwowego do jego pełnej długości h , tj.

Średnica wewnętrzna tulei wynosi 18,5 mm należy jednak pamiętać, że w procesie tłoczenia paliwa tuleja jest nieco odkształcona, jej średnica wzrasta do 19 mm (1,9 cm), wysokość podstawy zmniejsza się do 7 mm. Grubość łuku paliwowego znajduje się z wyrażenia:
gdzie r jest średnią grubością kopuły paliwowej (cm);
d 1 - średnica kanału przy dyszy (cm);
d 2 - średnica kanału na końcu (cm).

Długość kanału l \u003d h 1 -r \u003d 4,27-0,7 \u003d 3,57 cm Natychmiast umieścimy wynikowe wymiary na rysunku (ryc. 15). Długość pręta do prasowania: 3,57 + 0,7 \u003d 4,27 cm (0,7 cm - wysokość podstawy tulei).

Przejdźmy do określenia wysokości marszowej części sprawdzarki paliwa. Ta część wkładu paliwowego nie ma kanalika, tzn. jest wciśnięta na stałe. Jego celem jest uzyskanie odcinka marszowego, najlepiej ze stałym ciągiem, po osiągnięciu maksymalnej wartości ciągu. Wysokość marszowej części kontrolera musi być ściśle określona. Spalanie głównej części paliwa przebiega w silniku przy niewielkim ciśnieniu 0,07-0,02 kg/cm 2 . Na tej podstawie, zgodnie z wykresem na ryc. 13 określamy szybkość spalania głównej części paliwa: U = 0,9 cm / s.

Wysokość części marszowej h 2 dla czasu palenia t=1,58 sek. nadrobię.

1. Formuła Cielkowskiego

gdzie W to efektywna prędkość spalin, Q T to masa ładunku, q do \u003d Q 0 -Q T to sucha masa rakiety

2. Równanie trakcji

G
deG to ważone natężenie przepływu na sekundę.

Wyrażenie to określa teoretyczną wartość ciągu (obliczoną) nazywane jest również ciągiem idealnym.

W praktyce inżynierskiej obok bezpośredniego obliczania ciągu istnieje metoda obliczania

, gdzie R sp \u003d R / G - ciąg właściwy - główna charakterystyka energetyczna silnika rakietowego na paliwo stałe, W a - efektywna prędkość wypływu produktów spalania z dyszy. Lecz odkąd W praktyce eksperymentalne wyznaczenie ciągu właściwego silników rakietowych na paliwo stałe jest trudne ze względu na złożoność pomiaru natężenia przepływu n.s. specyficzny impuls.

Po pierwsze, całkowity impuls

Na
oddzielny (pojedynczy) impuls pilota to stosunek I  dla całkowitego czasu pracy do całkowitej masy paliwa.

F
formuła Cielkowskiego:

We jest efektywną prędkością wypływu;

Q T - masa paliwa;

Q 0 - masa startowa rakiety.

Temperatura spalania paliwa: 2500º K - BTT; 3300º K - STT.

Charakterystyka pilota:

 = Q do /Q t - współczynnik doskonałości wagowej;

 v \u003d W t / W k.s. – współczynnik wypełnienia objętościowego;

 eff \u003d Q podłoga / Q dv - współczynnik wydajności;

Q floor - masa ładunku podnoszonego przez ten silnik do określonej wysokości;

Q dv - masa silnika.

Główny wskaźnik jakości: określony ciąg.

Stosunek mocy do masy:
= 0.35 - 0.40.

3. Obliczenia termodynamiczne procesów w komorze. Główne cechy termodynamiczne paliw, procedura ich wyznaczania.

Wstępne dane:; skład paliwa ( ;;;); entalpia paliwa ( ).

(Ułamek masowy i-tego pierwiastka:
; gdzie - masa atomowa i-tego pierwiastka; - liczba atomów, M - masa molowa).

