Давление ракетных камер

Жидкий фтор и соединения фтора. Фтор является одним из самых реакционно способных элементов. Это делает его весьма перспективным ракетным окислителем. Он является самым сильным из всех известных окислителей. В сочетании с такими горючими, как гидразин или аммиак, он позволяет при давлении в камере сгора- [c.127]

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]

Следует отметить, что охлаждение представляло серьезную проблему даже для двигателя ракеты ФАУ-2, который работал при давлении в камере сгорания 16 кг/см . Современные ракетные двигатели работают с давлением в камере сгорания, в несколько раз большим. Повышение давления в камере сгорания повышает экономичность работы двигателя и уменьшает вес двигательной установки, но в [c.38]

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.

Рис. 73. Влияние показателя степени в законе скорости горения на давление в камере сгорания и тягу твердотопливного ракетно-прямоточного ускорителя (в относительных единицах).

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]

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 ракетных двигателях большой мощности требуется увеличивать давление в камере сгорания й удельные расходы компонентов, применять топлива с повышенной теплопроизводительностью [1—3]. В связи с этим сильно возрастают удельные тепловые потоки, которые снять наружным охлаждением (рис. 29) не представляется возможным. Для улучшения отвода тепла применяют внутреннее охлаждение (рис. 30), заключающееся в том, что около стенки камеры сгорания создают слой газа, имеющего более низкую температуру за счет испарения топлива, которое подается на стенку через специальные отверстия. [c.72]

Высокочастотная неустойчивость горения характеризуется регулярными колебаниями с частотой 1000—12 ООО гц. Амплитуда колебаний может изменяться в пределах от 1 до 100% величины нормального давления в камере сгорания. Установлено, что интенсивность высокочастотных колебаний возрастает с увеличением давления в камере сгорания [43, 44], причем возникновение высокочастотных колебаний связано с особенностями протекания рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей. В. условиях высоких давлений и температур в камере сгорания при больших скоростях смешения горючего и окислителя возникают очаги самовоспламенения турбулентных объемов горючей смеси, в результате чего возникают ударные волны. [c.176]

В табл. 10.34 [765] приведены характеристики ракетных топлив (с различными горючими и окислителями) при давлении в камере сгорания 2 МПа и на срезе сопла 0,1 МПа. [c.551]

Рабочий процесс ракетного двигателя протекает при очень высоких температурах и давлениях в камере сгорания. Возникающие при этом тепловые потоки через стенки камеры и сопла очень велики и обычно в 5—10 раз превышают тепловые потоки, имеющие место в котлостроении. [c.20]

Порошковое, точнее пылевидное топливо, в теплотехнике, как известно, успешно применяется уже несколько десятилетий. Та кое топливо очень дешево, просто в эксплуатации и высококалорийно. Но использование металлических порошков в ракетных двигателях связано с трудностями подачи порошка в камеру. В топку парового котла пылевидное топливо подается с помощью сжатого до 2—3 кгс/см воздуха. Выход топливовоздушной взвеси осуществляется в среду меньшего давления, равного атмосферному. Перепад давления в этом случае невелик и топливные частицы не слипаются. В ракетном двигателе давление в камере находится в пределах от 70 до 200 кгс/см . В таких условиях невозможно осуществлять пневматическую подачу из-за очень большого расхода воздуха даже при незначительном перепаде между давлением подачи и давлением в камере. Кроме того, и это, пожалуй, самая главная причина, металлические порошки под большим давлением легко спрессовываются и снова превращаются в твердый металл. [c.227]

Возможность горения П. без доступа воздуха обеспечивается содержанием в их составе не только горючего, но и окислителя в виде неорганич. (напр., соли азотной или хлорной к-т) или органич. (нитроэфиры, нитросоединения) кислородсодержащих веществ. Устойчивость горения П., т. е. способность их к относительно медленному Сгоранию параллельными слоями, не сопровождающемуся переходом во взрыв или детонацию, достигается гл. обр. изготовлением их в виде монолитных, лишенных трещин и пор зерен или шашек. Чтобы выдерживать без нарушения монолитности действие значительных нагрузок, возникающих в стволе орудия или ракетной камере (давление пороховых газов, инерционные и центробежные силы, ультразвуковые колебания и т. п.), пороховые зерна и шашки должны обладать достаточной прочностью, к-рая придается им введением в состав П. в качестве одного из основных компонентов высокомолекулярных веществ. [c.132]

