Ракетное топливо скорость горения

В ракетной технике используются топлива, скорость горения которых подсчитывается по уравнениям 4.3 или 4.4 [16, 61]. [c.169]

Первые ракетные двигатели работали на твердом топливе — прессованном порохе. Вследствие большой скорости горения пороха и сравнительно небольшого запаса его, ограничиваемого размерами камеры сгорания, время работы порохового ракетного двигателя очень мало (0,1—25 сек), а сила тяги, развиваемая двигателем, трудно регулируется. [c.115]

Скорость горения ракетного топлива. Подобно артиллерийскому пороху, ракетное топливо в зависимости от состава может быть очень взрывоопасно. Но при обычном употреблении оно должно спокойно гореть с заданной, относительно небольшой скоростью, которая зависит не только от состава топлива, по и от его температуры, давления в камере сгорания и распределения фазы окислителя (по размерам частиц) в смесевом топливе. [c.141]

В книге подробно излагаются методы расчета скорости распространения ламинарного пламени, современное состояние теории турбулентного горения, теория газовой детонации, теория горения отдельных частиц и потока распыленного топлива, теория воспламенения, теория горения твердого ракетного топлива, горение в пограничном слое и другие вопросы. [c.13]

Смесевые составы на основе перхлората калия обычно имеют относительно высокую скорость горения и высокую температуру пламени, но образуют густой дым составы на основе перхлората аммония характеризуются меньшими скоростью горения и температурой пламени, но весьма мало дымят. По сравнению с составами, содержащими в качестве окислителя МН МОз, аммоний-перхло-ратные составы заметно дымят в более широком интервале температур и влажности и коррозионное действие продуктов сгорания МН4С104 выражено значительно сильнее. Зато по теплоте сгорания и плотности перхлорат аммония превосходит МН,МОд. Характеристики перхлората и нитрата аммония как окислителей твердого ракетного топлива приведены в табл. 30. [c.146]

Ракетный двигатель на твердом топливе является простейшей формой теплового двигателя. Ракетное топливо—источник химической энергии, содержащий горючее и окислитель,—загружается в камеру сгорания перед каждым пуском двигателя. При сгорании топлива развивается значительное давление, и продукты сгорания выбрасываются через сопло, в конце которого они приобретают сверхзвуковую скорость. При этом в реактивном двигателе создается тяга, или движущая сила, достаточная для полета ракеты. Так как ракетный двигатель является реактивным, его энергия измеряется импульсом (произведением тяги на время). При горении топлива в ракетном двигателе он получает импульс, действующий в направлении, противоположном потоку истекающего из камеры газа. Этот импульс, отнесенный к единице массы сгорающего топлива, называется удельным импульсом [c.140]

Пороховой ракетный двигатель работает от заряда воспламеняющегося материала. Мощность двигателя зависит от скорости генерации продуктов сгорания ракетного пороха, температуры продуктов горения, размеров камеры ракетного двигателя и т. д. Одним из факторов, определяющих скорость генерации газа, а следовательно, и характеристику ракетного двигателя, является температура пороха перед сгоранием. Температура же пороха зависит от поглощения энергии излучения нагретых газов, окружающих ракетное топливо [1, 2]. [c.457]

Двухкомпонентные топлива мягче, имеют меньший срок годности при хранении и в большей степени подвержены выщелачиванию в морской воде, чем однокомпоиентные. Двухкомпонентные топлива, частицы которых имеют форму шариков или хлопьев с большим отношением площади поверхности к объему, используются в патронах для. пистолетов, ружей и винтовок. Эти сорта в большей степени склонны к разрушению в морской воде, чем зернистые топлива с меньшнм отношением площади поверхности к объему, применяемые в боеприпасах более крупного калибра. Двухкомпонентные топлива используются также в минных метательных зарядах и во многих ракетных двигателях. Топливо для мин имеет вид пластинок или выдавленных гранул с относительно высоким отношением площади поверхности к объему и высокой скоростью горения. Свойства двухкомпонентных топлив приведены в табл. 166. [c.492]

Зависимость между скоростью горения топлива, давлением и температурой является важной характеристикой любого ракетного топлива и должна быть учтена при конструировании двигателей и тщательно воспроизводиться в случае последовательных загрузок топлива в камеру сгорания. Для большинства ракетных топлив при давлении в несколько десятков атмосфер эта зависимость может быть выражена эмпирическим уравнением [c.142]

