Сарнер С. - Химия ракетных топлив (1049261), страница 18
Текст из файла (страница 18)
Окись алюминия довольно стабильна в условиях камеры сгорания и выходного сечения сопла до температуры выше 4000' К. Двуокись циркония стабильна до 4500'К в условиях выходного сечения сопла и до температуры выше 5000' К в условиях камеры сгорания. Следует указать, что образование конденсированных фаз, положительное с точки зрения выделения тепловой энергии, связано с затратами рабочего тела.
Кроме того, между конденсированной и газообразной фазами нет термического и скоростного равновесий, поэтому следует ожидать дополнительных потерь удельной тяги. 4.8. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТИПИЧНЫХ ДВУХКОМПОНЕНТНЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ Анализ теплот сгорания элементов, выполненный в равд. 4.6, показывает, что бериллий с кислород- или фторсодержащими окислителями должен обеспечить наилучшие удельные тяги топлив. Элементы второго периода — литий и бор — также имеют большие теплоты сгорания, которые приблизительно соответствуют теплотам сгорания лучшего элемента третьего периода— алюминия и элемента первого периода — водорода.
Анализ стабильности продуктов сгорания, выполненный в равд. 4.7, показывает, что фторсодержащие системы должны иметь большие теплоты сгорания, особенно если горючие элементы одновалентны, как, например, водород или литий. Кислородсодержащие топлива могут терять часть теплоты сгорания вследствие диссоциации НВО (г), СОВ (г), ВВОА (г) и 1.1ВО (ж), если температура в камере сгорания достаточно высока. Реакции, приводящие к образованию гидроокисей, например ВРОН (г) или НВОА (г), также связаны с потерями тепловой энергии.
В заключение следует указать, что рабочие тела (продукты сгорания) с малыми молекулярными весами обеспечивают более высокую удельную тягу, поэтому в большинстве случаев необходимо применять водород в виде некоторых соединений. Компоненты продуктов сгорания с ббльшим молекулярным весом вызывают уменьшение удельной тяги. Можно ожидать, что использование веществ, газообразные продукты сгорания которых (рабочее тело) имеют очень малый объем, приведет к ненормально низким результатам. На основании вышеприведенных критериев выбран ряд двух- компонентных топлив для иллюстрации теоретических возможностей ракетных топлив.
Все десять окислителей — жидкости, так как твердые окислители обычно содержат большое количество элементов, что заметно усложняет анализ результатов в зависимости 96 Е ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ от состава топлива. Рассмотренные окислители представляют разнообразные типы имеющихся соединений. К простейшим окислителям относятся фтор, кислород и окись фтора (ОРЕ), которые состоят только из основных окислительных элементов.
Остальные окислители содержат менее желательные, с точки зрения окисления, элементы-носители. Водород, содержащийся в перекиси во. дорода, уменьшает энергосодержание топлива по сравнению с одним только кислородом вследствие выделения энергии прн образовании связей Π— Н. Окислители с элементами-носителями обычно содержат центральный атом, который должен быть электроотрицательным н иметь малый атомный вес. Электроположительный элемент-носитель способствует образованию прочных связей, вызывающих большие потери тепловой энергии, а тяжелые элементы приводят к нежелательному увеличению молекулярного веса продуктов сгорания.
Следующим после кислорода и фтора наиболее электроотрицательным элементом является хлор, и поэтому он предпочтителен в качестве элемента-носителя. Трифторид и пентафторид хлора — примеры соединений со связями С! — Р, а перхлорилфторид — соединения со смешанными связями С! — О и С! — Р, причем первая связь является преобладающей. Азот — элемент с наименьшим атомным весом, который не участвует в реакции горения и может выполнять роль элемента-носителя. Примером окислителя со связями 1х! — Р является тетрафторгидразин, а соединения со связями Н вЂ” Π— четырехокись азота.
Азотная кислота также представляет собой соединение со связями Н вЂ” О, но она имеет дополнительную «штрафную» связь Π— Н, как и перекись водорода. Четыре выбранных горючих — жидкости и четыре — твердые тела. Горючее СНА можно считать представителем обоих типов. Авиационные горючие типа керосина имеют состав, приблизительно отвечающий этой формуле; насыщенные твердые полимеры типа полиэтилена имеют такую же эмпирическую формулу, хотя молекулярный вес этих соединений в большинстве случаев значительно выше. Молекулярный вес жидких углеводородов обычно ограничен пределами 120 — 140, а у твердых полимеров он может достичь величины 2000.
Комбинации выбранных твердых горючих и жидких окислителей не применяются в качестве топлив для гибридных двигателей, так как по меньшей мере непрактично использовать такие топлива без горючего-связующего; однако эти комбинации иллюстрируют энергетические характеристики топлив. Рассматриваются гидриды бериллия, бора и алюминия, поскольку продукты сгорания с большим молекулярным весом, образующиеся при горении многовалентных элементов, неэффективны без водорода как рабочего тела. Для иллюстрации этого положения рассмотрен металлический бериллий. Чтобы 4.
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ 97 показать преимущества образования высокостабильного фторида, рассмотрен металлический литий. Гидразин служит примером соединения со связями 41 — Н, а СН2 — представитель соединений со связями С вЂ” Н. Несимметричный диметилгидразин (НДМГ) имеет связи Н вЂ” Н и С вЂ” Н, а также С вЂ” 1Ч. Эти три соединения наряду с водородом относятся к типичным жидким горючим.
Таблици 49 Данные окислителей, используемые при расчете хараитерпстик двухкомпонентных топлив анп клал(моль Плотность, г!смг Химическая формула Фнзнческое состояние Жидкое Таблица 4.!О Данные горючих, используемые при расчете характеристик двухкомпонеитных топлив лил кколгмою Физическое состояние Плотность, г!смг Химическая формула Горючее Н 192 14 (СН8)2142Н2 Жидкое — 1,89 +12,05 +11,30 0,071 1,004 0,784 Жидкое или твердое Твердое Жидкое Твердое Теплоты образования и плотности компонентов топлив приведены в табл. 4.9 и 4.!О. Более подробный анализ свойств горючих и окислителей и ссылки на литературные источники приве- 7 Заказ Ат 8!9 Фтор Тетрафторгидразин Трифторид хлора Пентафторид хлора Перхлорилфторид Окись фтора Кислород Перекись водорола Четырехокись азота Азотная кислота Водород Гидразин Несимметричный диметилгидразин СНя Литий Пентаборан Гидрид алюминия Бериллий Гидрид бериллия сн 14 В5Н9 А1НЗ Ве ВеН2 Р 192Р4 С1Р С1Р С1О,Р ОР2 О Н202 М~О4 — 3,03 — 3,90 — 45,3 — 60 — 10,42 +3,90 — 3,08 — 44,85 — 4,676 — 41, 46 — 6,06 0 +10,24 — 3 0 — 1 1,507 1,140 1,809 1,750 1,414 1,521 1,144 1,442 1,434 1,504 0,910 0,534 0,618 1,5 1,850 0,7 98 С ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ дены в 8-й и 9-й главах книги.
Использованные в расчетах термодинамические свойства компонентов продуктов сгорания взяты по Сталлу и др. ]7], данные для ВеС1 (г) уточнены автором. Применялась программа расчетов Зелезника и Гордона [8] с некоторыми модификациями, введенными для облегчения расчетов н уменьшения ошибок. Выбраны давления в камере сгорания 68,046 атм (1000 фунт~дюйма, абс.) и выходном сечении сопла 1 атм. Приведены следующие расчетные данные: температуры в камере сгорания Т, и в выходном сечении сопла Т;, молекулярный вес продуктов в камере сгорания М, и в выходном сечении сопла М,; удельный импульс давления ТР; плотность топлива р; оптимальная удельная тяга при равновесном течении в сопле Рь вычисленная при условии равенства давлений в выходном сечении сопла и окружающей атмосферы и отсутствия потерь на неравномерность истечения из выходного сечения сопла; пустотная удельная тяга Р', вычисленная при таких же допущениях, что и удельная тяга Рг (за исключением того, что давление в выходном сечении сопла определяется геометрической степенью расширения сопла, равной 40, а внешнее давление равно нулю); приращение идеальной скорости полета ракеты Л)тнп,зз.
Соотношение компонентов топлива определяется отношением веса окислителя к весу горючего йь весовым содержанием горючего в топливе (о7о) и коэффициентом избытка окислительных элементов а, который определяется выражением о Сумма валентностей окислительных элементов 4 46 Сумма валентностей восстановительных элементов Если компонент топлива, названный горючим, не содержит окислительных элементов, а компонент, названный окислителем, не содержит горючих элементов, то коэффициент избытка окислительных элементов равен коэффициенту избытка окислителя й, (при действительном соотношении компонентов) ив Лг (при стехиометрическом я) соотношении компонентов) ' Если присутствует углерод, то коэффициент избытка окислительных элементов (окислителя) вычислялся при допущении, что валентность углерода равна двум, как в окиси углерода, которая н В оригинале вместо коэффициента избытка окислнтельных элементов приведена обратная величина Ди названная «отношением эквивалентов».— Прим.
ред. " При стехиометрическом соотношении компонентов топлива получаются только продукты полного сгорания Н»0, )Ч», В»О» и т. д. — Прим. ред. 4. энеРГетические хАРАктеРистики РАкетных тОплив 99 '1 При вычислении коэффициентов избытна окислительных элементов или окислителя валентность углерода обычно берется равной четырем, как в двуокиси углерода, которая является продуктом полного сгорания углерода.
— Прим. ред. '! Топлива, имеющие большую удельную тягу, наиболее эффективны при использовании в верхних ступенях ракет, работающих в вакууме. Поэтому нагляднее сравнивать топлива по пустотной удельной тяге при меньшем давлении в выходном сечении сопла, т. е. при большей степени расширения. Параметры некоторых топлив, полученные при отношении давлений !000: 0,2 (фунт!дюйме, абс.), приведены в таблице Маккормика [МсС о г ш ! сй 3. Сь, Брасе Аегопаи!!се, 39, 3, !01 ()963)]. Окислитель н,о, с!и.
о, а о а о Е "ч ос Горючее Ра рь с ь'ь аа о а ь а. а. о ай ь и о. о, ь и а о а а. и ь с а .' о и а а о оо а о ь оо а сек а а а оЧ сек сек сек вен, А1Н, в,н„ й, с,н, !Сна.'н,не 'и:н', сн.' !Зн 493 424 405 335 350 349 348 344 зе за ал 3923 Зг ОО 2912 3257 2992 2916 2979 2711 462 401 391 ЯОЗ 261 354 354 344 325 418 367 368 378 325 337 363 315 360 3446 4292 4333 3254 4014 3433 3262 2979 Злг 45 00 4693 4543 3985 3404 37 94 2 969 8541 41 09 492 416 421 470 — 5194 1,55 5368 1,23 6165 0,681 4809 4004 501 437! 447 46!О 460 3371 439 1,53 1,02 ОЛЗЗ 1,30 1,25 1,27 1,35 1,26 1,79 1,47 0,612 1,62 1',зт 1,48 1,48 1,52 1,4! олнз 0,227 1,55 1,12 О,'46 1,24 1,18 1,21 1,34 1ЛО Прим.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
