Сарнер С. Химия ракетных топлив (1241536), страница 14
Текст из файла (страница 14)
ПРИМЕРЫ РАСЧЕТОВ Так как конкретные расчеты очень длинны и утомительны, то в этой книге они не приводятся. Очень хороший пример расчета термодинамических свойств РО (г) предлагает Гордон [7]. Простой пример рассмотрен Веннером [24] для О (г), а в работе [3] опубликованы результаты расчетов для диацетилена. Эти примеры весьма характерны и могут использоваться для иллюстрации описанных здесь методов. ЛИТЕРАТУРА 1.
В а с Ье г Н. Р., О оп 6 зги !1 8., А1опис Епегиу 81а1ез аз Оетгче8 1готп 1Ье Апа!уяз о1 Ор1)са! Зрес)га, Неит Уогх, МСОгант-Н!!! ВооК Сотрапу, !пс., 1932. 2. Белла м и Л., Инфракрасные спектры сложных молекул, ИЛ, М., !963. 3. Р е г ! 9 1 е 8.
М., !и е Ь е г А., ТЬетюот)упат!с Ргорегпез о1 О)асе1у!епе, Д СИелг. Раув., 20, !657 (1952). 4. Р1с)те!1 ТЧ., Соту ап й. О., Ча!нез о1 ТЬегпюдупатп!с Гнпсиопз 1о 12000'К 1ог Зечега! 8пЬз1апсез, Ьоз А!атпов йерог! ЬА-1727, 1954. 5. Ге ад он А. Г., Энергии диссоциации и спектры двухатомных молекул, ИЛ, М, !949 (перевод с издания !947 г.). 6. О ! а и 9 не Чтт. Р., Са1сп!апоп о1 Ргее Епегку !тою Зрес!гозсор!с Оа1а, У. Аги.
Сьелт. 8ос., 52, 4808 (!930). 7. О от дои Л 8., ТЬегпюдупаю!сз о1 НЬЕЬ Тетпрега1иге Оаз М1х1пгез апт( Аррнсмюи 1о С~тпьы1ююи РюЫеюз, (ЧАОС Тесишсы И~~ю! 57 — ЗЗ, 1957. 8. Н е г х Ь е г и О., Мо!есшаг Зрес1га апт( Мо1есп!аг 81гпс1иге, чо1. И, Рг!исе1оп, Ыеит Яегзеу, О. Чап Ыоз1гапт) Сотпрапу, !пс., 1945. 9. Н и 11 Ч. )Ч., О о гт(оп 8., Мо ге11 Ч. Е., Оепега! Ме1!то6 апд ТЬегтпот)упаппс ТаЫез 1ог Сотпрша1юп о1 Ечп!ПЬПптп Сотпроыноп апт) Тетрега1иге о1 СЬет)са! меас1!опз, НАСА, мер. 1037 (1951).
1О. 3 о Ь п з1о п Н. 1., С Ь ар тп а п А. Т., У. Ат Сьелт. 8ос., 55, 153 (!933). 1!. 3 о Ь п з1 о п Н. 1., 8 а ч е т( о 11 Ь., В е! х е г Л., Соп1пЬШюпз 1о 1Ье ТЬегтподупатп!с Риис()опз 1ог а Р!апс)ИЕ)пз1е!п Озс!Ва1ог 1п Опе Оеигее о1 Ргее6ою, ОВ1се о1 )чача! Йезеагсь йерог! )ЧАЧЕХ08 Р-646, !949. 5" 68 3. ПРИМЕНЕНИЕ СТАТИСТИЧЕСКОГО МЕТОДА 12. К е1 ! е у К. К., Соп1пЬЕВопв 1о |йе Оа1а оп ТЬеогеВса! Ме1а!!пгиу. Х!. Ел|гор|ее о| !пог9агбс ЯнЬз1апсев, Впгеан о| М!пез Вп!|е||п 477, 1948 Кеч!в|оп; Х. Н!2Ь Тегпрега1нге Неа1 Соп1еп1, Неа1 СарасИу ап6 Еп1гору Оа|а 1ог !погдап1с Сотронпг|в, Внгеан о1 М|пев Вн|!е1!и 476, 1949.
13. Ко1з Ь у Н. б., ТЬегтог!упат!с Ргорег1!ев о1 54 Е!етеп(з Сопз|г!еге4 ав !деа! Мопа|от|с бавез, (оз А|атов Керог! 1А-2НО, 1956. 14. Майер Дж, Гелнер т-Майер М., Статистическая механика, ИЛ, М., 1952. 15. М о о ге С. Е., А1опнс Епег9у Сече!з, НВЯ С|гсн|аг 467, !949. 16. Р е п и| и е| о и К. Е„К о Ь е К. А., У.
Спят. Раув., 22, 1442 (1954). |7. Р ! 1 г е г К. 5., У. Сйят. Рйук, 5, 469, 473 (!937). |8. Р|1 хе г К. 5., ба | пп %, !я., У. Сйет. Рйуя., 10, 428 (1942). |9. Я а с Ь н г О., Алл. Рйуяй., 36, 958 (1911). 20. Б а г пег 5. Р., )У а г11сй ГХ 1, ТЬегто6упат!с Ргорег1|ев о1 СотЬнз1!оп Ргойнсйк лепета! Е|ес|пс Соп1гас1 НОг4 19508 (РВМ), чо!. 3, !960. 21. 51п1! Еп К., е1 а!., УАЫАР !п1ег|гп ТЬегтосйет!са! ТаЫев, М|6!апд, М|сЬ!Еап, Вотч С1гет|са! Сотрапу, ! 960 — 1966. 22.
5 1 и 1! Р. !1., Я|о Ь е б. С., ТЬегтог!упат!с РгорегВев о1 1Ье Е!етеп1в, Лпчапссв |п СЬетВ1гу Зепез № 18, ТуазЫпу|оп, ГА С., Лтепсап СЬет|- са! 5ос|е1у, |956. 23. Те1 го г| е Н., Алл. Рйуя|Ь., 38, 434 (19!2). 24. Вен пер Р., Термохимические расчеты, ИЛ, М., 1950. 25. |ч' | ! з о п Е. В., Уг., У. Сйет. Рйуя., 4, 526 (1936). 4. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ Обозначения Ы~ра, 2, — приращение идеальной скорости полета ракеты при отношении ее пассивного веса к объему топлива, равном 25; Тр — удельный импульс давления; др — ускорение силы тяжести на уровне моря; 0 — энтальпия; Р, — удельная тяга; 7 — механический эквивалент теплоты; М вЂ” молекулярный вес продуктов сгорания (рабочего тела); п — отношение мольных содержаний разбавителя и основного компонента; Й1 — коэффициент весового соотношения компонентов топлива; Т вЂ” температура; а — коэффициент избытка окислительных элементов; я — эмпирическое значение показателя степени в уравнении «плотностной удельной тяги»; е — геометрическая степень расширения сопла; р — плотность.
Индексы с — параметры в камере сгорания; е — параметры в выходном сечении; оо — параметры в вакууме. 4.Е ВВЕДЕНИЕ В первой главе приведены уравнения, описывающие приращение скорости и дальности полета ракеты, согласно которым удельная тяга, или ее эквивалент, — эффективная скорость истечения продуктов сгорания из сопла — наиболес важный параметр, входящий в эти уравнения. Отношение начальной и конечной масс ракеты является конструктивным параметром, 7О 4. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ плотность топлива — физическим и только удельная тяга представляет наибольший интерес для химика.
Роль плотности топлива уменьшается с увеличением размеров ракеты и высотности ее действия, а роль удельной тяги возрастает настолько, что, за исключением особых случаев, ее влияние превосходит влияние других параметров. В этой главе рассматривается влияние разных параметров на удельную тягу и ее достижимые значения при применении химических ракетных топлив. 4.2. СВЯЗЬ УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ С ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИМИ ПАРАМЕТРАМИ Из уравнений (2.18) и (2.19) следует, что удельная тяга любого топлива равна (4.1) Так как все члены этого уравнения, кроме разности энтальпий, постоянны, то (4.2) Здесь разность энтальпий относится к единице веса топлива.
В приближенном уравнении (2.35) наиболее важен первый множитель, так как остальные либо постоянны, либо почти постоянны, поэтому ~/ т, (4.3) Температура в камере сгорания обусловлена выделением тепла (см. уравнение (4.2)], а приближенное выражение (4.3) указывает на важность малого молекулярного веса продуктов сгорания, так как молекулы меньшего веса легче разгоняются в сопле, в результате чего достигается ббльшая скорость истечения. Отсюда следует важный вывод, что достижение высокой удельной тяги зависит от двух параметров: большого тепловыделения, обеспечивающего получение энергии ускорения (кинетической энергии) продуктов сгорания, и малого молекулярного веса продуктов сгорания, облегчающего ускорение.
В одном предельном случае, в ядерных ракетных двигателях, тепловыделение ограничено достижимой температурой в реакторе, и поэтому удельная тяга определяется молекулярным весом применяемого рабочего тела. Рабочее тело, эквивалентное топливу в случае химических ракетных двигателей, выбирается по молекулярному весу его продуктов в условиях ракетного двигателя (табл.
4.1), и ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ 71 параметрам теплообмена и эксплуатационным свойствам. В другом предельном случае, в воздушно-реактивных двигателях, молекулярный вес продуктов сгорания определяется подавляющим количеством воздуха и горючее выбирается по теплоте сгорания. стоимости и эксплуатационным свойствам. Таблица 4.! Молекулярные веса рабочих тел Моле«улар«ай оес Рабочее тела а «амере стара- нии )бои) 'К) н выходном сечении нею' к) 1,03 4,92 6,14 6,94 2,01 8,51 17,95 6,94 Водород Аммиак Вода Литий В ракетных двигателях, работающих на химическом топливе, ни один из этих параметров не фиксирован.
Применяемые топлива должны выделять тепловую энергию с образованием стабильных экзотермических продуктов сгорания, которые, расши'ряясь в сопле, одновременно являются рабочим телом. Таким образом, получение максимальной удельной тяги требует компромиссного выбора между максимальным выделением тепловой энергии (или температурой в камере сгорания) и минимальным молекулярным весом продуктов сгорания.
4.3. ТЕПЛОТЫ РЕАКЦИЙ И ОБРАЗОВАНИЯ А+ В С+ (л+ Ьол) (4А) вещества С и Р называются продуктами реакции, а вещества А и  — реагентами. Это обусловлено принятым направлением реакции. Если в этой реакции выделяется тепло, то она называется экзотермической и изменению энтальпии системы Изменение энтальпии, входящее в уравнение (4.2), по существу является разностью теплот реакций системы в условиях камеры сгорания и выходного сечения сопла.
Поэтому энергетические характеристики любого ракетного топлива в первую очередь зависят от его термохимических свойств. До оценки энергетических свойств топлив следует ознакомиться с некоторыми общими понятиями. В химической реакции 72 К ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ присваивается отрицательный знак.
Если тепло поглощается, то реакция называется эндотермической и изменению энтальпии системы присваивается положительный знак. Изменение энтальпии системы называется теплотой реакции. Рассмотрим вторую реакцию: С+ А) А4+ Н+ 7АН (4.5) Можно суммировать уравнения двух реакций или вычесть одно из другого и получить третью реакцию. Окончательное значение изменения энтальпии системы определяется только начальными реагентами и конечными продуктами и не зависит от действительного или гипотетического пути, по которому она идет с образованием требуемых продуктов.
Таким образом, можно суммировать уравнения (4.4) и (4.5) и получить А+  — М+ Н+ЬНр, + ЬНрз. (4.6) Стандартным состоянием любого элемента называется его нормальное состояние при комнатной температуре (25' С или 298,!5'К) и давлении 1 атм.
Если все реагенты в термохимическом уравнении являются элементами в их стандартных состояниях и если получается только один моль одного продукта реакции при тех же температуре и давлении, то изменение энтальпии системы называется стандартной теплотой образования продукта реакции, так как по определению теплота образования любого элемента в стандартном состоянии равна нулю. Примерами реакций, дающих стандартные теплоты образования, являются следующие; Нз(г)+ '/зО,(г) НЕО(г) — 57,80 икал, С (тв) + О, (г) С ОЕ (г) — 94,05 крал, 1.!(тв)+'(,Оз(г)+'(,Н,(г) 1.!ОН(тв) — 1166 юсал. Согласно первому закону термодинамики (закону сохранения энергии), теплота любой реакции равна разности теплот образования продуктов реакции и реагентов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
