ПОИСК Статьи Рисунки Таблицы Оценка эффективности ракетных топлив из "Жидкие ракетные топлива" Топливо является источником энергии, которая с помощью двигателя передается летательному аппарату. Скорость, развиваемая летательным аппаратом, и дальность его полета при определенной загрузке топливом зависят от эффективности топлива. Существует два способа оценки эффективности топлива — термодинамический и баллистический. [c.16] Определять удельную тягу можно либо опытным, непосредственно на двигателе, либо теоретическим, расчетным путем. Величина удельной тяги зависит не только от энергетических показателей топлива, но и от степени расщирения продуктов сгорания топлива при истечении их из сопла двигателя. Так, топливо при испытании его в двигателях, имеющих одинаковое давление на срезе сопла (например, давление окружающей среды 1 атм), а давление в камере различное, будет иметь удельную тягу тем больще, чем выще давление в камере сгорания. Поэтому сравнение энергетических показателей различных топлив должно проводиться при одних и тех же условиях применения их в двигателе. [c.17] Энергетические показатели двухкомпонентного топлива зависят также от соотнощения, в котором компоненты подаются в камеры сгорания двигателя. Соотношение компонентов, при котором окислителя хватает как раз на то, чтобы горючее полностью сгорело (углерод до СО2, а водород до Н2О), называется стехиометрическим. Однако известно, что для получения максимальной удельной тяги компоненты топлива в двигатель следует подавать не в стехиометрическом соотношении, а с некоторым избытком горючего. [c.17] Опытная оценка эффективности ракетньих топлив про- водится на стендах с замером тяги, развиваемой двигателем, и секундных расходов компонентов топлива. Тягу двигателя определяют при различных соотношениях окислителя и горючего и таким образом находят наилучшее соотношение, при котором при данном расходе топлива получается максимальная тяга. Удельная тяга находится как отношение тяги, развиваемой двигателем, к секундному расходу топлива, т. е. к суммарному секундному расходу окислителя и горючего. [c.17] Удельная тяга топлива мало зависит от конструктивных особенностей двигателя. Поэтому удельная тяга, рассчитанная теоретически, хорошо совпадает с- уде льной тягой, определяемой при испытании на стенде. [c.17] Из уравнения реакции легко можно установить количество образующихся продуктов сгорания — углекислого газа н водяных паров. [c.18] Так как количество тепла, выделяющееся при образовании углекислого газа и водяных паров, известно, то становится известным и общее количество тепла, полученное в реакции горения. [c.18] Однако такой простейший расчет дает только приблизительный ответ на вопрос о составе продуктов сгорания ракетного топлива и его эффективности. При сгорании топлива в камере двигателя развиваются температуры примерно 3000—3500° С. При таких температурах продукты окисления горючего —углекислый газ и водяной пар — разлагаются. Этот процесс разложения называют термической диссоциацией. Чем выше температура сгорания топлива, тем больше степень диссоциации газов. Диссоциация происходит с образованием ряда новых газообразных веществ — окиси углерода СО, окиси азота N0, радикала ОН, атомарного Н и молекулярного Нг водорода, атомарного N и молекулярного N2 азота и др. С повышением давления в камере сгорания при той же температуре степень диссоциации продуктов сгорания уменьшается. [c.18] Рк — давление в камере сгорания, кг/см . [c.19] Таким образом, ранее высказанные требования к топливу сейчас подтверждены теоретически. [c.20] а — вес ракеты без топлива, т. [c.20] Расчеты показывают, что для ракет, предназначенных для полета на большие расстояния, выгоднее выбирать топлива с высокими энергетическими показателями, т. е. обладающие высокими удельными тягами, даже если они имеют невысокую плотность с уменьшением дальности полета значение плотности топлива повышается. [c.21] Вернуться к основной статье