Turbo silnik odrzutowy. Zamiast obracania śmigła samolotu, statku motorowego lub wirnika generatora elektrycznego, turbina gazowa może być używana jako silnik odrzutowy. Powietrze i produkty spalania są emitowane z turbina gazowa z wielką szybkością. Reaktywny ciąg generowany przez to może być użyty do poruszania się samolotu, statku motorowego lub pociągu.
Główną różnicą między silnikiem turboodrzutowym a silnikiem turbośmigłowym jest to, że wykorzystuje on turbinę gazową tylko do zasilania sprężarki powietrza i pobiera niewielką część energii ze strumienia gazu opuszczającego komorę spalania. W rezultacie strumień gazu ma wysoką prędkość na wyjściu z turbiny i wytwarza reaktywną siłę ciągu.
Udane wykorzystanie silników turboodrzutowych w lotnictwie zaczęło się w latach 40. od stworzenia myśliwców, a pierwszy w naszym kraju samolot pasażerski odrzutowy TU-104 wszedł w linię Moskwa-Irkuck w 1956 roku (patrz kolor wkładka III).
Silniki turboodrzutowe są wyposażone w światowej sławy IL-62, TU-154 i pierwszy na świecie naddźwiękowy samolot pasażerski TU-144 (ryc. 41). Cztery silniki o łącznej pojemności zapewniają prędkość lotu masy samolotu 180 ton.
Moc i nacisk silnika turboodrzutowego można znacznie zwiększyć za pomocą trybu dopalacza. W tym celu paliwo wstrzykuje się do strumienia gorącego gazu opuszczającego turbinę. Ponieważ w strumieniu gorącego gazu opuszczającego turbinę znajduje się duża ilość tlenu, pali się paliwo. W wyniku tego procesu, zwanego dopalaniem, wzrasta temperatura, ciśnienie, a w konsekwencji prędkość wypływu strumienia gazu. Ze względu na ten tryb działania, siła ciągu silnika może być krótko zwiększona o 25-30% przy niskich prędkościach i do 70% przy wysokich prędkościach lotu.
Ryc. 41. Pierwszy naddźwiękowy samolot pasażerski turboodrzutowy TU-144
Komory dopalające za turbiną są zwykle wyposażone w silniki odrzutowe (patrz wkładka kolorowa III). Są takie kamery w silnikach samolotu TU-144.
Silnik odrzutowy z bezpośrednim przepływem. Samoloty odrzutowe mogą być rozmieszczone i znacznie prostsze, bez kompresora i turbiny gazowej, ponieważ przy dużej prędkości ruchu samolotu nie ma potrzeby stosowania kompresora. Zwiększenie ciśnienia powietrza przed komorą spalania można osiągnąć, wybierając kształt wlotu powietrza i komory spalania (Rys. 42).
Jeżeli pole przekroju przepływu powietrza na wlocie silnika jest mniejsze niż pole komory spalania, wówczas prędkość powietrza w komorze spalania jest mniejsza niż prędkość przy wejściu, ponieważ taka sama ilość powietrza musi przechodzić przez przekrój poprzeczny silnika w jednostce czasu. Zgodnie z prawem Bernoulliego, w tym odcinku rury, gdzie prędkość gazu jest mniejsza, ciśnienie jest wyższe.
Ryc. 42. Silnik ramjetowy
Wstrzykiwanie i spalanie paliwa podnosi temperaturę i ciśnienie powietrza w komorze spalania i opuszcza komorę spalania z dużą prędkością. Natężenie przepływu gorącego powietrza do produktów spalania wzrasta również poprzez zmniejszenie powierzchni przekroju otworu na wylocie, a zatem prędkość gazów na wylocie silnika jest znacznie wyższa niż bezwzględna prędkość samolotu w stosunku do powietrza.
Ponieważ prędkość powietrza w stosunku do statku powietrznego na wylocie z silnika jest równa prędkości statku powietrznego względem powietrza, w wyniku działania silnika odrzutowego w układzie odniesienia powiązanym z samolotem, pewna ilość powietrza dostaje się do silnika z prędkością i jest wyrzucana z niego z prędkością, dlatego jego zmiany pędu przez wartość impulsu samolotu zgodnie z prawem zachowania impulsu zmienia się o wartość równą wartości bezwzględnej, lecz przeciwną w kierunku. Ta zmiana pędu samolotu jest spowodowana przez reaktywną siłę odrzutu strumienia gazu.
Silniki odrzutowe rozpatrywanego typu nazywane są silnikami z bezpośrednim przepływem powietrza.
Przy tak poważnych zaletach, jak prostota urządzenia i małe rozmiary, powszechne stosowanie silników odrzutowych o bezpośrednim przepływie w lotnictwie jest utrudnione przez potrzebę przyspieszania samolotu przy użyciu innych typów silników. Wada ta nie ma pulsującego silnika odrzutowego.
Pulsujący silnik odrzutowy. Główną różnicą między silnikiem z pulsującym strumieniem powietrza a silnikiem prostym jest zastosowanie specjalnych zaworów w komorze spalania od strony wlotu powietrza (Rys. 43). Zawory są zamknięte, jeśli ciśnienie w komorze spalania przekracza ciśnienie wpływającego strumienia powietrza i otwiera się, gdy ciśnienie w komorze spalania staje się mniejsze niż ciśnienie wpływającego strumienia powietrza. Pozwala to na pracę bez przetaktowywania samolotu.
Gdy część paliwowa zostanie wtryśnięta i zapalona, temperatura i ciśnienie powietrza w komorze spalania gwałtownie wzrosną, a zawory po stronie wlotu powietrza są w tym czasie zamknięte. Ekspansja nagrzanego powietrza i produktów spalania prowadzi do uwolnienia strumienia gorących gazów przez otwarte
Ryc. 43. Pulsujący silnik odrzutowy
Ryc. 44. Silnik odrzutowy na paliwo stałe
dysza silnika i tworzenie mocy biernej. Ponieważ w tym czasie nie ma dostępu do nowych części powietrza do komory spalania i zapasy paliwa zostały zatrzymane, spalanie zatrzymuje się, a ciśnienie w komorze spalania gwałtownie spada. Prowadzi to do otwarcia zaworów od strony wlotu powietrza i wlotu części powietrza. W tym momencie do komory wstrzykiwane jest paliwo. Ponowne spalenie nowej porcji paliwa prowadzi do wzrostu ciśnienia w komorze, zawory wlotowe są zamknięte, a część gorących gazów emitowana jest przez dyszę na wylocie, wytwarzając siłę ciągu odrzutowego. Częstotliwość pulsacji osiąga kilka tysięcy na minutę.
Silniki rakietowe. Silniki odrzutowe, które nie wykorzystują do swojej pracy środowiska, takiego jak powietrze z ziemskiej atmosfery, nazywane są silnikami rakietowymi. Głównymi częściami silnika rakietowego są komora spalania i dysza. Zasadniczo do silników rakietowych można wykorzystać różne źródła energii, ale w praktyce, na razie, głównie chemiczne silniki rakietowe. Spalanie paliwa w komorze spalania chemicznego silnika rakietowego prowadzi do powstawania produktów spalania w stanie gazowym. Uwalnianie strumienia gazu przez dyszę prowadzi do siły reaktywnej.
Silniki rakietowe pracujące na paliwie stałym (silniki rakietowe na paliwo stałe) (ryc. 44) są najprostsze. Solidny przykład paliwo rakietowe może służyć jako proch strzelniczy. RDTT są wykorzystywane w technologii wojskowej. Pociski rakietowe z silnikami rakietowymi na paliwo stałe zostały z powodzeniem wykorzystane w latach Wielkiej Wojny Ojczyźnianej na wyrzutniach rakiet - "Katiusze" (ryc. 45).
Stała gotowość silników rakietowych na paliwo stałe do pracy, prostota i niezawodność pozwalają na ich stosowanie w pociskach balistycznych, z którymi uzbrojone są nuklearne okręty podwodne i międzykontynentalne pociski balistyczne.
Wadą stałego propelenta jest trudność w zarządzaniu jego działaniem. O wiele wygodniejsze w zarządzaniu silnikami strumieniowymi (LRE). Zastosowanie ciekłych substancji jako paliwa i utleniacza umożliwia także uzyskanie większej energii wyjściowej na jednostkę masy paliwa i stosowanie wyższych strumieni przepływu strumienia gazu. Jeśli dla silników rakietowych na paliwo stałe maksymalne natężenie przepływu wynosi 2-3 km / s, to dla LRE jest
Ryc. 45. (patrz skan) Strażnik moździerze "Katiusza"
może osiągnąć 3-5 km / s. Te zalety LRE wyjaśniają ich powszechne zastosowanie w technologii rakietowej i kosmicznej.