1) Masa molowa

2) Ciśnienie cząstkowe w przybliżeniu zerowym

3) Temperatura w COP w I przybliżeniu:

4) Stałe równowagi chemicznej

5) Entalpia

6) Standardowa entropia

7) Izobaryczna pojemność cieplna

8) Rozwiązujemy systemy i określamy

9) masa molowa produktów spalania; masa molowa komory:

10) entalpia PS;

11) Porównanie oraz ; wybór temperatury odbywa się do

12) Stała gazowa

13) gęstość PS;

14) Izobaryczna pojemność cieplna PS;

15) Izochoryczna pojemność cieplna (wzór Mayera):

16) Wykładnik adiabatyczny:

17) Prędkość dźwięku w komorze:

18) Specyficzny impuls ciśnienia (charakterystyczna prędkość ):

;
;

19) Skład PS:

20) Entalpia składników:

21) Entropia:

Główne właściwości termodynamiczne paliwa: skład paliwa ( ;;;);entropia.

(Evgrashin: masa cząsteczkowa; stała gazowa; indeks adiabatyczny; moc prochu).

5. Wyznaczanie parametrów gazodynamicznych przepływu w dyszy z wykorzystaniem funkcji gazodynamicznych.

Statyczne parametry przepływu są powiązane z parametrami hamowania pewnymi kompleksami powtarzalnymi w zależności od k i , które nazywamy kompleksami gazowo-dynamicznymi: (); (); (). (wzory można znaleźć w pytaniu #32)

, gdzie T * jest temperaturą komory.

,

,

();();() są głównymi funkcjami gazodynamicznymi. Ich zaletą jest to, że wygodnie jest rozwiązywać problemy odwrotne.

- połączenie funkcji gazodynamicznych.

P Przy niskich prędkościach główne funkcje dynamiki gazu są bliskie 1. Tj. statyczne parametry przepływu są prawie równe parametrom hamowania. Przy krańcowej prędkości gazu =max parametry statyczne stają się równe zero, co oznacza, że ​​główne funkcje dynamiczne gazu są równe zeru.

q), y() – funkcje wydatkowe.

jest bezwymiarową gęstością strumienia.

Maksymalna gęstość prądu będzie zawsze obserwowana w krytycznym.

Specyficzny impuls ciągu

silnik rakietowy, impuls właściwy silnika rakietowego, to stosunek ciągu silnika rakietowego do drugiego masowego natężenia przepływu płynu roboczego (pochodna impulsu ciągu względem masy zużytej w danym przedziale czasu). Wyrażone w N(·)s/kg ​​= m/s. W trybie projektowania silnika zbiega się z prędkością strumienia. Wskaźnik energetyczny sprawności silnika.

• - patrz Siła ciągnąca...

  Słownik rolniczy-podręcznik

• - 1) motywacja, pchanie, dążenie; motywujący rozum; 2) miarę ruchu mechanicznego; taka sama jak ilość ruchu; 3) impuls siły jest miarą działania siły w określonym czasie ...

  Początki współczesnej nauki przyrodniczej

• - urządzenie powodujące zatrzymanie pracy palnika głównego lub palników głównych i pilotowych w momencie wyjścia produktów spalania przez stabilizator ciągu do pomieszczenia...

  Słownik budowlany

• - odchylenie odrzutu silnika turboodrzutowego lub odrzutu generowanego podczas obrotu śmigła TVD z kierunku odpowiadającego trybowi lotu przelotowego, w celu stworzenia dodatkowego unoszenia, sterowania...

  Encyklopedia technologii

• - silnik rakietowy - patrz art. Specyficzny ciąg....

  Duży encyklopedyczny słownik politechniczny

• - linia prostopadła do płaszczyzny obrotu śmigła. Zbiega się z osią śmigła...