Вопросы, которые рассматриваются в этой главе, являются более новыми и более тесно связанными с приложениями, чем вопросы, которые обсуждались ранее. Исследования горения твердых ракетных топлив и неустойчивости горения стимулировались в основном трудностями, которые встретились при разработке ракетных двигателей твердого и жидкого топлива. Расчет зависимости скорости горения твердого топлива от давления, температуры и т. п., предсказание условий, в которых возникает вибрационное горение в ракетных двигателях твердого и жидкого топлива и оценка влияния колебаний на скорость и механизм горения остаются важнейшими проблемами, которые не решены полностью и до сих пор. [c.270]

В рассмотренной здесь модели горения твердого топлива учтена возможность радиационных тепловых потерь с поверхности конденсированной фазы, приняты во внимание гомогенные реакции в газовой фазе и газификация на поверхности, которая может протекать либо значительно интенсивнее, чем обратный процесс (незатрудненная газификация), либо быть равновесной, либо иметь промежуточный характер. Розен первым исследовал модель такого типа. Он определил скорости горения твердых ракетных топлив, у которых процесс газификации определяет скорость горения (имеет силу формула (б)), а тепловые потери отсутствуют. Джонсон и Нахбар получили весьма точные значения для величины т, использовав аналогичные предположения относительно процесса газификации, но приняв во внимание излучение с поверхности. При помощи приближенного графического метода Сполдинг [ 1 выявил много качественных особенностей поведения величины т в случае незатрудненной газификации, определяющей скорость горения [формула (6)], и при равновесных условиях на поверхности [формула (12)] как с учетом, так и без учета радиационных тепловых потерь. Об исследованиях, выполненных в предположении о промежуточном характере процесса на поверхности [формула (И)] в литературе не сообщалось. [c.284]

Жидкие металлооргаиические катализаторы были предложены в 1967 г. [21, 28]. Они вводятся в твердое ракетное топливо в количестве от 1 до 9%. Помимо того, катализаторы улучшают закон горения топлива, при этой скорость горения меньше зависит от температуры и давления. [c.64]

Гл. 18 и 19 интересны исследователям, разрабатывающим ракетные двигатели на твердом и жидком топливе. В первой из них рассматривается поглощение пороховых газов с учетом влияния излучения на скорость горения топлива. Во второй же проводится оценка радиационно-теплового переноса и температурных изменений в жидкостном ракетном двигателе. [c.10]

Данный процесс характерен скорее для производства ракетного топлива вообш,е, чем для топлива на основе перхлоратов. Однако не следует пренебрегать некоторыми соображениями о мерах безопасности во время работы. Хотя смесевое топливо можно отнести к взрычатым веществам, главную опасность представляет огонь. Применимость ракетного топлива определяется быстротой его горения и высокой температурой пламени, что следует постоянно учитывать при обращении с топливом. Скорость [c.149]

Поскольку в смесевых ракетных топливах горючее и окислитель первоначально разделены, естественно предположить, что они реагируют в диффузионном пламени (см. главу 3). Саммерфилд >2 ] впервые рассмотрел модель горения, в которой полная скорость горения зависела [c.287]

Саммерфилдом [18>2в] была предложена более сложная модель горения смесевого твердого ракетного топлива, в которой предполагалось, что гранулы горючего над конденсированным веществом расширяются, рассасываются вследствие диффузии и на некоторой высоте над поверхностью конденсированной фазы реагируют в процессе гомогенной бимолекулярной реакции. В этой модели была получена формула для скорости горения [c.288]

Ракетные топлива должны обеспечивать выделение заданного количества энергии с желаемой скоростью при вполне определенных условиях. В соответствии с этим требованием и следует выбирать характеристики топлива. Основным направлением в разработке перспективных ракетных топлив является поиск веществ с высоким удельным импульсом, но во многих случаях вследствие существования других технических требований приходится принимать компромиссные решения. Например, в газогенераторе желательно иметь низкую скорость горения и относительно низкую температуру продуктов сгорания ТРТ. Для некоторых ракет малого радиуса действия, например реактивного противотанкового гранатомета типа Базука , требуется высокая скорость горения. Для стратегических ракет высокой боеготовности обеспечение компактности двигателя и безопасности зарядов при транспортировке и хранении более важно, чем достижение максимального удельного импульса. К тактическим ракетам выдвигается требование минимального дымообразова-ния. Твердые ракетные топлива удобно характеризовать некоторой совокупностью свойств, которые можно разделить на следующие группы энергетические свойства, баллистические, механические и общие. [c.27]

На основе и зучения процесса горения можно сделать вывод, что на скО рость горения оказывают влияние размеры частиц окислителя и иобые добавки, ускоряющие пиролиз компонентов топлива, т е его состав Оба эти фак тора учитываются при создании и усовершенствовании в производстве специааь ных ракетных топлив В общем, чем меньше частицы окислителя тем быстрее происходит горение Поэтому иногда можно приготовить ряд составов с различными скоростями горения простым изменением размеров частиц окислителя Это позволяет также компенсировать влияние небольших случайных изменений качества последовательных партий компонентов без нар>шения химического состава и таким обррзом повлиять на другие свойства например удельный импульс, изменения которых могут быть еще менее допустимы чем колебания скорости горения [c.144]

Мэйк получил патент на добавление 1—4 вес. о катализатора, состоящего из смеси окиси хрома (III) и окислов других металлов (ZnO, F gO,, SnO,, TiQ,, A1,0, или uO). Такие добавки, по-видимому, должны увеличить скорость горения топлива на основе перхлората аммония для приближения его по свойствам к другим типам быстрогорящего бездымного ракетного пороха, например на основе нитрата целлюлозы, без увеличения чувствительности к удару. [c.148]

Скорость горения различных партий ракетного топлива регулируют, добиваясь приготовления окислителя с постоянным гранулометрическим составом. Вследствие неточности измерения размеров частиц, особенно частиц, не задерживаемых ситом, преобладает эмпирическое регулирование, зависящее от степени однородности исходного материала, постоянства скорости подачи его на мельницу, точности регулирования скорости помола и установки критического зазора между мелющими поверхностями. Величина частиц окислителя может быть проверена с помощью ситового анализа при размере частиц более 44 мк и путем седимен-тацнонного анализа (например, по микромерографу Шарплеса) при размере частиц менее 100 мк однако окончательно о степени приготовления окислителя судят по скорости горения топлива. [c.148]

При проектировании ракетных двигателей на твердом топливе широко используется эмпирическое соотношение, связывающее скорость горения с давлением и=аР . Как известно, при устойчивом горении топлива в усло Виях ракетното двигателя показатель степени v< l. Для различных классов двигателей требуются топлива с различными значениями V. Если для регулируемых двигателей этот показатель, как правило, должен быть высоким (близким к единице), то для нерегулируемых двигателей —как можно более низким.. Известно несколько способов изменения показателя степени. На него могут влиять состав окислителя, размер частиц окислителя и горючего в смеси, природа связующего вещества и содержание в топливе металла. [c.297]

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ — ПРОЦЕСС ГОРЕНИЯ (по Реддингу). Компоненты жидкого топлива, напр, керосин и азотная к-та, впрыскиваются в камеру сгорания с большой скоростью через отверстия или форсунки самых различных кон- [c.505]

Значения коэффициента р зависят от природы комнонентов топлива, размера частиц окислителя, соотношения компонентов, технологии приготовления топлив. Смесевые твердые ракетные топлива имеют меньшую температурную чувствительность скорости горения, чем гомогенные топлива. Р1ужно отметить, что определение указанных зависимостей скорости горения от давления и начальной температуры производится, как правило, экспериментальным путем. [c.78]

Теоретический расчет зависимости скорости горения твердого топлива от давления, температуры и т. п., предсказание условий, в которых нарушается устойчивость горения в ракетных двигателях, оценка влияния колебаний на скорость и механизм горения наряду с расчетами других внутрикамерных процессов остаются важнейшими проблемами, которые не решены полностьк> и до сих пор. Теоретическое рассмотрение, как правило, касается упрощенных моделей горения. Основой для такого рассмотрения служат классические работы Зельдовича, Семенова, Франк-Каменецкого но развитию тепловой теории горения газов [38—41]. [c.78]