Удельная теплота сгорания топлива и горючих материалов. Особенно эффективен с сопловым насадком из материала «Граурис»

Энергоемкость топлив

Важнейшей характеристикой топлива является его энерго­емкость, или теплота сгорания. Под энергоемкостью (или тепло­той сгорания) следует понимать количество теплоты, выделив­шейся при полном сгорании единицы массы или объема топлива и замеренной при постоянных давлении и температуре (обычно при 25 °С).

В технике пользуются значением низшей теплоты сгорания 1 кг (весовой) или 1 л (объемной) топлива. Низшая теплота сгорания топлива (расчетная) получается уменьшением значе­ния высшей теплоты сгорания (экспериментальной) на количе­ство тепла, затраченного для испарения некоторых продуктов сгорания, которые при нормальной температуре являются жид­костями. В основном - это вода, которая выводится из двигателя с продуктами сгорания в парообразном состоянии. При этом ис­ходят из того, что тепло образования водяных паров теряется безвозвратно.

В том случае, когда среди продуктов сгорания топлива не оказывается соединений, конденсирующихся при нормальной температуре, например при сжигании СО в СО 2 , высшая и низшая теплоты сгорания равны.

Для работы современных карбюраторных, дизельных и ра­кетных двигателей важно знать также теплоту сгорания рабо­чей смеси, состоящей из горючего и окислителя, в количестве, достаточном для полного сгорания горючего. При этом наи­большая теплота сгорания будет у рабочей.смеси, в которой стехиометрическое соотношение топливо: окислитель? равно 1.

Значение низшей теплоты сгорания рабочих смесей, состоящих из паров углеводородов с воздухом, приближается к 667- 674 ккал/кг.

Углеводородные топлива характеризуются высокой теплотой сгорания. Продуктами их полного сгорания являются, главным образом, двуокись углерода и вода. Лишь водород, бериллий и бор имеют большие теплоты сгорания, чем углеводороды. Одна­ко при их использовании в качестве топлив возникают весьма сложные проблемы, которые здесь не рассматриваются. По эк­сплуатационным свойствам углеводороды как топлива отличаются значительными преимуществами.

Теплоту сгорания определяют сжиганием навески топлива в калориметрической бомбе, заполненной кислородом под давле­нием. Метод этот сложен, и для его осуществления требуются специальные условия.

Для определения теплоты сгорания при помощи расчетов широко пользуются эмпирическими формулами, точность кото­рых составляет ±2-3%.

В основу эмпирических расчетных формул, составленных раз­личными авторами, положены следующие данные.

1. Элементарный состав топлива. В этом случае исходят из того, что теплота сгорания топлива равна сумме теплот сгорания отдельных элементов его составляющих.

2. Количество кислорода (воздуха), необходимого для сгора­ния топлива. В основу эмпирических формул положено количе­ство кислорода, необходимое для полного сгорания элементов, составляющих топливо. Наибольшей точностью из формул этого типа отличается формула Коновалова:

Q н = 3050 К

Где Q н - низшая теплота сгорания топлива, ккал/кг; К - количе­ство кислорода, необходимого для сгорания единицы массы то­плива, рассчитываемое по формуле:

где С, Н, О - содержание углерода, водорода и кислорода в то­пливе, вес. %.

3. Теплота образования. Эмпирические формулы основаны на законе Гесса, из которого следует, что теплота сгорания топли­ва соответствует разности между теплотой образования сжигае­мого топлива и суммой теплот образования конечных продуктов его сгорания (воды, двуокиси углерода и др.).

4. Физико-химические характеристики топлива. Для углево­дородных жидких топлив, состоящих в основном из двух эле­ментов-углерода и водорода, устанавливается определенная зависимость между отношением этих элементов, температурой их выкипания, анилиновой точкой, плотностью, строением углеводо­родов и другими физико-химическими показателями, с одной стороны, и теплотой сгорания - с другой.

Для углеводородных топлив, имеющих плотность от 0,510 до 0,990, весовая теплота сгорания может быть определена с точ­ностью до 3-5% (для фракций алканового основания до 1 - 1,5%) по формулам Крагоэ:

где?-плотность топлива при 15°С; Q в - высшая теплота сго­рания, ккал/кг; О н - низшая теплота сгорания, ккал/кг.

Установлено, что при использовании этой формулы наимень­шая погрешность составляет 40 ккал/кг; для смесси ароматичес­ких углеводородов с алканами наибольшая погрешность дости­гает 400-530 ккал/кг.

Лаврентьев предложил эмпирическую формулу для расчета низшей весовой теплоты сгорания по значению показателя пре­ломления:

Для товарных реактивных топлив максимальное отклонение вычисленных данных, определенных экспериментально, со­ставляет ±95 ккал/кг при среднем отклонении ±1,4 ккал/кг. Не­удовлетворительные результаты получаются для узких нефтяных фракций, индивидуальных углеводородов, особенно ароматиче­ских углеводородов, для которых величина отклонения превос­ходит 400 ккал/кг.

Более точные результаты (отклонение ±20-25 ккал/кг), в том числе для ароматических углеводородов, дает формула, в которой используется показатель преломления и анилиновая точка:

где t A - анилиновая точка, °С.

Для среднедистиллятных нефтяных топлив можно достаточно точно рассчитать низшую весовую теплоту сгорания, зная содер­жание водорода, по формуле:

где Н - содержание водорода, вес. %.

Многие авторы считают, что наибольшая точность достигает­ся при использовании расчетных формул, в которых представлена зависимость между теплотой сгорания, плотностью и анилиновой точкой среднедистиллятных топлив. Результаты расчета при использовании такой зависимости приняты во всех спецификаци­ях США и других стран на реактивные топлива наравне со зна­чениями, определенными экспериментально. Для керосинов отклонения от экспериментальных данных составляют 12- 14 ккал/кг, максимальные отклонения ± 45 ккал/кг. Неболь­шое содержание олефинов в керосинах существенно не влияет на результаты. Для алкилатов и индивидуальных углеводородов, кипящих в пределах керосиновых фракций, этот метод мало пригоден.

В спецификациях на реактивные топлива приводится коэффи­циент теплопроводности, представляющий собой произведение плотности, выраженной в °АРI (АSТМ D 287-55), и анилино­вой точки в °F (АSТМ D 611-55Т), изменяющейся с тепло­той сгорания топлива по линейной зависимости. В результате проверки этого метода на многочисленных образцах реактивных топлив нашей страны была предложена формула:

где К - коэффициент теплотворности топлива, численно равный произведению плотности топлива в °АРI и анилиновой точки в °F. Плотность определяется при 15,6 °С по ГОСТ 3900-47, а ани­линовая точка - методом равных объемов (ОСТ 17872 М. И. 20К-40). Для получения плотности в °АРI, а анилиновой точки в °F пользуются переводными таблицами, приведенными в рабо­тах.

При использовании этой формулы можно получить результа­ты с точностью до 0,12% и максимальным отклонением 0,43% для нефтепродуктов плотностью? 5.16 15.6 =0,8448-0,7585 (36- 55°АРI), имеющих анилиновую точку 51-78,3 °С (124-173°F) и коэффициенты теплотворности в пределах от 4414 до 8969.

Некоторая ошибка получается при наличии в топливе серы. Так, при 1 % серы значение теплоты сгорания для керосина мо­жет быть завышено приблизительно на 60 ккал/кг. Поэтому для расчета низшей теплоты сгорания предлагается формула, учи­тывающая содержание серы:

где Q н -теплота сгорания топлива, содержащего серу, ккал/кг;

Q н - теплота сгорания, рассчитанная для топлива по анилиновой точке и плотности без учета содержания серы, ккал/кг; %S- содержание серы в топливе, вес. %.

Зная плотность? 15.6 15.6 и вязкость топлива (в сст) при 37,8 °С, по номограмме (рис. 18) можно определить анилиновую точку в °С, а затем перевести в °F. Отклонения для керосинов от данных, полученных стандартным методом, не превышают ± 2%.

Ниже приведены коэффициенты теплотворности и значения низшей весовой теплоты сгорания для различных реактивных топлив, рассчитанные по формуле.

Для упрощения расчетов предложены номограммы, состав­ленные на основании зависимости между физико-химическими и энергетическими характеристиками нефтяных фракций. Ниже в качестве примера представлена одна из подобных номограмм,

построенная на основе зависимости между плотностью, молеку­лярным весом, псевдокритическим давлением, анилиновой точ­кой, средней температурой кипения, теплотой испарения и выс­шей теплотой сгорания для нефтяных фракций (рис. 19).

Зная две какие либо характеристики из названных, можно по номо­грамме определить остальные. При работе с номограммой среднюю температуру кипения фракции можно принять равной температуре выкипания 50 объемн. % этой фракции в условиях стандартной разгонки.

Поскольку на номограмме приведены значения высшей тепло­ты сгорания, значение низшей теплоты сгорания можно рассчи­тать по формуле:

где К - содержание в топливе воды, вес. %.

Отклонения данных, полученных по номограмме, от фактиче­ских данных составляют 1%.

На рис. 20 приведена номограмма зависимости между низ­шей объемной теплотой сгорания, плотностью, вязкостью и сред­ней температурой выкипания дизельных топлив.

По такой номограмме при помощи известных характеристик можно легко определить объемную теплоту сгорания дизельных топлив.

Теплота сгорания зависит от элементарного состава углеводо­родов топлива, что подтверждается следующими данными:

Весовая теплота сгорания водорода в 3,5 раза больше весовой теплоты сгорания углерода. Чем выше содержание водорода, тем выше теплота сгорания углеводородного топлива.

Для алканов среднедистиллятных фракций содержание угле­рода изменяется незначительно - в пределах 84-85%, для цикланов эта величина постоянна и составляет приблизительно 85,75%, для ароматических углеводородов она изменяется в ши­роких пределах - от 91 до 87,5% и зависит от длины боковых цепей.

Весовые теплоты сгорания топлива изменяются в соответст­вии с содержанием углерода: для алканов и цикланов незначи­тельно, а для ароматических углеводородов с числом углеродных атомов от 6 до 20 - до 700 ккал (рис. 21). Плотность ? 4 20 углеводородов, составляющих товарные топлива и выкипающих в пределах 80-300°С, изменяется следующим образом :

Плотность в пределах одного класса углеводородов изменя­ется значительно. Она определяется не только молекулярным весом, но и структурой углеводородов. Вследствие этого объем­ные теплоты сгорания углеводородов существенно различаются.

Для углеводородов промышленных фракций, однотипных по строению и выкипающих в пределах 100-300°С, разница меж­ду максимальной и минимальной величинами весовой теплоты сгорания составляет от 30 до 350 ккал/кг, объемной- от 30 до 1100 ккол/л. Особенно велика разница объемной теплоты сгора­ния у цикланов - 700-1100 ккал/л (табл. 19).

Объемную теплоту сгорания можно значительно увеличить, одновременно сохраняя на достаточно высоком уровне весовую теплоту сгорания, вовлечением в состав топлив цикланов опре­деленного строения.

Нефтяные топлива характеризуются теплотой сгорания, близ­кой к верхнему возможному пределу. Однако для дальнейшего увеличения теплоты сгорания углеводородных топлив остаются некоторые резервы. Все больше синтезируется, а также выделя­ется из нефти углеводородов такого строения, теплоты сгорания (весовые и объемные) которых существенно превышают тепло­ты сгорания товарных нефтяных фракций. На основе таких угле­водородов предлагаются новые композиции высокоэнергетичес­ких топлив, столь необходимых для реактивных и ракетных дви­гателей.

Применение топлива с повышенной теплотой сгорания для карбюраторных и дизельных двигателей приведет к снижению его удельного расхода (поскольку теплота сгорания рабочей смеси должна быть постоянной); к уменьшению объема топлив­ных баков при том же радиусе действия машин; к некоторому изменению сечения жиклеров в соответствии с количеством по­ступающего топлива. Мощность карбюраторных и дизельных двигателей не зависит от теплоты сгорания топлива и, следова­тельно, остается неизменной.

Для реактивных и ракетных двигателей, в которых сила тяги создается только за счет сил реакции газов, вытекающих из со­пла, теплота сгорания топлива играет большую роль. Сила тяги воздушно-реактивного двигателя представляет равнодействую­щую сил воздушного и газового потоков, оказывающую влияние на элементы "Проточной части и наружной поверхности двигате­ля. Она прямо пропорциональна количеству воздуха, проходяще­го через реактивный двигатель, и скорости истечения газов через его сопло. Весовой расход топлива составляет 1,5-2% от весового расхода воздуха. Топливо, сгорая, нагревает воздух и тем самым увеличи­вает его кинетическую энергию, расхо­дуемую на полезную работу и компенса­цию потерь. Поэтому чем выше теплота сгорания топлива, тем большую полез­ную работу сможет дать двигатель.

Увеличение теплоты сгорания топли­ва приведет к увеличению объема газов, проходящих через двигатель, и, следова­тельно, к увеличению скорости их исте­чения, что повысит к. п. д. двигателя. Авиационные топлива, выделяющие при сгорании большее количество тепла, поз­воляют увеличить дальность полета или грузоподъемность самолета. О зависимо­сти между энергоемкостью авиационно­го реактивного топлива и дальностью по­лета самолета можно судить по формуле Брегэ:

где К - дальность оолета; Q н - весовая низшая теплота сгорания топлива; ? - суммарный к. п. д. двигателя; L / D - отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению; W 0 - вес самолета при старте; W f - вес залитого в баки само­лета топлива.

Из приведенной формулы следует, что дальность полета самолета изменяется (прямо пропорционально теплоте, выде­ляющейся при сгорании топлива. Таким образом, при постоянном весе топлива повышение его весовой теплоты сгорания позволит в реактивном двигателе не только достичь преимуществ, указанных для карбюраторных двигателей, но и увеличить мощность двигателя, скорость м дальность полета самолета или умень­шить удельный расход топлива.

Увеличение объемной теплоты сгора­ния топлива, связанное с обязательным возрастанием его плотности, даст преи­мущества лишь в том случае, если при­рост теплоты сгорания превзойдет потери энергии, которую необходимо будет дополнительно затратить вследствие увеличения полетного веса самолета, загруженного та­ким же объемом топлива, но имеющего большую плотность. Кри­терием энергетической оценки топлива будет являться удельная теплота сгорания загруженного топлива, отнесенная к единице по­летного веса летательного аппарата.

Весьма желательно равенство значений весовой и объемной теплоты сгорания топлив; к такому равенству можно прибли­зиться, увеличивая плотность углеводородной смеси до единицы.

Выполнить это условие пока трудно, хотя мето­дом синтеза удается по­лучить насыщенные угле­водороды, плотность кото­рых превышает 0,9 г/см 3 .

На рис. 22 показано влияние теплоты сгорания и плотности топлива на дальность полета самоле­та при различных высо­тах. Как видно из рисун­ка, энергетические преи­мущества топлива с по­вышенной плотностью наиболее ощутимы при большой скорости полета (2,5-4 Маха).

При необходимости увеличения дальности по­лета топливо с большей весовой теплотой сгорания в сравнимых условиях будет обладать (преимуществом перед топливом с большей объемной теплотой сго­рания (большей плотностью). На дальних расстояниях при использовании последних будет расходоваться дополнительная энергия на их перевозку.

Для ракетного двигателя значение топлива с высокой тепло­той сгорания еще более возрастает. Высота взлета ракетного двигателя увеличивается во столько раз, во сколько увеличива­ется теплота сгорания топлива. Таким образом, при использова­нии для ракетных двигателей топлив с более высокой теплотой сгорания достигаются преимущества, указанные для воздушно-ракетных двигателей, и увеличивается высота взлета ракеты.

Исследователи стремятся получить такое углеводородное то­пливо, которое возможно полнее отвечало бы требованиям реак­тивных сверхзвуковых и тем более ракетных двигателей. Такие топлива должны характеризоваться высокой весовой и объемной теплотой сгорания при минимальном различии их значений. Кро­ме того, углеводороды, составляющие топлива, должны обладать удовлетворительными низкотемпературными свойствами, высо­кой химической стабильностью при повышенных температурах, пределами кипения и др. Предпринимаются попытки получения таких топлив не только на основе соответствующих нефтяных фракций и однотипных по химическому строению групп углево­дородов, но и на основе сложного синтеза индивидуальных соединений, хотя этот путь намного дороже. В табл. 20 приведены сведения о некоторых синтезированных для этой цели в США индивидуальных углеводородах по данным патентной литерату­ры, опубликованной в основном в 1964 г.

Как видно из данных табл. 20, осуществлен синтез углеводо­родов сложных и интересных структур. Исследование их свойств свидетельствует об известных возможностях, обнаруженных на этом пути. Большинство углеводородов являются би- и трицикланами с очень высокой плотностью, а следовательно, высокой объемной теплотой сгорания.

По-видимому, циклановые углеводороды в целом отвечают требованиям, предъявляемым к топливу, ;В большей мере, чем углеводороды иного строения. Можно предвидеть, что изоалка- новые углеводороды определенного строения также окажутся благоприятным материалом для этой цели.

Поскольку для реактивных топлив сверхзвуковых самолетов наиболее подходящим и доступным в настоящее время материалом являются циклановые углеводороды, характеризующиеся доста­точно высокой весовой теплотой сгорания и плотностью, значения низшей весовой теплоты сгорания цикланов различного строения при 25°С (в ккал/кг).

Наряду с цикланами большое внимание заслуживают с точки зрения использования в качестве высокоэнергетических топлив изоалкановые углеводороды, характеризующиеся максимальным содержанием водорода, а следовательно, максимальной весовой теплотой сгорания. Сложность заключается в "Подборе таких структур изоалканов, низкотемпературная характеристика кото­рых (температура застывания, кристаллизации, вязкость и ее из­менение с температурой) была бы удовлетворительной, а плот­ность максимальной.

К числу таких углеводородов относятся, по-видимому, алканы гребенчатого строения с компактно и симметрично расположенны­ми короткими боковыми цепями, имеющими один или два угле­родных атома. Предстоит изыскать наиболее экономически це­лесообразный путь получения алканов," отвечающих такому строению.

Известна еще одна группа углеводородов, энергоемкость ко­торых складывается не только из теплот сгорания элементов, но и из энергии, выделяющейся при разрушении их кратных связей и напряженных циклов. К ним относятся производные ацетилена и углеводороды, в структуре которых имеются циклопропановые кольца. Энергия ацетиленовой связи -С=С- составляет около

195 ккал/моль, т. е. более чем в два раза больше энергии свя­зи (84 ккалімоль). Однако реализовать эту дополнительную энергию весьма сложно из-за склонности ацетилено­вых углеводородов полимеризоваться по месту ненасыщенных связей. При сгорании циклопропана и его гомологов также вы­деляется дополнительная энергия, которая в отличие от энергии ацетиленовой связи может быть использована. В табл. 21 при­ведены теплоты образования и сгорания некоторых углеводоро­дов с простыми и кратными связями, а также напряженными ци­клами.

Как видно из данных табл. 21, циклопропан и ацетиленовые углеводороды характеризуются весьма высокими теплотами сго­рания, намного превышающими теплоты сгорания насыщенных углеводородов с таким же числом углеродных атомов в молеку­ле, но не имеющих столь напряженных связей. Наибольшую те­плоту сгорания имеет циклопропан. Гомологи циклопропана ха­рактеризуются несколько меньшей теплотой сгорания. Так, низ­шая весовая теплота сгорания фенилциклопропана равна 10 280 ккал/кг, циклогексилциклопропана 10 610 ккал/кг. Гомологи циклопропана имеют следующие весьма важные преиму­щества по сравнению с ацетиленами: хорошую стабильность при хранении, низкотемпературные свойства, невзрываемость и др.

Очевидно, ди- и трициклопропаны будут представлять собой топлива, отличающиеся наибольшей энергоемкостью среди угле­водородов иного строения, в том числе алканов.

В табл. 22 приводятся значения удельных импульсов для ракет­ных топливных систем при использовании в качестве горючего ацетилена или циклопропана.

Циклопропилуглеводороды могут быть получены в процессе довольно сложного синтеза, проходящего в несколько стадий. Ацетиленовые углеводороды могут быть получены в из­вестных промышленных процессах.

В отличие от циклопропанов, которые являются довольно ста­бильными, ацетилены нуждаются в специальных стабилизирующих добавках и с ними надо обращаться, как со взрывчатыми вещест­вами.

Таким образом, возможность получения углеводородов с бо­лее высокой энергоемкостью нельзя считать исчерпанной.

Известно, что источником энергии, которая используется в промышленности, на транспорте, в сельском хозяйстве, в быту, является топливо. Это уголь, нефть, торф, дрова, природный газ и др. При сгорании топлива выделяется энергия. Попытаемся выяснить, за счёт чего выделяется при этом энергия.

Вспомним строение молекулы воды (рис. 16, а). Она состоит из одного атома кислорода и двух атомов водорода. Если молекулу воды разделить на атомы, то при этом необходимо преодолеть силы притяжения между атомами, т. е. совершить работу, а значит, затратить энергию. И наоборот, если атомы соединяются в молекулу, энергия выделяется.

Использование топлива основано как раз на явлении выделения энергии при соединении атомов. Так, например, атомы углерода, содержащиеся в топливе, при горении соединяются с двумя атомами кислорода (рис. 16, б). При этом образуется молекула оксида углерода - углекислого газа - и выделяется энергия.

Рис. 16. Строение молекул:
a - воды; б - соединение атома углерода и двух атомов кислорода в молекулу углекислого газа

При расчёте двигателей инженеру необходимо точно знать, какое количество теплоты может выделить сжигаемое топливо. Для этого надо опытным путём определить, какое количество теплоты выделится при полном сгорании одной и той же массы топлива разных видов.

Физическая величина, показывающая, какое количество теплоты выделяется при полном сгорании топлива массой 1 кг, называется удельной теплотой сгорания топлива.

Удельная теплота сгорания обозначается буквой q. Единицей удельной теплоты сгорания является 1 Дж / кг.

Удельную теплоту сгорания определяют на опыте с помощью довольно сложных приборов.

Результаты опытных данных приведены в таблице 2.

Таблица 2

Из этой таблицы видно, что удельная теплота сгорания, например, бензина 4,6 10 7 Дж / кг.

Это значит, что при полном сгорании бензина массой 1 кг выделяется 4,6 10 7 Дж энергии.

Общее количество теплоты Q, выделяемое при сгорании m кг топлива, вычисляется по формуле

Вопросы

1. Что такое удельная теплота сгорания топлива?
2. В каких единицах измеряют удельную теплоту сгорания топлива?
3. Что означает выражение «удельная теплота сгорания топлива равна 1,4 10 7 Дж / кг? Как вычисляют количество теплоты, выделяемое при сгорании топлива?

Упражнение 9

1. Какое количество теплоты выделяется при полном сгорании древесного угля массой 15 кг; спирта массой 200 г?
2. Сколько теплоты выделится при полном сгорании нефти, масса которой 2,5 т; керосина, объём которого равен 2 л, а плотность 800 кг / м 3 ?
3. При полном сгорании сухих дров выделилось 50 000 кДж энергии. Какая масса дров сгорела?

Задание

Используя таблицу 2, постройте столбчатую диаграмму для удельной теплоты сгорания дров, спирта, нефти, водорода, выбрав масштаб следующим образом: ширина прямоугольника - 1 клетка, высота 2 мм соответствует 10 Дж.

Всем известно, что в нашей жизни огромную роль играет использование топлива. Топливо применяют практически в любой отрасли современной промышленности. Особенно часто применяется топливо, полученное из нефти: бензин, керосин, соляр и другие. Также применяют горючие газы (метан и другие).

Откуда берется энергия у топлива

Известно, что молекулы состоят из атомов . Для того, чтобы разделить какую либо молекулу (например, молекулу воды) на составляющие её атомы, требуется затратить энергию (на преодоление сил притяжения атомов). Опыты показывают, что при соединении атомов в молекулу (это и происходит при сжигании топлива) энергия, напротив, выделяется.

Как известно, существует ещё и ядерное топливо, но мы не будем здесь говорить о нём.

При сгорании топлива выделяется энергия. Чаще всего это тепловая энергия . Опыты показывают, что количество выделившейся энергии прямо пропорционально количеству сгоревшего топлива.

Удельная теплота сгорания

Для расчёта этой энергии используют физическую величину, называемую удельная теплота сгорания топлива. Удельная теплота сгорания топлива показывает, какая энергия выделяется при сгорании единичной массы топлива.

Её обозначают латинской буквой q. В системе СИ единица измерения этой величины Дж/кг. Отметим, что каждое топливо имеет собственную удельную теплоту сгорания. Эта величина измерена практически для всех видов топлива и при решении задач определяется по таблицам.

Например, удельная теплота сгорания бензина 46 000 000 Дж/кг, керосина такая же, этилового спирта 27 000 000 Дж/кг. Нетрудно понять, что энергия, выделившаяся при сгорании топлива, равна произведению массы этого топлива и удельной теплоты сгорания топлива:

Рассмотрим примеры

Рассмотрим пример. 10 граммов этилового спирта сгорело в спиртовке за 10 минут. Найдите мощность спиртовки.

Решение. Найдём количество теплоты, выделившееся при сгорании спирта:

Q = q*m; Q = 27 000 000 Дж/кг * 10 г = 27 000 000 Дж/кг * 0,01 кг = 270 000 Дж.

Найдём мощность спиртовки:

N = Q / t = 270 000 Дж / 10 мин = 270 000 Дж / 600 с = 450 Вт.

Рассмотрим более сложный пример. Алюминиевую кастрюлю массой m1, заполненную водой массой m2, нагрели с помощью примуса от температуры t1 до температуры t2 (00С < t1 < t2

Решение.

Найдём количество теплоты, полученное алюминием:

Q1 = c1 * m1 * (t1 t2);

найдём количество теплоты, полученное водой:

Q2 = c2 * m2 * (t1 t2);

найдём количество теплоты, полученное кастрюлей с водой:

найдём количество теплоты, отданное сгоревшим бензином:

Q4 = Q3 / k * 100 = (Q1 + Q2) / k * 100 =

(c1 * m1 * (t1 t2) + c2 * m2 * (t1 t2)) / k * 100;

На десятый этаж подняли литр керосина и сожгли его.Куда делась потенциальная энергия керосина?решение задачи

Ответы:

Ответ: Перешла в потенциальную энергию продуктов сгорания.

Похожие вопросы

• 3. Вентилятор вращается с постоянной скоростью и за две минуты совершает 2400 оборотов. Определите частоту вращения вентилятора, период обращения и линейную скорость точки, расположенной на краю лопасти вентилятора на расстоянии 10 см от оси вращения.
• решите уровнение: 5х2-34х-7=0
• определите объемную долю выхода аммиака если известно что из 5 литров азота получено 0,8 литров аммиака
• С каким ускорением двигался автомобиль, если на пути 1 км его скорость возросла от 36 до 72 км/ч?
• задача из двух посёлков расстояние между которыми 27 км одновременно навстречу друг другу вышли два пешехода. Скорость первого 4 км\ч а второго 5 км\ч. Какое расстояние будет между ними через 2 часа?? Через какое время встретятся? Решите задачу двумя способами. Помогите пожалуйста очень срочно и нужно... И последняя задача. Два велосепедиста стартовали из одной точки противоположныж направлениях. Их скорости 200 м \ мин, и 250 м\мин. Через сколько минут расстояние между ними будет равно 900 м, 2 км 700 м. Пожалуйста помогите...
• Решите уравнение x^4-2x^2-400x=9999. В ответе укажите сумму корней
• 1 Осуществите цепочку химических превращени Fe→ FeCl3→ Fe(OH)3→ Fe2(SO4)3→ Fe(OH)3→ Fe2O3 2 Как используя любые реактивы и литий получить оксид, основание, соль?

В третьей части «Незаметных сложностей ракетной техники» я бы хотел рассказать о ещё не охваченных в первой и второй частях проблемах, которые требуют решения. Эта статья посвящена развитию темы различных ограничений, которые приводят к инженерно неоптимальным решениям.

Виды жидкого топлива

После начальных экспериментов, когда ракеты летали на этиловом спирте, азотной кислоте, скипидаре и прочих веселых веществах, самыми распространенными стали три пары ракетного топлива: кислород/керосин, кислород/водород, несимметричный диметилгидразин/азотный тетраксид. Естественно, у каждого вида топлива есть свои плюсы и минусы, которые мы сейчас и рассмотрим. Однако, сначала мне хочется дать определение удельного импульса, которое так и не прозвучало всё это время:

Удельный импульс - это мера эффективности ракетного топлива. Согласно одному из определений, это количество секунд, в течение которых двигатель может развивать тягу 1 Ньютон, истратив 1 кг топлива. Удельный импульс измеряется в секундах или в метрах в секунду. УИ 1 с = 9,8066 м/с

Кислород/керосин . УИ 358 c в пустоте, усредненная плотность (плотность смеси в соотношении для работы двигателя) 1,036 г/см^3. Самое популярное топливо, самое простое в работе и самое освоенное. Главных недостатков два - не самый высокий УИ, и то, что кислород хранится в баках в жидком виде. На ракеты-носители иногда даже не ставят теплоизоляцию, и при старте с неё красиво падает намёрзший из воздуха лёд. Но для разгонных блоков теплоизоляция нужна и требует дополнительной массы. Также жидкий кислород нельзя хранить месяцами для коррекций орбиты. Есть любопытный физический хак - переохлажденный кислород, т.е. кислород при температуре ниже температуры кипения. Он чуть плотнее, поэтому в такой же бак его поместится больше, и он не так активно закипает при заправке. На этой паре летает очень много современных ракет-носителей - «Союз», «Зенит», «Атлас», «Фалькон».
Кислород/водород . УИ 455 с в пустоте, усредненная плотность 0.3155 г/см^3. Наибольший УИ, но есть серьезные недостатки. Жидкий водород доставляет гораздо больше проблем, чем кислород. Во-первых, из-за низкой плотности пары кислород/водород бак будет в 2-3 раза выше баков других топливных пар при том же диаметре. Во-вторых, бак надо делать с теплоизоляцией, потому что иначе жидкий водород будет активно испаряться. Даже с теплоизоляцией надо дренировать бак и подпитывать его жидким водородом практически до момента старта. Дренаж испарившегося водорода нужно отводить, потому что его смесь с воздухом взрывоопасна. Разгонный блок с этими компонентами должен отработать в течение нескольких минут, долгоживущие модификации блоков, которые жили часами, были изготовлены в единичных экземплярах и оказались сильно дороже. На этой паре летали шаттлы и «Энергия», летают «Дельта» американцев, «Ариан-5» европейцев и «H-II» японцев.
НДМГ/АТ . УИ 344 с в пустоте, усредненная плотность 1,185 г/см^3. УИ чуть ниже кислорода/керосина, очень высокая плотность, кипит при плюсовой температуре, самовоспламеняется при смешении компонентов, вроде бы мечта, а не топливо. Одна беда, НДМГ - жуткий яд. Высший класс токсичности по NFPA 704, мутаген, тератоген, канцероген. АТ тоже не подарок, но на класс опасности ниже, ядовит примерно как хлор, и растения после него хорошо растут - азотистое удобрение. К небольшим недостаткам этой топливной пары можно отнести коррозию материалов (но с этим можно бороться) и более высокую стоимость, чем у пары кислород/керосин. На ней летают «Протон», «Великий поход» китайцев и GSLV индусов. Летали «Титаны» американцев и «Ариан» европейцев, но в ракетах-носителях он постепенно будет сходить на нет. Опасность разлива сотен тонн компонентов при аварии и необходимость дезактивации участка падения отработанной ступени делает бесперспективным использование этой пары в ракетах-носителях. Но она используется в разгонных блоках и двигательных установках спутников, потому что может долго и без проблем храниться в полёте.

Геометрические размеры ступени, транспортировка

С точки зрения геометрии, максимальный объем при фиксированной площади достигается для шара. И аэродинамическое сопротивление и полная поверхность цилиндра пропорциональны квадрату радиуса, поэтому ракеты должны были бы быть достаточно невысокими и широкими. Однако, в реальности, ракеты очень тонкие и высокие. Дело в том, что увеличение диаметра увеличивает сложность изготовления и транспортировки ступени. У меня была гипотеза, что мера сложности работы со ступенью обратно пропорциональна квадрату радиуса. Я собрал данные о пусках ракет за последние двадцать лет (много пусков даст статистическую базу, а не очень большой временной диапазон не приведет к ошибке из-за изменения технологий) и построил график количества пусков в зависимости от наибольшего диаметра ступени (самого широкого бака). Что интересно, гипотеза подтвердилась:


Ещё можно вспомнить байку о том, как ширина двух древнеримских лошадей привела к ограничению полезной нагрузки «Спейс Шаттла». Это, конечно, байка, и даже отдел стандартизации NASA потрудился её опровергнуть , но общий принцип верен - задача транспортировки ставит большие проблемы для разработки ракет-носителей.

Кто как может

США повезло не только с широтой. Их космодром находится на берегу моря, и не составляет проблем привезти ступени на корабле или барже:


Слева баржа для транспортировки внешнего топливного бака «Спейс-Шаттла», по центру перевозка от причала в здание вертикальной сборки, справа транспорт «Дельта Маринер» перевозит ступени РН «Дельта-IV» и «Атлас- V»

Поэтому американцы могли возить ступени «Сатурна-V» диаметром 10,1 м и внешние топливные баки шаттлов восьмиметрового диаметра.
У европейцев космодром Куру тоже находится у самого берега, что опять позволяет использовать большие ступени - 5,4 м у «Ариан-5»:

Ну а у нас ситуация гораздо сложнее. Первую ступень Н-1 диаметром 17 метров сваривали уже на Байконуре, центральный блок «Энергии» возили на самолёте. Диаметр «Протона» фактически 4,1 м, боковые баки первой ступени присоединяются уже при сборке ракеты на Байконуре. И, по слухам в Интернете, при транспортировке блоков ракеты приходится перекрывать встречное движение по железной дороге. Вот он - тайный враг отечественной космонавтики - железнодорожный габарит:

Уже на вагонах «Ангары» с диаметром 2,9 м ясно виден индекс негабаритности - по ширине он почти предельный (5 из 6):

Железнодорожный транспорт для нас пока остается единственно доступным. Возить на самолёте дорого, да и ограничение размера присутствует. Новые специальные самолёты будут стоить сильно дороже. Собирать на месте очень дорого - надо новый завод строить. По рекам транспортировать тоже не получается - будут нужны специальные баржи для рек и корабли для движения по Северному морскому пути. Учитывая, что сейчас в «Роскосмосе» есть некоторое шевеление по поводу разработки сверхтяжелой ракеты, становится очень любопытно, какие геометрические параметры там выберут, и как её будут транспортировать?

Компоновка

Времена, когда денег в космос вливали много, и можно было строить такой инженерно-красивый «Сатурн-V», увы прошли. Теперь во всем мире мода на «летающие заборы» из универсальных модулей, которые должны быть удобными и дешевыми:


Слева направо: «Дельта-IV», «Атлас-V», «Фалкон-9», «Ангара»

Стартовые сооружения

Меня очень занимал вопрос, чем была вызвана такая странная компоновка у «Ангары» версии 1995 года?

Не нужно думать, что эту схему делали дилетанты или «враги народа». Представьте, что на дворе первая половина девяностых. На Байконуре раздрай, Казахстан, ставший независимым, может устроить проблемы с использованием космодрома. «Протон» надо чем-то заменять. Но денег у государства ни на что нет, и масштабные проекты однозначно не получатся. А на космодроме «Плесецк» есть почти достроенный старт для РН «Зенит». «Зенит» выводит на орбиту почти четырнадцать тонн. Если сделать новую ракету в размерности «Зенита», привесив дополнительные баки, то полезную нагрузку можно увеличить. Так и появилась эта странная конструкция.
Этот же фактор уже готового стартового сооружения пророчит хорошее будущее «Союзу-2.1в» . Старты для обычных «Союзов» есть на Байконуре, Плесецке, Куру (но туда вряд ли пустят - конкуренция «Веге»), строится старт на «Восточном».
Кстати, идею параллельного расположения баков реализовали ещё в «Протоне». На первой ступени стоит один бак окислителя диаметром 4,1 м. и шесть баков горючего, на которых стоят двигатели. Получилось даже изящно - на дно бака окислителя выведены коммуникации, что сделало ненужной отдельную кабель-мачту. А первая ступень стала заметно короче, что полезно для уменьшения изгибающих нагрузок и упрощает работу с ракетой в целом. Что любопытно, эту идею и сейчас не хотят забывать - вот, например, картинка неких эскизов из доклада от ноября 2013 года:


вторая слева ракета - параллельно расположенные баки на первой ступени, третья слева - боковые и центральный баки для разных компонентов

Деньги

Это ограничение фактически разлито по всем остальным, потому что любое инженерное решение имеет свою цену. Для наглядности - некрасивые ракеты на КДПВ в большинстве своем стали такими некрасивыми из-за того, что использовались уже готовые блоки разных диаметров, и увеличение диаметра спутников привело к необходимости создания надкалиберных обтекателей.


Первая слева ракета - «Тор - Эйбл». На уже существующую баллистическую ракету «Тор» поставили ступень «Эйбл», которую сделали для ракеты «Авангард».
Вторая - «Таурус». Под ступени ракеты «Пегас» воздушного старта поставили ступень с МБР «MX»
Третья - «Ариан-4». К сожалению, прямых предков я не нашёл, откуда она такая некрасивая появилась - неясно.
Четвертая - «Ариан-6». Переход на новые твердотопливные блоки, а верхняя ступень остается с «Ариан-5», поэтому она большего диаметра.
Пятая - «Ангара» версии 1995 года. О ней я уже говорил.

P.S. Из четырех последних статей две были написаны фактически по вашим заявкам. У меня есть список интересных тем, по которым можно сделать статьи, и он ещё далеко не исчерпан, но мне хочется узнать - есть ли какие-то темы, на которые вы хотели бы прочитать научно-популярную статью о космонавтике? Предлагайте свои пожелания в комментариях, если они меня заинтересуют, то я их поставлю в свою очередь статей.

Теги:

• космонавтика
• НСРТ

Добавить метки