Удельный импульс для ракетных

Рис. 5. Зависимость расчетного удельного импульса для топлива Н2—О2 от давления в камере и соотношения компонентов топлива при разном характере течения в сопле ракетного двигателя.

Величина удельного импульса двухосновного топлива может достигать 250 с в условиях на уровне моря при давлении 7 МПа. Введением в рецептуру топлива твердых частиц окислителя, например перхлората аммония (ПХА), можно увеличить удельный импульс до 265 с. Чтобы улучшить механические характеристики заряда, можно ввести в рецептуру топлива пластические связующие вещества, подобные тем, которые используются в смесевых топливах. Такие твердые ракетные топлива называются модифицированными двухосновными ТРТ. [c.30]

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]

На величину удельного импульса оказывают влияние давление в камере сгорания, конструкция сопла и давление окружающей среды. Однако если эти факторы постоянны, удельный импульс может служить мерой при сравнении эффективности различных типов ракетных топлив следует отметить, что при конструировании ракет дальнего действия важно даже небольшое изменение этих параметров. Удельный импульс изменяется прямо пропорционально-корню квадратному из температуры горения (в °К) и обратно пропорционально корню квадратному из молекулярного веса продуктов сгорания. Таким образом, удельный импульс зависит как от вида применяемого горючего, так" [c.140]

Ракетное топливо на основе перхлората лития. В-периодической и другой литературе уделяется значительное внимание возможному применению перхлората лития в качестве ракетного топлива. Его главное преимущество по сравнению с перхлоратом аммония—весьма высокая плотность в сочетании с более высоким содержанием кислорода. Перхлорат лития может быть источником почти вдвое большего количества активного кислорода на единицу веса при расчете на равные объемы твердых солей количество активного кислорода в 2,2 раза выше по сравнению с ЫН СЮ . Перхлорат лития также более стабилен, и его температура воспламенения, по-видимому, выше температуры воспламенения перхлората аммония. Однако в свою очередь перхлорат лития характеризуется рядом недостатков. Например, некоторые его продукты сгорания—твердые вещества с относительно высоким молекулярным весом (по сравнению с Н2, N2, МНз, Н2О и т. д.), так что нельзя ожидать существенного увеличения удельного импульса в то же время будет выделяться значительное количество дыма. [c.150]

Для того чтобы окислитель был пригоден в качестве компонента ракетного топлива, он, кроме высокого удельного импульса, должен удовлетворять некоторым другим требованиям. Окислитель должен обладать стабильностью р. определенной области изменения температуры, быть устойчивым, инертным и не чувствительным к удару при достаточно высокой температуре (чтобы можно было применять горючее, отвердевающее при температуре вплоть до [c.160]

Жидкий водород обычно применяется на верхних ступенях крупных ракет, где его применение особенно выгодно из-за высокого удельного импульса. Низкая плотность, являющаяся недостатком водорода, мало сказывается на общей эффективности ракетной системы в том случае, если водород применять для верхних ступеней. Сочетание жидководородных верхних ступеней с пер- [c.252]

Ракетная техника. Одним из наиболее вероятных путей развития ракетной техники является применение ядерных двигателей. В двигателе такого типа (см. рис. 129, б) вместо реакции горения используется ядерный реактор, в котором рабочее вещество подогревается до высокой температуры и выходит через сопло, создавая тягу. В соответствии с формулой (193) идеальным рабочим телом для такого двигателя является водород (7И = 2), тогда как в обычных ракетах (ЖРД) смесь Оз и Нз имеет значительно более высокую молекулярную массу. В ядерном двигателе удельный импульс /з в 2—2,5 раза больше, чем у ЖРД, на самом эффективном топливе Нз—Рз. [c.264]

Тяга ракетных двигательных устаиовок зависит от удельного импульса и количества топлива, сгорающего в одну секунду. Она может составлять тысячные доли килограммов или несколько килограммов (двигатели ориентации спутников и космических кораблей), сотни или многие тысячи килограммов (двигатели коррекции полета, мягкой посадки спутников) до сотен или нескольких тысяч тонн (двигатели космических ракет). [c.13]

Твердые смесевые топлива с удельным импульсом 230—250 сек и плотностью около 1,7 по эффективности приблизились к жидким ракетным топливам. [c.41]

Кроме высокого удельного импульса ракетное топливо должно обладать большой плотностью, необходимой для уменьшения габаритов двигателя, а также иметь приемлемые внутрибалли-стические характеристики, такие, как [c.28]

