Формула Циолковского и х-ки ЖРД. (Раздаточные материалы)
Описание файла
Файл "Формула Циолковского и х-ки ЖРД." внутри архива находится в папке "Раздаточные материалы". Документ из архива "Раздаточные материалы", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "топлива и теория рабочих процессов в жрд" из 8 семестр, которые можно найти в файловом архиве МГТУ им. Н.Э.Баумана. Не смотря на прямую связь этого архива с МГТУ им. Н.Э.Баумана, его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе "остальное", в предмете "топлива и теория рабочих процессов в жрд" в общих файлах.
Онлайн просмотр документа "Формула Циолковского и х-ки ЖРД."
Текст из документа "Формула Циолковского и х-ки ЖРД."
Табл. 1. — Характеристики двухкомпонентных жидких ракетных топлив и ЖРД для давления в камере сгорания 15 МПа и давления на выходе из сопла 0,05 МПа
Состав топлива | Плотность, кг/м3 | Температура сгорания, К | Средний показатель изоэнтропы расширения продуктов сгорания в камере | Расходный комплекс, м/с | Удельный импульс, м/с | ||||
окислитель | горючее | Массовое соотношение компонентов топлива | Коэффициент избытка окислстеля | ||||||
На Земле | В пустоте | ||||||||
Кислород | 95%-ный этиловый спирт | 1 ,781 | 0,90 | 988 | 3504 | 1, 140 | 1731 | 3159 | 3346 |
Керосин | 2,726 | 0,80 | 1036 | 3799 | 1,146 | 1797 | 3283 | 3475 | |
Несимметричный диметилгидразин | 1 ,923 | 0,90 | 988 | 3799 | 1,136 | 1840 | 3381 | 3586 | |
Аммиак | 1 ,409 | 1 ,00 | 892 | 3116 | 1,188 | 1785 | 3178 | 3344 | |
Водород | 5.556 | 0,70 | 345 | 3483 | 1,194 | 2348 | 4164 | 4378 | |
27%-ный раствор четырёхокиси азота в азотной кислоте | Керосин | 5,335 | 1 ,00 | 1394 | 3224 | 1,148 | 1575 | 2874 | 3041 |
20%-ный раствор четырёхокнси азота в азотной кислоте | Несимметричный дяметилгидразин | 3,200 | 0,95 | 1273 | 3219 | 1,175 | 1649 | 2961 | 3120 |
Четырёхокись азота | Несимметричный диметилгидразин | 2,919 | 0,95 | 1189 | 3516 | 1 , 156 | 1711 | 3115 | 3291 |
Аэрозин-50 | 2,127 | 0,95 | 1200 | 3441 | 1,174 | 1742 | 3137 | 3305 | |
Пентаборав | 3,059 | 0,70 | 1086 | 3981 | 1 ,127 | 1787 | 3291 | 3496 | |
30% четырёхокч- си азота + 70% тетранитрометана | Несимметричный диметилгидразин | 3,682 | 0,95 | 1302 | 3525 | 1,148 | 1676 | 3061 | 3238 |
98%-ная перекись водорода | Керосин | 7 ,393 | 1 ,00 | 1317 | 2981 | 1 ,161 | 1655 | 2993 | 3161 |
80% керосина +20% пентаборана | 2,169 | 1 ,00 | 1261 | 2908 | 1 , 197 | 1735 | 3070 | 3227 | |
Пентаборан | 1 ,978 | 0,30 | 993 | 2777 | 1 ,096 | 1817 | 3412 | 3645 | |
Хлорная кислота | Несимметричный диметилгидразин | 3, 187 | 0,95 | 1358 | 3596 | 1,146 | 1691 | 3091 | 3272 |
Пентафторнд хлора | Гидразин | 2,717 | 1 ,00 | 1532 | 4254 | 1 ,252 | 1931 | 3340 | 3490 |
ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ ракеты-носителя (космического аппарата) — скорость, которую приобрели бы ракета-носитель и (или) космический аппарат под действием тяги РД в идеальном случае — при отсутствии других сил (тяготения, сопротивления атмосферы и т. д.), ориентации вектора тяги РД в одном и том же направлении и движении по прямой. X. с. для одноступенчатых и составных ракет определяется Циолковского формулой. Действит. скорость ракеты V отличается от X. с. на размер потерь, связанных с влиянием силы тяжести, наличием атмосферы и угла атаки:
V= W V1V2V3
где W — характеристическая скорость; V1 ,V2 ,V3 — потери скорости, связанные с влиянием указанных факторов.
Для РН скорость в конце участка выведения составляет 75—85% характеристической скорости. При данном уд. импульсе РД характеристическая скорость определяет количество израсходованного рабочего тела, поэтому иногда говорят о затратах X. с. (напр., затраты X. с. на том или ином участке полёта, манёвр КА).
Характеристическая скорость для различных видов космических полётов с Земли, км/с
-
Выведение КЛ на низкую круговую орбиту ......... ……………………………………9,2-10
-
Выведение КА на эллиптическую орбиту с высоким апогеем (40-60 тыс. км) ....... 12,3-12,8
-
Выведение КЛ на стационарную орбиту ............. ……………………………………13,7-14,6
-
Выход КА за пределы сферы действия Земли (искусственная планета) .......... ……12,5-13
-
Облёт Луны. . . . . . . . . . …………………………………………………………………12,5-13,5
-
Выведение КЛ на селеноцентрическую орбиту (спутник Луны) ……………………13,8-14.5
-
Полёт КА к Луне с посадкой на её поверхность . ....... ……………………………….15,5-16,5
-
Осуществление лунной экспедиции с возвращением к Земле
(с торможением атмосферой) …………………………………………………………18,5-19,5
-
Пролёт КЛ вблизи Марса (Венеры) или полёт с посадкой на Марс (Венеру)
с торможением атмосферой ....... ……………………………………………………..13,5-14,5
-
Осуществление марсианской экспедиции с возвращением к Земле
(с торможением атмосферой).....................................………………………………….22-24
-
Выход КА за пределы Солнечной системы .................................................................. 18,5-19
ЦИОЛКОВСКОГО ФОРМУЛА — основное уравнение движения ракеты, определяющее её характеристическую скорость; опубликована К. Э. Циолковским и 1903 в работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами». Но Ц. ф. определяется макс. скорость, которую может получить одноступенчатая ракета в идеальном случае, когда её полёт происходит не только вне пределов атмосферы, но и вне пределов поля тяготения Земли. Циолковский считает нач. скорость ракеты равной нулю. Ц. ф. часто записывается в виде:
Vmaxu ln (Mo / Mк) u ln(1 Mт / Мк)
где u — эффективная скорость истечения продуктов сгорания из сопла РД; Мo — нач. (стартовая) масса ракеты; Мк — масса ракеты без топлива (в конце работы РД на активном участке траектории полёта ракеты); Мт — масса выгоревшего топлива.
Ц. ф. даёт только верх. границу скорости ракеты. Действительная конечная скорость всегда будет меньше вследствие неизбежных потерь (преодоление силы тяготения при подъёме ракеты, сил аэродинамич. сопротивления и др.). Ц. ф. распространяется также на составные ракеты, для отд. ступеней которых характеристич. скорости складываются:
где i — номер ступени; m — число ступеней ракеты; кi= Мкi /Мo i — относит. конечная масса ступени (при вычислении суммарная масса последующих ступеней считается полезным грузом); зависит главным образом от конструктивного совершенства РД, ракеты, вида применяемого топлива и относит, массы полезного груза (для ступени составной ракеты — относит, массы последующих ступеней).
Фундаментальная Ц. ф. показывает, что скорость, приобретённая ракетой при прямолинейном движении и отсутствии внеш. сил, прямо пропорциональна эффективной скорости истечения реактивной струи, т. е. осн. характеристике РД — удельному импульсу тяги, а также логарифму относит, конечной массы. Т. о., возможности ракеты в первую очередь определяются уд. импульсом её РД и массовым совершенством её конструкции. Ц. ф. можно пользоваться и в том случае, если силы сопротивления и силы тяжести малы по сравнению с реактивной силой. ЦИОЛКОВСКОГО ЧИСЛО — отношение массы рабочего запаса топлива Мт к конечной массе Мк ракеты или её ступени. Ц. ч. однозначно связано с относит. конечной массой ракеты (ступени) кМк / Мо соотношением Мт /Мк =11/к
Ц. ч.— один из осн. параметров, входящих в формулу Циолковского; зависит гл. обр. от конструктивного совершенства ракеты, вида применяемого топлива и относит, массы полезного груза (для ступени составной ракеты — относит. нач. массы последующих ступеней).
Сводная таблица основных характеристик отечественных и зарубежных ЖРД.