Основными энергетич. характеристиками П. являются теплота сгорания С, обычно определяемая при постоянном объеме и воде жидкой ( и приведенный к нормальным условиям объем газообразных продуктов горения Уо. Работоспособность П. характеризуют силой пороха /=Ро оТ ,/273°, где Ро— атмосферное давление, а — максимальная темп-ра газов ( К) обычно тем выше, чем больше О). Важной характеристикой ракетных П. является единичный импульс =0,1и кг-сек/кг, где — эффективная скорость истечения продуктов горения из сопла ракетной камеры [c.132]

Такие пороха характеризуются еще более высокими скоростями горения и коэффициентами полезного действия нри относительно низкой температуре горения (1500— 2500° К). Кроме того, они воспламеняются и горят при сравнительно низких давлениях в камере, что существенно упрощает проблему зажигания их в высоком вакууме на очень больших высотах при использовании в верхних ступенях многоступенчатых ракетных систем и позволяет снизить вес оболочки двигателя. [c.191]

Намотка цилиндрических баллонов давления или камер ракетных двигателей производится обычно под двумя углами. Один угол определяется необходимостью изготовления днища за одно с цилиндрическим телом (корпусом). Его величина зависит от геометрических параметров днища. Намотка под этим углом обеспечивает прочность в осевом направлении. Другой вид укладки материала под углом 90° к оси цилиндра обеспечивает необходимую прочность цилиндрической секции в окружном направлении. [c.144]

В настоящее время имеется два основных типа двигателей с системой питания топливом под давлением газа—так называемая система однократного действия, применяемая в аппаратах без регулирования расхода топлива, и система пульсирующей подачи, применяемая в аппаратах с регулировкой подачи топлива и во вспомогательных стартовых ракетах. Система однократного действия представляет собой наиболее простой ракетный двигатель, состоящий только из основных элементов. На рис. 2 дана схема такого двигателя. Он состоит из а) собственно ракетного двигателя, б) разрывной диафрагмы на топливной линии, в) фильтров, г) топливных баков, д) баллонов для сжатого газа, е) регулятора давления и редукционного вентиля, ж) пускового механизма и з) контрольных клапанов на линии давления. В типовом кислотно-анилиновом аппарате имеется регенеративное охлаждение камеры сгорания топливом, а рабочее давление в камере составляет 21 ата. Необходимое давление в топливных баках поддерживается на уровне 29—31 ата, а начальное давление в баллонах с сжатым газом равно 140—210 ата. [c.109]

Резонансное горение. Термин резонансное горение был применен к одному из видов неустойчивого горения, иногда встречающегося в ракетных двигателях. Было найдено, что это явление наиболее часто осуществляется при трубчатых зарядах, хотя указывалось, что шашки других форм дают аналогичные эффекты. Резонансное горение вызывает внезапное возрастание давления в камере ракеты эти пики давления могут сопровождаться разрушением топливных шашек, которое в крайних случаях может вызвать взрывы в двигателе. Было обнаружено, что центральные каналы частично сгоревших шашек, оставшихся после взрывов, в результате резонансного горения имеют рифленую поверхность, напоминающую стоячие волны. Это прежде всего приводит к предположению, что неустойчивое горение было вызвано некоторым видом резонанса. [c.460]

Колебания низкой частоты (меньшей или равной приблизительно 10 колебаний в секунду) включают колебания в линиях подачи топлива, в системе инжекции, а также в камере сгорания. Эти частоты обычно достаточно малы, сравнительно с частотами собственных акустических колебаний камеры, так что давление внутри камеры может считаться одинаковым во всей камере (т. е. механизм распространения волн здесь не играет роли). Отсюда следует, что колебания не должны так сильно зависеть от пространственного распределения процессов, протекающих в камере (т. е. отпадает необходимость рассматривать пространственное запаздывание ), так что неустойчивость может быть описана обыкновенными дифференциальными уравнениями, в которых учтено время запаздывания. Эти уравнения могут включать несколько времен запаздывания, соответствующих временам запаздывания системы питания, системы инжекции и различных процессов, происходящих в камере сгорания [ ]. Крокко внес существенный теоретический и практический вклад в изучение свойств времен запаздывания процессов превращения, происходящих в камере сгорания. Теоретическое исследование низкочастотных колебаний включает определение реакции одной из частей ракетной системы на колебания другой части конструкции ракеты, выявление узлов конструкции, склонных к самовозбуждению, и разработку сервомеханизма с обратной связью, предназначенного для стабилизации системы. Примеры такого анализа были даны Тзяном [ ], который использовал аналитический метод, предложенный Саче [ ]. Этот вопрос выходит за рамки теории горения и относится к области теории регулирования. [c.306]

Для создания режима устойчивого горения с регламентир. скоростью тешю- и газовыделения П. формуют в виде монолитных плотных зарядов с высокой мех. прочностью, не допускающей их разрушения в момент выстрела в стволе орудия шш при горении в ракетном двигателе. При сохранении сплошности заряда горение П. происходит послойно -параллельными слоями в направлении, перпендикулярном пов-сти горения заряда. Скорость тепло- и газовыделения определяется величиной пов-сти заряда и линейной скоростью горения. Пов-сть заряда П. определяется размером и формой его элементов, выполненных в виде цилиндров с одним или несколькими каналами, пластин, лент, сфер и т. д. В зависимости от формы элементов величина пов-сти заряда при горении изменяется по-разному. Горение с уменьшением пов-сти зарада наз. дегрессивным и сопровождается уменьшением скорости газовыделения, горение с увеличением пов-сти наз. прогрессивным. В случае постоянной или слабо увеличивающейся пов-сти горящего зарада давление в стволе орудия или ракетной камере остается приблизительно постоянньвл. [c.72]

Скорость горения П. и увеличивается с повышением давления р окружающего газа и т-ры зарада Тд по ур-нию и = Вр (1 — АТд), где А, В п V эмпирич. постоянные, зависящие от состава П. В ракетной камере с рабочим давлением 10 МПа скорость горения П. составляет 1 см/с, в ствольных системах с рабочим давлением 100-1000 МПа-10-100 см/с. Время сгорания порохового заряда определяется не только скоростью горения, но и величиной найм, размера отдельного элемента, т. наз. толщиной горящего свода, к-рая может колебаться от 0,1 мм для короткоствольных систем до неск. дм для ракетных двигателей. В ствольных системах П. сгорает за сотые и тысячные доли с, в ракетных двигателях-за десятки с. При горении П. выделяется большое кол-во газов (до 1 м кг) с т-рой 1200-3700 °С. [c.72]

Компонент топлива, используемый для внутреннего охлаждения, должен обладать максимальной теплоемкостью и скрытой теплотой испарения. Керосин имеет относительно небольшую величину теплоемкости и скрытую теплоту испарения, а поэтому расход его на охлаждение будет большой. Поэтому при давлениях в камере сгорания выше определенной величины внутреннее охлаждение кислороднокеросиновых ракетных двигателей горючим компонентом вызовет такое сильное падение удельной тяги, что выгоднее будет применять в смеси с керосином горючие менее теплопроизводительные, но обладающие лучшими охлаждающими свойствами, чем керосин. Замена высококалорийных горючих, обладающих невьгсокими охлаждающими свойствами, горючими с несколько меньшей теплопроизво-дительностью, но с более высокими охлаждающими свойствами позволяет обеспечить больший теплосъем уже при наружном охлаждении двигателя. Тепло это для двигателя не теряется, а возвращается с компонентом в камеру сгорания, следовательно, повышение интенсивности наружного охлаждения не скажется на экономичности двигателя. Кроме того, потребуется и значительно меньший расход горючего на внутреннее охлаждение как за счет лучших характеристик охладителя, так и за счет повышения степени охлаждения двигателя при наружном охлаждении. [c.39]

В плексигласовую оболочку 4 запрессовывали последовательно сплошное вспомогательное веш ество 1, выполняюш,ее роль горючей газонепроницаемой перегородки, сплошное 2 и пористое 3 исследуемые веш ества, нижний торец оболочки заклеивали. Собранный таким образом заряд помещали в бомбу, которую перед опытом заполняли азотом до давления ро, после чего осуществляли поджигание газонепроницаемой перегородки. Такая схема опыта исключала предварительное заполнение пор исследуемого пористого образца. В этих условиях фронт горения подходил к пористому заряду, когда начальное давление в порах Ра равно атмосферному (обычно ри Ро, Ар = Ро — Рп — Ро), и проникание горения осуществляется в результате воздействия давления ро в объеме бомбы. Схема замурованного заряда моделирует горение пористого включения в заряде пороха. Поэтому в ряде случаев сжигание исследуемых пористых зарядов проводили непосредственно в модельных ракетных камерах. Применялись различные варианты ракетных камер. [c.9]

Светящаяся реакционная зона, в которой происходят основные реакции окисления гомогенных смесей, имеет незначительную ширину. Например, характерная ширина реакционной зоны при атмосферном давлении и скорости горения 10 м/с составляет 0,03 мм [3, с. 294]. При увеличении скорости горения или давления примерно во столько же раз уменьшается толщина реакционной зоны. Малые размеры реакционной зo ны свидетельствуют о том, что основные реакции oки лeн ия газообразных горючих заканчиваются за очень короткое время. Например, смеси ракетных топлив в парообразном состоянии при давлениях, соответствующих давлениям в ракетных камерах, имеют скорости горения 10 м/с и характеристический размер волны горения около 10 м, так что харак- [c.149]

