Impulsi specifik i një motori rakete. Impulsi specifik dhe efikasiteti i motorit

Përmbajtja e artikullit

RAKETË, një avion që lëviz për shkak të refuzimit të gazeve të nxehtë me shpejtësi të lartë të krijuar nga një motor reaktiv (raketë). Në shumicën e rasteve, energjia për të shtyrë një raketë vjen nga djegia e dy ose më shumë përbërësve kimikë (karburanti dhe oksiduesi, të cilët së bashku formojnë karburantin e raketës) ose nga dekompozimi i një kimikati të vetëm me energji të lartë. Shumica e raketave janë një nga dy llojet - shtytës i ngurtë ose i lëngshëm. Këto terma i referohen mënyrës se si ruhet shtytësi përpara se të digjet në dhomën e motorit të raketës. Raketa përbëhet nga një sistem shtytës (ndarje motori dhe karburanti), sisteme kontrolli dhe drejtimi, ngarkesë dhe disa sisteme ndihmëse.

TEORIA E LËVIZJES

Dy shembuj të njohur shpjegojnë parimin e lëvizjes së raketës. Kur gjuhet një armë, gazrat pluhur, duke u zgjeruar në tytë, e shtyjnë plumbin përpara dhe armën prapa. Plumbi fluturon drejt objektivit dhe gjuajtësi (ose karroca e armës) thith energjinë e zmbrapsjes për shkak të forcës së fërkimit me sipërfaqen e tokës. Nëse gjuajtësi do të bënte patinazh mbi akull, zmbrapsja do të bënte që gjuajtësi të rrokulliset prapa (dhe të ndalojë vetëm për shkak të fërkimit me ajrin dhe akullin).

Një shembull tjetër është një tullumbace e fryrë. Ndërsa vrima e topit është e mbyllur, presioni i brendshëm i ajrit balancohet nga forcat elastike të guaskës së topit. Nëse vrima hapet, ajri do të largohet nga topi dhe presioni i tij i pabalancuar në guaskë do ta shtyjë topin përpara. Vini re se topi vihet në lëvizje nga një forcë që vepron vetëm në zonën e vrimës. Të gjitha forcat e tjera që veprojnë në guaskë janë të balancuara dhe nuk ndikojnë në lëvizjen e topit, e cila është kaotike për shkak të ndryshimit të vazhdueshëm të formës së topit dhe fleksibilitetit të qafës së tij.

Një motor rakete funksionon në të njëjtën mënyrë, përveç se reagimet e djegies ose dekompozimit kimik sigurojnë një rrjedhë të qëndrueshme të gazrave të nxehtë që nxirren jashtë përmes një gryke. Ka metoda të tjera për të marrë një avion gazi reaktiv ( Shikoni më poshtë), por asnjëra prej tyre nuk është aq e përhapur sa ajo kimike.

Të gjithë shembujt e mësipërm të lëvizjes së një shigjete dhe një plumbi, një tullumbace të fryrë dhe një raketë përshkruhen nga ligji i tretë i lëvizjes i Njutonit, i cili thotë se çdo veprim ka një reagim të kundërt dhe të barabartë. Matematikisht, ky ligj shprehet si barazi e sasive të lëvizjes MV=mv. Është e rëndësishme të theksohet se ndryshimi total në momentin (momentum) në sistem është zero. Nëse dy masa M dhe m janë të barabarta, atëherë shpejtësitë e tyre V dhe v janë gjithashtu të barabarta. Nëse masa e njërit prej trupave ndërveprues është më e madhe se masa e tjetrit, atëherë shpejtësia e tij do të jetë përkatësisht më e vogël. Në shembullin e gjuajtësit, vrulli mv që i jepet plumbit është saktësisht i njëjtë me momentin MV, i raportuar qitësit, megjithatë, për shkak të masës së vogël të plumbit, shpejtësia e tij është shumë më e madhe se shpejtësia e qitësit. Në rastin e një rakete, nxjerrja e gazeve në një drejtim (veprim) bën që raketa të lëvizë në drejtim të kundërt (reaksion).

MOTORI RAKETE

Brenda një motori rakete që funksionon, zhvillohet një proces intensiv i djegies së shpejtë dhe të kontrolluar. Për të kryer një reaksion djegieje (lëshimi i energjisë gjatë reaksionit të dy kimikateve, si rezultat i të cilit formohen produkte me më pak energji latente), kërkohet një agjent oksidues (oksidues) dhe një agjent reduktues (karburant). Gjatë djegies, energjia lirohet në formën e nxehtësisë, d.m.th. lëvizja e brendshme e atomeve dhe molekulave si rezultat i rritjes së temperaturës.

Dizajn.

Një motor rakete përbëhet nga dy pjesë kryesore: një dhomë djegieje dhe një grykë. Dhoma duhet të ketë vëllim të mjaftueshëm për përzierjen, avullimin dhe djegien e plotë të përbërësve të karburantit. Vetë dhoma dhe sistemi i furnizimit me karburant duhet të projektohen në atë mënyrë që shpejtësia e gazit në dhomë të jetë nën shpejtësinë e zërit, përndryshe djegia do të jetë joefikase. Ashtu si në rastin e një tullumbaceje të fryrë, molekulat e gazit përplasen me muret e dhomës dhe dalin përmes një hapjeje të ngushtë (qafa e grykës). Kur rrjedha e gazit kufizohet në pjesën konvergjente të hundës, shpejtësia e tij rritet deri në shpejtësinë e zërit në fyt, dhe në pjesën e zgjeruar të hundës, rrjedha e gazit bëhet supersonike. Një hundë e këtij dizajni u propozua nga Carl de Laval, një inxhinier suedez që punonte në këtë fushë turbinat me avull, në vitet 1890.

Kontura e pjesës zgjeruese të hundës dhe shkalla e zgjerimit të saj (raporti i zonave në dalje dhe në qafë) zgjidhen në bazë të shpejtësisë së avionit të gazit dhe presionit mjedisi, kështu që presioni i gazrave të shkarkimit në muret e pjesës supersonike të grykës rrit forcën e shtytjes të krijuar nga presioni i gazrave në pjesën e përparme të dhomës së djegies. Meqenëse presioni i jashtëm (atmosferik) zvogëlohet me lartësinë dhe profili i grykës së ndezur mund të optimizohet vetëm për një lartësi, raporti i zgjerimit zgjidhet për të siguruar efikasitet të pranueshëm në të gjitha lartësitë. Motori për lartësi të ulëta duhet të ketë një grykë të shkurtër me një raport të vogël zgjerimi. Grykat janë zhvilluar për një shkallë të rregullueshme zgjerimi. Megjithatë, në praktikë ato janë shumë komplekse dhe të shtrenjta dhe për këtë arsye përdoren rrallë.

Shtytja dhe impulsi specifik.

shtytja e motorit Fështë e barabartë me produktin e presionit të krijuar nga gazrat e shkarkimit dhe sipërfaqen e seksionit të daljes së grykës, minus forcën e presionit të mjedisit në të njëjtën zonë. Efikasiteti i një motori matet nga impulsi i tij specifik Isp, i cili ka disa njësi të ndryshme. Njëra nga njësitë ndahet me shtytje me konsumin e dytë të plotë të karburantit ( w), d.m.th. I sp = F/w. Ka një tjetër shpejtësi efektive skadimit C pjesëtuar me nxitimin për shkak të gravitetit g, në këtë rast I sp = C/g. Impulsi specifik zakonisht shprehet në sekonda (në sistemin SI Isp e matur në LF s/kg ose m/s), me ç'rast vlera e tij është e barabartë me numrin e kilogramëve të shtytjes që përftohet nga djegia e një kilogrami karburant. Vlera Isp varet nga një sërë faktorësh, kryesisht nga energjia e çliruar gjatë djegies së karburantit dhe efikasiteti i përdorimit të kësaj energjie në motor (për shembull, një hundë e shkurtër konike në vakum do të jetë më pak efikase sesa një e gjatë dhe e formuar me kujdes ).

Masa fillestare relative dhe shpejtësia karakteristike e raketës.

Këto vlera janë karakteristikat kryesore të raketës si avion. Masa fillestare relative është raporti i masës fillestare të raketës W në masën e tij përfundimtare pas djegies së karburantit w. Vlera Isp varet nga përsosja strukturore e raketës dhe efikasiteti i motorit të saj; këto parametra përcaktojnë shpejtësinë përfundimtare që zhvillon raketa. Shpejtësia përfundimtare karakteristike e raketës përcaktohet nga formula Tsiolkovsky

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

ku VLg, VLd dhe VLt– Humbjet e shpejtësisë (të përcaktuara nga ekuacionet shtesë) të lidhura me gravitetin, tërheqjen atmosferike dhe shtytje më të ulët atmosferike.

Siç shihet nga kjo formulë, për të rritur shpejtësinë përfundimtare të raketës, është e nevojshme: 1) të rritet masa fillestare relative ( w/w) për shkak të thjeshtimit të dizajnit; 2) rritja e impulsit specifik përmes përdorimit të karburantit me energji më të lartë; 3) zvogëloni zvarritjen duke përmirësuar rrjedhën përreth dhe duke zvogëluar madhësinë e raketës. Megjithatë, për shkak të faktit se detyra e fluturimit të një rakete (veçanërisht ajo hapësinore) ndryshon nga fluturimi në fluturim, dhe kushtet e jashtme ndryshojnë vazhdimisht gjatë fluturimit, duhet të bëhen kompromise gjatë projektimit të një rakete.

Gjeometria e ngarkesës mund të jetë neutrale, progresive ose regresive në varësi të mënyrës se si duhet të ndryshohet shtytja e motorit. Ngarkesa e gjeometrisë neutrale është një shufër cilindrike e derdhur e ngurtë që digjet nga një skaj (ngarkesa fundore e djegies). Veshjet speciale mbrojtëse parandalojnë djegien e karburantit nga skajet. Një ngarkesë me gjeometri progresive zakonisht derdhet si tub; djegia bëhet në brendësi (ngarkesa e djegies së kanalit). Meqenëse një ngarkesë e tillë digjet, sipërfaqja e djegies dhe, në përputhje me rrethanat, shtytja rritet. Duke i dhënë kanalit një formë të ngjashme me yllin, është e mundur të sigurohet që shkalla e djegies dhe shtytja të ulen me kalimin e kohës; kanali konik lejon rregullimin e qetë të shtytjes.

Duke i dhënë ngarkesës një formë të veçantë ose duke kombinuar disa forma të thjeshta, mund të merret ligji i dëshiruar i ndryshimit të shtytjes së raketës gjatë fluturimit. Për një predhë ajër-ajër, për shembull, një ngarkesë e gjeometrisë progresive mund të përdoret për të marrë përshpejtimet e larta të nevojshme për të kapur objektivin. Në mjetet e lëshimit në hapësirë, nga ana tjetër, një kombinim i gjeometrive të ngarkesës progresive dhe regresive është më i dobishëm për të marrë më shumë shtytje në nisje kur raketa ka peshë maksimale dhe rezistencë të madhe atmosferike, dhe më pak shtytje në shtresat e sipërme të atmosferës, kur masa e raketës është e vogël dhe nxitimet janë të mëdha.

Teknologjia e përbërjes dhe prodhimit.

Përzierja e lëndës djegëse të ngurtë që përdoret më së shpeshti në Shtetet e Bashkuara është perklorati i amonit si agjent oksidues dhe pluhuri i aluminit si lëndë djegëse me një lidhës polimer, gome nitrili (emërtimi rus SKN - gome sintetike nitrile). Pluhur oksid hekuri shtohet për të kontrolluar shkallën e djegies. Përzierjet e këtyre komponentëve në përmasa të ndryshme përdoren për mjete lëshimi në hapësirë, raketa balistike dhe taktike. Këto lëndë djegëse kanë një impuls specifik nga 280 deri në 300 s në varësi të përbërjes së përzierjes. Produktet e djegies së motorëve të tillë shtytës të ngurtë përmbajnë klorur hidrogjeni dhe grimca të oksidit të aluminit.

Karburanti i përshkruar më sipër përftohet duke bluar përbërësit individualë në një pluhur të imët dhe më pas duke i përzier me një SKN elastik në mikserë specialë të ngjashëm në dizajn me miksera industriale konvencionale. Pasi përzierja të jetë përzier mjaftueshëm, ajo derdhet në kutinë e motorit. Një kallëp i veçantë futet në motor për të marrë konfigurimin e dëshiruar të ngarkesës (ky proces i ngjan përgatitjes së një keku me biskota). Ngarkesa më pas polimerizohet në një temperaturë të kontrolluar me kujdes. Pas përfundimit të procesit të polimerizimit, futja hiqet dhe një hundë, një pajisje ndezëse dhe elementë të tjerë të nevojshëm për të nisur motorin dhe fluturimin e raketës janë ngjitur në trup.

Prodhimi edhe i motorit më të thjeshtë shtytës të ngurtë është shumë i rrezikshëm dhe kërkon kontroll të kujdesshëm, në veçanti, mbrojtje kundër elektricitetit statik, përdorimin e materialeve që nuk ndezin dhe ventilim të mirë të tymit dhe pluhurit për të garantuar sigurinë e punëtorëve. Dhomat e prodhimit të motorëve të raketave me lëndë djegëse të ngurta zakonisht ndahen me mure të trasha dhe kanë çati të dobët, kështu që vala e shpërthimit në rast aksidenti rritet dhe nuk shkakton shumë dëme.

Trupi i një motori shtytës të ngurtë zakonisht bëhet me saldim nga lidhje metalike me cilësi të lartë ose materiale të përbëra plagë rreth një mandreli që përsërit konturet e jashtme të ngarkesës së karburantit. Trupi duhet të jetë me forcë shumë të lartë për të përballuar presionin e djegies së brendshme, veçanërisht në fund të fluturimit. Kur trupi është gati, ai pastrohet dhe izolohet për të parandaluar djegien. Për kontakt më të mirë midis izolimit dhe ngarkesës, shpesh përdoret një lidhës.

Një nga hapat e fundit në prodhimin e një motori me karburant të ngurtë është kontrollimi i tij për defekte dhe përfshirje të huaja. Çarjet në ngarkesë shërbejnë si sipërfaqe djegëse shtesë, të cilat mund të çojnë në një rritje të shtytjes dhe një ndryshim në rrugën e fluturimit. Në rastin më të keq, presioni në dhomën e djegies mund të bëhet aq i madh sa motori do të shembet. Procesi i pajisjes së motorit përfundon duke instaluar një ndezës fillestar në pjesën e poshtme të tij të përparme dhe një hundë në pjesën e pasme. Ndezësi është zakonisht një motor i vogël rakete që përmban një shtytës me djegie të shpejtë që nxjerr një shtëllungë flakë dhe ndez ngarkesën e shtytësit.

Disa aplikime ushtarake kërkojnë përshpejtime të tilla që motorët me bazë SKN nuk mund t'i ofrojnë; pastaj përdoren lëndë djegëse të përziera të metalizuara me bazë nitroglicerinë ose lëndë të tjera shpërthyese të fuqishme. Në këto raste, në motor zhvillohet një proces shpërthyes i kontrolluar. Për të kontrolluar procesin e shpërthimit, shtohen ngadalësues të veçantë të reaksionit kimik. Nevoja të tjera ushtarake kërkonin zhvillimin e raketave taktike pa tym, në mënyrë që të mos ishte e mundur të gjurmohej se nga ishte lëshuar raketa.

Testet.

Motorët e raketave me lëndë djegëse të ngurta testohen zakonisht në stendat e qitjes, ku motori është i fiksuar në një pozicion horizontal ose vertikal dhe kontrollohet funksionimi i të gjitha sistemeve të tij. Gjatë funksionimit të motorit, sensorët e instaluar në të matin shtytjen, presionin dhe temperaturën e produkteve të djegies, ngarkesat e trupit, etj. Gjatë testeve të zjarrit, kontrollohen të gjitha mënyrat e mundshme të funksionimit, përfshirë ato jashtë projektimit, të cilat nuk duhet të jenë gjatë fluturimit normal.

Avantazhet dhe disavantazhet.

Motorët me lëndë djegëse të ngurta përdoren kur thjeshtësia, lehtësia e mirëmbajtjes, ndezja e shpejtë dhe fuqia e lartë në një vëllim të vogël janë kërkesat kryesore. Raketat e para balistike amerikane përdorën karburant të lëngshëm, por që nga vitet 1960 ka pasur një kalim në lëndë djegëse të ngurtë, e cila u shoqërua me një përmirësim në teknologjinë e prodhimit të saj. Motorët e raketave me lëndë djegëse të ngurta janë përdorur gjithmonë në koka të vogla dhe raketa, pajisje nxjerrjeje në avionë reaktivë dhe për ndarjen e fazave të raketave.

Disavantazhi kryesor i motorëve shtytës të ngurtë është pamundësia praktike e kontrollit të shtytjes gjatë fluturimit, si dhe vështirësia e fikjes së motorit. Në disa motorë raketash me lëndë djegëse të ngurta, shtytja ndërpritet duke hapur vrima në pjesën e përparme të motorit. Kur hapen vrimat (zakonisht kjo ndodh me ndihmën e skutave speciale), presioni brenda motorit bie dhe intensiteti i djegies zvogëlohet në përputhje me rrethanat. Për më tepër, ndodh një shtytje e kundërt, e kundërt me shtytjen normale të hundës kryesore, dhe nxitimi i raketës ndalon. Meqenëse shtytja e një motori rakete me shtytje të ngurtë përcaktohet nga gjeometria dhe përbërja kimike e ngarkesës, ndryshimi i parametrave të motorit për të marrë një varësi të ndryshme nga koha e shtytjes mund të kërkojë një cikël të plotë testimi të një motori të ri.

FAZAT E RAKETËS SË LËNGËS

Raketat më efikase funksionojnë me shtytës të lëngshëm, sepse energjia kimike e përbërësve të lëngshëm është më e madhe se ajo e atyre të ngurta dhe produktet e djegies së tyre kanë një peshë molekulare më të ulët.

Lëndët djegëse kriogjenike dhe vetëndezëse.

Lëndët djegëse të lëngëta me vlerë të lartë kalorifike përfshijnë disa substanca kriogjenike - gazra që kthehen në lëng në temperatura shumë të ulëta, si oksigjeni i lëngshëm (në temperatura nën -183 ° C) dhe hidrogjeni i lëngshëm (nën -253 ° C). Nga ana tjetër, përdorimi i përbërësve kriogjenë ka një sërë disavantazhesh, të cilat përfshijnë nevojën për të mirëmbajtur instalime të mëdha industriale për gazrat e lëngshëm, një kohë të gjatë të karburantit të raketës (disa orë) dhe nevojën për izolim termik të rezervuarëve të karburantit. Prandaj, raketat e para balistike ndërkontinentale të Amerikës me lëndë djegëse krio, Atlas dhe Titan I, ishin të prekshme ndaj një sulmi të befasishëm me vetëm disa minuta për t'u kundërpërgjigjur.

Motorët e raketave me lëndë djegëse të lëngshme (LRE), duke përdorur lëndë djegëse të lëngshme vetëndezëse që mund të ruhen në temperatura normale për periudha të gjata kohore dhe të ndizen kur komponentët vijnë në kontakt me njëri-tjetrin, u zhvilluan në vitet 1950 për të përmbushur nevojat e ushtrisë. për të thjeshtuar funksionimin dhe për të reduktuar kohën e përgatitjes.për të lëshuar raketa balistike. Në motorë të tillë, tetroksidi i azotit (N 2 O 4) u përdor si një oksidues, dhe hidrazina (N 2 H 4) ose dimetilhidrazina josimetrike (NH 2 - N 2) u përdor si lëndë djegëse - një kombinim që jep një impuls specifik të rreth 340 s. Përbërësit e një karburanti vetëndezur janë jashtëzakonisht toksikë dhe mjaft gërryes, ndaj kërkojnë kujdes ekstrem në trajtimin dhe zëvendësimin periodik të elementeve strukturorë që i përmbajnë ose janë në kontakt me to. Dhe megjithëse raketat balistike me lëndë djegëse të lëngshme me lëndë djegëse vetëndezëse u zëvendësuan më pas nga lëndë djegëse të ngurta, kjo lëndë djegëse është ende e domosdoshme në motorët orientues dhe korrigjues.

Motorë raketash me dy komponentë.

Në LRE-të e përshkruara më sipër, karburanti dhe oksiduesi ruhen në rezervuarë të veçantë dhe, me zhvendosje ose me pompa, futen në dhomën e djegies, ku ndizen dhe digjen, duke krijuar një rrymë gazi me shpejtësi të lartë. Oksigjeni i lëngshëm përdoret shpesh si agjent oksidues, për shkak të lehtësisë së marrjes së tij nga ajri atmosferik. Edhe pse në krahasim me shumë të tjera kimikatet Oksigjeni i lëngshëm është relativisht i sigurt dhe për ruajtjen e tij duhet të përdoren vetëm kontejnerë shumë të pastër, sepse oksigjeni reagon kimikisht edhe me njollat ​​e yndyrës që mbeten nga gjurmët e gishtërinjve, të cilat mund të çojnë në zjarr.

Hidrokarburet e rënda ose hidrogjeni i lëngshëm përdoren më shpesh si lëndë djegëse në një çift me oksigjen. Nxehtësia e djegies së një karburanti hidrokarbur për njësi vëllimi, si vajguri i rafinuar ose alkooli, është më i lartë se ai i hidrogjenit. Karburanti hidrokarbur digjet me një flakë të ndritshme portokalli. Produktet kryesore të djegies së përzierjes oksigjen/hidrokarbon janë dioksidi i karbonit dhe avujt e ujit. Impulsi specifik i karburantit të tillë mund të arrijë 350 s.

Hidrogjeni i lëngshëm kërkon ftohje më të thellë se oksigjeni i lëngshëm, por nxehtësia e tij e djegies për njësi masë është më e lartë se ajo e karburanteve hidrokarbure. Hidrogjeni digjet me një flakë blu pothuajse të padukshme. Produkti kryesor i djegies së një përzierjeje oksigjen-hidrogjen është avulli i ujit i mbinxehur. Impulsi specifik i motorëve që përdorin këtë lëndë djegëse mund të arrijë nga 450 në 480 s, në varësi të modelit të motorit. (Motorët që përdorin hidrogjen të lëngshëm zakonisht funksionojnë në modalitetin e karburantit të tepërt, gjë që redukton konsumin e masës së karburantit dhe përmirëson ekonominë.)