Po raz pierwszy możliwość i konieczność użycia LRE do uruchomienia osoby lub automatyczne urządzenia w kosmos został potwierdzony przez Konstantego Eduardowicza Ciołkowskiego w artykule "Badanie przestrzeni świata za pomocą odrzutowców" opublikowanym w 1903 r. W tym opracowaniu K. E. Ciołkowski zaproponował projekt rakiety kosmicznej z silnikiem rakietowym (ryc. 46), przeanalizował możliwości wykorzystania różnych jakość paliwa i utleniaczy, rozważane, jak kontrolować lot rakiety.
Pierwsza radziecka rakieta płynna "GIRD-09" została stworzona w 1933 roku pod kierownictwem Siergieja Pawłowicza Korolewa, zgodnie z projektem M. K. Tichonrawowa. Silnik rakietowy pracował na ciekłym tlenie i benzynie.
Ryc. 46. Projekt ciekłej rakiety według K. E. Ciołkowskiego
Dalszy pomyślny rozwój technologii rakietowej i kosmicznej, przeprowadzonej pod kierunkiem akademika S. P. Korolowa, umożliwił uruchomienie w naszym kraju pierwszego sztucznego satelity Ziemi na świecie (4 października 1957 r.), Pierwszego kosmonautę Yu A. Gagarina latającego wokół Ziemi (12 kwietnia 1961 r.), Aby przeprowadzić uruchomienie międzyplanetarnych automatycznych stacji na Księżycu, Marsie, Wenus. Silniki odrzutowe do sowieckich rakiet kosmicznych zostały opracowane pod kierownictwem akademika V. A-Lenina Pietrowicza Głuszczka.
Siła pierwszego etapu pojazdu startowego Vostok z LRD-107 LRE (Rys. 47) osiągnęła 15 milionów kW! Rakieta przewoźnika Proton, która sprowadziła radzieckie satelity Proton o masie 12,2 tony do kosmosu, ma moc około 45 milionów kW! Silniki tej kosmicznej rakiety rozwijają moc 7 razy większą niż moc największej elektrowni wodnej w Krasnojarsku na świecie! Schemat ciekłego urządzenia rakietowego pokazano na rysunku 48.
Skalę nowoczesnej technologii kosmicznej można scharakteryzować parametrami systemów rakietowych, z pomocą których sonda kosmiczna Soyuz i Apollo została uruchomiona podczas realizacji wspólnego programu sowiecko-amerykańskiego. Trzyetapowy pojazd rakietowy radzieckiego statku kosmicznego "Sojuz" z ciekłe silniki rakietowe ma całkowitą długość 49,3 m, maksymalna średnica stabilizatorów 10,3 m, masa początkowa 330 ton.
Amerykańską sondę kosmiczną Apollo wprowadzono na orbitę dwustopniową rakietą nośną Saturn-1B
(patrz skan)
Ryc. 47. Silnik rakietowy RD-107: 1 - sterowanie komórami spalania i dyszami; 2 - główne komory spalania; 3 - pompa zasilająca utleniacza; 4-paliwowa pompa; 5 - rama mocy; 6 - rurociągi utleniające; 7 - rurociągi paliwowe
Ryc. 48. Schemat ciekłego urządzenia rakietowego: 1 - bardziej użyteczne obciążenie; 2 - utleniacz; 3- paliwo; 4 - pompy; 5 - komora spalania; 6 - dysza
68,2 m wysokości, z maksymalną rozpiętością powierzchni stabilizujących 12,4 mi masą 587 ton.
Warto zauważyć, że w niektórych wersjach amerykańskiego pojazdu startowego "Saturn", ciekły wodór i ciekły tlen są używane jako paliwo i utleniacz, jak sugeruje K. E. Ciołkowski.
Moc, moc trakcyjna i wydajność silnika rakietowego. Użyteczną moc silnika rakietowego można określić, biorąc pod uwagę, że cała jego użyteczna praca została zużyta na przekazanie energii kinetycznej do strumienia gazów:
gdzie m jest masą gazów emitowanych przez silnik rakietowy w ciągu kilku sekund, masą gazów emitowanych przez silnik w ciągu 1 s, i jest prędkością odpływu gazów. Takie podejście jest bliskie prawdy, jeśli masa rakiety jest znacznie większa niż masa gazów emitowanych przez silnik w ciągu 1 s, ponieważ wtedy zmiana energii kinetycznej rakiety jest znacznie mniejsza niż energia kinetyczna emitowanych gazów. Przez krótki okres czasu w wyniku emisji strumienia gazów, impuls rakiety zmienia się o
Trakcja - wypadkowa wszystkich sił reaktywnych wytwarzanych przez jednostki silnika jest określona wzorem:
gdzie jest masowe drugie zużycie paliwa silnika odrzutowego; W a - prędkość strumienia gazu na wylocie dyszy; F a - obszar dyszy; str a - ciśnienie na wylocie dyszy; str h - ciśnienie otoczenia.
Pierwszy człon tego równania charakteryzuje ciąg wytwarzany przez upuszczanie gazów z dyszy, a ta część jest siłą reaktywną (składową statyczną).
Drugi termin określa siłę ciągu, która jest określona przez różnicę ciśnień na wylocie dyszy i ciśnienie otoczenia, a ta część jest zmiennym składnikiem siły ciągu (w zależności od wysokości lotu).
Moment reaktywny
Niech będzie rakieta z jednokomorowym układem napędowym (DU) rys. 29: 
a) Jeśli wektor ciągu silnika R jest skierowany wzdłuż osi, moment reaktywny jest nieobecny (rys. 29, a).
b) Jeśli wektor ciągu (i wynikający z niego wektor ciągu dla zdalnej kontroli wielokomorowej) działa z pewnym mimośrodem względem środka ciężkości (rys. 29, b), wówczas w tym przypadku działa moment reaktywny.
Schematy aerodynamiczne la
Szybowiec to projekt, który łączy kadłub, skrzydła, elementy sterujące i stabilizację w jeden system aerodynamiczny. Został zaprojektowany do tworzenia sił kontrolnych i umieszczania całego wyposażenia rakiety. Korpus płatowca ma zwykle kształt cylindryczny, z wyjątkiem rakiety "nośnej stożka", ze stożkową (kulistą) główką. Kształt kadłuba i części czołowej jest wybierany w celu uzyskania najniższej siły oporu rakiety podczas lotu. Materiałem dla ciała są lekkie, wytrzymałe metale i stopy.
Aerodynamiczne powierzchnie płatowca służą do tworzenia sił podnoszenia i sterowania. Siła podnoszenia, która pojawia się, gdy rakieta wchodzi w interakcję z powietrzem podczas lotu, zapewnia utrzymanie samolotu w powietrzu. Siły kontrolne są potrzebne, aby zmienić kierunek rakiety.
Są ruchome i stacjonarne powierzchnie aerodynamiczne (AP). Mobilne AP, zaprojektowane do kontrolowania lotu i stabilizacji samolotu, nazywane są sterami, skrzydłami obrotowymi. Wykonują one swoje funkcje obracając się wokół osi prostopadle do osi podłużnej korpusu rakiety, lub gdy wysuwają się z ciała przez pewien czas i w określonej kolejności.
Motionless AP służy do stabilizacji lotu samolotu (stabilizatory) i do tworzenia windy (mając skrzydła, powierzchnie). Zgodnie z wzajemnym rozmieszczeniem sterów i ustalonych powierzchni aerodynamicznych można wyróżnić następujące schematy aerodynamiczne rakiet (ryc. 30):
Normalny lub normalny;
- "bezogonowy";
- "skrzydło obrotowe";
W normalnym układzie kierownice i stabilizator znajdują się za skrzydłami w ogonie rakiety.
Schemat "bezogonowy". Ten schemat jest rodzajem normalnego schematu. Skrzydła jednocześnie wykonują funkcje skrzydeł i stabilizatorów i odznaczają się większym zasięgiem i mniejszą rozpiętością. Aby zwiększyć siłę nośną w tym schemacie, zwiększa się powierzchnia skrzydeł. W tym przypadku stery znajdują się bezpośrednio za skrzydłami i są z nimi konstruktywnie powiązane.
W schemacie aerodynamicznym "kaczki" stery znajdują się na czele rakiety (przed środkiem masy), a skrzydła, które pełnią funkcję stabilizatora, znajdują się na końcu kadłuba rakiety. Schemat ten jest wygodny z punktu widzenia układu rakiety, ponieważ kierownice mogą być umieszczone blisko kierownic. Przy takim układzie rakiety siła podnoszenia steru pokrywa się w kierunku z siłą nośną skrzydeł i kadłuba. Jednak położenie sterów w nosie rakiety i występowanie ukosu strumienia powietrza, gdy odchylają się stery, prowadzi do utraty siły nośnej na skrzydłach i występowania znaczących momentów przechyłu. Aby uniknąć "momentu ukośnego uderzenia", jednostka skrzydełkowa obraca się wokół osi rakiety, unikając w ten sposób uderzenia ukośnego przepływu powietrza na nich. 
W schemacie "skrzydło obrotowe" ruchome powierzchnie (obrotowe skrzydła) znajdują się w środku pola ciężkości i, wraz z funkcją skrzydła, działają jako stery, a ustalone stabilizatory znajdują się w tylnej części kadłuba.
Ryc. 30 Schematy aerodynamiczne: a) Normalne; b) "bezogonowy"; c) "Kaczka"; d) "skrzydło obrotowe".
Zasadniczo nie ma najlepszego projektu aerodynamicznego. Wybór układu aerodynamicznego jest określony przez wymagane wysokości i zasięgi lotu rakiety, zwrotność i skład wyposażenia pokładowego.
W silniku rakietowym strumień gazów spalinowych powstaje w dyszy, najpierw zwężając się, a następnie rozszerzając część komory. Prędkość gazów przepływających wzdłuż dyszy stopniowo wzrasta, a ciśnienie odpowiednio się zmniejsza. Powstaje pytanie, gdzie należy narysować linię pomiędzy spadającymi gazami a obiektem, który nazwiemy rakietą.
Takie rozdzielenie można wykonać na różne sposoby, ale jest ono lepsze od tego, które zapewni największą wygodę w określaniu działających sił.
Najprostsze i najbardziej oczywiste jest oddzielenie strumienia wypływających gazów na skrajnej krawędzi dyszy, a wszystko to, co znajduje się w zewnętrznej powierzchni ciała i płaszczyźnie plastra, i może być uznane za rakietę (ryc. 1.3).
Oddzielając umysłowo część systemu mechanicznego, my, zgodnie z zasadami mechaniki, jesteśmy zobowiązani do zastąpienia działania odrzuconej części pozostałymi siłami interakcji. Ponieważ środowisko nie jest jeszcze przez nas brane pod uwagę, zastępujemy jego działanie rakietą niezagrożonym ciśnieniem atmosferycznym. p h,rozłożone na zewnętrznej powierzchni. Odrzucając strumień gazów, musimy również zastąpić jego działanie masą pozostałą po drugiej stronie sekcji przez ciśnienie, które pojawia się w strumieniu w sekcji dyszy. To ciśnienie jest zwykle oznaczone przez p(Ryc. 1.3). To niekoniecznie jest równe atmosferyczne i może być zarówno więcej, jak i mniej.
Teraz należy uzgodnić, co należy rozumieć pod silnikiem. Dla rakiety jest to siła napędowa, której przyczyna jest widoczna w silniku. Ma dogodną właściwość, którą można zmierzyć bezpośrednio na podstawie (ryc. 1.4).
Ryc. 1.3. Do zawarcia wzoru ciągu.
W przypadku stałej rakiety siła ciągu jest równoważona przez reakcję sprzęgania Rrówna ciężaru R.Dlatego przyspieszenie jest zerowe, a równanie ruchu dla zmiennej wartości masy (1.4) przyjmuje postać
gdzie S a - obszar sekcji wylotowej dyszy, oraz W a- natężenie przepływu w tej sekcji.
Ryc. 1.4. Siły działające na ustaloną rakietę.
Więc jak R = Pnastępnie pchnięcie
Należy podkreślić, że pod presją strrozumie się wyłącznie ciśnienie atmosferyczne otoczenia, ale nie rzeczywiste ciśnienie na powierzchni rakiety, którego wartość i prawo dystrybucji zależą od warunków przepływu. Wszystkie dodatkowe siły związane z prędkością lotu w atmosferze należą do kategorii aerodynamicznej i nie są uwzględniane w wyrażaniu ciągu.
Wyrażenie zapewniające przyczepność na wysokości h dostajemy w ostatecznej formie:
W przypadku rakiety wystrzelonej z powierzchni Ziemi ciąg stale wzrasta od początkowej wartości.
(gdzie około- ciśnienie na powierzchni Ziemi) do najwyższej wartości, zwanej pusty-
(1.6)
Różnica początkowego ciągu od wgłębienia jest określona przez obszar sekcji wylotowej dyszy, a dla rzeczywistych silników leży w granicach 10-15%.
Po wprowadzeniu pojęcia ciągu, jesteśmy w stanie napisać równanie dla ruchu translacyjnego rakiety w zwykłej formie prawa Newtona (1.1):
Tutaj M- obecna wartość masy rakiety i pod znakiem sumy, składniki sił, których jeszcze nie rozważaliśmy, takie jak opór aerodynamiczny i masa rakiety, zostają usunięte.
Tak więc oddzieliliśmy wychodzący strumień gazów od rakiety przez płaszczyznę przechodzącą przez sekcję wylotową dyszy. Ale jak wspomniano wcześniej, nie jest to jedyne rozwiązanie. W szczególności separację można wykonać wzdłuż wewnętrznej powierzchni komory, zastępując wpływ odrzucanych gazów na ścianki komory pewnym ciśnieniem zmieniającym się wzdłuż osi. p rprowadząc do pojawienia się uzyskanej siły Pg (ryc. 1.5). Nietrudno zgadnąć, że wypadkowa R g jest dokładnie pustą trakcją R p, z której można określić ciąg na wysokości h odliczyć pracę S a p ht e.
(1.7)
Zatem wydrążony ciąg jest wypadkową siłą nacisku rozprowadzoną na wewnętrznej powierzchni komory. W przyszłości zobaczymy, że presja ta nie zależy od prędkości lotu, ani od warunków środowiskowych, a zatem próżnia ciągu jest jedną z głównych cech samego silnika, a nie warunkami lotu.
Często wyraz pustki w pustce zapisywany jest w postaci mocy biernej.
gdzie W e - tak zwane skuteczne natężenie przepływu.
Rys.1.5. Rozkład sił nacisku na powierzchnię rakiety i na powierzchnię wewnętrzną komory.
Z porównania wyrażeń (1.6) i (1.8) wynika, że efektywne natężenie przepływu
(1.9)
Główną cechą efektywnego natężenia przepływu jest to, że nie zależy on od drugiego przepływu, ponieważ, jak to zostanie pokazane później, ciśnienie pna wylocie dyszy jest proporcjonalny, a natężenie przepływu samo w sobie W anie zależy również od gałęzi (chociaż w pewnych granicach). W rzeczywistych silnikach efektywny przepływ przekracza rzeczywisty przepływ o około 10-15%.
Podsumowując, można zauważyć, że przy wyprowadzaniu wyrażenia dla ciągu utworzyliśmy kilka ukrytych uproszczeń. Przyspieszenie rakiety zamocowanej na stojaku zajęliśmy zero. Tymczasem środek masy rakiety ze względu na spalanie paliwa przesuwa się. Dlatego równanie równowagi należy, ściśle mówiąc, zastąpić równaniem ruchu, wprowadzając pochodne współrzędnych środka masy względem czasu. Biorąc pod uwagę wydrążoną trakcję jako wypadkową sił ciśnienia wewnątrzkomorowego str g, zaniedbaliśmy ciężar wytworzony przez paliwo ciekłe po wstrzyknięciu do komory. Na koniec masa gazów w komorze musi być uwzględniona lub nie wliczona w całkowitą masę rakiety. M,w zależności od tego, gdzie powierzchnia jest oddzielona, oddzielając rakiet od wyrzuconego płynu roboczego. Rozważanie tych cech prowadzi jednak do całkowicie nieistotnych poprawek numerycznych i są one słusznie zaniedbywane.
Główne właściwości silnika rakietowego, już wiemy.
Pierwszą właściwością jest brak specjalnego śmigła, którego cel jest wykonywany przez sam silnik. Jest to możliwe, ponieważ ciąg jest reakcją cząsteczek gazu wyrzucanych przez sam silnik. Takie zastosowanie zasady bezpośredniej reakcji jest nieodłączne we wszystkich silnikach odrzutowych.
Druga właściwość polega na stworzeniu strumienia odrzutowego masy samego samolotu, a dokładniej masy paliwa na pokładzie. Ta właściwość, która uniezależnia silnik od środowiska, odróżnia silnik rakietowy od innych typów silników odrzutowych.
Inne właściwości silnika rakietowego są w zasadzie wynikiem tych podstawowych.
Tak więc druga główna właściwość określa rodzaj płynu roboczego - paliwa, na którym działa silnik rakietowy. Mówimy "paliwo", co oznacza, że rakieta, jak każdy inny silnik odrzutowy, jest obecnie silnikiem cieplnym, tj. Wykonuje pracę mechaniczną ze względu na energię cieplną zawartą w ciele roboczym i uwalnianą w wyniku reakcji chemicznej ( zwykle podczas spalania paliwa). Nie oznacza to, że inne rodzaje silników rakietowych, takie jak silniki wykorzystujące energię elektryczną lub atomową, są wykluczone, ale obecnie takie silniki nie są jeszcze dostępne.
Ponieważ działanie silnika rakietowego nie zależy od powietrza atmosferycznego, zatem reakcje chemiczne zachodzące w silniku i prowadzące do uwolnienia energii cieplnej (w tym spalania, jeżeli ma miejsce) muszą wystąpić bez jego udziału. Dlatego paliwo do silników rakietowych musi zawierać wszystkie składniki niezbędne do przeprowadzenia reakcji. W przypadku reakcji spalania paliwo musi zatem zawierać zarówno paliwo, jak i środek utleniający, tj. Tlen lub substancję zawierającą tlen.
W tym przypadku paliwo do silników rakietowych może być zarówno stałe jak i płynne, w związku z czym wszystkie silniki rakietowe (RD) są podzielone na dwie duże grupy - silniki na paliwo stałe (proszek RD) i silniki na olej opałowy (ciecz-reaktywna lub LRE).
Silniki napędzane gazem są oczywiście wyłączone, ponieważ do przechowywania tych paliw konieczne są albo wielkie zbiorniki, albo ciężkie butle do magazynowania gazów pod wysokim ciśnieniem, co jest niedopuszczalne w przypadku statków powietrznych (gazy mogą być używane tylko w postaci skroplonej).
Biorąc pod uwagę właściwości silników rakietowych, odbiegamy od tego, jakie paliwo pali w silniku; Zostanie to omówione w opisie różnych silników rakietowych. Dla nas ważne jest to, że w wyniku spalania tego paliwa do atmosfery wypływa strumień produktów spalania - gorących gazów, które wytwarzają strumień.
Silnik rakietowy
Wytworzenie siły odrzutowej jest celem każdego silnika rakietowego; dlatego siła ciągu jest najważniejszą cechą silnika.
Ciąg nowoczesnych silników rakietowych waha się od kilku kilogramów do kilkudziesięciu ton, w zależności od przeznaczenia i wielkości silnika.
Silniki ciężkich pocisków dalekiego zasięgu rozwijają ciąg przekraczający siłę najmocniejszych lokomotyw, z potężną siłą, która przenosi pociągi o masie tysięcy ton.
RYS. 7. Schemat silnika rakietowego.
Jak określić wielkość ciągu odrzutowego? Nawiązując do FIG. 7, który jest schematycznym diagramem silnika rakietowego.
Trakcja jest generowana z powodu gazów wypływających z silnika. Aby wypchnąć gazy, silnik musi działać na nie z pewną siłą; siła odwrotna - siła oddziaływania gazów na silnik - to siła uderzenia. Dlatego kierunek naporu z powrotem do prędkości wychodzących gazów i wielkość ciągu jest równa sile, z jaką gazy są wypychane. Oczywiście wielkość tej siły zależy od ilości wychodzących gazów i ich prędkości. Mechanika uczy, że ta siła, aw konsekwencji siła ciągu, jest równa iloczynowi masy wyrzucanej na sekundę przez prędkość ich wyładowania.
Ponieważ masa jest równa masie podzielonej przez przyspieszenie grawitacji (g = 9,81 m / s2), a następnie określenie siły ciągu jest następującą prostą formułą:
Każdy kilogram gazów przepływających w ciągu sekundy tworzy łaknienie, które jest liczbowo równe 1/10 natężenia przepływu. Ten ciąg, nazywany specyficznym ciągiem lub określonym impulsem (wymiar określonego ciągu kg s / kg), jest główną cechą każdego silnika rakietowego. Im większy określony ciąg, tj. Im większy ciąg wytwarzany przez każdy kilogram gazu wypływającego z silnika na sekundę, tym doskonalszy jest silnik.
W nowoczesnych silnikach rakietowych wskaźnik wygaśnięcia waha się od 1500 do 2500 m / s, więc określony ciąg wynosi 150-250 kg s / kg.
Jakie metody można zastosować, aby zwiększyć szybkość wyładowania, a wraz z nim specyficzny ciąg projektowanego silnika rakietowego?
Prędkość wypływu gazów z silnika zależy od paliwa, ciśnienia gazów w silniku i jego konstrukcji.
Wpływ paliwa na natężenie przepływu wynika głównie z faktu, że natężenie przepływu jest tym większe, im wyższa jest wartość opałowa paliwa, tj. Ciepło, które emituje każdy kilogram paliwa podczas spalania.
Aby uzyskać jaśniejszy obraz wpływu na natężenie przepływu wartości opałowej paliwa, spróbujmy przyjrzeć się zjawiskom występującym w dowolnym silniku rakietowym, tj. W procesie pracy silnika.
Niech reakcja chemiczna zachodzi w silniku (rozważymy spalanie w celu określenia), w wyniku czego uwolniona została pewna ilość ciepła.
W rezultacie gazowe produkty reakcji - opary dwutlenku węgla, opary wody, azot itp. - stają się bardzo gorące, więc ich temperatura osiąga 2500 ° C i więcej. Z fizyki wiemy, że temperatura gazu jest miarą prędkości jego cząsteczek; gdy gaz jest bardzo gorący, jego cząsteczki poruszają się z bardzo dużymi prędkościami. Jednak ta prędkość cząsteczek gazu nie może być użyta bezpośrednio do wytworzenia siły strumienia, ponieważ cząsteczki wewnątrz silnika poruszają się losowo, zdezorganizowane we wszystkich kierunkach; zachodzi tak zwany ruch termiczny cząsteczek. Każda cząsteczka, odbita od ścian silnika, tworzy oczywiście mikroskopijną siłę reaktywną, ale całkowita wypadkowa - wynik nieskończonej liczby takich oddziaływań molekularnych, wynosi zero. Ze względu na losowość ruchu cząsteczek ciśnienie na wszystkich ściankach silnika jest takie samo i nie uzyskuje się efektu reaktywnego.
Aby stworzyć siłę reaktywną, konieczne jest zapewnienie uporządkowanego, uporządkowanego przepływu cząsteczek gazu z silnika w jednym kierunku; następnie sumuje się reaktywne działanie wszystkich wypływających cząsteczek, czego wynikiem jest potrzebna nam siła reaktywna. Dlatego teoretycznie, każdy silnik rakietowy jest maszyną do erupcji cząsteczek gazu z maksymalną możliwą prędkością w jednym kierunku wspólnym dla wszystkich cząsteczek, a w konsekwencji maszyną do konwersji energii chemicznej paliwa najpierw do energii cieplnej losowo poruszających się cząsteczek, a następnie do prędkości (kinetyki) energia ich uporządkowanego odpływu z silnika.
Tak więc pierwszą częścią pracy silnika rakietowego jest zamiana energii chemicznej paliwa w ciepło. Transformacja ta jest przeprowadzana podczas reakcji chemicznej wewnątrz silnika, w tej jej części, która jest nazywana komorą spalania, i zazwyczaj występuje przy stałym ciśnieniu.
Druga część przepływu pracy silnika polega na przekształceniu energii cieplnej chaotycznego ruchu cząsteczek w energię o wysokiej prędkości ich uporządkowanego odpływu, tj. W energię o wysokiej prędkości strumienia gazów wypływających z silnika. Konwersję tę przeprowadza się w procesie rozprężania gazu od ciśnienia, które ma miejsce w komorze spalania silnika, do ciśnienia atmosferycznego, tj. Do ciśnienia na wylocie silnika, i zwykle występuje w tej części, która jest nazywana dyszą.
W nowoczesnych silnikach rakietowych wspomniany przepływ pracy jest ciągły, chociaż możliwe jest stosowanie silników przerywanych, w których okresowo następuje doprowadzanie paliwa do komory spalania i wszystkie kolejne procesy.