В камере сгорания ракетного двигателя температура равна 3000

В камере сгорания ракетного двигателя температура равна 3000

Вопрос по физике:

в камере сгорания ракетного двигателя температура равна 3000 К . КПД двигателя при этом теоретически может достигнуть значения 70%.Определите температуру газовой струи,вылетающей из сопла двигателя

Ответы и объяснения 1
Знаете ответ? Поделитесь им!

Как написать хороший ответ?

Чтобы добавить хороший ответ необходимо:

  • Отвечать достоверно на те вопросы, на которые знаете правильный ответ;
  • Писать подробно, чтобы ответ был исчерпывающий и не побуждал на дополнительные вопросы к нему;
  • Писать без грамматических, орфографических и пунктуационных ошибок.

Этого делать не стоит:

  • Копировать ответы со сторонних ресурсов. Хорошо ценятся уникальные и личные объяснения;
  • Отвечать не по сути: «Подумай сам(а)», «Легкотня», «Не знаю» и так далее;
  • Использовать мат — это неуважительно по отношению к пользователям;
  • Писать в ВЕРХНЕМ РЕГИСТРЕ.
Есть сомнения?

Не нашли подходящего ответа на вопрос или ответ отсутствует? Воспользуйтесь поиском по сайту, чтобы найти все ответы на похожие вопросы в разделе Физика.

Трудности с домашними заданиями? Не стесняйтесь попросить о помощи — смело задавайте вопросы!

Физика — область естествознания: естественная наука о простейших и вместе с тем наиболее общих законах природы, о материи, её структуре и движении.

Источник

Как устроены ракетные двигатели (3 минуты чтения и все понятно)

Двигатели космических ракет тема широко обсуждаемая. Но не все читатели и комментаторы, в общем-то, представляют, как они устроены. Небольшой и короткий ликбез, да еще и с примерами.

Отличие от авиационных, автомобильных и других.

Их много. Но для целей этой статьи важно одно. Ракетным двигателям для работы нужно не только горючее, но и окислитель.

Нам кажется привычным – залил бензин (горючее) в бензобак и поехал. С ракетой так не получится. Автомобильные, авиационные, судовые и другие двигатели работают в условиях плотной кислородсодержащей (окислитель) атмосферы Земли.

Кислород, как известно, необходим для поддержания горения. Ракета плотные слои атмосферы преодолевает в течение короткой стадии полета, сразу же после старта. Поэтому, взять кислород для работы своих двигателей из атмосферы ракета она не может. И поэтому ее заправляют не только горючим , но и окислителем , как правило, кислородом.

Итак, ракетное топливо двухкомпонентное .

Само горючее , как правило это:

Почему «окислитель»? Потому что горение, это и есть химическая реакция окисления, сопровождающаяся высокой скоростью реакций и выделением теплоты и света. (Кстати, образование ржавчины, тление и многие другие процессы также являются окислением, только не столь быстрым)

Есть топливные пары без кислорода. Например, гептил (горючее) – тетраоксид диазота (окислитель). Такая пара используется в двигателях ракет семейства «Протон». Гептил очень токсичен.

Виды движения в атмосфере

Может показаться, что с этого следовало начать статью. Может быть.

Чтобы добраться до космоса, «нужно пролететь атмосферу». Итак, есть несколько видов движения в атмосфере:

Это движение тела в пространстве под действием внешних сил. Снаряды и пушечные ядра, боеголовки баллистических ракет и так далее – все это баллистическое движение. «Вагон-снаряд» отправленный на Луну французским писателем Жюлем Верном в научно-фантастическом романе «Из пушки на Луну», также.

Для создания подъемной силы используется заключенный в оболочке газ (или нагретый воздух) с плотностью меньшей, чем плотность окружающего воздуха.

Воздушные шары, аэростаты, дирижабли — все это летательные аппараты легче воздуха. Американская компания World View собиралась отправлять таким образом туристов в «ближний космос» (какой хороший маркетинговый термин), то есть на высоту 30 километров.

Читайте также:  Датчик оборотов двигателя g28 распиновка

Подъемная сила создается крылом самолета благодаря поступательному движению летательного аппарата, которое сообщает ему силовая установка — авиационный двигатель.

И наконец, Реактивное движение

Ракетные двигатели — это реактивные двигатели.