Me kalimin e viteve, janë testuar shumë kombinime të tjera të karburantit dhe oksiduesit, por shumica e tyre duhej të braktiseshin për shkak të toksicitetit të tyre. Për shembull, fluori është një agjent oksidues më efektiv se oksigjeni, por është jashtëzakonisht toksik dhe agresiv si në gjendjen e tij origjinale ashtu edhe në produktet e djegies. Përzierje të ndryshme të acidit nitrik me oksidet e azotit janë përdorur më parë si një agjent oksidues, por avantazhet e tyre janë tejkaluar nga rreziqet e ruajtjes dhe funksionimit të motorëve dhe raketave të tilla.

Nuk është gjithmonë e lehtë të bësh një zgjedhje midis karburantit hidrokarbur dhe hidrogjenit të lëngshëm. Zakonisht, për fazat e para të raketave, hidrokarburi i lëngshëm (ose i ngurtë i përzier) përdoret për të kaluar nëpër shtresat e dendura të atmosferës në minutat e para të fluturimit. Natyrisht, hidrogjeni i lëngshëm është një lëndë djegëse shumë efikase, por për shkak të densitetit të ulët, faza e parë do të kërkonte depozita të mëdha karburanti, të cilat do të rrisnin peshën e strukturës dhe tërheqjen e raketës. Në lartësi të mëdha dhe në hapësirë, motorët me hidrogjen përdoren më shpesh, ku avantazhet e tyre manifestohen plotësisht.

Motorë raketash me tre komponentë.

Që nga fillimi i viteve 1970, koncepti i motorëve me tre komponentë është studiuar në Rusi dhe Shtetet e Bashkuara, të cilët do të kombinonin avantazhet e vëllimit minimal dhe peshës minimale në një motor. Në fillim, një motor i tillë do të funksiononte me oksigjen dhe vajguri, dhe në lartësi të mëdha do të kalonte në përdorimin e oksigjenit të lëngshëm dhe hidrogjenit. Një qasje e tillë ndoshta do të bënte të mundur krijimin e një rakete me një fazë, por dizajni i motorit është shumë më i ndërlikuar.

Motorë raketash me një përbërës.

Motorë të tillë përdorin një lëndë djegëse të lëngshme me një përbërës, e cila, kur ndërvepron me një katalizator, dekompozohet për të formuar gaz të nxehtë. Megjithëse motorët e raketave me një përbërës zhvillojnë një impuls të vogël specifik (në rangun nga 150 në 255 s) dhe janë shumë inferiorë në efikasitet ndaj atyre me dy përbërës, avantazhi i tyre është thjeshtësia e dizajnit. Karburanti, si hidrazina ose peroksidi i hidrogjenit, ruhet në një enë të vetme. Nën veprimin e presionit zhvendosës, lëngu hyn në dhomën e djegies përmes valvulës, në të cilën një katalizator, për shembull, oksidi i hekurit, shkakton dekompozimin e tij (hidrazina në amoniak dhe hidrogjen, dhe peroksidi i hidrogjenit në avull uji dhe oksigjen). Motorët e raketave me një përbërës të lëngshëm me shtytje të lëngshme zakonisht përdoren si motorë me shtytje të ulët (nganjëherë shtytja e tyre është vetëm disa njuton) në sistemet e kontrollit të qëndrimit dhe stabilizimit për anijet kozmike dhe raketat taktike, për të cilat thjeshtësia dhe besueshmëria e dizajnit dhe pesha e ulët janë duke përcaktuar kriteret. Një shembull i mrekullueshëm mund të jepet për përdorimin e një shtytës hidrazine në bordin e satelitit të parë të komunikimit amerikan, TDRS-1; ky motor funksionoi për disa javë për ta futur satelitin në orbitë gjeostacionare pasi përforcuesi pati një aksident dhe sateliti përfundoi në një orbitë shumë më të ulët.

Motori më i thjeshtë me një komponent mundësohet nga një cilindër gazi i ftohtë i ngjeshur (si azoti) i lëshuar përmes një valvule. Motorë të tillë reaktivë përdoren kur efektet termike dhe kimike të avionit të gazit të shkarkimit ose produkteve të djegies janë të papranueshme dhe ku kërkesa kryesore është thjeshtësia e projektimit. Këto kërkesa plotësohen, për shembull, nga pajisjet individuale të manovrimit të kozmonautëve (UMD) të vendosura në një çantë çante pas shpine dhe të dizajnuara për të lëvizur kur punojnë jashtë. anije kozmike. UMK funksionon nga dy cilindra me azot të ngjeshur, i cili furnizohet përmes valvulave solenoid në sistemin e shtytjes, i përbërë nga 16 motorë.

Sistemi i shtytjes.

Fuqia e lartë, kontrollueshmëria dhe impulsi i lartë specifik i motorëve të raketave shtytëse të lëngshme vijnë me koston e kompleksitetit të projektimit. Sistemet speciale duhet të sigurojnë furnizimin me karburant dhe oksidues në sasi të përcaktuara rreptësisht nga rezervuarët e karburantit në dhomën e djegies. Furnizimi i përbërësve të karburantit kryhet duke përdorur pompa ose duke i zhvendosur ato me presion gazi. Sistemet e zhvendosjes, të përdorura zakonisht në sistemet e vogla shtytëse, furnizojnë karburantin duke shtypur rezervuarët; presioni në rezervuar duhet të jetë më i madh se në dhomën e djegies.

Sistemi i pompimit përdor pompa mekanike për të dhënë karburant, megjithëse përdoret gjithashtu një presion i caktuar i rezervuarëve (për të parandaluar kavitacionin e pompave). Njësitë më të përdorura të turbopompës (TPU), dhe turbina mundësohet nga gazi nga sistemi i vet i shtytjes. Ndonjëherë një gaz përdoret për të fuqizuar turbinën, që rezulton nga avullimi i oksigjenit të lëngshëm ndërsa kalon nëpër qarkun e ftohjes së motorit. Në raste të tjera, përdoret një gjenerator i veçantë gazi, i cili djeg një sasi të vogël të karburantit kryesor ose një karburant të veçantë me një përbërës.

Motori shtytës Shuttle me një sistem furnizimi me karburant të pompuar është një nga motorët më të avancuar që është hedhur ndonjëherë në hapësirë. Secili motor ka dy HP - përforcues (me presion të ulët) dhe kryesor (me presion të lartë). Karburanti dhe oksiduesi kanë të njëjtat sisteme furnizimi. Përforcuesi HP, i drejtuar nga gazi në zgjerim, rrit presionin e lëngut të punës përpara se të hyjë në HP kryesore, në të cilin presioni rritet edhe më shumë. Pjesa më e madhe e oksigjenit të lëngshëm kalon nëpër rrugën e ftohjes së dhomës së djegies dhe grykat (dhe në disa modele, HPAs) përpara se të hyjë në dhomën e djegies. Një pjesë e oksigjenit të lëngshëm furnizohet me gjeneratorët e gazit të HP-së kryesore, ku ai reagon me hidrogjenin; kjo prodhon avull të pasur me hidrogjen, i cili, duke u zgjeruar në turbinë, drejton pompat dhe më pas futet në dhomën e djegies, ku digjet me pjesën tjetër të oksigjenit. Edhe pse sasi të vogla të oksigjenit dhe hidrogjenit konsumohen për të nxitur HP-të përforcuese dhe për të bërë presion në rezervuarët e oksigjenit dhe hidrogjenit, ato gjithashtu përfundimisht kalojnë nëpër dhomën kryesore të djegies dhe kontribuojnë në krijimin e shtytjes. Ky proces siguron një efikasitet total të motorit deri në 98%.

Prodhimi.

Prodhimi i motorëve të raketave është më kompleks dhe kërkon saktësi më të madhe se prodhimi i motorëve të ngurtë shtytës, pasi ato përmbajnë pjesë që rrotullohen me shpejtësi të lartë (deri në 38,000 rpm në THA kryesore të motorit shtytës Shuttle). Pasaktësia më e vogël në prodhimin e pjesëve rrotulluese mund të çojë në dridhje dhe shkatërrim.

Edhe kur tehet, rrotat dhe boshtet e turbinave dhe pompave të motorit janë të balancuara siç duhet, mund të ndodhin probleme të tjera. Përvoja në funksionimin e motorit oksigjen-hidrogjen J-2 të përdorur në fazën e dytë dhe të tretë të raketës Saturn-5 tregoi se paqëndrueshmëria me frekuencë të lartë ndodh shpesh në motorë të tillë. Edhe nëse motori është i balancuar siç duhet, ndërveprimi i HP me procesin e djegies mund të shkaktojë dridhje në një frekuencë të afërt me atë të pompës së hidrogjenit. Dridhjet e motorit ndodhin në drejtime të caktuara, jo rastësisht. Me një paqëndrueshmëri të tillë, niveli i dridhjeve mund të bëhet aq i lartë sa është e nevojshme të fikni motorin për të shmangur dëmtimin e tij. Dhomat e djegies janë zakonisht një strukturë metalike e salduar ose e stampuar me mure të hollë me një rrugë ftohjeje dhe një kokë përzierëse për furnizimin me karburant.

Testet.

Një fazë e nevojshme në zhvillimin e një motori rakete me lëndë djegëse të lëngshme dhe njësive të tij është testimi i tyre në stendat hidraulike dhe të qitjes. Gjatë provave të zjarrit, motori operohet me presione dhe shpejtësi të rrotullimit të HP, të cilat tejkalojnë vlerat normale të funksionimit, në mënyrë që të lejohen kufizojnë ngarkesat mbi njësitë individuale dhe strukturën në tërësi. Modelet e fluturimit të motorëve duhet të kalojnë testet e pranimit, të cilat përfshijnë teste zjarri afatshkurtër dhe selektive që simulojnë fazat kryesore të fluturimit. Koha totale e testimit dhe funksionimit të motorit në fluturim nuk duhet të kalojë burimin e tij total.

Mbyllja, rinisja dhe kontrolli i tërheqjes.

Avantazhi kryesor i LRE është aftësia për të fikur, rifilluar dhe kontrolluar shtytjen. Motori shtytës Shuttle, për shembull, mund të funksionojë në mënyrë të qëndrueshme në rangun nga 65 në 104% të shtytjes së vlerësuar. Ekuipazhi i modulit hënor të anijes kozmike Apollo, duke manovruar gjatë uljes, mund të rregullonte shtytjen e motorëve deri në 10% të vlerës nominale. Përkundrazi, shtytja e motorëve që siguronin nisjen e modulit nga Hëna nuk ishte e rregulluar, gjë që bëri të mundur rritjen e efikasitetit dhe besueshmërisë së tyre.

Mundësia e rinisjes së një LRE në hapësirë ​​është një problem, pasi karburanti, si çdo objekt në gravitet zero, ndodhet rastësisht brenda rezervuarëve dhe nuk do të hyjë në sistemin e fuqisë së motorit në mungesë të përshpejtimit. Mënyra më e lehtë për të zgjidhur problemin është përdorimi i motorëve specialë me shtytje të ulët, të cilët krijojnë një përshpejtim të vogël, të mjaftueshëm që karburanti të fillojë të rrjedhë në tubacione. Nisja e këtyre motorëve sigurohet ose nga thasë të vegjël elastikë të karburantit të lidhur me tubacionet, ose me anë të rrjetave speciale, në të cilat, për shkak të forcave tensioni sipërfaqësor ruhet mjaftueshëm karburant për të ndezur motorin. Rezervuarët elastikë të karburantit dhe pajisjet e grumbullimit të lëngjeve përdoren gjithashtu për lëshimin e drejtpërdrejtë të motorëve të raketave hapësinore.

SISTEMET E KONTROLLIT DHE UDHËZIMIT

E rëndësishme pjesë integrale raketat janë sisteme kontrolli dhe drejtimi. Sistemi i drejtimit përcakton pozicionin dhe kursin e raketës dhe i siguron sistemit të kontrollit të dhënat e nevojshme për të kontrolluar fluturimin e saj. Fluturimi i raketës kontrollohet nga motorë të vegjël drejtues ose duke ndryshuar drejtimin e vektorit të shtytjes së motorit kryesor.

Në motorët e mëdhenj të raketave me lëndë djegëse të ngurta, lidhja trup-grykë mund të bëhet nga shumë shtresa të holla çeliku dhe gome rezistente ndaj nxehtësisë, gjë që lejon që hunda të rrotullohet disa gradë në çdo drejtim. Me ndihmën e një ose dy aktivizuesve hidraulikë, hunda devijohet, duke ndryshuar drejtimin e vektorit të shtytjes. Disqet përdorin energjinë e një njësie të vogël turbopompe, që funksionon në produktet e dekompozimit të hidrazinës. Në disa motorë raketash me karburant të ngurtë, gazi i nxehtë (nga një motor i vogël ndihmës) furnizohet përmes disa valvulave të vendosura në një rreth në pjesën e zgjeruar të hundës. Kur një ose më shumë valvola mbyllen, drejtimi i avionit kryesor dhe, në përputhje me rrethanat, vektori i shtytjes ndryshojnë. LRE është instaluar në kunjat e rrotullimit ose në pezullimin e gjilpërave, i cili ju lejon të rrotulloni të gjithë motorin.

REFERENCA E HISTORISË

Antikiteti dhe Mesjeta.

Megjithëse teknologjia e raketave është zhvilluar në lidhje me nevojat moderne ushtarake dhe kërkimin hapësinor, historia e raketave i ka rrënjët në Greqinë e lashtë. Në motorin me avull të quajtur pas tij, Heron demonstroi parimin e shtytjes së avullit. Një enë e vogël metalike në formë zogu dhe e mbushur me ujë ishte varur mbi zjarr. Kur uji vloi, një rrymë avulli u hodh nga bishti i zogut, duke e shtyrë enën përpara. Kjo pajisje nuk gjeti aplikim praktik, dhe vetë parimi u harrua më pas.

Në Kinë rreth vitit 960 pas Krishtit. pluhuri i zi u përdor për herë të parë - një përzierje e kripës (oksidues) dhe qymyrit me squfur (karburant) - për hedhjen e predhave, dhe në shekullin XI. u arrit një rreze hedhjeje e predhave të tilla prej rreth 300 m. Këto “raketë” ishin tuba bambuje të mbushura me barut dhe nuk ndryshonin në saktësinë e veçantë të fluturimit. Qëllimi i tyre kryesor në betejë ishte të shkaktonin panik te njerëzit dhe kuajt. Në shekullin e 13-të Së bashku me pushtuesit mongolë, raketat erdhën në Evropë, dhe në 1248 filozofi dhe natyralisti anglez Roger Bacon botoi një vepër mbi aplikimin e tyre. Periudha e përdorimit të raketave të tilla të padrejtuara për qëllime ushtarake ishte e shkurtër, pasi ato shpejt u zëvendësuan nga artileri.

Tsiolkovsky, Oberth dhe Goddard.

Teknologjia moderne e raketave ia detyron zhvillimin e saj kryesisht punës dhe kërkimit të tre shkencëtarëve të shquar: Konstantin Tsiolkovsky (1857–1935) nga Rusia, Herman Oberth (1894–1989) nga Rumania dhe Robert Goddard (1882–1945) nga Shtetet e Bashkuara. Megjithëse këta besimtarë punonin të pavarur nga njëri-tjetri dhe idetë e tyre shpesh shpërfilleshin në atë kohë, ata hodhën themelet teorike dhe praktike të teknologjisë raketore dhe astronautikës. Puna e tyre ka frymëzuar breza ëndërrimtarësh dhe më e rëndësishmja, disa entuziastë që i kanë dhënë jetë punës së tyre. Shiko gjithashtu GODDARD, ROBERT HUCHINGS; OBERT, HERMANN; TSIOLKOVSKY, KONSTANTIN EDUARDOVICH.

Tsiolkovsky, një mësues shkolle, shkroi për herë të parë për raketat e lëngëta dhe satelitët artificialë në 1883 dhe 1885. Në veprën e tij Hulumtimi i hapësirave botërore me pajisje jet(1903) ai përshkroi parimet e fluturimit ndërplanetar. Tsiolkovsky argumentoi se karburanti më efikas për raketat do të ishte një kombinim i oksigjenit të lëngshëm dhe hidrogjenit (edhe pse edhe sasitë laboratorike të këtyre substancave ishin shumë të shtrenjta në atë kohë), dhe sugjeroi përdorimin e një grupi motorësh të vegjël në vend të një të vetëm të madh. Ai sugjeroi gjithashtu përdorimin e raketave me shumë faza në vend të një të vetme të madhe për të lehtësuar udhëtimin ndërplanetar. Tsiolkovsky zhvilloi idetë bazë për sistemet e mbështetjes së jetës së ekuipazhit dhe disa aspekte të tjera të udhëtimit në hapësirë.

Në librat e mi Raketë në hapësirën ndërplanetare (Die Rakete zu den Planetenraumen,1923) dhe Mënyrat e zbatimit të fluturimeve në hapësirë (Wege zur Raumschiffahrt, 1929) G.Obert përshkroi parimet e fluturimit ndërplanetar dhe kreu llogaritjet paraprake të masës dhe energjisë së nevojshme për fluturimet në planet. E tij pikë e fortë kishte një teori matematikore, por në praktikë ai nuk përparoi më tej se testet në stol të motorëve të raketave.

Hendeku midis teorisë dhe praktikës u plotësua nga R. Goddard. Si i ri, ai ishte i magjepsur nga ideja e fluturimit ndërplanetar. Hulumtimi i tij i parë ishte në fushën e raketave me karburant të ngurtë, në të cilën ai mori patentën e tij të parë në 1914. Nga fundi i Luftës së Parë Botërore, Goddard kishte bërë përparime të mëdha në raketat e lëshuara nga fuçi, të cilat nuk u përdorën nga ushtria amerikane për shkak të për ardhjen e botës; gjatë Luftës së Dytë Botërore, megjithatë, zhvillimet e tij çuan në krijimin e bazukës legjendare, raketës së parë efektive antitank. Instituti Smithsonian i dha Goddardit një grant kërkimor në 1917, i cili rezultoi në monografinë e tij klasike Mënyra e arritjes së lartësive ekstreme (Një metodë për të arritur lartësitë ekstreme, 1919). Goddard filloi punën në një motor rakete me lëndë djegëse të lëngshme në vitin 1923, dhe një prototip pune u ndërtua në fund të vitit 1925. Më 16 mars 1926, ai lëshoi ​​raketën e parë me lëndë djegëse të lëngshme, të ushqyer nga benzinë ​​dhe oksigjen të lëngshëm, në Auburn, Massachusetts. Gjatë Luftës së Dytë Botërore, Goddard punoi në përforcues për aviacionin detar.

Puna e Tsiolkovsky, Oberth dhe Goddard u vazhdua nga grupe entuziastësh të raketave në SHBA, BRSS, Gjermani dhe Britani të Madhe. NË BRSS punë kërkimore u kryen nga Grupi i Studimit të Propulsionit Jet (Moskë) dhe Laboratori i Dinamikës së Gazit (Leningrad). Anëtarët e Shoqërisë Ndërplanetare Britanike BIS, të kufizuar në testimin e tyre nga ligji britanik i fishekzjarrëve që rrjedh nga Komploti i Barutit (1605) për të hedhur në erë Parlamentin, përqendruan përpjekjet e tyre në zhvillimin e një "anije kozmike hënore të drejtuar" bazuar në teknologjinë e disponueshme në atë kohë.

Shoqëria Gjermane për Komunikimet Ndërplanetare VfR në vitin 1930 ishte në gjendje të krijonte një instalim primitiv në Berlin, dhe më 14 mars 1931, një anëtar i VfR, Johannes Winkler, kreu lëshimin e parë të suksesshëm të një rakete të lëngshme në Evropë.

Gjermania naziste.

Ushtria gjermane i shihte raketat si një armë që mund ta përdorte pa frikë nga sanksionet ndërkombëtare, pasi Traktati i Versajës (i cili përmblidhte Luftën e Parë Botërore) dhe traktatet ushtarake pasuese nuk përmendnin raketat. Pasi Hitleri erdhi në pushtet, fonde shtesë iu ndanë departamentit ushtarak gjerman për zhvillimin e armëve raketore, dhe në pranverën e vitit 1936 u miratua një program për të ndërtuar një qendër raketash në Peenemünde (von Braun u emërua drejtor teknik i saj) në maja veriore e ishullit Usedom në brigjet baltike të Gjermanisë.

Raketa tjetër, A-3, kishte një motor 15 kN me një sistem presioni të azotit të lëngshëm dhe një gjenerator avulli, një sistem kontrolli dhe drejtimi xhiroskopik, një sistem kontrolli të parametrave të fluturimit, valvola servo elektromagnetike për furnizimin e komponentëve të karburantit dhe timonat e gazit. Megjithëse të katër raketat A-3 shpërthyen në ose pak pas nisjes nga zona Peenemünde në dhjetor 1937, përvoja teknike e fituar nga këto lëshime u përdor për të zhvilluar motorin shtytës 250 kN për raketën A-4, lëshimi i parë i suksesshëm i të cilit ishte 3 tetor 1942.

Pas dy vjet testimi të projektimit, përgatitjes për prodhimin dhe stërvitjen e trupave, raketa A-4, e riemërtuar V-2 (Arma e Retribution-2) nga Hitleri, u vendos duke filluar në shtator 1944 kundër objektivave në Angli, Francë dhe Belgjikë.

periudha e pasluftës.

Raketa A-4 tregoi aftësitë e jashtëzakonshme të teknologjisë raketore, dhe fuqitë më të fuqishme të pasluftës - Shtetet e Bashkuara dhe Bashkimi Sovjetik- së shpejti u përfshi në zhvillimin e raketave të drejtuara balistike të afta për të dhënë armë bërthamore. Përparimet në teknologjinë e raketave bënë gjithashtu të mundur krijimin e raketave taktike që ndryshuan rrënjësisht natyrën e luftës.

