turbo cu jet de motor. În loc să se rotească elicea unui avion, a unei nave de motor sau a unui rotor al unui generator electric, o turbină cu gaz poate fi folosită ca un motor cu reacție. Produsele de aer și de combustie sunt emise de la turbină cu gaz cu mare viteză. Forța reactivă generată de aceasta poate fi utilizată pentru a deplasa un avion, o navă motorică sau un tren.
Principala diferență dintre un motor turbojet și un motor turbopropulsor este faptul că utilizează numai o turbină cu gaz pentru alimentarea unui compresor de aer și ia doar o mică parte din energia din fluxul de gaze care părăsește camera de ardere. Ca urmare, jetul de gaz are o viteză mare la ieșirea din turbină și creează o forță de împingere reactivă.
Utilizarea cu succes a motoarelor turbojet în aviație a început în anii '40, odată cu crearea de avioane de luptă cu jet, iar primul avion TU-104 al pasagerilor din țara noastră a intrat pe linia Moscova-Irkutsk în 1956 (a se vedea varianta color III).
Motoarele turbojet sunt echipate cu celebrul IL-62, TU-154 și cu primul avion supersonic TU-144 din lume (figura 41). Cele patru motoare cu o capacitate totală asigură viteza de zbor a masei de zbor a aeronavei de 180 de tone.
Puterea și forța unui motor turbojet pot fi sporite semnificativ prin utilizarea modului afterburner. În acest scop, combustibilul este injectat în jetul de gaz fierbinte care părăsește turbina. Deoarece există o cantitate mare de oxigen în jetul de gaz fierbinte care părăsește turbina, combustibilul arde. Ca rezultat al acestui proces, numit afterburning, temperatura, presiunea și, în consecință, viteza debitului de jet de gaz crește. Datorită acestui mod de funcționare, forța de tracțiune a motorului poate fi mărită pe scurt cu 25-30% la viteze reduse și până la 70% la viteze mari de zbor.
Fig. 41. Prima aeronavă supersonică pentru pasageri turbojet TU-144
Camerele postburnare din spatele turbinei sunt de obicei echipate cu motoare cu jet de combustibil (vezi coloana de culoare III). Există astfel de camere în motoarele aeronavei TU-144.
Motor cu reacție directă. Motorul cu jet de aer poate fi aranjat și mult mai simplu, fără un compresor și o turbină cu gaz, deoarece cu o viteză mare de deplasare a aeronavei nu este nevoie de un compresor. Creșterea presiunii aerului din fața camerei de ardere poate fi realizată prin alegerea formei de admisie a aerului și a camerei de ardere (figura 42).
Dacă suprafața secțiunii transversale a fluxului de aer la intrarea motorului este mai mică decât cea a camerei de ardere, atunci viteza aerului din camera de ardere este mai mică decât cea a orificiului de intrare, deoarece aceeași cantitate de aer trebuie să treacă prin secțiunea transversală a motorului pe unitatea de timp. Conform legii lui Bernoulli, în acea secțiune a conductei unde viteza gazului este mai mică, presiunea este mai mare.
Fig. 42. Motor Ramjet
Injectarea și arderea unui combustibil ridică temperatura și presiunea aerului din camera de ardere și părăsește camera de combustie la viteză mare. Debitul aerului fierbinte către produsele de ardere crește, de asemenea, prin reducerea suprafeței secțiunii transversale a orificiului la ieșire, prin urmare viteza gazelor la ieșirea motorului este mult mai mare decât viteza absolută a aeronavei față de aer
Deoarece viteza aerului relativ la aeronava de la ieșirea motorului este egală cu viteza aeronavei față de aer, ca rezultat al motorului cu reacție în sistemul de referință asociat aeronavei, o anumită cantitate de aer intră în motor la o viteză și este scos din el la o viteză, prin valoarea Impulsului aeronavei în conformitate cu legea conservării impulsului se modifică cu o sumă egală în valoare absolută, dar opusă direcției. Această schimbare a impulsului aeronavei este cauzată de forța de recul reactivă a jetului de gaze.