Под реактивным движением тела понимают такое движение, которое возникает при отделении от тела (ракеты) некоторой его части (горячие газы из сопла двигателя под высоким давлением) с определенной скоростью относительно него.

Таким образом, ракетный двигатель выбрасывает массу (горящее топливо) в одном направлении, а сам движется в противоположном. Процесс горения ускоряет массы топлива так, что они выходят из сопла ракеты на высокой скорости.

Это были принципы, теперь к устройству.

Начнем с простого

В жидкостных ракетных двигателях топливо и окислитель находятся в жидком состоянии в двух раздельных резервуарах. По трубопроводам они попадают в камеру сгорания. Здесь они перемешиваются и сгорают, создавая поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет, а после выходят, образуя реактивную тягу.

Кажется все просто? На самом деле нет!

Первая инженерная задача

Здесь и далее последовательность задач дана только для упрощения объяснения.

Ввиду высокой температуры горения, и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя. Стенки камеры двигателя и сопло нужно охлаждать.

Но чем? Нужно максимально простое решение, чтобы не усложнять двигатель и не увеличивать его вес.

Самое распространенное: охлаждать одним из компонентов топлива, как правило, это горючее. В стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой части сопла создаются полости («рубашка охлаждения»), через которые перед поступлением в форсуночную головку камеры сгорания проходит горючее. Таким образом, холодная жидкость сначала циркулирует вокруг перегретых частей двигателя, чтобы охладить их, а затем попадает в камеру сгорания.

Компоненты топлива во многих случаях охлаждаются до более низких температур. Это позволяет повысить их плотность и поместить большее количество топлива в топливные баки. Даже керосин. Например, в Falcon 9 керосин охлаждается с 21 °C до −7 °C. Пр этом его плотность увеличивается на 2,5 %.

Вторая инженерная задача

Компоненты топлива сами в камеру сгорания не будут поступать. Нужны насосы. Они будут создавать высокое давление, чтобы преодолеть давление, которое создает в камере сгорания сжигаемое топливо.

Но нам снова, нужно чтобы двигатель и ракета были максимально простыми и легкими (насколько это можно). Решение нашлось. Часть топлива используется для работы насосов. Оно подается в небольшую камеру «предварительного» сгорания – газогенератор. Горячий газ из нее приводит в действие турбину, она – приводит в действие топливные насосы. Турбина одна. Насосов два – на одном валу.

Что дальше?

Что делать с топливом, которое прошло через газогенератор. Его после раскручивания турбины можно сбрасывать наружу. Именно так устроен двигатель Merlin (кислородно-керосиновый), используемый SpaceX на ракетах Falcon 9. Это, так называемая открытая схема.

Схема проста, но недостаточно эффективна. В создании тяги ракетного двигателя топливо, прошедшее через газогенератор, напрямую не участвует, а место в ракете занимает.

Можно его дожигать в камере сгорания. Как, например, в РД-180 (кислородно-керосиновый), который покупают у нас американцы для установки на первую ступень ракет семейства «Атлас» начиная с Atlas III.

Двигатель РД-180 это практически все самые известные космические миссии, которыми так гордится NASA: миссия к Плутону «Новые горизонты», миссия к Луне LRO и Марсу MRO, миссия к Юпитеру «Юнона», «Обсерватория солнечной динамики», «Марсианская научная лаборатория» (Curiosity), марсианский геолог и InSight, полет за грунтом астероида Бенну (OSIRIS-REx) аппарат для исследования атмосферы Марса MAVEN и многое другое.

Это схема называется закрытой. Горячий газ вначале вращает турбину турбонасосного агрегата, а затем подается в камеру сгорания, эффективно участвуя в создании тяги ракетного двигателя. Топливо не пропадает и полностью участвует в создании тяги. Такой двигатель гораздо сложнее. В двигателе закрытой схемы можно пропустить больше газа через турбонасосный агрегат, а значит, больше поднять давление в камере сгорания. Чем больше давление в камере сгорания, тем больше тяга. Высокое давление – большая эффективность двигателя.

Читайте также:  Уаз с двигателем тд27т расход топлива

Однако у него есть недостатки — высокая нагрузка на турбину двигателя, относительно высокие сложность и стоимость.