Ndërsa departamentet ushtarake të të dy vendeve po përmirësonin raketat luftarake, shumë shkencëtarë (S.P. Korolev në BRSS, W. von Braun në SHBA) kërkuan të përdornin aftësitë e teknologjisë raketore për të dërguar instrumente shkencore dhe, në fund të fundit, një person në hapësirë. Që nga lëshimi i satelitit të parë në 1957 dhe kozmonautit të parë Yuri Gagarin në 1961, teknologjia e raketave dhe hapësirës ka bërë një rrugë të gjatë.

SISTEMET PREMTUES RAKETE

Deri në fund të shekullit të 20-të djegia e karburantit mbeti burimi kryesor i energjisë për lëvizjen e avionëve. Edhe pse shumë koncepte teknike premtuese janë propozuar që nga vitet 1920, shumica e tyre nuk janë vënë në praktikë.

motorët hibridë.

Një alternativë joshëse ndaj motorëve të raketave me shtytës të ngurtë dhe motorëve të raketave është ideja e një motori hibrid, i cili kombinon cilësitë më të mira të dyja. Një motor hibrid përdor një lëndë djegëse të ngurtë dhe një oksidues të lëngshëm si oksigjeni i lëngshëm ose tetrooksidi i azotit. Kjo qasje bën të mundur përgjysmimin e sistemit të furnizimit me karburant duke ruajtur kompaktësinë e natyrshme të motorëve të raketave me lëndë djegëse të ngurta. Meqenëse oksiduesi dhe karburanti ruhen veçmas, çarjet në ngarkesën e karburantit të ngurtë janë më pak të rrezikshme sesa në një motor rakete tradicionale me lëndë djegëse të ngurtë, gjë që e bën më të lehtë prodhimin. Megjithatë, pavarësisht përpjekjeve të rëndësishme kërkimore, veçanërisht në vitet 1980, kjo ide nuk ka gjetur zbatim të gjerë. Problemi kryesor ishte procesi i pamjaftueshëm i qëndrueshëm dhe efikas i djegies.

Motor elektrik rakete.

Energjia elektrike mund të përdoret për të ngrohur lëngun e punës. Një shembull i një motori të tillë është një motor jonik, i cili përdor një hark të tensionit të lartë për të jonizuar lëngun e punës, si avujt e argonit ose merkurit, dhe një fushë elektrike për të përshpejtuar rrjedhën e joneve. Avantazhi themelor i një motori të tillë është një impuls specifik shumë i lartë (deri në 5000 s, në varësi të modelit të motorit dhe lëngut të punës të përdorur). Shtytja e shtytësve jonikë është shumë e vogël dhe zakonisht është në intervalin nga 0,02 deri në 0,03 N. Shtytëset jonike janë të destinuara për fluturime afatgjata në hapësirë, kur arrihet një rritje totale e konsiderueshme e shpejtësisë gjatë muajve të punës në mungesë peshe. Shtytësit e joneve kanë gjetur përdorim edhe në satelitët gjeostacionarë, ku sigurojnë një sasi konstante, të vogël të momentit, të mjaftueshëm për të kontrolluar pozicionin dhe për të ruajtur orbitën. Skema të tjera EJE përdorin plazmën me energji të lartë dhe efektin magnetohidrodinamik.

Motorët e raketave bërthamore.

Një tjetër sistem reaktiv që pothuajse është vënë në praktikë është ai bërthamor. Në Shtetet e Bashkuara, si pjesë e programit të motorit të raketave bërthamore NERVA (NRE), u zhvillua një reaktor grafiti i ftohur nga hidrogjeni i lëngshëm, i cili avullohej, nxehej dhe nxirrej përmes një gryke rakete. Grafiti u zgjodh për shkak të rezistencës së tij ndaj temperaturës së lartë. Sipas projektit NERVA, YARD ishte menduar të zhvillonte një shtytje prej 1100 kN për një orë dhe të kishte një impuls specifik prej 800 s, që është pothuajse dyfishi i shifrës korresponduese për motorët kimikë. Programi NERVA u anulua në 1972 për shkak të shtyrjes së pacaktuar të misionit të drejtuar në Mars për të cilin ishte projektuar.

Një shumëllojshmëri NRE duke përdorur reaksionin e ndarjes është një fazë gazi motori bërthamor, në të cilin një avion gazi me lëvizje të ngadaltë i plutoniumit të zbërthyer është i rrethuar nga një rrjedhë më e shpejtë e hidrogjenit ftohës. Megjithatë, kjo ide nuk u largua nga faza e hulumtimit paraprak.

Një ide interesante e krijimit të një motori duke përdorur reaksionin e asgjësimit të materies dhe antimateries u studiua në kuadrin e programit të Iniciativës së Mbrojtjes Strategjike të SHBA (SDI). Antimateria në formën e atomeve ruhet në një kurth elektromagnetik dhe futet në dhomën e motorit me anë të një fushe magnetike, ku ndërvepron me lëndën e zakonshme, duke u shndërruar në rrezatim gama, i cili ngroh lëngun e punës dhe krijon një rrymë jet. Edhe pse kurthe magnetike përdoren në fizikën me energji të lartë, nevojitet një sasi e madhe energjie për të prodhuar ato pak gram antimaterie që nevojiten për fluturim.

Burimet e jashtme të energjisë.

Programet SDI dhe Administrata Kombëtare e Aeronautikës dhe Hapësirës (NASA) studiuan gjithashtu një sistem reaktiv me një lazer të fuqishëm që ngroh lëngun e punës në bordin e raketës. Vetë raketa ka një masë të vogël, pasi pjesa më e madhe e sistemit bie në lazer, i cili mund të gjendet në Tokë. Një sistem i tillë kërkon një synim jashtëzakonisht të saktë të rrezes lazer drejt objektivit në mënyrë që të mos digjet raketa në vend që të nxehet lëngu i punës. U shqyrtua gjithashtu ideja e përdorimit të pasqyrave të mëdha për të fokusuar rrezet e diellit në motor.

Përdorimi i energjisë së një shpërthimi atomik.

Në vitet 1960, NASA dhe Komisioni i Energjisë Atomike të SHBA-së eksploruan një metodë mjaft ekzotike për të marrë shtysë në projektin Orion. Në këtë metodë, përshpejtimi i raketës në shpejtësinë e lartë të nevojshme për fluturimin në planetë të tjerë supozohej të kryhej nga shpërthime të njëpasnjëshme të ngarkesave të vogla atomike të hedhura pas raketës. Furnizuesit specialë duhej të zbusnin ndikimin e shpërthimeve. Sidoqoftë, projekti Orion u anulua në përputhje me traktatet ndërkombëtare mbi përdorimin e hapësirës së jashtme dhe kufizimin e armëve bërthamore.

Motorët fotonik.

Gjithashtu u studiua mundësia e përdorimit të dritës për të marrë shtytje në hapësirë. Grimcat e dritës - fotonet - krijojnë një impuls reaktiv shumë të vogël kur ekspozohen në një sipërfaqe. Motori më i thjeshtë i këtij lloji është një pasqyrë e madhe plastike që reflekton rrezet e diellit dhe e shtyn anijen kozmike larg Diellit (era diellore krijon vrull shtesë). Në një motor të vërtetë foton, për shkak të asgjësimit të lëndës së zakonshme dhe antimateries, duhet të krijohet një rrjedhë e rrezatimit gama, duke siguruar shtytje jet për lëvizjen e anijes.

MOTORËT RAKETA / SISTEMET E LËSHTJES SË JET
Motorë/Sisteme Jet	Aplikacion	Karburant	shtytje	Impuls specifik, s
LRE DY PJESE				200–480
RD-107 (Rusi)	Përshpejtues për transportuesit e serisë A ("Soyuz")	Vajguri dhe O 2	822 kN (niveli i detit) 1002 kN (vakum)	257–314
LR-91-AJ-11 (SHBA)	Faza e dytë e raketës "Titan 4"	Tetroksidi i azotit dhe Aerozina 50 (50% hydrazine dhe 50% UDMH)	467 kN (në lartësi)	316
Telekomanda marshimi "Shuttle" (3) (SHBA)	Faza e sipërme e orbitës	H 2 dhe O 2	1670 kN (niveli i detit) 2093 kN (vakum)	453
RD-701 (Rusi)	Motor rakete me tre komponentë të lëngshëm shtytës për transportues hapësinor të avancuar	Faza e parë është vajguri dhe O 2; fazat e sipërme - H 2 dhe O 2	1962 kN (niveli i detit) 786 kN (vakum)	330–415
LRE NJE KOMPONENT				180–240
Motori rakete me një komponent MRE-1 (SHBA)	Sistemi i orientimit satelitor	Zbërthimi i hidrazinës pas ndërveprimit me një katalizator	4,5 N	210–220
RDTT				200–300
"Castor" 4A (SHBA)	Përforcues për raketat Delta 2 dhe Atlas 2	Butadiene, 18% Al	477 kN (në nivelin e detit)	238
JONIK				3000–25000
MB-10 (MB)	Motori i korrigjimit të orbitës për satelitët e komunikimit gjeostacionar	ksenon plazma	0,02-0,03 N (në vakum)	3084–3131
Bërthamore				500–1100
NERVA (SHBA)	Motori për fluturimet hapësinore me njerëz në planetë të tjerë (zhvillimi u ndal në 1972)	H 2 , burim avullimi dhe ngrohje - reaktor grafit		815
DIELLORE				400–700
ISUS (SHBA)	Faza e fundit e sipërme për lëshimin e satelitëve në orbitën gjeostacionare	H 2 , avullimi dhe ngrohja nga rrezatimi diellor i fokusuar në motor nga dy reflektorë	45 N	600
ELEKTROTERMIKE		H 2 , avullimi dhe ngrohja me hark elektrik		400–2000
PLAZMA		H2, avullimi, jonizimi dhe nxitimi i fushës magnetike		3000–15000
ANHILATUESE		H 2, avullimi dhe ngrohja për shkak të energjisë së elektroneve dhe pozitroneve		2000–50000

Zhvillimi i një projekti për një model pune të një rakete është i lidhur ngushtë me çështjen e motorit. Cilin motor është më mirë të vendosni në model? Cilat nga karakteristikat e tij janë ato kryesore? Cili është thelbi i tyre? Është e nevojshme që modeluesi t'i kuptojë këto çështje.

Në këtë kapitull, sa më elementare, flitet për karakteristikat e motorit, domethënë ata faktorë që përcaktojnë veçoritë e tij. Një kuptim i qartë i vlerës së shtytjes së motorit, kohës së funksionimit të tij, impulsit total dhe specifik dhe ndikimi i tyre në cilësinë e fluturimit të raketës model do të ndihmojë modelin-stud-projektues të zgjedhë motorin e duhur për raketën model, dhe për këtë arsye siguron sukses në gara.