Motoarele cu jet de tip considerat sunt denumite motoare cu flux direct de aer.
Cu avantaje atât de grave, cum ar fi simplitatea dispozitivului și dimensiunea redusă, utilizarea pe scară largă a motoarelor cu reacție directă în aviație este împiedicată de necesitatea de a accelera în prealabil aeronava utilizând alte tipuri de motoare. Acest defect nu are un motor cu jet pulsatoriu.
Pulsing motor cu reacție. Diferența principală dintre un motor pulsator cu jet de aer și un motor cu ieșire directă este utilizarea unor supape speciale în camera de combustie din partea de admisie a aerului (figura 43). Supapele sunt închise dacă presiunea din camera de ardere depășește presiunea debitului de aer și se deschide dacă presiunea din camera de ardere devine mai mică decât presiunea debitului de aer. Acest lucru vă permite să lucrați fără a overcloca aeronava.
Când porțiunea de combustibil este injectată și aprinsă, temperatura și presiunea aerului din camera de combustie crește brusc, iar supapele din partea de intrare a aerului sunt închise în acest moment. Extinderea aerului încălzit și a produselor de combustie duce la eliberarea unui jet de gaze fierbinți prin deschidere
Fig. 43. Motor cu jet pulsatoriu
Fig. 44. Motor cu jet de combustibil solid
duza motorului și crearea puterii reactive. Deoarece în acest moment nu există acces pentru noi porțiuni de aer în camera de ardere și alimentarea cu combustibil sa oprit, arderea se oprește, iar presiunea din camera de ardere scade brusc. Aceasta conduce la deschiderea supapelor din partea de admisie a aerului și la admisia unei porțiuni de aer. În acest moment, combustibilul este injectat în cameră. Arderea unei noi porțiuni de combustibil din nou conduce la o creștere a presiunii în cameră, supapele de intrare sunt închise și o porțiune de gaze fierbinți este emisă prin duza la ieșire, creând o forță de împingere a jetului. Frecvența pulsațiilor atinge câteva mii pe minut.
Motoare rachete. Motoarele cu jet de aer care nu folosesc un mediu pentru munca lor, cum ar fi aerul din atmosfera pământului, se numesc motoare cu rachete. Principalele părți ale motorului cu rachetă sunt camera de combustie și duza. În principiu, diferite surse de energie pot fi utilizate pentru un motor cu rachete, dar în practică, deocamdată, în principal chimice motoare de rachetă. Arderea combustibilului în camera de combustie a unui motor cu rachetă chimică conduce la formarea de produse de ardere în stare gazoasă. Eliberarea unui jet de gaz prin duza duce la forța reactivă.
Motoarele cu rachete care funcționează pe combustibil solid (motoare de rachetă cu propulsor solid) (figura 44) sunt cel mai simplu aranjate. Exemplul solid rachetă poate servi drept praf de pușcă. RDTT sunt folosite în tehnologie militară. Proiectilele rachete cu motoare de rachetă propulsate solide au fost utilizate cu succes în anii Marelui Război Patriotic pe lansatoarele de rachete - "Katyushas" (Fig.45).
Pregătirea constantă a motoarelor cu rachetă cu propulsie solidă pentru muncă, simplitate și fiabilitate le permite utilizarea lor în rachetele balistice cu care sunt armate submarine nucleare și în rachetele balistice intercontinentale.
Dezavantajul unui combustibil solid este dificultatea administrării sale. Mult mai convenabil pentru a gestiona motoare cu jet de lichid (LRE). Utilizarea substanțelor lichide drept combustibil și oxidant permite, de asemenea, obținerea unei puteri energetice mai mari pe unitatea de masă a combustibilului și utilizarea unor debite mai mari ale jetului de gaz. Dacă pentru motoarele cu rachetă cu propulsie solidă debitul maxim este de 2-3 km / s, atunci pentru LRE este
Fig. 45. (vezi scanare) Mortare de gardă "Katyusha"
poate ajunge la 3-5 km / s. Aceste avantaje ale LRE se explică prin utilizarea pe scară largă a acestora în tehnologia rachetelor și a spațiului.