  Słownictwo morskie

• - drut i kabel służące do sterowania na odległość strzałkami, semaforami, tarczami ostrzegawczymi i blokadami napędu; te drążki owijają się wokół koła pasowego 1 dźwigni transferowej i koła pasowego 6 napędu sygnałowego...
• - różni się od siły pociągowej na haku tym, że ta ostatnia odnosi się do równomiernego ruchu pociągu, podczas gdy ta pierwsza może być. mierzone w obecności zarówno przyspieszenia, jak i opóźnienia ...

  Techniczny słownik kolejowy

• - urojona siła zewnętrzna Fi kilogramów przyłożona z szyn do kół napędowych lokomotywy i określona na podstawie warunku, że jej praca na jeden obrót kół napędowych jest równa pracy pary w cylindrach lokomotywy...

  Techniczny słownik kolejowy

• - rzeczywista siła trakcyjna przyłożona do wieńca kół napędowych lokomotywy i parowozu, określona z warunku, że jej praca na obrót kół napędowych jest równa całkowitej pracy pary wytworzonej w cylindrach ...

  Techniczny słownik kolejowy

• - dzielona główka w formie dwóch połówek, zakładana ekscentrycznie. Jedna z połówek jest przykręcona lub jest zintegrowana z mimośrodowym prętem...

  Techniczny słownik kolejowy

• - 1...

  Słownik telekomunikacyjny

• - urządzenie automatycznie ustalające siłę ciągu w palenisku i kominach kotła parowego w zależności od zmian obciążenia kotła...

  Słownictwo morskie

• - silnik rakietowy, wskaźnik sprawności silnika rakietowego; identyczny z określonym ciągiem...

  Wielka radziecka encyklopedia

• - Zobacz MĄŻ -...

  W I. Dal. Przysłowia narodu rosyjskiego

• - Zharg. szkoła Czółenko. Fizyka (temat. VMN 2003, 120...

  Duży słownik rosyjskich powiedzeń

„Właściwy impuls ciągu” w książkach

Od pragnienia do pijaństwa

Z książki Konspiracje uzdrowiciela syberyjskiego. Wydanie 37 autor Stiepanowa Natalia Iwanowna

Od pragnienia do odurzenia Bierze sznurki, którymi związali nogi zmarłego, i spuszcza je do wody. O północy mówi się o wodzie i podaje osobie pijącej. W leczeniu kobiety rytuał wykonywany jest w dni kobiet(środa, piątek, sobota); do leczenia człowieka pijącego - w dni męskie

Od głodu do alkoholu

Z książki Konspiracje uzdrowiciela syberyjskiego. Wydanie 31 autor Stiepanowa Natalia Iwanowna

Z łaknienia alkoholu Z listu: „Wyleczyłem mojego syna z pijaństwa według twojej księgi, a on nie pił od trzech lat. Kiedyś rozmawiając z nim powiedział mi, że kiedy jest w towarzystwie lub z kimś przy stole na urodzinach lub weselu, nie potrzebuje alkoholu do spirytusu, ale kiedy

Od głodu do narkotyków

autor Stiepanowa Natalia Iwanowna

Od głodu do narkotyku W dawnych czasach nie brakowało również miłośników picia na parze nasion konopi i maku. Suszyli niektóre rodzaje grzybów, mieszali je z lulek i stopniowo uzależniali się od narkotyków, takich narkomanów leczyli kąpielą, postem, modlitwą i ziołami.Babcia znała wiele

Od zachcianek po chmiel

Z księgi 7000 spisków syberyjskiego uzdrowiciela autor Stiepanowa Natalia Iwanowna

Od zachcianek do chmielu To bardzo silny spisek. Przeczytali ją ostatniego dnia ubywającego miesiąca. Musisz wyjść na zewnątrz i patrząc na gwiazdy powiedzieć: Niebo Boże, Tron Boży, a sługa Boży (imię) zawsze ma stół. Zejdźcie, gwiazdy, do jego kubka do picia, żeby się nie upił

Spisek od pragnienia do wina

Z książki Konspiracje uzdrowiciela syberyjskiego. Wydanie 34 autor Stiepanowa Natalia Iwanowna

Środek ciężkości

Z książki Universal Encyclopedic Reference autor Isaeva E. L.