В действительности существует большое различие между этими двумя ситуациями. Ракетное топливо для маршевых двигателей современных ракет представляет собой смесь окислителя, жидкого кислорода и восстановителя, например керосина. При сгорании этой смеси в двигателе достигается температура около 3400 С [Shreve,1977]. Выбор топлива определяется рядом факторов, из которых, вероятно, наиболее важным является максимизация удельного импульса, выражаемого в "секундах" (отношение реактивной силы (фунт) к массе сгоревшего за 1 с топлива). Удельный импульс определяется главным образом отношением УТ/М (где Т - абсолютная температура и М - [c.152]

Соли аммония — NII4 IO4 и NH4NO3 — часто вводят в состав твердого ракетного топлива. Последнее состоит из тщательно гомогенизированной (т. е. приведенной к однородности) смеси окислителя, горючего и добавок специального назначения (способствующих ускорению сгорания, устойчивости при хранении и т. д.). Его удельный импульс примерно таков ж , как у смеси спирта с кислородом (П 3 доп. 3). К числу наиболее подходящих окислителей относятся обе приведенные выше соли аммония, а горючим обычно служат алюминиевая пыль и синтетические полимеры типа каучука. Такое той-ливо может содержать, например, 70% NH4 IO4, 10% А1 в порошке, 19% каучука и 1% специальных добавок. [c.257]

Следует отметить, что непостоянство удельных теплоемкостей и наличие химических реакций в сопле не являются единственной причиной отклонений значений удельного импульса для реальных ракетных двигателей от значений, определяемых формулой (11). Здесь не были рассмотрены нерасчетные режимы , т. е. не были получены формулы для Isp в случаях, когда давление отличается от местного атмосферного давления. Не учитывалась возможность возникновения ударных волн в сопле при определенных условиях и их влияние. Не были упомянуты изменения в выражении для Igp, обусловленные расхождением линий тока на выходе сопла. Не учитывались также такие эффекты, как неполнота сгорания в камере (т. е. поступление в сопло неравновесной горяш,ей смеси), пристеночное трение при течении в сопле, теплопередача к стенкам сопла, регенеративное охлаждение стенок жидким топливом и т. д. Для ознакомления с этими вопросами можно рекомендовать читателю руководства [1 ]. [c.99]

Анализ характеристик ракетного двигателя предполагает расчет следующих параметров тяги Ру эффективной скорости истечения продуктов сгорания из сопла /эфф, коэффициента тяги характеристической скорости и удельного импульса /уд. При рассмотрении идеализированной одномерной схемы камеры сгорания параметры рабочего процесса можно выразить через температуру адиабатического горения в камере Гк, среднюю молекулярную массу М выхлопных газов и показатель адиабаты (отношение удельных теплоемкостей) у, а также через соответствующие величины давления и площади сопла в критичес-к( м и выходном сечениях. [c.15]

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]

Одним из результатов работы, проведенной в конце 1960-х гг. американской Межведомственной комиссией по ракетным двигателям на химическом топливе СКРО, стало признание того, что экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД взаимосвязаны. Такой вывод был сделан на основании анализа дробления, испарения и горения распыленного топлива, который стал отправной точкой для поиска технических решений в этих трех направлениях. В результате появилась возможность оптимизировать процесс выбора конструкторских решений, сократив тем самым период разработки и уменьшив массу двигателя. Большинство ЖРД, разработанных до 1970 г., создавались методом проб и ошибок. Случалось, что до нахождения оптимальной конструкции приходилось опробовать до 100 вариантов смесительной головки. Обычно лишь после достижения требуемого уровня экономичности и обеспечения устойчивой работы начинались поиски способов обеспечения требуемого ресурса. Поэтому разработанные ранее ЖРД (эксплуатация некоторых из них еще продолжается) имели неоптимальное соотношение компонентов топлива, в них использовались специальные устройства для повышения устойчивости, а масса конструкции оказывалась завышенной. Маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл и экспериментальный ЖРД с кольцевой камерой сгорания и центральным телом стали первыми двигателями, разработанными с применением новых методов. Рабочие характеристики ЖРД определяются выбором установочных параметров, к которым относятся свойства компонентов топлива и технические требования к системе подачи топлива, смесительной головке и камере сгорания. Исходя из них, можно рассчитать полноту сгорания, удельный импульс, устойчивость горения и температуру стенки камеры. Достигнутый удельный импульс, как и для РДТТ, представляет собой разницу между термодинамическим потенциалом топлива и потерями, сопутствующими его реализации. Динамическая устойчивость определяется балансом между причинами, вызывающими внутрика- [c.164]