Pentru prima dată, posibilitatea și necesitatea utilizării LRE pentru lansarea unei persoane dispozitive automate în spațiu a fost susținut de Konstantin Eduardovich Tsiolkovsky în articolul "Studiul spațiilor lumii cu instrumente jet", publicat în 1903. În această lucrare, K. E. Tsiolkovsky a propus proiectarea unei rachete spațiale cu motor cu rachetă (Fig.46), a analizat posibilitățile de utilizare a diferitelor substanțe chimice calitatea combustibilului și a oxidanților, a considerat cum să controleze zborul rachetei.
Prima rachetă lichidă sovietică "GIRD-09" a fost creată în 1933 sub conducerea lui Serghei Pavlovici Korolev, conform proiectului lui M. K. Tikhonravov. Motorul cu racheta a lucrat cu oxigen lichid și benzină.
Fig. 46. Proiectarea unei rachete lichide în conformitate cu K. E. Tsiolkovsky
Dezvoltarea ulterioară a tehnologiei rachetelor și a spațiului, realizată sub conducerea academicianului S. P. Korolev, a făcut posibilă lansarea în țara noastră a primului satelit artificial din lume (4 octombrie 1957), primul cosmonaut Yu A. Gagarin care zboară în jurul Pământului (12 aprilie 1961), lansând stații automate interplanetare pe Lună, Marte, Venus. Motoarele cu jet de lichid pentru rachetele spațiale sovietice au fost dezvoltate sub conducerea academicianului V. A-Lenin Petrovici Glushko.
Puterea primei etape a vehiculului de lansare Vostok cu LRD-107 LRE (figura 47) a ajuns la 15 milioane kW! Protonul, care a adus sateliți Proton cu o masă de 12,2 tone în spațiul cosmic, are o capacitate de aproximativ 45 de milioane de kW! Motoarele acestei rachete spațiale dezvoltă puterea de 7 ori puterea celei mai mari stații hidroelectrice din Krasnoyarsk din lume! Diagrama dispozitivului de rachetă cu lichid este prezentată în figura 48.
Scara tehnologiei spațiului modern poate fi caracterizată de parametrii sistemelor de rachete, cu ajutorul cărora au fost lansate navele spațiale Soyuz și Apollo în timpul implementării programului comun sovieto-american. Treapta de lansare a navei sovietice "Soyuz" cu motoare de rachete cu lichid are o lungime totală de 49,3 m, diametrul maxim al stabilizatorilor 10,3 m, greutatea inițială 330 tone.
Navele spațiale americane Apollo au fost lansate pe orbită de o rachetă purtătoare cu două trepte Saturn-1B
(consultați scanarea)
Fig. 47. Motorul rachetei RD-107: 1 - camerele de combustie și duzele de direcție; 2 - camere principale de combustie; 3 - pompă de alimentare cu oxidant; Pompă cu 4 combustibili; 5 - cadru de putere; 6 - conducte de oxidare; 7 - conducte de combustibil
Fig. 48. Diagrama unui dispozitiv de rachetă cu lichid: 1 - sarcină mai utilă; 2 - oxidant; 3 combustibil; 4 - pompe; 5 - camera de combustie; 6 - duza
68,2 m înălțime, cu o suprafață maximă de stabilizare de 12,4 m și o masă de 587 tone.
Este interesant de observat că în unele versiuni ale vehiculului de lansare american "Saturn", hidrogenul lichid și oxigenul lichid sunt folosite ca combustibil și oxidant, așa cum a sugerat K. E. Tsiolkovsky.
