Сгорание топлива в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД)

Топлива по агрегатному состоянию делятся на жидкие и твердые (пороха). Жидкие топлива по способу применения делятся на два класса двухкомпонентные и однокомпонентные. Под компонентами топлива подразумевают каждое из веществ", раздельно подводимое в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя. Схема классификации топлив приведена на рис. 68. [c.116]

Рис. 69. Зависимость удельной тяги жидкостного ракетного двигателя от теплоты сгорания и плотности топлива

Жидкие топлива по способу применения делятся на два класса двухкомпонентные и однокомпонентные. Под компонентами топлива подразумевают каждое из веществ, раздельно подводимое в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя. Схема классификации топлив приведена на рис. 61. [c.123]

Одним из требований, предъявляемых к жидкостным ракетным двигателям, является обеспечение постоянной величины тяги при данном расходе топлива, т. е. обеспечение устойчивого режима сгорания. При горении топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя могут наблюдаться колебания давления (до 50% и более с частотой от 10 до 5000 сек ). Колебания с частотой порядка 220—360 сек- относятся к категории низкочастотных и особого вреда двигателю не приносят. Высокочастотные колебания (600— 1500 eк- ) могут вызвать разрушения двигателя. [c.119]

Это явление изучено достаточно глубоко, так как служит отправной точкой для понимания горения распыленного топлива, характерного для камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (а также топок паровых и водогрейных котлов). Процесс горения одиночной капли теоретически обоснован, накоплен также богатый экспериментальный материал. Существуют два типа горения капель [c.144]

Для термохимических расчетов рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя существенное значение имеет состав топлива, и особенно состав продуктов сгорания. [c.22]

К. Э. Циолковский подробно исследовал величину тепловых эффектов реакций сгорания различных элементов и сформулировал основные требования к топливам для жидкостных ракетных двигателей. [c.115]

История развития жидкостных ракетных двигателей в значительной мере представляет историю поисков и испытаний веществ, пригодных для сжигания в двигателе и обеспечивающих его эффективную работу. Топлива для жидкостных ракетных двигателей должны обеспечивать легкий запуск, устойчивое сгорание, эффективное [c.117]

Окислителями называются компоненты ракетных топлив, предназначенные для окисления горючих веществ в камере сгорания двигателей. Свойства ракетного топлива в основном определяются свойствами окислителя, так как его расходуется в жидкостном ракетном двигателе значительно (в 2—4 раза) больше, чем горючего компонента. Окислители могут быть разделены следующим образом жидкий кислород и озон концентрированная перекись водорода азотная кислота и окислы азота тетранитрометан [c.125]

Основные нарушения нормального развития рабочего процесса в поршневых двигателях с искровым зажиганием связаны с возникновением детонационного сгорания, в дизелях — с появлением неуправляемого быстрого горения в начальной стадии процесса, в воздушно-реактивных и жидкостных ракетных двигателях — с явлением срыва пламени и вибрационным горением. Указанные нарушения в рабочем процессе всех типов двигателей приводят к снижению эффективности использования энергии, выделяющейся при горении топлива, а в отдельных случаях могут вызвать и механические повреждения двигателя. [c.168]

СГОРАНИЕ ТОПЛИВА В ЖИДКОСТНОМ РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ (ЖРД) [c.133]

Высокооборотные лопаточные насосы, т. е. насосы с угловой скоростью от 300 до 6000 рад/с применяются в авиации [4], ракетостроении [43] и в ряде случаев в химическом и общем машиностроении, энергетике и других областях техники. Они просты по конструкции, имеют малые массы и габариты, обладают высокой экономичностью. Благодаря повышенной угловой скорости вращения приводом для этих насосов без применения редуктора могут быть такие агрегаты, как газовые турбины или высокооборотные электрические машины. Весь агрегат насос-привод. получается довольно компактным, относительно малой массы и достаточно экономичным. При этом, чем выше частота вращения вала, тем больший эффект может быть достигнут по всем указанным выше показателям. Не случайно такие агрегаты нашли наиболее широкое применение в ракетостроении и авиации. В качестве примера на рис. 1 показан турбонасосный агрегат отечественного жидкостного ракетного двигателя РД-107, используемого на первой ступени ракеты-носителя для вывода космических аппаратов на околоземную орбиту и к ближайшим планетам Солнечной системы [21]. Этот агрегат обеспечивает подачу топлива (жидкого кислорода и углеводородного горючего) из баков ракеты в камеру сгорания двигателя под высоким давлением. Приводом для насосов является газовая турбина, работающая на продуктах разложения концентрированной лерекиси водорода. [c.8]

Среди жидкостно-ракетных двигателей смазка необходима только для тех двигателей, которые имеют турбонасосную систему подачи топлива в камеру сгорания. Для ракетных двигателей с газобаллонной подачей топлива (за исключением небольшого количества для вспомогательных механизмов) смазка не требуется. [c.453]

Ряд деталей жидкостного ракетного двигателя (камера сгорания, форсунки и охладительная система) был рассмотрен в ранее опубликованных статьях [3, 4, 5, 6]. Здесь рассматриваются система питания топливом, вентили и регуляторы. [c.108]