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]

НЫХ условиях /уд.=50—140 сек. Так как удельный импульс зависит от таких факторов, как температура пламени, молекулярные веса и удельные теплоемкости компонентов, то энергетические возможности химического ракетного топлива ограничены. Максимальный удельный импульс, который может быть достигнут при прямой химической реакции , по-видимому, составляет не более 300 сек. Значения импульса, равные —250 сек, вероятно, получают довольно редко, однако по данным Уорренса при применении перхлората лития , возможно, будут достигнуты величины, превышающие 250 сек. [c.146]

Для того чтобы окислитель был пригоден в качестве компонента ракетного топлива, он, кроме высокого удельного импульса, должен удовлетворять некоторым другим требованиям. Окислитель должен обладать стабильностью R определенной области пзменсппя температуры, быть устойчивым, инертным и не чувствительным к удару при достаточно высокой температуре (чтобы можно было применять горючее, отвердевающее при температуре вплоть до 93 °С). Однако окислитель должен быстро разлагаться прп температуре примерно на 55 °С выше, чем температура пиролиза горючего. Хотя необходимо, чтобы реакция между окислителем и горючим была очень экзотермична, энергия активации должна быть также высока иначе возможно случайное воспламенение. [c.160]

Имеется уже определенный опыт работы с жидким водородом. Так, ракетный комплекс Сатурн 5 , примененный для полета с космонавтами к Луне по программе Апполон , имел на первой ступени двигатели, использующие топливо жидкий кислород— керосин с тягой 33,5 Мн (3400 тс), тогда как на верхних ступенях используется топливо жидкий водород — жидкий кислород . Каждый из группы водородных двигателей верхних ступеней J—2 имеет тягу 0,89 Мн (91 тс). С целью увеличения полезной нагрузки ракет и повышения качества топлива изучается применение различных модификаций криогенных жидкостей. Большое внимание за рубежом уделяется применению более плотного шугообразного водорода, представляющего смесь жидкого и твердого На- Исследуется возможность использования в качестве окислителя фтора. Система жидкий фтор—жидкий водород способна обеспечить наибольший удельный импульс для ракетных двигателей, основанных на химической реакции горения. Недостатком такой системы считается очень высокая активность фтора (большая опасность при работе со фтором). [c.252]

Значительно более отдаленной перспективой является возможность применения свободных радикалов в качестве источника энергии для ракетных двигателей. Свободные радикалы (нестабильные химические атомы), вступая в реакцию, выделяют огромное количество энергии, превышающее в несколько раз энергию существующих химических топлив. Это позволяет их рассматривать как перспективное горючее с удельным импульсом до 15 ООО н1кг-сек. Примером свободных радикалов являются атомарный водород, азот, кислород. Из-за высокой активности свободные радикалы могут существовать при обычных температурах очень короткое время. Только в замороженном состоянии при температуре жидкого гелия удается получать концентрацию свободных радикалов до 10% (N3 и Оз). Разработка методов накопления высоких концентраций свободных радикалов позволит преодолеть эти трудности. Таким образом, перспективные типы ракетных двигателей также предусматривают широкое использование криогенной техники. [c.264]

В таблице Г) приводится расчети ьп удельный импульс топлив при работе двигателя в пустоте при соотиотении давлений р Рц ЮО 0,02. Практически такое большое расширение продуктов сгорания пе реализуется, так как в обычных ракетных двигателях в пустоте удельный импульс не увеличивается более чем па 15—21)%. Например, если у поверхности Земли при перепаде давления - ЮО удельный импульс составляет 300 сек, то в пустоте — около 340—350 сек. В табл. 7 приводятся расчетные характеристики топлив при давлертии в камере сгорания 68 атм и степени расширения Ро -= ()8 1, т. е. при работе двигателя у поверхности Земли. В этом случае удельный импульс основных топлив, применяемых практически во всех существующих ЖР/ ,, имеет значение для давления в камере [c.17]

В таб. шцо 8 приводятся расчетные характеристики топлив на основе гидразина с различными окислителями, а в табл. 9—11 — аналогичные данные, но с несимметричным диметилгидразином и углеводородным горючим. Характеристик уделыгого имнульса в пустоте, как видно из приве-дениых таблиц, пе превышают К)—20 о от удельного импульса у поверхности Земли. На рис. 8 приводятся характеристики жидких ракетных топлив с рядом окислителе п жидким водородом. [c.18]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология