Основные характеристики ракетных двигателей. Удельная тяга и удельный импульс

Двигатель не развивает полную мощность. Его приемистость

2. СВОЙСТВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Основные свойства ракетного двигателя мы уже знаем.Первое свойство заключается в отсутствии специального движителя, назначение которого выполняет сам двигатель. Это оказывается возможным потому, что тяга представляет собой реакцию

Тяга ракетного двигателя Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя.Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в

Экономичность ракетного двигателя Наряду с мощностью важнейшей характеристикой каждого двигателя является его экономичность. Если речь идет о тепловом двигателе, то экономичность его определяется расходом топлива на единицу мощности, т. е. на 1 л. с. Экономичный

Электрические измерения: напряжение, ток, сопротивление, мощность Измерять в быту электрические параметры приходится не часто, а некоторым - и никогда.Напряжение в сети либо есть, либо его нет, и определяют это просто подключив нагрузку - проще всего настольную лампу.

3.4.1. Что такое мощность микроволн В микроволновых печах в зависимости от приготавливаемого блюда можно изменять уровень мощность микроволн:80-150 Вт – режим поддержания готового блюда в горячем состоянии; 160–300 Вт – размораживание и приготовление «деликатных»

Очевидно, что эффективность РД можно оценивать только с позиций ЛА, т.е. критерии качества РД должны вытекать из целей ЛА как объекта высшего уровня иерархии. Из курса ОУЛА известно, что критерием эффективности УБР является конечная скорость ступени или Л А в момент окончания активного участка: чем больше значение , тем больше будет дальность полета при фиксированной полезной нагрузке. Идеальное значение конечной скорости в конце активного участка полета (действует только сила тяги ДУ, нет атмосферы и поля тяготения Земли) определяет формула К.Э.Циолковского:

, (3.1)
где - массовое число;

- конечная масса в момент окончания АУТ;

- соответственно массы топлива, конструкции ракеты и полезной нагрузки;

Эффективная скорость истечения рабочего тела.

Отсюда ясно, что необходимо увеличивать значение удельного импульса

(), увеличивать мaccу топлива на борту и снижать массу конструкции двигательной установки. Создавать двигатели сложно, но сущест-вует экзогенность целей, т.е. их наперед ясность разработчикам.

Из (3.1) следует, что конечная скорость линейно зависит от удельного импульса при постоянном массовом числе . Неизбежные потери скорости на преодоление силы тяжести, сопротивление атмосферы и противодавление атмосферы (уменьшение удельного импульса) при вариации удельного импульса в связи с рассмотрением различных топлив меняются по разному в зависимости от ограничений по нагрузке на тягу, массу топлива, и собственно тягу. Влияние удельного импульса возрастает с увеличением дальности полета. Для УБР с дальностью 12 000 км и удельным импульсом в пустоте 2500 м/с увеличение на 1% приводит к росту дальности на 600 км. Для УБР средней дальности (L=2500 км) с тем же значением удельного импульса увеличение на 1% приводит к росту дальности всего на 70 км.

Степень влияния массы конструкции двигательной установки на конечную скорость ЛА зависит от того, на какой ступени он установлен. Для первой ступени масса ракеты существенно больше массы конструкции ДУ и поэтому влияние изменения массы конструкции ДУ на конечную скорость последней ступени незначительно. А масса конструкции двигателя последней ступени вносит свой вклад в значения и оказывает существенное влияние на конечную скорость ЛА.

Конец работы -

Эта тема принадлежит разделу:

Курс лекций по направлениям двигательные установки летательных аппаратов дула

Гоу впо мгту им н э баумана.. в е медведев а г минашин с д панин б б петрикевич..

Если Вам нужно дополнительный материал на эту тему, или Вы не нашли то, что искали, рекомендуем воспользоваться поиском по нашей базе работ:

Что будем делать с полученным материалом:

Если этот материал оказался полезным ля Вас, Вы можете сохранить его на свою страничку в социальных сетях:

Все темы данного раздела:

Краткий исторический экскурс
Человечество впервые увидело реактивное движение на примере каракатицы – живого существа, передвигающего отбрасыванием воды и сокращением мышц внутри организма. Порох, состоящий из смеси с

Тяга ракетного двигателя
Энтальпию продуктов сгорания в камере сгорания в кинетическую энергию струи можно преобразовать различными способами: подводом теплоты и массы по тракту постоянной геометрии, ускорением в сужающихс

Удельные параметры ракетного двигателя
Абсолютная величина тяги РД никак не характеризует степень совершенства РД. Для ЖРД качественным показателем является удельный импульс тяги (удельный импульс) - величина импульса тяги двигателя с е

Расходный комплекс камеры
Задается соотношением. Размерность: в СИ β [м/с], в ТСЕ β[сек]. Характеризует удельный импульс, создаваемый только камерой сгорания (корпусом двигателя) без со