Karakteristikat kryesore të një motori rakete janë:

• 1. Shtytja e motorit P (kg)
• 2. Koha e funksionimit t (sek)
• 3. Shtytje specifike Р ud (kg s/kg)
• 4. Momenti total (gjithsej) J ∑ (10 n s ≈ 1 kg s)
• 5. Pesha e karburantit G T (kg)
• 6. Konsumi dytësor i karburantit ω (kg)
• 7. Shpejtësia e daljes së gazrave W (m/s)
• 8. Pesha e motorit G dv (kg)
• 9. Dimensionet e motorit l, d (mm)

1. Shtytja e motorit

Konsideroni skemën e origjinës së shtytjes në një motor rakete.
Gjatë funksionimit të motorit, gazrat formohen vazhdimisht në dhomën e djegies, të cilat janë produkte të djegies së karburantit. Le të supozojmë se dhoma në të cilën gazrat janë nën presion është një enë e mbyllur (Fig. 11, a), atëherë është e lehtë të kuptohet se asnjë shtytje nuk mund të lindë në këtë dhomë, pasi presioni shpërndahet në mënyrë të barabartë në të gjithë pjesën e brendshme. sipërfaqja e enës së mbyllur dhe të gjitha forcat e presionit janë të balancuara reciproke.

Në rastin e një gryke të hapur (Fig. 11, b), gazrat në dhomën e djegies nën presion kalojnë nëpër grykë me shpejtësi të lartë. Në këtë rast, pjesa e dhomës përballë grykës është e pabalancuar. Forcat e presionit që veprojnë në atë pjesë të zonës së poshtme të dhomës, e cila është përballë hapjes së grykës, janë gjithashtu të pabalancuara, si rezultat i së cilës lind shtytja.

Nëse marrim parasysh vetëm lëvizjen përkthimore të gazeve përgjatë dhomës së djegies dhe grykës, atëherë shpërndarja e shpejtësisë së gazit përgjatë kësaj rruge mund të karakterizohet nga një kurbë (Fig. 12, a). Presioni në elementët sipërfaqësor të dhomës dhe grykës shpërndahet siç tregohet në Fig. 12b.

Vlera e zonës së pakompensuar të pjesës së poshtme të dhomës së djegies është e barabartë me sipërfaqen e seksionit më të vogël të grykës. Natyrisht, sa më e madhe të jetë zona e këtij seksioni, aq më shumë gazra mund të largohen nga dhoma e djegies për njësi të kohës.

Kështu, mund të konkludojmë se shtytja e motorit varet nga sasia e gazrave që largohen nga dhoma e djegies për njësi të kohës si rezultat i zonës së pakompensuar dhe shkallës së rrjedhjes së gazrave për shkak të çekuilibrit të presionit.

Për të marrë një varësi sasiore, merrni parasysh ndryshimin në momentin e gazeve kur ato rrjedhin nga dhoma e djegies. Le të supozojmë se gjatë kohës t, një sasi e caktuar gazi largohet nga dhoma e djegies së motorit, masa e të cilit shënohet me m. Nëse supozojmë se shpejtësia transmetuese e gazeve në dhomën e djegies është zero, dhe në dalja nga hunda arrin vlerën W m/s, atëherë ndryshimi i shpejtësisë së gazit do të jetë i barabartë me W m/sek. Në këtë rast, ndryshimi në momentin e masës së përmendur të gazit do të shkruhet si një ekuacion:

Megjithatë, një ndryshim në momentin e gazeve mund të ndodhë vetëm nëse një forcë e caktuar P vepron në gaz për një kohë t, atëherë

ku J ∑ =P·t është momenti i forcës që vepron në gaz.

Duke zëvendësuar vlerën e ΔQ në formulën (1) me J ∑ =P t, marrim:

nga këtu

Ne kemi marrë një shprehje për forcën me të cilën muret e dhomës së djegies dhe gryka veprojnë mbi gazin, duke bërë që shpejtësia e tij të ndryshojë nga 0 në W m/s.

Në përputhje me ligjet e mekanikës, forca me të cilën muret e dhomës dhe gryka veprojnë në gaz është e barabartë në madhësi me forcën P, me të cilën gazi vepron në muret e dhomës dhe grykës. Kjo forcë P është shtytja e motorit.

Dihet se masa e çdo trupi lidhet me peshën e tij (në këtë rast, peshën e karburantit në motor) nga relacioni:
ku G T është pesha e karburantit;
g është nxitimi i gravitetit të tokës.

Zëvendësimi në formulën (5) në vend të masës së gazit m vlerën e tij analoge nga formula (6), marrim:

Vlera e G T /t është sasia e ponderuar e karburantit (gazit) që del nga dhoma e djegies së motorit për njësi të kohës (1 sekondë). Kjo vlerë quhet shpejtësia e rrjedhës së dytë të peshës dhe shënohet me ω. Pastaj
Pra, ne kemi nxjerrë formulën e shtytjes së motorit. Duhet të theksohet se formula mund të ketë këtë formë vetëm nëse presioni i gazit në momentin e kalimit të tij përmes seksionit të daljes së hundës është i barabartë me presionin e ambientit. Përndryshe, një term tjetër shtohet në anën e djathtë të formulës:
ku f është zona e seksionit të daljes së hundës (cm 2);
p k - presioni i gazit në pjesën e daljes së hundës (kg / cm 2);
p o - presioni i ambientit (atmosferik) (kg / cm 2).

Kështu, formula përfundimtare e shtytjes së motorit të raketës është:

Anëtari i parë i anës së djathtë ω/g·W quhet komponent dinamik i shtytjes, kurse i dyti f(p në -r o) - komponent statik. Kjo e fundit është rreth 15% e shtytjes totale, prandaj, për thjeshtësi, nuk do të merret parasysh.

Për të llogaritur shtytjen, mund të përdorni një formulë që ka një kuptim të ngjashëm me formulën (5), me P=const:

ku P cf është shtytja mesatare e motorit (kg);
J ∑ - impulsi total i motorit (kg s);
t - koha e veprimit të motorit (sek).

Me një vlerë konstante të shtytjes, formula përdoret shpesh

ku rreh R - shtytja specifike e motorit (kg s / kg);
Υ - graviteti specifik i karburantit (g / cm 3);
U - shpejtësia e djegies së karburantit (cm/s);
F - zona e djegies (cm 2);
P - shtytja e motorit (kg).

Në rastet e shtytjes jo të vazhdueshme, për shembull, kur përcaktoni shtytjen fillestare, maksimale, mesatare dhe shtytje në çdo kohë gjatë funksionimit të motorit, është e nevojshme të futni vlerat e vërteta U dhe F të motori i dhënë në këtë formulë.

Pra, shtytja është produkt i shpejtësisë efektive të daljes së gazit W dhe masës për sekondë të konsumit të karburantit ω/g.

Detyra 1. Përcaktoni shtytjen e një motori rakete tip DB-Z-SM-10, me të dhënat e mëposhtme: R rrahjet =45,5 kg·s/kg; G T =0,022 kg; t=4 sek.

Zgjidhje. Shpejtësia efektive e daljes së gazrave nga hunda:

Konsumi dytësor i karburantit:

Shtytja e motorit:

shënim. Për motorin DB-Z-SM-10, kjo është shtytja mesatare.

Detyra 2. Përcaktoni shtytjen e motorit të raketës tip DB-Z-SM-10, me të dhënat e mëposhtme: 1 kg s; G T =0,022 kg; t=4 sek.

Zgjidhje. Ne përdorim formulën (11):

2. Shpejtësia e daljes së gazrave

Shpejtësia e daljes së gazrave nga hunda e motorit, si dhe konsumi i dytë i karburantit, ka një ndikim të drejtpërdrejtë në sasinë e shtytjes. Shtytja e motorit, siç shihet nga formula (8), është drejtpërdrejt proporcionale me shpejtësinë e daljes së gazrave. Kështu, shpejtësia e shkarkimit është parametri më i rëndësishëm i një motori rakete.

Shkalla e daljes së gazrave varet nga faktorë të ndryshëm. Parametri më i rëndësishëm që karakterizon gjendjen e gazeve në dhomën e djegies është temperatura (T°K). Shkalla e daljes është drejtpërdrejt proporcionale me rrënjën katrore të temperaturës së gazrave në dhomë. Temperatura, nga ana tjetër, varet nga sasia e nxehtësisë së lëshuar gjatë djegies së karburantit. Kështu, shkalla e daljes varet kryesisht nga cilësia e karburantit, burimi i tij i energjisë.

3. Shtytje specifike dhe impuls specifik

Përsosja e motorit dhe efikasiteti i punës së tij karakterizohen nga shtytje specifike. Shtytja specifike është raporti i forcës së shtytjes me konsumin e karburantit të peshës së dytë.

Njësia e shtytjes specifike do të jetë (kg forcë sek/kg shpejtësia e rrjedhës) ose kg sek/kg. Në shtypin e huaj, dimensioni Rud shpesh shkruhet si (sek). Por kuptimi fizik i vlerës me një dimension të tillë humbet.

Motorët e raketave me shtytës të ngurtë të modelit modern kanë vlera të ulëta të shtytjes specifike: nga 28 në 50 kg s/kg. Ekzistojnë gjithashtu motorë të rinj me një shtytje specifike prej 160 kg·s/kg dhe më të lartë, me një kufi më të ulët presioni jo më shumë se 3 kg/cm 2 dhe një peshë specifike relativisht të lartë të karburantit - më shumë se 2 g/cm 3 .

Shtytja specifike tregon efikasitetin e përdorimit të një kilogrami karburant në një motor të caktuar. Sa më i lartë të jetë shtytja specifike e motorit, aq më pak karburant harxhohet për të marrë të njëjtin impuls total të motorit. Kjo do të thotë se me të njëjtën peshë të karburantit dhe madhësive të motorit, do të preferohet ai me shtytje specifike më të lartë.

Detyra 3. Përcaktoni peshën e karburantit në secilin nga katër motorët me një impuls total prej 1 kg s, por me shtytje specifike të ndryshme: a) Р rrahjet =28 kg-s/kg; b) R rrahjet =45,5 kg·s/kg; c) R rrahjet =70 kg·s/kg; d) R rrahjet =160 kg s/kg.

Zgjidhje. Pesha e karburantit përcaktohet nga formula:

Rezultatet e marra tregojnë qartë se është më fitimprurëse për modelet e raketave të përdorin motorë me një shtytje specifike më të lartë (për të zvogëluar peshën fillestare të modelit).

Impulsi specifik i rrahjeve J kuptohet si raporti i impulsit total të shtytjes gjatë kohës t të funksionimit të motorit me peshën e karburantit të konsumuar gjatë kësaj kohe GT.

Me shtytje konstante, pra në presion të vazhdueshëm në dhomën e djegies dhe funksionimin e motorit në tokë, J rreh = P rreh.

4. Llogaritja e karakteristikave të motorit DB-1-SM-6

Për të llogaritur motorët, përdoret një koeficient që është karakteristik për një karburant të caktuar dhe përcakton mënyrën optimale në dhomën e djegies:
ku K është një koeficient konstant për një karburant të caktuar;
F max - zona maksimale e djegies në dhomën e djegies;
f cr - seksioni kritik i hundës.

