Сарнер С. Химия ракетных топлив (1241536), страница 9
Текст из файла (страница 9)
Следовательно, топливо влияет не только на удельную тягу двигателя, но также и на массовую долю топлива в ракете, поэтому выбор топлива является важнейшим фактором при конструировании ракет. ЛИТЕРАТУРА 1. 3 и го гое г!1е! и М., Я е11 ег1 Н. 3., Брасе Тесйпо!ову, СЛ. 3, поьп уа1- !еу аое! Ясов, 1пс., !Ч. У., 1939. 2. ТЕРМОДИНАМИКА ГОРЕНИЯ И ПАРАМЕТРЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Обозначения /=4 А — площадь поперечного сечения; а — скорость звука; Се — коэффициент тяги; с — удельная теплоемкость при постоянном давлении; 980,665 см/сек' — ускорение силы тяжести на уровне моря; Н вЂ” энтальпия; Н; — энтальпия 1-го компонента; /р — удельный импульс давления; 26,64 кгм/ккал — механический эквивалент теплоты; Кр — константа химического равновесия; М вЂ” молекулярный вес; т; — молекулярный вес 1-го компонеята; т — масса; т — массовый секундный расход; Р1 — удельная тяга; р — давление; д — теплота; /г= !,98726 кал/моль град; Я вЂ” энтропия; оь — стандартная энтропия 1-го компонента; Т вЂ” температура; 'г' — удельный объем; о — скорость продуктов сгорания; ю — весовой секундный расход; к; — мольная доля 1-го компонента; а в полуугол раствора сопла; у в показатель адиабаты расширения продуктов сгорания в сопле; в=А,/А~ — геометрическая степень расширения сопла; х — поправочный коэффициент, учитывающий потери в сопле на неравномерность истечения 1двумерность течения); 40 2.
ТЕРМОДИНАМИКА ГОРЕНИЯ И ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЕЙ 12 — весовая доля конденсата в продуктах сгорания; р — плотность; Ф=Π— ТБ — изобарно-изотермический потенциал. Индексы параметры окружающей среды; параметры в камере сгорания; параметры в выходном сечении сопла; индекс компонента (при суммировании); параметры в критическом сечении сопла; направление вдоль оси сопла ракетного двигателя; газовая фаза; конденсированная фаза; стандартное состояние.
а— с— е— О— 2.1. ВВЕДЕНИЕ Определение характеристик ракетных топлив при помощи экспериментальных двигателей связано с большой затратой средств и не всегда надежно. Если данная комбинация компонентов топлива не будет исследована в широком диапазоне их соотношений, то, возможно, не будет найден оптимальный состав рассматриваемого топлива; это может привести к ошибочному выводу, что его характеристики хуже, чем на самом деле. Кроме того, выбранная конструкция двигателя может оказаться неоптимальной для данного топлива и это также приведет к ошибкам. Поэтому необходима теоретическая оценка характеристик топлив как метод выбора высокоэффективных топлив для ракетных двигателей, определения оптимального состава выбранного топлива, отбора данных для проектирования двигателей и анализа результатов их испытаний. Применение в последние пятнадцать лет цифровых вычислительных машин для теоретического определения равновесных параметров продуктов высокотемпературных реакций позволило проводить эти расчеты в больших масштабах, а появление достоверных таблиц высокотемпературных свойств компонентов продуктов сгорания сделало надежными результаты этих расчетов.
В этой главе рассматриваются методы и приемы теоретического определения характеристик топлив. В случае любого ракетного двигателя (независимо от того, являются ли компоненты топлива газами, жидкостями, твердыми веществами или их комбинацией) мы имеем дело с одной и той же расчетной моделью горения, которая строится на основании положений термодинамики. Хотя с кинетической точки зрения механизмы горения твердых, жидких и гибридных топлив могут 2. ТЕРМОДИНАМИКА ГОРЕНИЯ И ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЕН 41 существенно отличаться между собой, особенно при использовании в топливах металлов, во всех случаях с термодинамической точки зрения достаточно лишь одной модели.
Важно отметить, что в этой модели не рассматриваются ни протекающие реакции, ни полнота сгорания, а только окончательное равновесное состояние, причем предполагается, что в каждой точке ракетного двигателя рабочее тело находится в равновесном состоянии. 2.2. ДОПУ)ЦЕНИЯ ПРИ РАСЧЕТАХ ПАРАМЕТРОВ ПРОДУКТОВ СГОРАНИЯ И УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ Химические процессы, протекающие в ракетных двигателях, кажутся относительно простыми. Компоненты топлива горят в камере сгорания, образуя горячие газы, которые затем расширяются в сопле.
Следовательно, химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую. Возникающие трудности обусловлены множеством возможных реакций и изменением нх интенсивности с изменением температуры и'давления. Чтобы решить эту задачу, необходимо сделать некоторые упрощающие предположения. Для этой цели камеру ракетного двигателя мысленно делят на две части — камеру сгорания (горение) и сопло (расшнрение газов). По существу камеру сгорания можно рассматривать как устройство, обеспечивающее адиабатическое горение. В случае жидких компонентов топлива один из них обычно используется в качестве охладнтеля стенок камеры. Охладитель поглощает тепловую энергию, которая иначе терялась бы камерой сгорания, и возвращает эту энергию после впрыска в камеру.
В случае твердых топлив благодаря изолирующему действию несго. ревшей части заряда предотвращаются потери тепла через стенки камеры сгорания. Поэтому сделанное предположение вполне оправданно. Предполагается также, что камера сгорания является изобарической. Справедливость этого предположения в значительной степени зависит от конструкции камеры сгорания, а в случае твердого топлива — от целостности заряда. При нормальных условиях в течение периода установившегося горения давление по существу не меняется, так что это предположение ие приводит к существенной ошибке.
В случае когда из-за особенности конструкции двигателя давление не постоянно, можно использовать среднюю величину давления в камере сгорания, если изменение незначительно нли его влияние мало, либо выполнить расчеты для ряда значений давления. 42 2.
ТЕРМОДИНАМИКА ГОРЕНИЯ И ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЕН Предполагается далее, что газообразные продукты сгорания являются идеальными газами и образовавшаяся конденсированная фаза занимает пренебрежимо малый объем. Последнее очевидно, так как даже при комнатной температуре объем, занимаемый газом, более чем в тысячу раз превосходит объем большинства твердых тел. При температурах, имеющих место в камерах ракетных двигателей, объемы твердой или жидкой фазы становятся незначительными. Предположение об идеальном газе справедливо при температурах выше -2000' К о, а также при низких давлениях.
Так как горение обычно происходит при высоких давлениях, возможны некоторые ошибки при оценке характеристик низкотемпературных устройств, таких, как газогенераторы, стабилизирующие или корректирующие двигатели. В этих случаях рекомендуется для большей точности расчетов учитывать не- идеальность газов ').
Другой источник ошибок, связанный с предположением об идеальности газообразных компонентов продуктов сгорания, обусловлен наличием в ннх газов, температура которых чуть выше их температур конденсации. К счастью, в большинстве случаев при испарении конденсированных веществ происходит разложение паров с образованием газообразных продуктов, что приводит к существенно меньшей ошибке. Наименее оправданно предположение о том, что в камере сгорания достигается химическое и термодинамнческое равновесия. Это единственное предположение, отклонения от которого наблюдаются при нормальных условиях.
Однако эти отклонения не слишком велики и в основном обусловлены кинетикой процессов, происходящих при горении. В случае неполного сгорания металлов степень отклонения часто определяется размерами частиц, типом компонентов н конструкцией двигателя. В целом задачу лучше решать при допущении полного равновесия, что позволяет упростить и унифицировать вычисления, а затем вычислять поправки, определив их как неполноту сгорания.
Последнее общепринятое предположение, касающееся камеры сгорания, состоит в том, что скорость продуктов сгорания в ней пренебрежимо мала. Хотя продукты сгорания имеют некоторую скорость в камере, она пренебрежимо мала по сравнению со скоростью в выходном сечении сопла. и Это значение температуры является грубо ориентировочным; оно зависит от давления и состава продуктов сгорания. — Прим.
ред. и При среднетемпературных процессах горения (например, в газогенераторах) состав продуктов сгорания резко отличается от равновесного, в частности появляются промежуточные продукты сгорания. Поэтому уточнение расчета с учетом неидеальности продуктов сгорания без знания точного их состава вряд ли оправданно. — Прим. ред.
К ТЕРМОДИНАМИКА ГОРЕНИЯ И ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЕЙ 43 Сопла также предполагается адиабатическим. В случае жидкостных ракетных двигателей это подтверждается теми же доводами, что и для камеры сгорания. В ракетных двигателях твердого топлива иногда применяется изоляция, что приводит к уменьшению потерь. Однако в обоих случаях несомненно имеют место некоторые потери, связанные с отводом тепла в сопло. Они весьма малы в небольших соплах, предназначенных для работы на небольших высотах или на уровне моря, и становятся более существенными в соплах, предназначенных для использования иа больших высотах или в вакууме.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