Зато двигатели Merlin имеющие низкое давление в камере сгорания достаточно просты в производстве и дешевы. Именно на них Илон Маск потеснил «Роскосмос» на рынке космических запусков и запустил в космос родстер Tesla .

Усложняем дальше

А еще можно все топливо пропускать через газогенератор . Такая схема называется полнопоточная закрытая. Мы делали такой двигатель в 60-х (РД-270), но в таких двигателях нужно два газогенератора и два турбонасосных агрегата, которые ведут в одну камеру сгорания и работают параллельно.

Однако в РД-270 наблюдались низкочастотные пульсации в газогенераторе и камере. Возникла проблема в синхронизации совместной работы двух турбонасосных агрегатов. Они пытались пересилить друг друга и стабилизировать их без помощи быстродействующего бортового компьютера не удалось. Но такого в то время еще не было.

В феврале этого года Илон Маск объявил результаты тестирования двигателя Raptor (кислородно-метановый). Его получат ракета Super Heavy и корабль Starship. По заявлениям Маска его характеристики лучше, чем у РД-180. Высокое давление в камере сгорания обеспечено именно полнопроточной закрытой схемой.

Можно ли лучше?

Если проект Маска будет успешен, нам нужно будет делать что-то еще лучшее. Возможно, развивать трехкомпонентные двигатели многократного использования. При запуске такой двигатель работал бы на паре кислород/керосин, а на больших высотах керосин заменялся бы водородом.

Использование в одном двигателе комбинации двух горючих – углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, может расширить возможности ракет-носителей.

Такой подход, позволит создать одноступенчатую возвращаемую ракету-носитель и заметно удешевить космические запуски и в будущем.

Несколько пояснений

Здесь, как видно из примеров, раскрыта самая популярная классическая схема, которая массово используется для выведения в открытый космос космических аппаратов: жидкостный ракетный двигатель. Но это все, что можно рассказать за три минуты.

А в целом ракетные двигатели делятся на:

Химические ракетные двигатели бывают жидкостными и твердотопливными (ускорители космического челнока Space Shuttle, например).

Но есть еще и гибридные двигатели использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях — жидком и твердом. Например, двигатель космического челнока SpaceShipOne работающий на полибутадиене (твердый) и закиси азота (жидкость).

Источник

Беседы о ракетных двигателях

Просто о том, что кажется сложным

Урок 08. Тепловой расчёт камеры. Способ второй – лирический (ч.4)

Приветствую Вас, друзья, на очередном уроке по расчёту камер ЖРД.

Мы продолжаем рассматривать особенности теплового расчёта и сегодня поговорим о том, как определить температуру продуктов сгорания в камере сгорания.

Если помните, при определении парциальных давлений газов мы задавались тремя значениями температуры в окрестности ожидаемой. Однако мы так и не выяснили, каково же её действительное значение. Для определения температуры можно использовать уравнение сохранения энергии, выраженной через энтальпии топлива и продуктов сгорания. Т.е., согласно этому закону можно утверждать, что полная энтальпия топлива равна полной энтальпии продуктов сгорания на входе в сопло при температуре, равной температуре газов в камере сгорания. Полную энтальпию топлива мы с Вами считать уже умеем. Если что-то подзабылось, вернитесь к уроку 3. Остаётся дело за малым – определить полную энтальпию продуктов сгорания при «не очень известной» температуре.

Здесь нам на помощь опять придут справочные данные. Значения полной энтальпии для простейших газов, таких как CO2, H2O, NO и пр., в зависимости от температуры известны и занесены в справочники. Посмотреть их можно, например, здесь. Конечно, возникает некоторая сложность, связанная с тем, что значения энтальпии приведены только для вполне конкретных температур, и её промежуточные значения нужно как-то определить. Здесь существует два пути: с помощью интерполяции находить промежуточные значения, вычислять полную энтальпию смеси и сравнивать с энтальпией топлива, либо можно выбрать значения для трёх заданных нами ранее температур, опять же вычислить полную энтальпию для этих трёх точек и построить по ним сглаживающий график. Затем графическим путём определить температуру, соответствующую полной энтальпии топлива. Точность такого способа определения оказывается вполне приемлемой для тепловых расчётов (единицы Кельвинов), к тому же он, на мой взгляд, более удобен и не лишён некоторого изящества 🙂 .