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]

Главные и пока непреодолимые трудности возникают в системах подачи порошкообразного металла. Подача порошка металла должна производиться при давлениях, превышающих давления в камере сгорания, иначе металл туда не пойдет. В современных ракетных двигателях давление в камере измеря> ется в пределах от 70 до 200 кг/см , а при давлениях, даже самых малых, порошкообразный металл спрессовывается и не проходит в камеру. Применение различных технических методов, например шнековинтовой подачи, практического решения задачи не обеспечивает, так как не снимает высокого давления на металлический порошок. [c.222]

Скорость героиня пороховых ракетных топлив может быть определена но характеру изменония давления в камере сгорания за время горения заряда. Причем должна быть известна геометрическая конфигурация пороховой шашки. Из эксперимента известно, что давление [c.476]

Изготовление смесевых П. заключается в тщательном смешении окислителя с горючим и добавками (катализаторами, стабилизаторами, инициаторами полимеризации, порошкообразными высококалорийными металлами, напр, алюминием, и др.) и заполнении получившейся пластичной массой соответствующей изложницы или непосредственно ракетной камеры. Формование заряда производят заливкой (часто о виброусадкой), прессованием на шиекпрессах и др. методами. Если в качестве связки применен термопластичный высокополимер, смешение массы и формование заряда производят при нагревании. Необходимые твердость и прочность П. приобретают после охлаждения. Смесевые П. используются почти исключительно как твердое ракетное топливо. Такие П. обладают рядом преимуществ перед баллиститпыми из них легче получить заряды больших размеров, теплота сгорания и уд. импульс их обычно больше, а завпсимость скорости горения от темп-ры и давления меньше. Состав и свойства нек-рых смесевых П. приведены в табл. 3. [c.133]

Смесевые твердые топлива представляют собой механич. смесь горючего вещества с окислителем. В качество горючего обычно нрименяют смолы, напр, эпоксидные, полиуретановые или полиэфирные, асфальты, синтетич. каучуки, играющие одновременно роль цементатора (связки). В качестве окислителей нрименяют соединения, содержащие в своем составе большое количество кислорода (перхлорат аммония NH4 IO4, перхлорат калия K IO4 и др.). Окислитель смешивают с горючим и добавками (стабилизаторами, катализаторами, порошкообразными металлами с высокой теплотой сгорания и др.) и из смеси готовят шашки или блоки необходимой величины. Напр., топливо американской ракеты Поларис состоит из полиуретановой смолы и перхлората аммония с добавкой до 10% алюминиевого порошка. Смесевые пороха как Р. т. лучше баллиститных из них легче готовить заряды больших размеров, у них больше теилота сгорания и уд. тяга двигателя, скорость горения меньше зависит от темп-ры и давления в камере двигателя. Уд. тяга ракетных двигателей, работающих на твердых топливах, составляет 180—ЫО кГ-сек/кг. [c.248]

В начале горения скорость образования газа будет превышать скорость его истечения и давление в камере будет возрастать. Однако, так как д.ля всех применяемых твердых ракетных топлив величина п<1, то с увеличением давления расход вытекающего газа будот возрастать более быстро, чем скорость образования газа в конце концов в камере будет достигнуто такое давление, когда обе скорости станут равными друг другу, после чего давлепие в камере будет сохранять постоянное значение. При более высоких давлениях весовой расход будет больше расхода образующегося газа и давление в камере упадет до равновесного значения. Таким образом, установится давление стационарного режима, и величину этого давления мы найдем, приравняв правые части равенств (1.3) и (1.4) [c.433]

Грубое горение. Из наблюдений из] естно, что в случае падения давлепия в ракетном двигателе ниже определенного критического значения давление в камере может внезапно упасть до атмосферного и горение заряда, по-видимому, прекращается. Иногда заряд снова воспламеняется после периода задержки длительностью от доли секунды до многих секунд, после чего следует [c.458]

Было показано, что последние стадии подобной реакции в газовой фазе ири низких давлениях оказываются медленными и имеют место на некотором расстоянии от поверхности горения ( 3). Если эта реакция прекращается и ракетном двигателе в результате уменьшения давления, обусловленного регрессивным горением или некоторыми беспорядочными возмущениями 1 двигателе, то как температура пламеии, так и число молей газообразных иродуктов горения будут внезанно уменьшаться. Это вызовет внезапное падо-иие давления в камере сгорания, а так ке уменынение передачи энергии к поверхности горения. Температура поверхности горения будет падать и горепие прекратится. [c.459]

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]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология