Седов Л.И. Механика сплошной среды, Т. 2 (1119110), страница 27
Текст из файла (страница 27)
э) Во мвогях практяческв важных случаях, особенно пря применении жидких тоялвв прв низкой температуре (вапрямер, жидкий кислород в водород), в совремеввых двигателях имеет место неравенство 1 (( Ь. э) В совремеяных двигателях достигается очень высокая степень полноты сгоравяя. 126 Гл. У111. Гндромехавнка давным химической термодинамики. Наибольшее удельное аначение 11 отвечает стехиометрической смеси.
Стехиометричность моя!но обеспечивать с помощью систем подачи компонент топлива в камеру сгорания. Сравнение различных комбинаций ракетных топлив и их оценку можно производить для стехиометрических смесей или для некоторых заданных диапазонов весовых соотношений компонент. Таблица Теплота реакцни горгочих компонент топлив при стехномстрической смссн ') Удельная тяга я кг ,нрн «Паек р" 1ОО Уцельная теплота реакции, а"— "" кГ Окаолнтель Горючее 4500 ') Подробные термопннамнческне данные лля разлнчных слезем горючего н окислителей можно найти а о, зо!!оп Босне! нгоро!з!оп е!ежепха ю. У.-ь., 19бз; и. Баррер н цр., Ракегаые ненгагелн, оборонгнз, 1992; 3. Р. Багпег.
Ргорепап! спеюпмгг, рь ъ., кмь В таблице представлены некоторые данные о применяемых и перспективных топливах. Из таблицы видно, что водород и литий являются высококалорийным топливом. С механической точки зрения наибольшее преимущество по сравнению с кислородом имеет фтор. Однако фтор ядовит и химически очень агрессивен. Значительноевыделение теплоты получаетсн при рекомбинациях атомов кислорода и водорода. При испольаовании топлив имеют значение не только данные, указанные в этой таблице.
Большое аначение имеют также вопросы организации процесса горения в камере ракетного двигателя, токсичность и агрессивность компонент, их взрывоопасность, вопросы удобства и возможности хранения топлив, Жидкий водород Не Литий Керосин Этиловый спнрг Гндраанн Водород Нз Литий Гндразпн Керосин Керосин Атомарный кислород О Атомаркый водород Н Атомарный водород Н Жндквй кислород О, Э Э Жкцквй фгор Рз Э Э Э з Азотная кислота Чегырехоквсь азота Атомарный кпслород О Атомарный водород Н Атомарный кислород О 3 030 3 560 2 270 2 020 1 940 3 030 3 170 2 420 1 440 1 710 3 ЯОО 51 600 11 ЗОО 400 370 310 300 320 420 420 370 265 235 т 10. Основные элементы теории реактивной тяги 127 цены их приготовления и некоторые другие обстоятельства. Например, в настоящее время из-за трудностей приготовления и сохранения на практике не используются указанные в таблице реакции с большим выделением тепла для атомарных кислорода и водорода.
За счет теплоотдачи или использования части выделяющейся энергии для систем подачи топлива происходит некоторое снижение 1„и Т, до ри и Т * (1 е С 1те и Т'е ( Тте), которое можно учесть в специальных расчетах. Если результирующее полное теплосоДаиление торможения держание в идеальном процессе сгорания и расход топлива связано только с величинои освобождающейся химической энергии, то для идеального процесса в двигателе давление торможения при заданном критическом сечении сопла Якр зависит в первую очередь от массового расхода компонент топлива. Кроме этого, давление торможения зависит от необратимых особенностей процессов в камере сгорания и потерь, связанных с ростом энтропии при движении газа в сопле. Для массового расхода газа (см.
(6.9)) верна формула Фг г,т' где р" и Те — давлепие и температура торможении в критическом сечении. Если сгорание заканчивается до критического сечения сопла и можно пренебречь теплоотдачей, то Ти= Т'". Из формулы для расхода 6 ясно, что величины С и р* практически пропорциональны. Регулированием подачи топлива в камеру сгорания можно менять давление торможения. Как указывалось выше (см. 3 9), отношение =с л характеризует потери в сопле между критическим сечением и сечением на срезе сопла.
Обычно величина и близка к единице. В хороших соплах коэффициент а имеет значение 0,98 — 0,99. Из основного равенства (10.3) для тяги ракетного двигателя на основании формул т 6 можно написать тт = (г'н + Р 8) — Ров = (Р 7 Р) — Ре) Ю, (10.5) 1228 Гл. ЧШ. Гидромехаиика где Я вЂ” площадь на выходе из сопла, 1(),) = (1 - - Ае) (1 — ',,' >.-)"' ". ПРи Рк )) Ре (Р* имеет поРЯдок 50 — 100 ат,к, Р, 1 альм на Земле и ре = 0 на больпюй высоте) второй член в скобках в (10.5) мал по сравнению с первым. Коэффициент скорости Х на выходе из сопла при пренебрежении малыми потерями в сопле по формулам з 6 выражается через конструктивно определяемое для сопла отношение Якр/Я из соотношения 1~1 т 1 ).„2ЦЛ И / 2 1М ) ИР Отсюда следует, что Скорость истечения в реактивной струе зависит от теплоты горения и от показателя адиабаты Пуассона Ч продуктов горения. Из (10.5) следует, что при ре = 0 тяга пропорциональна расходу 6 или давлению торможения р*, все потери в давлении торможения — это прямые потери в тяге.
Регулирование расходом давления торможения рк равносильно регулированию тяги. Важнейшей практической характериУдельиая тяга стикой данных компонент топлива, совершенства процесса горения и истечения газа в ракетном двигателе является удельная тяга, представляющая собой величину тяги, снимаемой двигателем с килограмма расходуемого за одну секунду топлива: В ее кГ у6' кГ~еел где дб — секундный весовой расход продуктов сгорания через сопла. Для расчетного сопла, когда р' = р„ив (10.5) имеем В В' У2~ ~1 (ер )< уд= ул р' или Вгд — — Втд = 0,1 1 10.
Основные элементы теории реактивной тяги 129 Для нерасчетного сопла (см. (10.3) и рис. 50) имеем "уи = "'та+ ° ллук лэи Мтни р'и Из двух последних формул ясно, что удельная тяга существенно зависит от калорийности топлива, т. е. от величины 1, от перепада давления р'/р* в двигателе и довольно чувствительно зависит от показателя адиабаты Пуассона у продуктов горения. Из формулы для Лул в случае расчетного сопла вытекает, что при прочих равных условиях удельная тяга растет с ростом у.
(Для атомарных газов у = 5/3, для газов с молекулярным строением, молекулы которых имеют повышенное число степеней свободы, имеем 1 ( у . 5/3.) Очевидно, что удельная тяга ракетного двигателя совсем не зависит от скорости полета и слабо зависит от высоты полета (через величину рэ). При увеличении высоты полета давление р' сохраняется, а давление р, падает, поэтому удельная тяга несколько возрастает за счет уменыпения р,. В приведенной выгпе таблице указаны расчетные удельные тяги различных комбинаций топлив стехиометрического состава для идеальных процессов в двигателе при полном сгорании и при обратимом процессе истечения из сопла для перепада давления р'/р'" = 1/100. Из этой таблицы следует, что получение большой удельной тяги связано не только с болыпим тепловы- делением при горении.
Например, гидразин с кислородом имеет лучшуто удельную тягу, чем этиловый спирт с кислородом,— это связано с различными свойствами молекулярного состава продуктов горения. В современных жидкостно-реактнвных двигателях (ЖРД) у Земли достигнуты удельные тяги Л „;. 240 — 420 кГсек/кГ, в ракетных двигателях на твердом топливе (РДТТ) имеем Лу„= 220 — 250 кГсек/к Г. В перспективных двигателях эти показатели могут быть лучшимн.
Удельные тяги на высоте могут быть болыпими. В качестве характеристики топлив и двигателя вместо удельной тяги можно рассматривать и использовать величину, обратную удельной тяге дд кГ1еек сул — и — н ул которая дает весовой расход топлива в одну секунду для получения тяги в один килограмм (удельный весовой расход топливо) . 5 и. 1Ь Селоо, том 2 Гл.
УП1. Гидромехаиика Основные оеобевиоети ракетных дввгателей Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) в другие тины двигателей Удельный расход топлива сгд в ракетных двигателях большой, запасы химического топлива при полетах на очень большой высоте должны находиться на борту летательных аппаратов, поэтому ракетные двигатели могут работать, вообще говоря, только очень короткое время. Даже для сверхмощных современных ракет время действия главных двигателей измеряется всего несколькими минутами.
При полетах в атмосфере другие типы двигателей, забирающие кислород иэ атмосферного воздуха, имеют много меньший расход запасов топлива, находящихся на борту летательного аппарата, и поэтому в этом отношении они выгоднее ракетных двигателей. Ракетные двигатели легки, могут работать в пустоте и способны развивать в течение короткого времени очень большие тяги, практически недостижимые для двигателей других типов. Например, в настоящее время имеются жидкостные ракетные двигатели с одним соплом, развивающие в полете тягу до 800 Т. На больших современных космических ракетах на первой ступени ставится несколько таких двигателей.
Существуют ракетные двигатели на твердом топливе, которые развивают тягу в несколько тысяч тонн. При полетах в атмосфере Земли в качестве окислителя можно использовать атмосферный кислород. Забираемый для этой цели из атмосферы воздух вместе с топливом, имеющимся на борту летательного аппарата (в перспективе вместо энергии горения для подогрева рабочей среды можно использовать энергию ядерных реакций), можно использовать для образования реактивной струи, создающей тягу. Важно, что обычно в рабочем газе вес воздуха значительно превышает вес топлива. Зтот процесс непосредственно осуществляется в воздушно-реактивных двигателях (ВРД).
Атмосферный воздух используют также в поршневых и газотурбинных двигателях, в которых энергия продуктов горения с помощью турбины преобразуется в механическую энергию, используемую в свою очередь для вращения винта (компрессора), передающего механическую энергию воздуху или воде для создания реактивной струи, обусловливагощей появление тяги. Существует множество различных схем и типов двигателей, создающих тягу, для полетов аппаратов в воздухе или для движения в воде, для движения различных транспортных средств по поверхности земли или воды.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