Коэффициент тяги
Задается соотношением. Коэффициент тяги показывает увеличение тяги двигателя вследствие наличия сопла. Иногда КТ называют безразмерной тягой. Теоретическое значение

Геометрическая степень расширения сопла
Эта величина не только определяет размеры сопла, но и характеризует основные параметры работы сопла: (или скорость). Связь между основными параметрами определяется известными из газовой динамики с

Топлива ракетных двигателей
Под топливом РД будем понимать вещество или совокупность веществ, способных к химическим реакциям с выделением энергии и к образованию высокотемпературных продуктов для создания тяги. Таких веществ

Жидкие ракетные топлива
По назначению жидкие ракетные топлива (ЖРТ) подразделяют на основные, пусковые и вспомогательные. Основные предназначены для создания тяги маршевых двигателей, т. е. разгона полезной нагрузки, а та

Коэффициент избытка окислителя
Рассмотрим соотношение компонентов в двухкомпонентном топливе. Горючее содержит преимущественно элементы с электроположительной валентностью (С, Н, AI, В и др.), а окислитель - с электроотрицательн

Твердые ракетные топлива
К твердым топливам, являющимися источниками энергии на борту ракеты и рабочего тела двигателей, предъявляют ряд требований, схожих с требованиями к жидким топливам. Ясно, что нужны рецептуры с наиб

ЛЕКЦИЯ 4
Продукты сгорания твердого топлива оказывают воздействие на материалы тракта и для массового совершенства тепловой защиты ДУ необходимо выбирать или создавать рецептуры с меньшим значением величины

Гибридные топлива
Гибридным называют топливо, в котором один компонент перед запуском двигателя находится в твердом виде, а другой - в жидком. Твердый компонент размещен в корпусе двигателя (аналогия с РДТТ), жидкий

Горение жидких топлив
С момента впрыска в камеру до полного преобразования в конечные продукты сгорания компоненты проходят путь сложных превращений. Рабочий процесс в камере должен обеспечить максимальную полноту сгора

Горение твердых топлив
Горение твердых топлив есть последовательность процессов в соответствии со схемой рис. 4.3. После прогрева поверхностного слоя баллиститного топлива устройством запуска ДУ происходит газификация то

Горение гибридных топлив
Горение происходит по поверхности твердого компонента, капли жидкого компонента движутся вместе с продуктами сгорания как жидкогазовая смесь, продукты испарения жидкости диффундируют к поверхности

Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела
Моделирование рабочих процессов в РД начинает с расчета равновесного состава продуктов сгорания и значений термодинамических параметров (и др.). Кроме того, необходимо знать переносные св

Термогазодинамика потока рабочего тела
Перейдем к термогазодинамике потоков – определению параметров движущегося рабочего тела. Рассмотрим наиболее простую модель движения газа: одномерное установившееся адиабатическое (изоэнтропическое

Течение газа в соплах
Сопло является трансформатором энергии в ракетном двигателе и его назначение - получение наибольшего значения скорости истечения рабочего тела, существенно превышающего значение скорости звука. Это

Профилирование сопла
В сопле камеры двигателя происходит расширение и разгон продуктов сгорания (рабочего тела), т.е. преобразование тепловой энергии, получаемой в камере сгорания, в кинетическую энергию движения газов

Потери удельного импульса в ракетных двигателях (в камере ЖРД и РДТТ)
Отличие параметров продуктов сгорания (рабочего тела) при действительном рабочем процессе в камере ЖРД, корпусе и СБ РДТТ (горение, расширение) от параметров идеального рабочего процесса учитываетс

Потери удельного импульса в сопле
Коэффициент потерь удельного импульса в сопле РД представляется в виде: где - составляющие потерь в сопле. Представление аддитивной суммой не совсем корректно ввид

Конвективный теплообмен
Перенос в движущейся среде любой субстанции (массы, импульса, теплоты) происходит как молекулярным хаотическим движением, так и конвективным (макроскопическим) движением молей газа или жидкости. Ко

Двигателя твердого топлива
Газовая фаза продуктов сгорания топлив содержит кислородосодержащие компоненты (и др.), которые через пограничный слой подходят к нагретой поверхности материалов тракта сопла и окисляют их. Возник

Радиационный теплообмен в ракетных двигателях
В высокотемпературных продуктах сгорания топлив ракетных двигателей происходят процессы переноса энергии в форме излучения - атомно-молекулярного перехода части внутренней энергии вещества в поток

Разработка проекта действующей модели ракеты тесно связана с вопросом о двигателе. Какой двигатель лучше поставить на модель? Какие из его характеристик являются главными? В чем их сущность? Разбираться в этих вопросах моделисту необходимо.

В этой главе по возможности элементарно рассказывается о характеристиках двигателя, т. е. тех факторах, которые определяют его особенности. Ясное представление о значении тяги двигателя, времени его работы, суммарном и удельном импульсе и их влиянии на качество полета модели ракеты поможет модели-сту-конструктору правильно выбрать двигатель для модели ракеты, а значит, обеспечит успех в соревнованиях.