Detyra 4. Llogaritni karakteristikat kryesore të motorit DB-1-SM-6, në të cilin trupi është një mëngë gjuetie letre me 12 matës. Lënda djegëse është përzierja nr. 1 (nitrat kaliumi - 75, squfur - 12 dhe qymyr druri- 26 pjesë). Dendësia e ngjeshjes (pesha specifike e karburantit) γ=1,3-1,35 g/cm 2 , R rrahjet =30 kg·sek/kg, K=100. Ne vendosim presionin maksimal në dhomën e djegies brenda 8 kg / cm 2. Shpejtësia e djegies së këtij karburanti si funksion i presionit në temperaturën normale të ambientit është paraqitur në grafikun në fig. 13.

Zgjidhje. Para së gjithash, është e nevojshme të vizatoni kutinë e motorit, d.m.th., një mëngë me matës 12 (Zhevelot), e cila bën të mundur ndjekjen vizuale të ecurisë së llogaritjeve (Fig. 14). Strehimi i motorit (mëngë) ka një grykë të gatshme (vrima për pistonin Zhevelo). Diametri i vrimës 5,5 mm, gjatësia e mëngës 70 mm, diametri i brendshëm 18,5 mm, diametri i jashtëm 20,5 mm, gjatësia e grykës 9 mm. Blloku i karburantit të motorit duhet të ketë hapësirë ​​të lirë - një kanal gjatësor, falë të cilit është e mundur të sillni zonën e djegies së karburantit në motor në një vlerë maksimale. Forma e kanalit është një kon i cunguar, baza e poshtme e të cilit korrespondon me madhësinë e vrimës në mëngë (5.5 mm), dhe gjatë kalibrimit mund të jetë e barabartë me 6 mm. Diametri i bazës së sipërme - 4 mm. Baza e sipërme është bërë disi më e vogël për shkak të konsideratave teknologjike dhe masave paraprake të sigurisë kur hiqni konin metalik nga masa e pluhurit. Për të përcaktuar gjatësinë e konit (shkopit), kërkohen të dhënat fillestare, të cilat merren në rendin e mëposhtëm.

Duke përdorur formulën (15), përcaktohet zona maksimale e mundshme e djegies:

Zona maksimale e djegies së karburantit (Fig. 15) formohet si rezultat i djegies së karburantit përmes kanalit në mënyrë radiale në murin e brendshëm të dhomës së djegies (mëngës) dhe përpara deri në trashësinë e çatisë së bllokut të karburantit deri në gjatësinë e plotë h , d.m.th.

Diametri i brendshëm i mëngës është 18.5 mm, megjithatë, duhet të mbahet mend se në procesin e shtypjes së karburantit, mënga është deformuar disi, diametri i saj rritet në 19 mm (1.9 cm), lartësia e bazës zvogëlohet në 7 mm. Trashësia e harkut të karburantit gjendet nga shprehja:
ku r është trashësia mesatare e kupolës së karburantit (cm);
d 1 - diametri i kanalit në hundë (cm);
d 2 - diametri i kanalit në fund (cm).

Gjatësia e kanalit l \u003d h 1 -r \u003d 4,27-0,7 \u003d 3,57 cm Do të vendosim menjëherë dimensionet që rezultojnë në vizatim (Fig. 15). Gjatësia e shufrës për shtypje: 3,57 + 0,7 \u003d 4,27 cm (0,7 cm - lartësia e bazës së mëngës).

Le të kalojmë në përcaktimin e lartësisë së pjesës marshuese të kontrolluesit të karburantit. Kjo pjesë e fishekut të karburantit nuk ka kanal, d.m.th. është e shtypur në të ngurtë. Qëllimi i tij është të marrë një seksion marshues, mundësisht me shtytje të vazhdueshme, pasi të arrijë vlerën maksimale të shtytjes. Lartësia e pjesës marshuese të damës duhet të përcaktohet rreptësisht. Djegia e pjesës kryesore të shtytësit vazhdon në motor me një presion të lehtë prej 0,07-0,02 kg/cm 2. Bazuar në këtë, sipas grafikut në Fig. 13 ne përcaktojmë shkallën e djegies së pjesës kryesore të karburantit: U = 0,9 cm / s.

Lartësia e pjesës marshuese h 2 për kohën e djegies t=1,58 sek. do të përbëjnë.

1. Formula e Tsiolkovskit

ku W është shpejtësia efektive e shkarkimit, Q T është pesha e ngarkesës, q deri në \u003d Q 0 -Q T është pesha e thatë e raketës

2. Ekuacioni i tërheqjes

G
deG është shpejtësia e rrjedhës së peshës për sekondë.

Kjo shprehje përcakton vlerën teorike të shtytjes (e llogaritur) ajo quhet edhe shtytje ideale.

Në praktikën inxhinierike, së bashku me llogaritjen e drejtpërdrejtë të shtytjes, ekziston një metodë për llogaritjen

, ku R sp \u003d R / G - shtytje specifike - karakteristika kryesore energjetike e motorit të raketës me shtytës të ngurtë, W a - shpejtësia efektive e daljes së produkteve të djegies nga hunda. Por që kur Në praktikë, përcaktimi eksperimental i shtytjes specifike të motorëve të raketave me shtytës të ngurtë është i vështirë për shkak të kompleksitetit të matjes së shpejtësisë së rrjedhës së n.s. impuls specifik.

Së pari, impulsi total

Në
një impuls i veçantë (i vetëm) i telekomandës është raporti I  për kohën totale të funksionimit me masën totale të karburantit.

F
formula e Tsiolkovskit:

W është shpejtësia efektive e daljes;

Q T - pesha e karburantit;

Q 0 - pesha e lëshimit të raketës.

Temperatura e djegies së karburantit: 2500º K - BTT; 3300º K - STT.

Karakteristikat e telekomandës:

 = Q deri /Q t - koeficienti i perfeksionit të peshës;

 v \u003d W t / W k.s. – koeficienti i mbushjes vëllimore;

 eff \u003d Q dysheme / Q dv - koeficienti i efikasitetit;

Kati Q - pesha e ngarkesës së ngritur nga ky motor në një lartësi të caktuar;

Q dv - pesha e motorit.

Treguesi kryesor i cilësisë: shtytje specifike.

Raporti fuqi-peshë:
= 0.35 - 0.40.

3. Llogaritja termodinamike e proceseve në dhomë. Karakteristikat kryesore termodinamike të karburantit, procedura për përcaktimin e tyre.

Të dhënat fillestare:; Përbërja e karburantit ( ;;;); Entalpia e karburantit ( ).

(Pjesa masive e elementit i-të:
; ku - masa atomike e elementit i-të; - numri i atomeve; M - masa molare).

1) Masa molare

2) Presioni i pjesshëm në përafrim zero

3) Temperatura në COP në përafrimin e parë:

4) Konstantet e ekuilibrit kimik

5) Entalpia

6) Entropia standarde

7) Kapaciteti i nxehtësisë izobarike

8) Ne zgjidhim sistemet dhe përcaktojmë

9) Masa molare e produkteve të djegies; masa molare e dhomës:

10) Entalpia PS;

11) Krahasimi dhe ; Zgjedhja e temperaturës kryhet deri në

12) Konstante e gazit

13) Dendësia PS;

14) Kapaciteti i ngrohjes izobarik i PS;

15) Kapaciteti i nxehtësisë izokorik (formula Mayer):

16) Eksponenti adiabatik:

17) Shpejtësia e zërit në dhomë:

18) Impuls specifik i presionit (shpejtësia karakteristike ):

;
;

19) Përbërja e VV:

20) Entalpia e komponentëve:

21) Entropia:

Karakteristikat kryesore termodinamike të karburantit: përbërja e karburantit ( ;;;);entropia.

(Evgrashin: pesha molekulare; konstante gazi; indeksi adiabatik; fuqia e barutit).

5. Përcaktimi i parametrave gaz-dinamikë të rrjedhës në grykë duke përdorur funksione gaz-dinamike.

Parametrat e rrjedhës statike lidhen me parametrat e frenimit nga disa komplekse të përsëritura në varësi të k dhe , këto komplekse quhen komplekse gaz-dinamike: (); (); (). (Formulat mund të gjenden në pyetjen #32)

, ku T * është temperatura e dhomës.

,

,

();();() janë funksionet kryesore gaz-dinamike. Avantazhi i tyre është se është i përshtatshëm për të zgjidhur problemet e kundërta.

- lidhja e funksioneve gaz-dinamike.

P Në shpejtësi të ulët, funksionet kryesore gaz-dinamike janë afër 1. Dmth. parametrat e rrjedhës statike janë pothuajse të barabarta me parametrat e frenimit. Në shpejtësinë margjinale të gazit = max, parametrat statikë bëhen të barabartë me zero, që do të thotë se funksionet kryesore të gazit dinamik janë të barabartë me zero.

q), y() – funksionet e shpenzimeve.

është dendësia e fluksit pa dimension.

Dendësia maksimale e rrymës do të vërehet gjithmonë në kritike.

Impuls specifik i shtytjes

motori i raketës, impulsi specifik i një motori rakete, është raporti i shtytjes së motorit të raketës me shpejtësinë e dytë të rrjedhës së masës së lëngut punues (derivati ​​i impulsit të shtytjes në lidhje me masën e konsumuar në një interval kohor të caktuar). Shprehur në N(·)s/kg ​​= m/s. Në modalitetin e projektimit të motorit, ajo përkon me shpejtësinë e rrjedhës së avionit. Treguesi i energjisë i efikasitetit të motorit.

• - shih Forca tërheqëse...

  Fjalor bujqësor-libër referimi

• - 1) motivimi, shtytja, aspirata; arsye motivuese; 2) një masë e lëvizjes mekanike; e njëjtë me sasinë e lëvizjes; 3) impulsi i një force është një masë e veprimit të një force për një periudhë të caktuar kohore ...

  Fillimet e shkencës moderne natyrore

• - një pajisje që bën që djegësi kryesor ose djegësi kryesor dhe pilot të ndalojnë së punuari kur produktet e djegies dalin përmes stabilizatorit të rrymës në dhomë ...

  Fjalori i ndërtimit

• - devijimi i avionit jet të motorit turbojet ose avionit të krijuar gjatë rrotullimit të helikës TVD nga drejtimi që korrespondon me mënyrën e fluturimit të lundrimit, për të krijuar një ngritje, kontroll shtesë ...

  Enciklopedia e teknologjisë

• - motor rakete - shih Art. Shtytje specifike ....

  Fjalor i madh enciklopedik politeknik

• - një vijë pingul me rrafshin e rrotullimit të helikës. Përkon me boshtin e helikës...

  Fjalori detar

• - tela dhe kabllo të përdorura për të kontrolluar në distancë shigjetat, semaforët, disqet paralajmëruese dhe bravat e makinës; këto shufra mbështillen rreth rrotullës 1 të levës së transferimit dhe rrotullës 6 të makinës së sinjalit ...
• - ndryshon nga forca tërheqëse në grep në atë që kjo e fundit i referohet lëvizjes uniforme të trenit, ndërsa e para mund të jetë. matet në prani të nxitimit dhe ngadalësimit ...

  Fjalor teknik hekurudhor

• - një forcë e jashtme imagjinare Fi kilogram e aplikuar nga binarët në rrotat lëvizëse të lokomotivës dhe përcaktohet nga kushti që puna e saj për një rrotullim të rrotave lëvizëse të jetë e barabartë me punën e avullit në cilindrat e lokomotivës ...