Ciężar właściwy Kilogram-siła na metr sześcienny (9,80665 N/m3) Tona-siła na metr sześcienny (9,80665

Środek ciężkości

TSB

Specyficzny impuls

Z książki Wielka radziecka encyklopedia (UD) autora TSB

Środek ciężkości

Z książki Analizy. Pełne odniesienie autor Ingerleib Michaił Borysowicz

Ciężar właściwy Ciężar właściwy żółci w porcjach A i C wynosi zwykle 1008–1012, w porcji B -

Od uzależnienia do narkotyków

Z książki Wielka Ochronna Księga Zdrowia autor Stiepanowa Natalia Iwanowna

Z ochoty na narkotyki W dawnych czasach nie brakowało też miłośników picia nasion konopi i maku gotowanych na parze. Suszyli niektóre rodzaje grzybów, mieszali je z lulek i stopniowo uzależniali się od narkotyków, takich narkomanów leczyli kąpielą, postem, modlitwą i ziołami.Babcia znała wiele

Spisek od pragnienia do wina

Z księgi 1777 nowe spiski syberyjskiego uzdrowiciela autor Stiepanowa Natalia Iwanowna

Spisek z łaknienia wina Chodził Jezus Chrystus niosąc trzy świece, A jak te świece w piekle się nie palą, Tak więc sługa Boży (imię) Nie smuć się nad pijaństwem. Matko Boża, zabroń (takiego i takiego) sługo Przynieś mu do ust kielich chmielu, weź go do rąk, Pomóż mu nie myśleć o pijaństwie, nie smucić się. Jeden

4.2. Problem z przyczepnością

Z książki autora

4.2. Problem ciągu Istnieje wiele projektów dotyczących kolonizacji i terraformacji Marsa, o których popularyzatorzy i dziennikarze naukowi bardzo chętnie dyskutują. Dość często na ekranach telewizorów można zobaczyć filmy, w których prezentowane jest lądowanie wyprawy na Marsa

gumki

Z książki Poradnik łowiectwa podwodnego na wstrzymywanie oddechu przez Bardiego Marco

Gumki Gumki określają moc broni kuszowej i oczywiście dobre gumki są potrzebne do uzyskania dobrej mocy. Ale jak możesz stwierdzić, czy tak jest?Materiał używany do produkcji gumowych rurek jest wynikiem chemikaliów

Rozdział 19 PROBLEM RUCHU

Z książki Bitwa o gwiazdy-2. Kosmiczna konfrontacja (część II) autor Perwuszin Anton Iwanowicz

ROZDZIAŁ 19 PROBLEM RUCHU Długodystansowe ekspedycje międzyplanetarne a problem ciągu Powszechnie wiadomo, że dziś podstawą ekspansji ludzkości w kosmosie są nadal rakiety na paliwo płynne. Jednak dostępne i obiecujące rakiety na paliwo ciekłe, aby

Konstrukcja trakcji

Z książki Stwórz robota androidowego zrób to sam autor Lovin John

Konstrukcja łącznika Łącznik pomiędzy przednimi i tylnymi nogami jest wykonany z pręta gwintowanego 3 mm (patrz rys. 11.10). W oryginalnym projekcie długość pręta wynosi 132 mm od środka do środka. Pręt jest wkładany do otworów w przedniej i tylnej nodze robota i można go zabezpieczyć za pomocą

Ten artykuł dotyczy charakterystyk silników odrzutowych. Aby zapoznać się z pojęciem z materiałów wybuchowych, zobacz Impuls eksplozji.