Основными характеристиками ракетного двигателя являются:

• 1. Тяга двигателя Р (кг)
• 2. Время работы t (сек)
• 3. Удельная тяга Р уд (кг·сек/кг)
• 4. Суммарный (общий) импульс J ∑ (10 н·сек ≈ 1 кг·сек)
• 5. Вес топлива G T (кг)
• 6. Секундный расход топлива ω (кг)
• 7. Скорость истечения газов W (м/сек)
• 8. Вес двигателя G дв (кг)
• 9. Размеры двигателя l, d (мм)

1. Тяга двигателя

В случае же открытого сопла (рис. 11, б) газы, находящиеся в камере сгорания под давлением, устремляются с большой скоростью через сопло. При этом часть камеры напротив сопла оказывается неуравновешенной. Силы давления, действующие на ту часть площади дна камеры, которая находится против отверстия сопла, тоже неуравновешены, в результате чего и возникает тяга.

Если рассматривать только поступательное движение газов вдоль камеры сгорания и сопла, то распределение скорости газов на этом пути можно охарактеризовать кривой (рис. 12, а). Давление на элементы поверхности камеры и сопла распределяются так, как показано на рис. 12, б.

Величина нескомпенсированной площади дна камеры сгорания равна площади наименьшего сечения сопла. Очевидно, чем больше площадь этого сечения, тем большее количество газов сможет покинуть камеру сгорания в единицу времени.

Таким образом, можно сделать вывод: тяга двигателя зависит от количества газов, покидающих камеру сгорания в единицу времени в результате нескомпенсированной площади и скорости истечения газов, обусловленной неуравновешенностью давлений.

Для получения количественной зависимости рассмотрим изменение количества движения газов при их истечении из камеры сгорания. Допустим, что в течение времени t камеру сгорания двигателя покидает некоторое количество газа, массу которого обозначим т. Если предположить, что поступательная скорость газов в камере сгорания равна нулю, а на выходе из сопла достигает значения W м/сек, то изменение скорости газа будет равно W м/сек. В этом случае изменение количества движения упомянутой массы газа запишется в виде равенства:

Однако изменение количества движения газов может произойти только в том случае, если на газ будет действовать некоторая сила Р на протяжении некоторого времени t, тогда

Заменив в формуле (1) значение ΔQ на равное J ∑ =P·t, получим:

В соответствии с законами механики сила, с которой стенки камеры и сопла действуют на газ, равна по величине силе Р, с которой в свою очередь газ действует на стенки камеры и сопла. Эта сила Р и есть тяга двигателя.

Подставив в формулу (5) вместо массы газа m ее аналогичное значение из формулы (6), получим:

Таким образом, окончательно формула тяги ракетного двигателя имеет вид:

Для расчета тяги можно использовать формулу, имеющую аналогичное значение с формулой (5), при Р=const:

При постоянном значении тяги часто используется формула

В случаях непостоянной тяги, например при определении начальной, максимальной, средней тяги и тяги в любой момент времени действия двигателя, в эту формулу необходимо вводить истинные значения U и F данного двигателя.

Итак, тяга является произведением эффективной скорости истечения газов W на массовый секундный расход топлива ω/g.

Задача 1 . Определить тягу ракетного двигателя типа ДБ-З-СМ-10, имея следующие данные: Р уд =45,5 кг·сек/кг; G T =0,022 кг; t=4 сек.

Решение . Эффективная скорость истечения газов из сопла:

Задача 2 . Определить тягу ракетного двигателя типа ДБ-З-СМ-10, имея следующие данные: 1 кг·сек; G T =0,022 кг; t=4 сек.

Решение . Используем формулу (11):

2. Скорость истечения газов

Скорость истечения газов зависит от разных факторов. Важнейшим параметром, характеризующим состояние газов в камере сгорания, является температура (Т°К). Скорость истечения прямо пропорциональна квадратному корню из температуры газов в камере. Температура в свою очередь зависит от количества тепла, выделяемого при сгорании топлива. Таким образом, скорость истечения зависит прежде всего от качества топлива, его энергетического ресурса.

3. Удельная тяга и удельный импульс

Современные модельные РДТТ имеют низкие значения удельной тяги: от 28 до 50 кг·сек/кг. Имеются и новые двигатели с удельной тягой 160 кг·сек/кг и выше, с нижним пределом давления не выше 3 кг/см 2 и сравнительно высоким удельным весом топлива - более 2 г/см 3 .

Удельная тяга показывает эффективность использования одного килограмма топлива в данном двигателе. Чем выше удельная тяга двигателя, тем меньше топлива затрачивается для получения одного и того же суммарного импульса двигателя. Значит, при одинаковом весе топлива и размерах двигателей предпочтительнее будет тот, у которого удельная тяга выше.

Задача 3 . Определить вес топлива в каждом из четырех двигателей с суммарным импульсом 1 кг·сек, но с разными удельными тягами: а) Р уд =28 кг-сек/кг; б) Р уд =45,5 кг·сек/кг; в) Р уд =70 кг·сек/кг; г) Р уд =160 кг·сек/кг.

Решение . Вес топлива определим из формулы:

Под удельным импульсом J уд понимают отношение полного импульса тяги за время t работы двигателя к весу израсходованного за это время топлива G T .

При постоянной тяге, т. е. при постоянном давлении в камере сгорания и работе двигателя на земле, J уд =Р уд.

4. Расчет характеристик двигателя ДБ-1-СМ-6

Задача 4 . Подсчитать основные характеристики двигателя ДБ-1-СМ-6, у которого корпусом является бумажная охотничья гильза 12-го калибра. Топливом служит смесь № 1 (селитра калиевая - 75, сера - 12 и древесный уголь - 26 частей). Плотность прессования (удельный вес топлива) γ=1,3-1,35 г/см 2 , Р уд =30 кг·сек/кг, К=100. Задаемся максимальным давлением в камере сгорания в пределах 8 кг/см 2 . Скорость горения данного топлива в зависимости от давления при нормальной температуре окружающей среды представлена на графике рис. 13.

Решение . Прежде всего необходимо вычертить корпус двигателя, т. е. гильзу 12-го калибра (Жевело), что дает возможность наглядно проследить за ходом расчетов (рис. 14). Корпус двигателя (гильза) имеет уже готовое сопло (отверстие для пистона Жевело). Диаметр отверстия 5,5 мм, длина гильзы 70 мм, ее внутренний диаметр 18,5 мм, внешний - 20,5 мм, длина сопла 9 мм. Топливная шашка двигателя должна иметь свободное пространство - продольный канал, благодаря которому имеется возможность довести площадь горения топлива в двигателе до максимальной величины. Форма канала - усеченный конус, нижнее основание которого соответствует размеру отверстия в гильзе (5,5 мм), а при калибровке может быть равным 6 мм. Диаметр верхнего основания - 4 мм. Верхнее основание делается несколько меньше из-за технологических соображений и техники безопасности при удалении металлического конуса из пороховой массы. Для определения длины конуса (стержня) необходимы исходные данные, которые получают в следующем порядке.

Используя формулу (15), определяют возможную максимальную площадь горения:

Длина канала l=h 1 -r=4,27-0,7=3,57 см. Полученные размеры сразу же нанесем на чертеж (рис. 15). Длина стержня для запрессовки: 3,57+0,7=4,27 см (0,7 см - высота цоколя гильзы).

Перейдем к определению высоты маршевой части топливной шашки. Эта часть топливной шашки не имеет канала, т. е. запрессована всплошную. Назначение ее в том, чтобы после достижения наибольшего значения тяги получить маршевый участок желательно с постоянной тягой. Высота маршевой части шашки должна быть строго определенной. Горение маршевой части ракетного топлива протекает в двигателе с незначительным давлением 0,07-0,02 кг/см 2 . Исходя из этого, по графику рис. 13 определяем скорость горения маршевой части топлива: U=0,9 см/сек.

Высота маршевой части h 2 для времени горения t=1,58 сек. составит.

Текст работы размещён без изображений и формул.
Полная версия работы доступна во вкладке "Файлы работы" в формате PDF

Научно-исследовательская работа

Реактивные ракетные двигатели

Выполнил:

Реактивное движение - это движение тела, возникающее в результате отделения от него с некоторой скоростью какой-нибудь его части.

Данное явление объясняется законом сохранения импульса. Закон сохранения количества движения утверждает, что векторная сумма импульсов всех тел системы есть величина постоянная, если векторная сумма внешних сил, действующих на систему тел, равна нулю.

Реактивное движение встречается в природе и широко применяется в технике, особенно в ракетно-космической области. Существуют различные типы двигателей, основанные на реактивном движении. На данный момент для покорения просторов космоса наиболее часто используются реактивные двигатели на жидком топливе. Но для таких двигателей в наши дни почти достигнут предел возможностей, а это значит, что они непригодны для дальних космических путешествий. По всему миру ведутся разработки новых типов двигателей. Я решил обратиться к уже известному типу двигателя и в своей работе хотел показать возможности использования в ракетах реактивных химических двигателей на топливе твёрдого вида.

Цель работы: создать модель ракеты с реактивным двигателем, исследовать зависимость реактивной тяги от конструкции двигателя и консистенции топлива.

Изучить историю создания и развития реактивных двигателей;

Изучить устройство и принцип действия ракеты;

Изготовить действующую летательную модель ракеты;

Исследовать на опыте влияние конструкции двигателя на реактивную тягу;

Исследовать на опыте использование топлива твердого вида для реактивного двигателя.

Гипотеза: реактивная тяга твердотопливного двигателя выше при использовании топлива твердого вида более высокой плотности.

2. История возникновения реактивных двигателей.

В Китае в конце 1 тысячелетия н. э. впервые открыли реактивное движение, приводящее в действие ракеты, которые являлись бамбуковыми трубками, начинёнными порохом. Эти ракеты запускались ради забавы как фейерверк.

Следующий шаг был сделан только в 1556 году немецким изобретателем Конрадом Хаасом. Он заложил теоретические основы первой боевой и многоступенчатой ракеты. Идеи Хааса развил польский генерал Казимир Семенович. В 1650 году он предложил проект создания трехступенчатой ракеты. В жизнь эта идея воплощена была только в ХХ веке, через несколько столетий после смерти Семеновича.

В 1805 году британский офицер Уильям Конгрив продемонстрировал в Королевском Арсенале созданные им пороховые ракеты небывалой по тем временам мощности. Оружие многократно применялось во время Наполеоновских войн. В России пионером ракетостроения считается генерал-лейтенант Александр Засядько. Он усовершенствовал ракету Конгрива и предложил энергию разрушительного оружия использовать в мирных целях, например для полёта в космос.

Идеи Засядько легли в основу работ Константина Эдуардовича Циолковского. Этот знаменитый ученый и изобретатель теоретически обосновал возможность полета в космос при помощи ракетных технологий. В качестве топлива он предлагал использовать не порох, а смесь жидкого кислорода с жидким водородом. Его статья, посвященная этому вопросу, появилась в 1903 году. В ней было представлено математическое уравнение, ставшее важнейшим для космонавтики. Оно известно в наше время как "формула Циолковского".

Формула Циолковского определяет скорость, которую развивает летательный аппарат под воздействием тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии всех других сил. Эта скорость называется характеристической.

V - конечная (после выработки всего топлива) скорость летательного аппарата;

I - удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива);

M 1 - начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата + топливо);

M 2 - конечная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция).

Это уравнение описывает движение тела, имеющего переменную массу. В своих дальнейших трудах Циолковский представил схему ракетного двигателя, работающего на жидком топливе. Циолковский, изучая использование реактивного движения в природе и технике, разработал многоступенчатую конструкцию ракеты. Ему также принадлежит идея о возможности создания на околоземной орбите целых космических городов. Ракеты, как показал Циолковский, - это единственные аппараты, которые могут преодолеть силу тяжести.

Современник Циолковского Герман Оберт также разрабатывал идею межпланетных перелетов. В 1928 году Оберт познакомился с молодым студентом Вернером фон Брауном. Этому юному физику из Берлина в скором времени предстояло совершить прорыв в ракетостроении и воплотить в жизнь многие идеи Оберта.

Но ещё 16 марта 1926 года была запущена первая ракета на жидком топливе Робертом Годдардом, который также в 1914 году запатентовал многоступенчатую ракету.

В СССР в 1933 году был создан Реактивный институт. В том же году появился и принципиально новый тип оружия — реактивные снаряды. Установка для их запуска вошла в историю под именем «Катюша».

В Германии развитием идей Оберта занимался Вернер фон Браун. Он создавал ракеты для германской армии и не оставил этого занятия после прихода к власти нацистов. При создании новых ракет использовался рабский труд. Так была создана баллистическая ракета. Первые испытания прошли в 1942 году. В 1944-м баллистическая ракета дальнего действия «Фау-2» была принята на вооружение Вермахтом. С ее помощью обстреливали, в основном, территорию. «Фау-2» несла страшные разрушения и вселяла страх в сердца людей.

Весной 1945 учёный сдался американцам. В США Вернер фон Браун продолжил работу над ракетами. Теперь он трудился в основном для мирных целей. Именно он дал колоссальный толчок к развитию американской космической отросли, сконструировав для США первые ракеты-носители. Его команда в феврале 1958 запустила в космос первый американский искусственный спутник Земли. Советский Союз опередил США с запуском спутника почти на полгода. 4 октября 1957 года на орбиту Земли был выведен первый искусственный спутник. При его запуске была использована советская ракета Р-7, созданная Сергеем Павловичем Королевым. Р-7 стала первой в мире межконтинентальной баллистической ракетой, а также первой ракетой, использованной для космического полета.

Достижения Королёва в сфере освоения космоса заслуживают отдельного внимания. Этот талантливый советский специалист принимал участие в проектах по созданию баллистических ракет, запуска первого спутника Земли, выведения первого человека в космос на околоземную орбиту (Юрий Гагарин 12 апреля 1961). А также Сергей Павлович ввёл различные разработки по созданию орбитальной космической станции, но он ушёл из жизни раньше, чем его идеи были воплощены в космических кораблях «Союз».

3. Ракетный двигатель.

Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя.

Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические, ядерные и электрические ракетные двигатели.

Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют несколько другую характеристику - удельная тяга) - отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность скорости м/c. Для ракетного двигателя, работающего на расчетном режиме (при равенстве давления окружающей среды и давления газов на срезе сопла), удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.

4. Разновидности ракетных двигателей.