  Fjalor teknik hekurudhor

• - forca tërheqëse aktuale e aplikuar në buzën e rrotave lëvizëse të lokomotivës dhe për lokomotivë me avull, e përcaktuar nga kushti që puna e saj për rrotullim të rrotave lëvizëse është e barabartë me punën totale të avullit të prodhuar në cilindra ...

  Fjalor teknik hekurudhor

• - kokën e ndarë në formën e dy gjysmave, vendoseni në ekscentrike. Njëra nga gjysmat është e lidhur me bulona ose është integrale me shufrën ekscentrike...

  Fjalor teknik hekurudhor

• - 1...

  Fjalori i telekomunikacionit

• - një pajisje që vendos automatikisht forcën e tërheqjes në furrën dhe oxhaqet e një kazani me avull, në varësi të ndryshimeve në ngarkesën e bojlerit ...

  Fjalori detar

• - motor rakete, një tregues i efikasitetit të një motori rakete; identike me shtytje specifike ...

  Enciklopedia e Madhe Sovjetike

• - Shihni BURRI -...

  NË DHE. Dal. Fjalët e urta të popullit rus

• - Zharg. shkolla Anije. Fizikë (një lëndë. VMN 2003, 120...

  Fjalor i madh i thënieve ruse

"Impuls specifik i shtytjes" në libra

Nga malli në dehje

Nga libri Komplotet e shëruesit siberian. Çështja 37 autor Stepanova Natalya Ivanovna

Nga malli në dehje Marrin fijet me të cilat i lidhnin këmbët të ndjerit dhe i ulin në ujë. Uji flitet në mesnatë dhe i jepet atij që pi. Për trajtimin e një gruaje, rituali kryhet në ditët e grave(e mërkurë, e premte, e shtunë); për trajtimin e një njeriu të pijshëm - në ditët e burrave

Nga dëshira te alkooli

Nga libri Komplotet e shëruesit siberian. Çështja 31 autor Stepanova Natalya Ivanovna

Nga malli për alkool Nga një letër: “Unë e shërova djalin tim nga dehja sipas librit tuaj dhe ai ka tre vjet që nuk pi. Një herë, kur flisja me të, më tha se kur është në shoqëri ose me dikë në një tavolinë në ditëlindje apo martesë, nuk i duhet alkool për shpirt, por kur ai

Nga dëshira te droga

autor Stepanova Natalya Ivanovna

Nga dëshira te droga Në kohët e vjetra, kishte edhe të dashuruar për të pirë farat e kërpit të zier me avull dhe lulekuqes. Ata thanë disa lloje kërpudhash, i përzienin me kërpudhë dhe gradualisht u bënë të varur nga droga.Të droguarit i trajtonin me banjë, agjërim, lutje dhe barishte.Gjyshja njihte shumë

Nga dëshirat te HOPS

Nga libri i 7000 komploteve të një shëruesi siberian autor Stepanova Natalya Ivanovna

Nga dëshirat tek hops Ky është një komplot shumë i fortë. Ata e lexuan atë në ditën e fundit të muajit që po pakësohet. Ju duhet të dilni jashtë dhe, duke parë yjet, të thoni: Parajsa e Zotit, Froni i Zotit dhe shërbëtori i Zotit (emri) ka gjithmonë një tryezë. Zbrisni, yje, në filxhanin e tij të pijes, që të mos dehet

Komplot nga dëshira për verë

Nga libri Komplotet e shëruesit siberian. Çështja 34 autor Stepanova Natalya Ivanovna

Gravitet specifik

Nga libri Referenca Universale Enciklopedike autori Isaeva E. L.

Graviteti specifik Kilogram-forca për metër kub (9,80665 N/m3) Ton-forca për metër kub (9,80665

Gravitet specifik

TSB

Impuls specifik

Nga libri Enciklopedia e Madhe Sovjetike (UD) e autorit TSB

Gravitet specifik

Nga libri Analizon. Referencë e plotë autor Ingerleib Mikhail Borisovich

Graviteti specifik Pesha specifike e biliare në pjesët A dhe C është zakonisht 1008-1012, në pjesën B -

Nga varësia te droga

Nga libri Libri i madh mbrojtës i shëndetit autor Stepanova Natalya Ivanovna

Nga dëshira për drogë Në kohët e vjetra, kishte edhe të dashuruar për të pirë farat e kërpit të zier me avull dhe lulekuqes. Ata thanë disa lloje kërpudhash, i përzienin me kërpudhë dhe gradualisht u bënë të varur nga droga.Të droguarit i trajtonin me banjë, agjërim, lutje dhe barishte.Gjyshja njihte shumë

Komplot nga dëshira për verë

Nga libri i 1777 komplotet e reja të shëruesit siberian autor Stepanova Natalya Ivanovna

Një komplot nga dëshira për verë Eci Jezu Krishti, duke mbajtur tre qirinj, Dhe pasi këto qirinj nuk digjen në ferr, kështu që shërbëtori i Zotit (emri) mos u pikëlloni për dehjen. Nëna e Zotit, ndaloje shërbëtorin (filanin) Sill një filxhan hop në gojë, merre në duar, ndihmoje të mos mendojë për dehjen, të mos brengoset. Një

4.2. Problemi i tërheqjes

Nga libri i autorit

4.2. Problemi i shtytjes Ka shumë projekte për kolonizimin dhe terraformimin e Marsit, të cilat popullaristët dhe gazetarët shkencorë janë shumë të dashur t'i diskutojnë. Shumë shpesh në ekranet televizive mund të shihni filma në të cilët paraqitet ulja e një ekspedite në Mars

shirita gome

Nga libri Spearfishing Tutorial mbi mbajtjen e frymës nga Bardi Marco

Shirita gome Shiritat e gomës përcaktojnë fuqinë e një arme me hark, dhe sigurisht që nevojiten shirita të mirë gome për fuqi të mirë. Por si mund ta dalloni nëse janë?Materiali i përdorur për të bërë tuba gome është rezultat i kimikateve

Kapitulli 19 PROBLEMI I TRAFIKUT

Nga libri Beteja për Yjet-2. Përballja në hapësirë ​​(Pjesa II) autor Pervushin Anton Ivanovich

KAPITULLI 19 PROBLEMI I TRAFIKUT Ekspeditat ndërplanetare në distanca të gjata dhe problemi i shtytjes Është e njohur që sot baza e zgjerimit hapësinor të njerëzimit janë ende raketat me lëndë djegëse të lëngshme. Megjithatë, raketat e disponueshme dhe premtuese me karburant të lëngshëm, për të

Dizajni i tërheqjes

Nga libri Krijo një robot android, bëje vetë autori Lovin John

Dizajni i lidhjes Lidhja midis këmbëve të përparme dhe të pasme është bërë nga një shufër e filetuar 3 mm (shih fig. 11.10). Në modelin origjinal, gjatësia e shufrës është 132 mm nga qendra në qendër. Shufra futet në vrimat në këmbët e përparme dhe të pasme të robotit dhe mund të sigurohet me

Ky artikull ka të bëjë me karakteristikat e motorëve jet. Për një koncept nga eksplozivët, shihni Impulsi i një shpërthimi.

Impuls specifik- një tregues i efikasitetit të një motori reaktiv. Ndonjëherë një sinonim përdoret për motorët e avionëve "thrust specifik" (termi ka kuptime të tjera), ndërsa shtytje specifike përdoret zakonisht në balistikën e brendshme, ndërsa impuls specifik- në balistikën e jashtme. Dimensioni i impulsit specifik është dimensioni i shpejtësisë, në sistemin SI është një metër për sekondë.

YouTube enciklopedik

1 / 3

✪ RDM-60-5 Nr. 36 (NN-Fruktozë-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%)

Titra

Përkufizimet

Impuls specifik- karakteristikë e një motori reaktiv, e barabartë me raportin e impulsit (momentit) të krijuar prej tij me konsumin e karburantit (zakonisht në masë, por gjithashtu mund të lidhet, për shembull, me peshën ose vëllimin e karburantit). Sa më i lartë të jetë impulsi specifik, aq më pak karburant duhet të shpenzoni për të marrë një sasi të caktuar lëvizjeje. Teorikisht, impulsi specifik është Shkalla e rrjedhjes produktet e djegies, në fakt, mund të ndryshojnë nga ajo. Prandaj, quhet edhe impuls specifik shpejtësi efektive (ose ekuivalente) e shkarkimit produktet e djegies.

Shtytje specifike- karakteristikë e një motori reaktiv, e barabartë me raportin e shtytjes që krijon ndaj konsumit masiv të karburantit. Ai matet në metra për sekondë (m / s \u003d N s / kg \u003d kgf s / t. e. m.) dhe do të thotë, në këtë dimension, sa sekonda ky motor mund të krijojë shtytje prej 1 N, ndërsa shpenzon 1 kg karburant (ose shtytje prej 1 kgf, ndërsa shpenzoni 1 t. e. m. karburant). Sipas një interpretimi tjetër, shtytja specifike është e barabartë me raportin e shtytjes me peshë Konsumi i karburantit; në këtë rast matet në sekonda (s = N s / N = kgf s / kgf) - kjo vlerë mund të konsiderohet si koha gjatë së cilës motori mund të zhvillojë shtytje prej 1 kg c duke përdorur një masë karburanti prej 1 kg ( dmth me peshë 1 kgf). Për të përkthyer shtytjen specifike të peshës në masë, ajo duhet të shumëzohet me përshpejtimin rënie të lirë (marrë e barabartë me 9,80665 m/s²).

Formula për një llogaritje të përafërt të impulsit specifik (shpejtësia e shkarkimit) për motorët e avionëve me karburant kimik duket si [ sqaroj (asnjë koment i specifikuar) ]

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 \left(1-(\frac (p_(\tekst(a)))(p_(\tekst(k))))M\djathtas))))

ku T k - temperatura e gazit në dhomën e djegies (dekompozimit); fq k dhe fq a - presioni i gazit, përkatësisht, në dhomën e djegies dhe në daljen e hundës; M- masa molekulare e gazit në dhomën e djegies; u- koeficienti që karakterizon vetitë termofizike të gazit në dhomë (zakonisht u≈ 15 ). Siç shihet nga formula, në një përafrim të parë, sa më e lartë të jetë temperatura e gazit, aq më e ulët është ajo masë molekulare dhe sa më i lartë të jetë raporti i presioneve në dhomën RD me hapësirën përreth, aq më i lartë është impulsi specifik.

Krahasimi i efikasitetit të llojeve të ndryshme të motorëve

Impulsi specifik është një parametër i rëndësishëm i motorit që karakterizon efikasitetin e tij. Kjo vlerë nuk lidhet drejtpërdrejt me efikasitetin energjetik të karburantit dhe shtytësin e motorit, për shembull, shtytësit e joneve kanë një shtytje shumë të ulët, por për shkak të impulsit të tyre specifik të lartë, ato përdoren si shtytës manovrimi në teknologjinë hapësinore.

Impuls specifik tipik për lloje të ndryshme motorësh

Motorri	Impuls specifik
	Znj	Me
Motori me turbinë me gaz [ ]	30 000(?)	3 000(?)