Читайте также:  Плохо заводиться двигатель на ваз 21124

Для вычисления полной энтальпии продуктов сгорания воспользуемся формулой

Здесь Mi – молярная масса i-го газа в кг/кмоль, численно равная относительной молекулярной массе.

Продолжим расчёт камеры на основе НДМГ+АТ, несколько отложенный в сторону с позапрошлого урока. Состав продуктов сгорания для Т1 = 3300 К; Т2 = 3400 К; Т3 = 3500 К мы посчитали. Определим полную энтальпию продуктов сгорания для этих температур.

Выпишем значения энтальпий составляющих газов и занесём их в таблицу. Также для удобства подсчитаем произведения энтальпий и молярных масс на соответствующие парциальные давления.

Т1 = 3300 К

pN2 pCO2 pCO pH2 pH2O pOH pNO pH pO2 pO pN
Iп i ,
МДж
кмоль
104,1 -221,0 -5,655 100,2 -100,6 143,2 197,0 280,6 110,4 310,7 420,9
Mi ,
кг
кмоль
28 44 28 2 18 17 30 1 32 16 14
pi ,
кПа
1743 548,6 813,5 408,7 2156 151,7 43,95 73,97 39,10 19,15 2,205 ∑pi = 6000 кПа
Iп i·pi 181446 -121241 -4600 40952 -216894 21723 8658 20756 4317 5950 928 ∑Iп i·pi =
=-58004
Mi·pi 48804 24138 22778 817 38808 2579 1319 74 1251 306 31 ∑Mi·pi =
=140906

Таким образом полная энтальпия при Т1 = 3300 К

Аналогично поступаем для двух других температур.

Т2 = 3400 К

pN2 pCO2 pCO pH2 pH2O pOH pNO pH pO2 pO pN
Iп i ,
МДж
кмоль
107,9 -214,6 -1,910 103,9 -95,09 147,0 200,8 282,7 114,4 312,8 423,0
Mi ,
кг
кмоль
28 44 28 2 18 17 30 1 32 16 14
pi ,
кПа
1716 504,7 841,8 434,1 2067 193,6 57,08 97,53 55,31 29,94 3,248 ∑pi = 6000 кПа
Iп i·pi 185156 -108309 -1608 45103 -196551 28459 11462 27572 6327 9365 1374 ∑Iп i·pi =
=8351
Mi·pi 48048 22207 23570 868 37206 3291 1712 98 1770 479 45 ∑Mi·pi =
=139295

Полная энтальпия при Т2 = 3400 К

Т3 = 3500 К

pN2 pCO2 pCO pH2 pH2O pOH pNO pH pO2 pO pN
Iп i ,
МДж
кмоль
111,6 -208,3 1,840 105,8 -89,59 150,8 204,6 284,8 118,5 314,9 425,1
Mi ,
кг
кмоль
28 44 28 2 18 17 30 1 32 16 14
pi ,
кПа
1684 457,2 870,8 464,4 1962 239,6 71,40 127,2 73,50 44,68 4,672 ∑pi = 6000 кПа
Iп i·pi 187934 -95235 1602 49134 -175776 36132 14608 36227 8710 14070 1986 ∑Iп i·pi =
=79392
Mi·pi 47152 20117 24382 929 35316 4073 2142 127 2352 715 65 ∑Mi·pi =
=137371

Полная энтальпия при Т3 = 3500 К

Построим график и, отложив на оси ординат величину энтальпии топлива, найдём температуру продуктов сгорания. Как видно на рисунке, Тк ≈ 3405 К.

Аналогично посчитаем молярную массу продуктов сгорания для трёх температур по формуле

Значения числителя и знаменателя записаны в таблицах. Подставляем в формулу и получаем МПС1 = 23,49 кг/кмоль, МПС2 = 23,21 кг/кмоль, МПС3 = 22,90 кг/кмоль.

Строим график (см. рис.) и графически определяем для найденной температуры 3405 К значение молярной массы продуктов сгорания. МПС ≈ 23,19 кг/кмоль.

Также, нам понадобится газовая постоянная продуктов сгорания

Напоминаю, что Rμ = 8,314 кДж/(кмоль·К) — универсальная газовая постоянная.

На сегодня всё. Продолжим в следующем уроке.
Всем удачи!

Источник

Adblock
detector