Химические ракетные двигатели делятся на твердотопливные и жидкостные.

В твердотопливном двигателе (РДТТ) горючее и окислитель хранятся в форме смеси твёрдых веществ, а топливная ёмкость одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливный двигатель и ракета, оборудованная им, конструктивно устроены гораздо проще всех других типов ракетных двигателей и соответствующих ракет, а потому они надёжны, дёшевы в производстве, не требуют больших трудозатрат при хранении и транспортировке, время подготовки их к пуску минимально. Поэтому в настоящее время они вытесняют другие типы ракетных двигателей из области военного применения. Вместе с тем, твёрдое топливо энергетически менее эффективно, чем жидкое.

Достоинствами твердотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Схема твердотопливного двигателя(1 — воспламенитель; 2 — топливный заряд; 3 — корпус; 4 — сопло)

Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском; больший уровень вибраций при работе, по сравнению с ЖРД, большое количество агрессивных веществ в выхлопе.

В жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) горючее и окислитель пребывают в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания с помощью турбонасосной или вытеснительной систем подач. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах, и

Схема жидкостного ракетного двигателя.

многократное включение и выключение, что особенно важно при маневрировании в космическом пространстве. Удельный импульс ЖРД достигает 4500 м/c. Тяга — свыше 800 тс (РД-170). По совокупности этих свойств ЖРД предпочтительны в качестве маршевых двигателей ракет-носителей космических аппаратов, и маневровых двигателей космических аппаратов.К преимуществам ЖРД можно отнести следующее: самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 3500 — 4500 м/с); управляемость по тяге и высокая маневренность; весовое преимущество по сравнению с РДТТ.

Недостатки ЖРД: сложность конструкции и устройства; дороговизна транспортировки и повышенная опасность; компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения нужны специальные меры; в настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива.

Ядерные и электрические ракетные двигатели .

ЯРД имеют огромное преимущество в сравнении с химическими - это высокий показатель удельного импульса. Его величина составляет 9000-30000 м/с. Вместе с тем, их использование влечет за собой заражение атмосферы радиоактивными выбросами. Сейчас ведутся работы по созданию безопасного, экологичного и эффективного ядерного двигателя.

Электрический ракетный двигатель в качестве рабочего тела использует гелий, аммиак, гидразин, азот и другие инертные газы, реже - водород.

Среди преимуществ ЭРД: высокий показатель удельного импульса; малый расход топлива (рабочего тела).

Недостатки: высокий уровень потребления электроэнергии; сложность конструкции; небольшая тяга.

На сегодняшний день использование ЭРД ограничено их установкой на космические спутники, а в качестве источников электроэнергии для них применяются солнечные батареи. Вместе с тем именно эти двигатели могут стать теми силовыми установками, которые дадут возможность исследовать космос, поэтому работы по созданию их новых моделей активно ведутся во многих странах. Пока именно ЭРД является надеждой на то, что люди все же смогут путешествовать к звездам.

5. Практическая часть

Изучив историю ракетостроения и устройство ракетных двигателей, я решил собрать из подручных материалов действующую модель ракеты.

Для начала мне было необходимо определиться с типом двигателя. Изучив все вариации реактивных двигателей, я пришёл к выводу, что лучше всего для самодельного изготовления подходит твердотопливный двигатель. Он наиболее безопасный, надёжный, простой, не требует какой-либо сложной конструкции и прост в изготовлении.

Поискав информацию в интернете, на форумах любительского ракетостроения, а также в книгах по ракетомоделизму я нашёл довольно простой рецепт твёрдого "карамельного" топлива - смесь селитры и углевода.

Ингредиенты топлива:

Сахар или сорбит С12Н22О11 35-40%

Калиевая селитра KNO3 65-60%

Катализатор - оксид железа Fe2O3 1%

Существует несколько способов изготовления топлива:

1) Сахар и селитру плавят при температуре 120-145 градусов до полного преобразования сахара и образования массы, по консистенции похожей на жидкую манную кашу. Предварительно измельчать компоненты не нужно. Очень важно постоянно мешать ее, чтобы не образовались пузырьки воздуха.

2) Ингредиенты можно по отдельности измельчить до очень мелкого состояния, после чего смешать и туго набить в корпус двигателя.

Я решил использовать второй способ, так как он более прост и надёжен. В цветочном магазине я купил калиевую селитру, которую продавали как удобрение для растений, сахар нашёл дома. Ингредиенты я измельчил с помощью пестика в металлической ступке. Корпус двигателя я сделал из обрезанной плотной картонной трубочки. В этот картонный цилиндр я "загрузил" топливо из смеси измельченного сахара и селитры, предварительно поместив в центр цилиндра стержень для будущего воспламенителя. Смесь засыпал порциями, постоянно спрессовывая. Далее я приделал сопло из тонкого алюминия, который вырезал из банки из-под лимонада. В итоге у меня получилось два первых двигателя (см. фото).

Двигатели я протестировал на улице. Второй двигатель, в который я добавил также катализатор - оксид железа, работал более интенсивно. Топливо горело, активно образуя огненное пламя. Из недостатков я выявил несовершенство сопла двигателя, которое почти сразу отвалилось, видимо клей, которым я его склеивал от температуры пришёл в негодность. Картон из-за своей легковоспламеняемости не подошёл в качестве корпуса двигателя. Яркое пламя при горении двигателя, говорит о большом содержании кислорода в топливе - вероятно, топливо плохо спрессовано.

Для следующей ракеты я решил сделать многоразовый двигатель с металлическим корпусом. В качестве оболочки двигателя я решил использовать карманный фонарик, его цилиндрическая форма идеально подходит под размеры корпуса ракеты. Из фонарика я вытащил всё ненужное - кассету с батарейками, кнопку и светодиодные лампочки. Осталась лишь лёгкая алюминиевая цилиндрическая трубка и закручивающаяся крышка без верхней поверхности, то есть кольцо. В качестве дна трубки я использовал пятирублёвую монету. В крышке же я укрепил тонкую алюминиевую пластинку с маленькой дырочкой, которая будет играть роль сопла в двигателе. В корпус бывшего фонарика я засыпал топливную смесь и спрессовывал тупой стороной карандаша. Замечу, что такой способ прессовки, как я понял позже, не является эффективным. В центре двигателя установил самодельный фитиль. Двигатель поместил в корпус бумажной ракеты. Стабилизаторы в нижней части обклеил фольгой - для снижения вероятности их воспламенения. К корпусу ракеты приклеил бумажные петельки, которые будут крепить ракету к направляющей деревянной жёрдочке - шпангоуту.

При запуске двигателя, топливная смесь активировалась, началось бурное выделение дыма и газа из двигателя, но ракета так и не сдвинулась с места. Я понял, что причиной является малая тяга двигателя и наличие силы трения со стороны деревянной направляющей. Тогда я предпринял решение снять ракету с направляющей и немного подкинуть вверх в воздух. При сообщении ракете дополнительной силы я заметил, что она немного взлетела в вверх, но почти сразу изменила траекторию движения и упала на снег. Через несколько секунд топливо закончилось и двигатель прекратил свою работу.

Из этого испытания я выявил плюсы использования многоразового металлического корпуса для двигателя. Корпус нигде не прогорел и никак не испортился, к тому же легко чистится от продуктов сгорания топлива.

Анализируя процесс изготовления топлива, я пришёл к выводу, что оно плохо спрессовывается. Нужен более эффективный пресс, способный сжать смесь так, что бы в топливе было как можно меньше воздуха и больше самого топлива. Я решил испробовать первый метод изготовления топливной смеси - с помощью плавления компонентов.

Далее я взял те же самые компоненты и расплавил их на сковороде. Пока карамельная смесь не застыла, я её вылил в корпус двигателя, предварительно оставив место для фитиля. Такая карамелизированная топливная смесь является более эффективной, чем порошкообразная, так как концентрация топливного вещества намного выше.

Я создал сразу несколько ракет с разными размерами сопла. Лучше всего показала себя ракета со "средним" размером сопла (1/3 от диаметра двигателя), которая смогла взлететь, но из-за порыва ветра и неисправности одного стабилизатора перевернулась и полетела в землю. Тем не менее, запуск ракеты можно считать удачным, так как ракета оторвалась от земли.

6. Заключение.

Таким образом, я изучил историю ракетостроения, устройство и принцип действия реактивных двигателей, а также из подручных средств создал действующую модель ракеты на двигателе с топливом твёрдого типа. "Карамельное" топливо (смесь из сахара, калиевой селитры и оксида железа) успешно прошло испытание.

Также я проверил гипотезу, экспериментально определив, что на тягу твердотопливного двигателя влияет плотность топлива. Модель ракеты смогла взлететь при использовании твердого топлива после его предварительного расплавления, что позволило уменьшить содержание воздуха в топливе. Таким образом, тяга ракеты зависит еще и от содержания воздуха в топливе.

Также на тягу влияют конструктивные особенности двигателя, в частности размер сопла. Сопло размером 1/3 от диаметра двигателя показало лучший результат, оно не слишком маленькое (меньший размер повышает давление газа внутри двигателя, скорость истечения газа возрастает, но секундный расход топлива уменьшается, из-за чего тяга невысокая) и не слишком большое (большой размер увеличивает секундный расход топлива, но уменьшает скорость истечения газа). Тяга такого двигателя была самой оптимальной. В итоге оказалось, что изготовленное мной сопло напоминает сопло Лаваля.

Тяга ракеты зависит от вида топлива, при добавлении в него катализатора интенсивность и температура горения топлива увеличивается, что сказывается на повышении давлении внутри камеры сгорания (которая и является корпусом двигателя), а, следовательно, и скорости истечения газа, то есть тяга повышается.

В итоге моя гипотеза оказалась верна, а изготовленная модель ракеты успешно прошла испытание.

7. Список литературы.

Е. Л. Букш "Основы ракетного моделизма"

А.В. Яскин "Теория устройства ракетных двигателей"

Г. А. Назаров, В. И. Прищепа "Космические твердотопливные двигатели"

http://diletant.media/rosteh/HYPERLINK "http://diletant.media/rosteh/26204196/"26204196HYPERLINK "http://diletant.media/rosteh/26204196/"/ Главный редактор: Алексей Соломин

https://ru.wikipedia.org/wiki/Ракетный_двигатель

https://ru.wikipedia.org/wiki/Жидкостный_ракетный_двигатель

https://ru.wikipedia.org/wiki/Твердотопливный_ракетный_двигатель

https://ru.wikipedia.org/wiki/Карамельное_ракетное_топливо

Человечество всегда стремилось к звездам, но только в XX веке, с развитием науки и технологий, смогло достичь безвоздушного пространства. Предолеть земное притяжение сложно, и для достижения цели было необходимо изобрести что-то особенное. В качестве такого средства передвижения выступили ракетные двигатели. И если рассматривать то, что есть сейчас, и что может появиться в ближайшее время, то какие перспективы на дальний космос имеет человечество?

Что такое ракетный двигатель, и какие его виды существуют?

Под ракетным двигателем понимают механизм, в котором рабочее тело и источник энергии для работы расположены в самом средстве передвижения. Он является единственным средством вывода полезных грузов на орбиту Земли, а также может работать в безвоздушном космическом пространстве. Основная ставка сделана на преобразование потенциальной энергии топлива в кинетическую, которая используется в виде реактивной струи. Исходя из вида источника энергии различают химические, ядерные и электрические ракетные двигатели.

В качестве характеристики эффективности используется понятие удельного импульса (или тяги): отношение количества движения к расходу массы рабочего тела. Рассчитывается в м/с. Но даже если ракетные двигатели имеют значительный импульс, это не значит, что они используются. Почему так происходит, вы узнаете, прочитав о ядерном и электрическом механизмах.

Химический ракетный двигатель

В их основе находится химическая реакция, в которую вступают горючее и окислитель. Во время реакции продукты сгорания нагреваются до значительных температур, при этом они расширяются и разгоняются в соплах, чтобы затем покинуть двигатель. Тепло, выделяемое таким двигателем, используется на расширение рабочего тела, имеющего газообразный вид. Существует два типа механизмов такого типа.

Твердотопливные двигатели имеют простую конструкцию, они дешевы в изготовлении и не требуют значительных затрат на хранение и подготовку к эксплуатации. Это обуславливает их надёжность и желанность в использовании. Но одновременно такой тип имеет существенный недостаток - очень высокий расход топлива. Также оно состоит здесь из смеси горючего и окислителя. Более эффективным, но одновременно и сложным является жидкостный ракетный двигатель. В нём горючее и окислитель находятся в разных резервуарах и дозированно подаются в сопло. Важным преимуществом является то, что можно регулировать уровень подачи и, соответственно, скорость космического корабля. Несмотря на то что такие ракетные двигатели обладают невысоким удельным импульсом, они развивают сильную тягу. Такое их свойство привело к тому, что сейчас на практике используются исключительно они.

Ядерный ракетный двигатель

Это один из вероятных аналогов для современных систем движения. В ядерном ракетном двигателе рабочее тело нагревается благодаря энергии, которая выделяется при радиоактивном распаде или термоядерном синтезе. Такие механизмы позволяют достигать значительного удельного импульса. А их общая тяга сравнима с этим показателем у химических двигателей. Но сколько типов механизмов на основе ядерной энергии различают? Всего 3:

1. Радиоизотопные.
2. Ядерные.
3. Термоядерные.

Использование ядерных ракетных двигателей в атмосфере Земли довольно проблематично из-за радиационного загрязнения. Возможным решением этой проблемы станет газофазный тип.

Электрический ракетный двигатель

Этот тип имеет самый большой потенциал развития и использования в будущем. Электрические ракетные двигатели подают большие надежды. Так, их удельный импульс может достигать значений 210 км/с. Различают 3 типа двигателей:

1. Электротермические.
2. Электростатические (ионный ракетный двигатель, например).
3. Электромагнитные.

Особенностью (про которую можно сказать, что она является и преимуществом, и недостатком) является то, что при увеличении удельного импульса необходимо меньше горючего, но больше энергии. С этой точки зрения неплохие шансы имеет ионный ракетный двигатель, который работает на газе. На данный момент он применяется на практике для корректировки траектории орбитальных станций и спутников. Ограниченность источников электроэнергии в космическом пространстве, а также проблемы с работоспособностью на высоте свыше 100 километров пока мешают их широкой эксплуатации. Большой потенциал использования имеют плазменные ракетные двигатели, в которых рабочее тело имеет состояние плазмы, но находящиеся пока только в стадии эксперимента.