На основе перхлоратов производят главным образом твердые ракетные топлива, используемые для снаряжения ракет и управляемых снарядов, буровых установок в нефтяной промышленности и для других целей. Однако возможно применение перхлоратов не только как компонентов твердого топлива. Так, Хан-нум запатентовал употребление в камерах сгорания газовых турбин жидкого ракетного топлива, состоящего из суспензии тонко измельченного перхлората аммония в нитрометане (53,5% NH lOj и 46,5% H3NO2). Зальцман поставил вопрос о нагнетании газообразных продуктов сгорания твердого перхлоратного топлива в ракеты с жидкостным двигателем. Он привел данные, характеризующие теоретическую температуру пламени и состав этих продуктов. [c.145]

Как правило, в реактивных двигателях детонация может возникнуть только случайно. В воздушно-реактивных и жидкостных ракетных двигателях детонация появляется в результате отказа зажигания, вследствие чего камера сгорания заполняется способной к детонации смесью. В ракетных двигателях, работающих иа твердом топливе, разрушение или трещины, возникающие в топливном заряде, приводят к быстрому горению, которое при некоторых условиях переходит в детонацию. [c.32]

История развития жидкостных ракетных двигателей в значительной мере представляет историю поисков и испытаний веществ, пригодных для сжигания в двигателе и обеспечивающих его эффективную работу. Топлива для жидкостных ракетных двигателей должны обеспечивать легкий запуск, устойчивое сгорание, эффективное охлаждение камеры сгорания, бесперебойную работу топливной системы, безопасность обращения с ними при хранении и транспортировке. Эффективность топлива в отношении обеспечения наиболее экономичной работы двигателя обычно оценивается величиной эффективной скорости истечения продуктов сгорания. [c.124]

Одномерная модель горения в жидкостном ракетном двигателе. Капли, которые взаимодействуют с потоком газа, содержащим продукты их горения, описываются математической моделью жидкостного ракетного двигателя, которая обсуждается в гл. 8. Эта модель при некоторых упрощающих предположениях описывается обыкновенными аналитически решаемыми дифференциальными уравнениями. Следовательно, можно вывести алгебраическую формулу длины камеры, необходимой для полного сгорания. В модели учитываются процессы, происходящие при горении капли, а также аэродинамическое сопротивление. Модель составлена из модели горения капли жидкого топлива в неподвижном воздухе и модели одномерного течения в канале. [c.10]

Жидкостный ракетный двигатель — весьма теплолапряженный аппарат. В относительно небольшом объеме его камеры сгорания сгорает большое количество топлива с высокой скоростью. В связи с этим камеры сгорания охлаждаются либо путем прокачивания через охлаждающую рубашку горючего или окислителя, которые затем поступают в форсунки двигателя (регенеративное охлаждение), либо путем создания на внутренней поверхности камеры сгорания и сопла тонкой пленки горючего или окислителя, которая испаряясь, защищает стенки, уменьшая количество тепла, подводимого к ним от продуктов сгорания (пленочное охлаждение). В некоторых случаях применяют комбинированное (пленочное и регенеративное) охлаждение. [c.120]

Рассмотрим схему устройства жидкостного ракетного двигателя (см. рис. 129). Горючее 1 и окислитель 2 с помощью турбона-сосного агрегата 3—4 подаются в камеру сгорания 6, часть топлива используется для охлаждения стенок камеры. Выходящая из сопла реактивная струя создает силу тяги. Жидкий кислород в качестве окислителя давно и широко применяется в ракетной технике вместе с такими горючими, как-этиловый спирт, гидразин (ЫгНа). [c.252]

Жидкий фтор и соединения фтора. Фтор является одним из самых реакционно способных элементов. Это делает его весьма перспективным ракетным окислителем. Жидкий фтор является самым сильным из всех известных окислителей. В сочетании с такими горючими, как гидразин или аммиак, он позволяет при давлении в камере сгорания 25 кГ смР-получить удельную тягу около 305—316 кГ-сек1кг, а с жидким водородом — 373 кГ-сек1кг. Для сравнения отметим, что широко применяемые в настоящее время топлива для жидкостных ракетных двигателей дают возможность получить удельную тягу лишь около 230—280 кГ сек кг. [c.138]

В ряде конструкций камер сгорания, изготовленных в США, для сжигания азотной кислоты и анилина при давлении 21 кг/см величины/, меняются в пределах от 1015 до 1900 им. Для германского ракетного двигателя У-2, работающего на жидком кислороде и спирте при давлении 14 кг см , величина Ь составляет 3050 мм-, для германского двигателя с тягой в 1000 кг, применявшегося для управляемых самолетов-снарядов, величина Ь составляет 825 мм для агрегата, разработанного И. Люббоком, камера сгорания которого была облицована графитом и который работал на жидком кислороде и бензине, величина I составляет 541 мм-, наконец, для совсем еще недавно разработанного типа двигателя с жидкостным охлаждением величина I составляет 287 мм. Эти и другие соответствующие величины для существующих камер свидетельствуют о широком диапазоне изменения величины I, принятой в различных конструкциях в любом случае следует помнить, что если длина камеры не соответствует применяемому типу форсунки, то часть топлива пролетит через сопло несгоревшей. Кроме того, надо иметь в виду, что диаметр камеры должен допускать размещение распылителей или сместительных форсунок, а это приводит к дополнительному увеличению Все это указывает на то, что пока еще не установлены твердые правила для выбора размеров камер сгорания. [c.42]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология