реферат: Ракетні двигуни
Головна Головна -> Реферати українською -> Фізика -> реферат: Ракетні двигуни

Ракетні двигуни / сторінка 2

Назва:
Ракетні двигуни
Тип:
Реферат
Мова:
Українська
Розмiр:
26,37 KB
Завантажень:
144
Оцінка:
 
поточна оцінка 5.0


Скачати цю роботу безкоштовно
Пролистати роботу: 1  2  3  4 
Звичайно застосовувана схема рідинного ракетного двигуна працює в такий спосіб. Стиснутий газ створює необхідний напір у баках із криогенним пальним, для запобігання виникнення газових пузирив у трубопроводах. Насоси подають паливо в ракетні двигуни. Паливо впорскується в камеру згоряння через велику кількість форсунок. Також через форсунки в камеру згоряння впорскують і окислювач.

У будь-якій машині при згорянні палива утворяться великі теплові потоки, що нагрівають стінки двигуна. Якщо не прохолоджувати стінки камери, то вона швидко прогорить, з якого би матеріалу вона ні була зроблена. Рідинний реактивний двигун, як правило, прохолоджують одним з компонентів палива. Для цього камеру роблять двох стіночною. У зазорі між стінками протікає холодний компонент палива.

Велику силу тяги створює двигун, що працює на рідкому кисні і рідкому водні. У реактивному струмені цього двигуна гази мчаться зі швидкістю більше 4 км/с. Температура цього струменя близько 3000°С, і складається вона з перегрітої водяної пари, що утвориться при згорянні водню і кисню. Основні дані типових палив для рідинних реактивних двигунів приведені в таблиці №1

Таб. №1

Окислювач Пальне Щільність, кг/м3 Питома тяга, з Питома теплота згоряння, кдж/кг

Азотна кислота Гас 1,36 235 6100

Рідкий кисень Гас 1,0 275 9200

Рідкий кисень Рідкий водень 0,25 340 13400

Рідкий кисень Диметилгидразин 1,02 285 9200

Рідкий фтор Гидразин 1,32 345 9350

Але в кисню поряд з достоїнствами є й один недолік – при нормальній температурі він являє собою газ. Зрозуміло, що застосовувати в ракеті газоподібний кисень не можна адже в цьому випадку довелося б його зберігати під великим тиском у масивних балонах. Тому вже Ціолковський, першим запропонував, кисень як компонент ракетного палива, говорив про рідкий кисень як про компонент без якого космічні польоти не будуть можливі.

Щоб перетворити кисень у рідину, його потрібно остудити до температури -183°С. Однак зріджений кисень легко і швидко випаровується, навіть якщо його зберігати в спеціальних теплоизолюючих посудинах. Тому не можна довго тримати споряджену ракету, двигун якої використовує як окислювач рідкий кисень. Заправляти кисневий бак такої ракети приходиться безпосередньо перед запуском. Якщо таке можливо для космічних і інших ракет цивільного призначення, то для військових ракет, що потрібно підтримувати в готовності до негайного запуску протягом тривалого часу таке неприйнятно. Азотна кислота не має такого недоліку і тому є окислювачем, що зберігається. Цим порозумівається її міцне положення в ракетній техніці, особливо військової, незважаючи на істотно меншу силу тяги, що вона забезпечує.

Використання найбільш сильного з усіх відомих хімії окислювачів – фтору дозволить істотно збільшити ефективність рідинних реактивних двигунів. Однак рідкий фтор дуже незручний в експлуатації і збереженні через отруйність і низкою температури кипіння (-188°С). Але це не зупиняє вчених-ракетників: експериментальні двигуни на фторі вже існують і випробуються в лабораторіях і на експериментальних стендах.

Радянський учений Ф.А. Цандер ще в тридцяті роки у своїх працях запропонував використовувати в між планетних польотах як пальне легкі метали, з яких буде виготовлений космічний корабель – літій, бериллій, алюміній і ін. Особливо як добавку до звичайного палива, наприклад воднево-кисневому. Подібні «потрійні композиції» здатні забезпечити найбільшу з можливих для хімічних палив швидкість витікання – до 5 км/с. Але це вже практично межа ресурсів хімії. Більшого вона практично зробити не може.

Хоча в пропонованому описі поки переважають рідинні ракетні двигуни, потрібно сказати, що першим в історії людства був створений термохімічний ракетний двигун на твердому паливі – РДТП.

Паливо – наприклад спеціальний порох – знаходиться безпосередньо в камері згоряння. Камера згоряння з реактивним соплом, заповнена твердим паливом – от і вся конструкція. Режим згоряння твердого палива залежить від призначення РДТП (стартовий, маршовий чи комбінований). Для твердотопливных ракет застосовуваних у військовій справі характерна наявність стартового і маршового двигунів. Стартовий РДТП розвиває велику тягу на дуже короткий час, що необхідно для сходу ракети з пускової установки і її первісного розгону. Маршовий РДТП призначений для підтримки постійної швидкості польоту ракети на основному (маршовій) ділянці траєкторії польоту. Розходження між ними полягають в основному в конструкції камери згоряння і профілі поверхні горіння паливного заряду, що визначають швидкість горіння палива від якого залежить час роботи і тяга двигуна. На відміну від таких ракет космічні ракети-носії для запуску супутників Землі, орбітальних станцій і космічних кораблів, а також міжпланетних станцій працюють тільки в стартовому режимі зі старту ракети до видпровадження об'єкта на орбіту навколо Землі чи на міжпланетну траєкторію.
Завантажити цю роботу безкоштовно
Пролистати роботу: 1  2  3  4 
Реферат на тему: Ракетні двигуни

BR.com.ua © 1999-2014 | Реклама на сайті | Умови використання | Зворотній зв'язок