Puterea, puterea de tracțiune și eficiența motorului cu rachete. Puterea utilă a motorului cu rachete poate fi determinată prin faptul că se consideră că toată munca sa utilă este folosită pentru comunicarea energiei cinetice cu fluxul de gaze:
unde m este masa gazelor emise de motorul cu rachete în câteva secunde, masa gazelor emise de motor în 1 s și viteza debitului de gaze. Această abordare este aproape de adevăr dacă masa rachetei este mult mai mare decât masa gazelor emise de motor în 1 s, de atunci schimbarea energiei cinetice a rachetei este mult mai mică decât energia cinetică a gazelor emise. Pentru un interval mic de timp ca urmare a emisiei unui jet de gaze, pulsul rachetei se schimbă cu
trage - rezultatul tuturor forțelor reactive generate de unitățile motorului, este determinat de formula:
unde este consumul de combustibil al celui de-al doilea motor al unui motor cu reacție; W o - viteza jetului de gaz la ieșirea duzei; F o - zona duzei; r și - presiunea la ieșirea duzei; r h - presiunea ambientală.
Primul element al acestei ecuații caracterizează forța generată de căderea gazelor din duza și această parte este forța reactivă (componentă statică).
Al doilea termen caracterizează împingerea, determinată de diferența de presiune la ieșirea duzei și presiunea ambiantă, iar această parte este componenta variabilă a tracțiunii (în funcție de altitudinea de zbor).
Momentul reactiv
Să fie o rachetă cu un sistem de propulsie cu o singură cameră (DU) fig.29: 
a) În cazul vectorului de tracțiune al motorului P este îndreptată de-a lungul axei, momentul reactiv este absent (figura 29, a).
b) Dacă vectorul de împingere (și vectorul de împingere rezultat pentru o telecomandă cu mai multe camere) acționează cu o anumită excentricitate față de centrul de greutate (figura 29, b), atunci momentul reactiv acționează în acest caz.
Schemele aerodinamice la
Un planor este un design care unește corpul, aripile, comenzile și stabilizarea într-o singură schemă aerodinamică. Este conceput pentru a crea forțe de control și plasarea tuturor echipamentelor rachetei. Corpul corpului aeronavei are în general o formă cilindrică, cu excepția rachetei tip "conul purtător", cu o parte conică (sferică) a capului. Forma corpului și a capului este aleasă pentru a obține cea mai mică forță de tracțiune a rachetei în timpul zborului. Materialele pentru corp sunt metalele rezistente și aliajele ușoare.
Suprafețele aerodinamice ale cadrului aeronavelor sunt folosite pentru a crea forțe de ridicare și de control. Forța de ridicare, care apare atunci când racheta interacționează cu aerul în timpul zborului, asigură că avionul este ținut în aer. Forțele de control sunt necesare pentru a schimba direcția rachetei.
Există suprafețe aerodinamice în mișcare și staționare (AP). AP mobil, conceput pentru a controla zborul și stabilizarea aeronavei, se numește cârme, aripi pivotante. Ele își îndeplinesc funcțiile prin rotirea axelor perpendicular pe axa longitudinală a corpului rachetei sau atunci când se extind din corp pentru o anumită perioadă și într-o anumită ordine.
Propulsorul AP încearcă să stabilizeze zborul aeronavelor (stabilizatori) și să creeze lift (aripi, suprafețe). În conformitate cu aranjamentul reciproc al cârmei și suprafețelor aerodinamice fixe, se pot distinge următoarele scheme aerodinamice de rachete (Figura 30):
Normal sau normal;
- "fără coadă";
- "aripa rotativă";
În schema normală, volanele și stabilizatorul sunt situate în spatele aripilor din coada rachetei.
Schema "fără coadă". Această schemă este un tip de schemă normală. Aici, aripile îndeplinesc simultan funcțiile aripilor și stabilizatorilor și se disting printr-o mătură mai mare și o mărime mică. Pentru a mări liftul în această schemă, zona aripilor este mărită. În acest caz, cârmele sunt situate direct în spatele aripilor și sunt asociate cu ele constructiv.
În schema aerodinamică "rață", cârmele sunt situate la capătul rachetei (în fața centrului de masă), iar aripile care îndeplinesc funcția unui stabilizator sunt situate la coada corpului rachetei. Această schemă este convenabilă din punctul de vedere al dispunerii rachetei, deoarece mașinile de direcție pot fi amplasate aproape de volan. Cu această dispunere a rachetei, liftul forței de direcție coincide în direcția forței de ridicare a aripilor și a corpului. Cu toate acestea, amplasarea cârmei în nasul rachetei și apariția unei înclinări a curgerii aerului când deviația cârmei duce la o pierdere a ascensiunii pe aripi și la apariția unor momente semnificative de lovire. Pentru a evita "momentul loviturii oblice", unitatea de aripă se rotește în jurul axei rachetei, evitând astfel impactul fluxului de aer oblic pe ele. 
În schema de "aripă rotativă", suprafețele în mișcare (aripile rotative) sunt situate în centrul zonei de gravitație și, împreună cu funcția aripii, funcționează ca și cârme, iar stabilizatorii fixați sunt localizați în partea coadă a corpului.
Fig. 30 Schemele aerodinamice: a) Normal; b) "fără coadă"; c) "rață"; d) "Aripă pivotantă".
În principiu, nu există cel mai bun design aerodinamic. Alegerea schemei aerodinamice este determinată de înălțimile și raza de zbor ale rachetei, manevrabilitatea și compoziția echipamentului de bord.
Într-un motor cu rachetă, jetul de gaze de eșapament este format în duza, mai întâi îngustând și apoi extinderea unei părți a camerei. Viteza gazelor curgând de-a lungul duzei crește treptat, iar presiunea scade în consecință. Se pune întrebarea în cazul în care linia ar trebui să fie trase între gazele dropping și obiectul pe care vom numi o rachetă.
O astfel de separare poate fi făcută în diferite moduri, dar este preferabilă celei care va oferi cea mai mare comoditate pentru determinarea forțelor care acționează.
Cea mai simplă și cea mai evidentă este separarea jetului de gaze de evacuare la marginea extremă a duzelor și tot ceea ce se află în interiorul suprafeței exterioare a corpului și în planul fantei și este considerată o rachetă (Figura 1.3).
Separând mental, o parte a unui sistem mecanic, noi, în conformitate cu regulile mecanicii, suntem obligați să înlocuim acțiunea părții aruncate cu forțele de interacțiune rămase. Din moment ce mediul nu este încă considerat de noi, înlocuim efectul asupra rachetei cu presiune atmosferică neperturbată. p h,distribuite pe suprafața exterioară. Prin respingerea jetului de gaze, trebuie de asemenea înlocuită acțiunea acestuia cu masa rămasă pe cealaltă parte a secțiunii prin presiunea care apare în jetul de la secțiunea duzei. Această presiune este de obicei indicată prin p a(Figura 1.3). Nu este neapărat egală cu cea atmosferică și poate fi mai mult și mai puțin.
Acum este necesar să se convină asupra a ceea ce ar trebui înțeles în cadrul motorului. Pentru o rachetă, aceasta este forța motrice, cauza principală pe care o vedem în motor. Are proprietatea convenabilă care poate fi măsurată direct pe suport (figura 1.4).
Fig. 1.3. La încheierea formulei de împingere.
Pentru o rachetă fixă, forța de tracțiune este echilibrată prin reacția de cuplare Regală cu povara R.Prin urmare, accelerația este zero și ecuația de mișcare pentru un punct de masă variabil (1.4) ia forma
unde S a - zona secțiunii de ieșire a duzelor și W a- debitul în această secțiune.
Fig. 1.4. Forțele care acționează pe o rachetă fixă.
Deci, ca R = Papoi împingere
Ar trebui subliniat că sub presiune rse înțelege exclusiv presiunea barometrică a mediului, dar nu presiunea reală pe suprafața rachetei, a cărei valoare și distribuție legea depinde de condițiile de curgere. Toate forțele suplimentare asociate vitezei de zbor în atmosferă aparțin categoriei aerodinamice și nu sunt incluse în expresia forței de tracțiune.
Exprimarea tracțiunii la înălțime h ajungem în forma finală:
Pentru o rachetă lansată de pe suprafața Pământului, forța este în continuă creștere față de valoarea sa inițială.
(în cazul în care p o- presiunea la suprafața Pământului) la cea mai mare valoare, numită forța de tracțiune de tip fagure-
(1.6)
Diferența dintre arcul de pornire de la gol este determinată de suprafața secțiunii de ieșire a duzei și pentru motoarele reale se situează între 10-15%.
După ce conceptul de împingere a fost introdus, putem scrie o ecuație pentru mișcarea translațională a unei rachete în forma obișnuită a legii lui Newton (1.1):
aici M- valoarea actuală a masei rachetei și sub semnul sumei, se efectuează componentele forțelor care nu sunt considerate de noi, cum ar fi dragul aerodinamic și greutatea rachetei.
Deci, am separat fluxul de gaze provenite de la rachetă cu un plan care trece prin secțiunea de ieșire a duzei. Dar, după cum am menționat mai devreme, aceasta nu este singura soluție. În particular, separarea poate fi realizată de-a lungul suprafeței interioare a camerei, înlocuind efectul gazelor respinse pe pereții camerei cu o anumită presiune care se schimbă de-a lungul axei p rconducând la apariția forței rezultante P g (figura 1.5). Nu este greu de ghicit că rezultatul Rg este tocmai tracțiunea goală R p, din care pentru a determina forța de tracțiune la înălțime h deduce munca S a p h, t e.
(1.7)
Astfel, forța împingătoare este rezultatul forței de presiune distribuite pe suprafața interioară a camerei. În viitor, vom vedea că această presiune nu depinde de viteza zborului, nici de condițiile de mediu și, prin urmare, împingerea involuntară este una dintre principalele caracteristici ale motorului în sine și nu condițiile de zbor.
Deseori expresia goliciunii în gol este înregistrată sub forma puterii reactive.
unde W e - așa-numitul debit efectiv.
Figura 1.5. Distribuția forțelor de presiune pe suprafața rachetei și pe suprafața interioară a camerei.
Din compararea expresiilor (1.6) și (1.8) rezultă că debitul efectiv
(1.9)
Caracteristica principală a debitului efectiv este că nu depinde de fluxul secund, deoarece, așa cum se va arăta ulterior, presiunea p ala ieșirea duzei este proporțională, iar debitul în sine W ade asemenea, nu depinde de sucursală (deși, în anumite limite). În cazul motoarelor cu durată de viață reală, debitul efectiv depășește nivelul real cu aproximativ 10-15%.
În concluzie, se poate observa că în derivarea expresiei de împingere am făcut niște simplificări deghizate. Accelerarea rachetei fixată pe standul pe care am luat-o egală cu zero. Între timp, centrul de masă al rachetei datorită arderii de combustibil se schimbă. De aceea, ecuația de echilibru ar trebui înlocuită în mod strict cu ecuația de mișcare prin introducerea derivatelor coordonatelor centrului de masă în raport cu timpul. Având în vedere tracțiunea goală ca rezultat al forțelor de presiune intra-camere r g, am neglijat povara creată de combustibilul lichid când a fost injectată în cameră. În cele din urmă, masa gazelor din cameră trebuie să fie inclusă sau nu inclusă în masa totală a rachetei. Mîn funcție de locul în care este separată suprafața, separând racheta de fluidul de lucru aruncat. Luarea în considerare a acestor caracteristici conduce, totuși, la corecții numerice complet nesemnificative și sunt neglijate în mod corect.
Principalele proprietăți ale motorului cu rachete, deja știm.
Prima proprietate este lipsa unei elice speciale, al cărei scop este efectuat de motorul însuși. Acest lucru este posibil deoarece împingerea este o reacție a particulelor de gaz aruncate de motorul însuși. Această utilizare a principiului reacției directe este inerentă tuturor motoarelor cu reacție.
A doua proprietate este de a folosi masa aeronavei în sine, mai precis, masa de combustibil la bord pentru a crea un flux de jet. Această proprietate, care face motorul independent de mediul înconjurător, distinge motorul de rachetă de alte tipuri de motoare cu reacție.
Alte proprietăți ale motorului cu rachete sunt în esență rezultatul acestor elemente de bază.
Astfel, a doua proprietate principală determină natura fluidului de lucru - combustibilul pe care rulează motorul cu rachete. Spunem "combustibil", ceea ce înseamnă că racheta, ca orice alt motor cu reacție, este în prezent un motor termic, adică efectuează lucrări mecanice datorită energiei termice conținută în corpul de lucru și eliberată ca rezultat al unei reacții chimice de obicei în timpul arderii de combustibil). Acest lucru nu înseamnă că alte tipuri de motoare cu rachetă, cum ar fi motoarele care utilizează energie electrică sau atomică, sunt excluse, însă în prezent nu există astfel de motoare.
Deoarece funcționarea motorului cu rachete nu depinde de aerul atmosferic, atunci reacțiile chimice care au loc în motor și duc la eliberarea energiei termice (inclusiv arderea, dacă are loc) trebuie să aibă loc fără participarea sa. Prin urmare, combustibilul motorului cu rachete trebuie să conțină toate componentele necesare pentru ca reacția să continue. În cazul unei reacții de combustie, combustibilul trebuie să conțină atât un combustibil, cât și un agent de oxidare, adică oxigen sau o substanță care conține oxigen.
În acest caz, combustibilul cu motor de rachetă poate fi atât solid, cât și lichid, în legătură cu care toate motoarele cu rachete (RD) sunt împărțite în două grupe mari - motoare pe bază de combustibil solid (pulbere RD) combustibil lichid (reactiv lichid sau LRE).
Motoarele pe bază de gaz sunt, evident, excluse, deoarece pentru depozitarea acestor combustibili sunt necesare rezervoare uriașe sau cilindri grei pentru depozitarea gazelor sub presiune ridicată, ceea ce este inacceptabil pentru aeronave (gazele pot fi utilizate numai sub formă lichefiată).
Având în vedere proprietățile motoarelor cu rachete, ne abatem de la ce fel de combustibil arde în motor; Acest lucru va fi discutat în descrierea diferitelor motoare cu rachete. Ceea ce contează acum pentru noi este că, ca urmare a arderii acestui combustibil, un flux de produse de ardere - gaze fierbinți, care creează forța jetului - curge în atmosferă.
Motor cu rachete
Crearea forței jetului este scopul fiecărui motor cu rachete; prin urmare, cantitatea de forță este cea mai importantă caracteristică a motorului.
Motorul modern al rachetelor variază de la câțiva kilograme la zeci de tone, în funcție de scopul și dimensiunea motorului.
Motoarele rachetelor grele cu rază lungă de acțiune dezvoltă o forță care depășește forța celor mai puternice locomotive, cu forțe puternice care transportă trenuri de mii de tone.
FIG. 7. Diagrama schematică a motorului cu rachete.
Cum de a determina cantitatea de presiune a jetului? Referitor la FIG. 7, care este o diagramă schematică a motorului cu rachete.
Tracțiunea este generată din cauza gazelor care curg din motor. Pentru a împinge gazele, motorul trebuie să acționeze asupra lor cu puțină forță; forța inversă - forța efectelor gazelor asupra motorului - este forța jetului. De aceea, direcția de împingere înapoi la viteza gazelor de ieșire și mărimea tracțiunii este egală cu forța cu care gazele sunt împinse. Evident, magnitudinea acestei forțe depinde de cantitatea de gaze de ieșire și de viteza lor. Mecanica învață că această forță și, în consecință, forța forței de împingere este egală cu produsul din masa gazelor ejectate pe secundă prin viteza de descărcare.
Deoarece masa este egală cu greutatea împărțită la accelerația gravitației (g = 9,81 m / s2), apoi pentru a determina forța de împingere este următoarea formulă simplă:
Fiecare kilogram de gaz care curge într-o secundă creează pofte care sunt numeric egale cu 1/10 din debitul. Această împingere, numită împingere specifică sau impuls specific (dimensiunea forței specifice kg s / kg), este principala caracteristică a oricărui motor cu rachete. Cu cât forța specifică este mai mare, adică cu cât este mai mare forța generată de fiecare kilogram de gaz care curge din motor pe secundă, cu atât motorul este mai perfect.