Specyficzny impuls- wskaźnik sprawności silnika odrzutowego. Czasami używany jest synonim dla silników odrzutowych „specyficzny ciąg” (termin ma inne znaczenia), podczas gdy określony ciąg stosowany zwykle w balistyce wewnętrznej, natomiast specyficzny impuls- w balistyce zewnętrznej. Wymiarem impulsu właściwego jest wymiar prędkości, w układzie SI jest to metr na sekundę.

Encyklopedyczny YouTube

1 / 3

✪ RDM-60-5 nr 36 (NN-fruktoza-sorbitol-S-Fe2O3 61,4% -25% -8% -5% -0,6%)

✪ RDM-60-10 nr 54 (NN-Sorbitol-S-Fe2O3 64,35% -32% -3% -0,65%)

✪ RDM-60-10 nr 51 (NN-Sorbitol-S-Fe2O3 64,35% -32% -3% -0,65%)

Napisy na filmie obcojęzycznym

Definicje

Specyficzny impuls- charakterystyka silnika odrzutowego, równa stosunkowi wytwarzanego przez niego impulsu (pędu) do zużycia paliwa (najczęściej masy, ale może być również skorelowana np. z masą lub objętością paliwa). Im wyższy impuls właściwy, tym mniej paliwa musisz wydać, aby uzyskać określoną ilość ruchu. Teoretycznie impulsem właściwym jest Przepływ produkty spalania w rzeczywistości mogą się od niego różnić. Dlatego też określany jest również impuls specyficzny efektywna (lub równoważna) prędkość spalin produkty spalania.

Specyficzny ciąg- charakterystyka silnika odrzutowego, równa stosunkowi wytwarzanego ciągu do masowego zużycia paliwa. Jest mierzony w metrach na sekundę (m / s \u003d N s / kg \u003d kgf s / t. e. m.) i oznacza, w tym wymiarze, ile sekund ten silnik może wytworzyć ciąg 1 N, wydając 1 kg paliwa (lub ciąg 1 kgf, wydając 1 t. m. paliwa). Zgodnie z inną interpretacją, określony ciąg jest równy stosunkowi ciągu do waga zużycie paliwa; w tym przypadku jest mierzona w sekundach (s = N s / N = kgf s / kgf) - wartość tę można uznać za czas, w którym silnik może rozwinąć ciąg 1 kg c przy masie paliwa 1 kg ( tj. o wadze 1 kgf). Aby przeliczyć nacisk właściwy ciężaru na masę, należy go pomnożyć przez przyspieszenie swobodny spadek (przyjęty jako 9,80665 m/s²).

Wzór na przybliżone obliczenie impulsu właściwego (prędkości spalin) dla silników odrzutowych zasilanych chemikaliami wygląda następująco [ wyjaśniać (nie podano komentarza) ]

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

gdzie T k - temperatura gazu w komorze spalania (rozkładu); p k i p a - ciśnienie gazu odpowiednio w komorze spalania i na wylocie dyszy; M- masa cząsteczkowa gazu w komorze spalania; ty- współczynnik charakteryzujący właściwości termofizyczne gazu w komorze (najczęściej) ty≈ 15). Jak widać ze wzoru, w pierwszym przybliżeniu im wyższa temperatura gazu, tym niższa jest jego masa cząsteczkowa a im wyższy stosunek ciśnień w komorze RD do otaczającej przestrzeni, tym wyższy impuls właściwy.

Porównanie sprawności różnych typów silników

Impuls właściwy jest ważnym parametrem silnika charakteryzującym jego sprawność. Wartość ta nie jest bezpośrednio związana z efektywnością energetyczną paliwa i ciągu silnika, np. pędniki jonowe mają bardzo niski ciąg, ale ze względu na wysoki impuls właściwy są stosowane jako pędniki manewrowe w technice kosmicznej.

Typowy impuls właściwy dla różnych typów silników

Silnik	Specyficzny impuls
	SM	Z
Turbina gazowa, silnik odrzutowy [ ]	30 000(?)	3 000(?)