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: Что за двигатель трабант

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.

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 🙂 .

Для вычисления полной энтальпии продуктов сгорания воспользуемся формулой

Здесь M_i – 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

p_N2	p_CO2	p_CO	p_H2	p_H2O	p_OH	p_NO	p_H	p_O2	p_O	p_N
I_{п 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
M_i , кг кмоль	28	44	28	2	18	17	30	1	32	16	14
p_i , кПа	1743	548,6	813,5	408,7	2156	151,7	43,95	73,97	39,10	19,15	2,205	∑p_i = 6000 кПа
I_{п i}·p_i	181446	-121241	-4600	40952	-216894	21723	8658	20756	4317	5950	928	∑I_{п i}·p_i = =-58004
M_i·p_i	48804	24138	22778	817	38808	2579	1319	74	1251	306	31	∑M_i·p_i = =140906

Таким образом полная энтальпия при Т₁ = 3300 К

Аналогично поступаем для двух других температур.

Т₂ = 3400 К

p_N2	p_CO2	p_CO	p_H2	p_H2O	p_OH	p_NO	p_H	p_O2	p_O	p_N
I_{п 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
M_i , кг кмоль	28	44	28	2	18	17	30	1	32	16	14
p_i , кПа	1716	504,7	841,8	434,1	2067	193,6	57,08	97,53	55,31	29,94	3,248	∑p_i = 6000 кПа
I_{п i}·p_i	185156	-108309	-1608	45103	-196551	28459	11462	27572	6327	9365	1374	∑I_{п i}·p_i = =8351
M_i·p_i	48048	22207	23570	868	37206	3291	1712	98	1770	479	45	∑M_i·p_i = =139295

Полная энтальпия при Т₂ = 3400 К

Т₃ = 3500 К

p_N2	p_CO2	p_CO	p_H2	p_H2O	p_OH	p_NO	p_H	p_O2	p_O	p_N
I_{п 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
M_i , кг кмоль	28	44	28	2	18	17	30	1	32	16	14
p_i , кПа	1684	457,2	870,8	464,4	1962	239,6	71,40	127,2	73,50	44,68	4,672	∑p_i = 6000 кПа
I_{п i}·p_i	187934	-95235	1602	49134	-175776	36132	14608	36227	8710	14070	1986	∑I_{п i}·p_i = =79392
M_i·p_i	47152	20117	24382	929	35316	4073	2142	127	2352	715	65	∑M_i·p_i = =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, Т_к ≈ 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 М_ПС1 = 23,49 кг/кмоль, М_ПС2 = 23,21 кг/кмоль, М_ПС3 = 22,90 кг/кмоль.

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

Также, нам понадобится газовая постоянная продуктов сгорания

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

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

Источник