În motoarele cu rachete moderne, rata de expirare variază între 1500 și 2500 m / s, astfel încât împingerea specifică să fie 150-250 kg s / kg.
Ce metode pot fi utilizate pentru a mări viteza de descărcare și, prin aceasta, forța specifică a motorului proiectat cu rachete?
Viteza debitului de gaze din motor depinde de combustibil, de presiunea gazelor din motor și de designul acestuia.
Efectul combustibilului asupra debitului se datorează în principal faptului că debitul este mai mare, cu atât este mai mare valoarea calorică a combustibilului, adică căldura care emite fiecare kilogram de combustibil în timpul arderii.
Pentru a obține o idee mai clară despre efectul valorii calorice a combustibilului asupra debitului, încercați să examinați mai atent fenomenele care apar în orice motor cu rachetă, adică procesul de lucru al motorului.
Lăsați o reacție chimică să aibă loc în motor (vom lua în considerare arderea pentru certitudine), ca urmare a eliberării unei anumite cantități de căldură.
Ca rezultat, produsele de reacție gazoase - vapori de dioxid de carbon, vapori de apă, azot etc. - devin foarte fierbinți, astfel încât temperatura lor să atingă 2500 ° C și mai mult. Știm din fizică că temperatura unui gaz este o măsură a vitezei moleculelor sale; când gazul este foarte fierbinte, moleculele sale se mișcă la viteze foarte mari. Cu toate acestea, această viteză a moleculei de gaz nu poate fi utilizată direct pentru a crea o împingere a jetului, deoarece moleculele din interiorul motorului se mișcă aleatoriu, dezorganizate, în toate direcțiile; așa-numita mișcare termică a moleculelor are loc. Fiecare moleculă, reflectată de pereții motorului, creează, bineînțeles, o forță reactivă microscopică, dar rezultatul total - rezultatul unui număr infinit de astfel de impacturi moleculare, este zero. Datorită aleatorității mișcării moleculelor, presiunea asupra tuturor pereților motorului este aceeași și nu se obține nici un efect reactiv.
Pentru a crea o forță reactivă, este necesar să se asigure un flux ordonat, organizat de molecule de gaze din motor într-o singură direcție; apoi se sintetizează efectul reactiv al tuturor moleculelor care curg, rezultând forța reactivă de care avem nevoie. De aceea, teoretic, orice motor cu rachete este o mașină pentru erupția moleculelor de gaz la viteza maximă posibilă într-o direcție comună tuturor moleculelor și, în consecință, o mașină pentru transformarea energiei chimice a combustibilului în energie termică a moleculelor în mișcare aleatorie și apoi în viteză (cinetică) energia ieșirii lor ordonate de la motor.
Astfel, prima parte a fluxului de lucru al motorului cu rachete este transformarea energiei chimice a combustibilului în căldură. Această transformare se efectuează în timpul unei reacții chimice din interiorul motorului, în acea parte a acestuia, care se numește camera de ardere, și apare de regulă la o presiune constantă.
A doua parte a fluxului de lucru al motorului constă în transformarea energiei termice a mișcării haotice a moleculelor în energia de mare viteză a fluxului lor organizat, adică în energia de mare viteză a jetului de gaze care curg din motor. Această conversie se realizează în timpul procesului de extindere a gazului de la presiunea care are loc în camera de combustie a motorului la presiunea atmosferică, adică la presiunea la ieșirea motorului și, de obicei, apare în acea parte a acestuia care se numește duza.
În motoarele cu rachete moderne, fluxul de lucru menționat mai sus este continuu, deși este posibil să se utilizeze motoare intermitente în care aprovizionarea cu combustibil în camera de ardere și toate procesele ulterioare apar periodic.