turbo jet motor. Në vend të kthimit të helikës së një aeroplani, një anije motorike ose një rotor të një gjeneratori elektrik, një turbinë me gaz mund të përdoret si një motor me avion. Ajri dhe produktet e djegies emetohen nga turbinë me gaz me shpejtësi të madhe. Goditja reaktive e gjeneruar nga kjo mund të përdoret për të lëvizur një aeroplan, një anije motorike ose një tren.
Dallimi kryesor midis një motor turbojet dhe një motor turboprop është se përdor vetëm një turbinë me gaz për të fuqizuar një kompresor ajri dhe merr vetëm një pjesë të vogël të energjisë nga rryma e gazit duke lënë dhomën e djegies. Si rezultat, avulli i gazit ka një shpejtësi të lartë në daljen e turbinës dhe krijon një forcë reaktive të shtytjes.
Përdorimi i suksesshëm i motorëve të turbojetëve në aviacion filloi në vitet 40 me krijimin e luftëtarëve të avionit dhe avioni i pasagjerëve TU-104, që nisi në vendin tonë, hyri në linjën Moskë-Irkutsk në vitin 1956 (shih insert ngjyra III).
Makinat turbojet janë të pajisura me IL-62, TU-154 dhe avioni i parë supersonik i pasagjerëve në botë TU-144 (Figura 41). Katër motorët e saj me një kapacitet total sigurojnë shpejtësinë e fluturimit të fluturimit në masë të avionit 180 ton.
Fuqia dhe shtytja e një motori turbojet mund të rritet në mënyrë të konsiderueshme duke përdorur mënyrën e rimbushjes. Për këtë qëllim, karburanti është injektuar në avujt e gazit të nxehtë duke lënë turbinë. Meqenëse ka një sasi të madhe të oksigjenit në gazin e nxehtë që del nga turbina, karburantit po digjet. Si rezultat i këtij procesi, i quajtur pasmbulim, temperatura, presioni dhe rrjedhimisht shpejtësia e daljes së gazit rritet. Për shkak të kësaj mënyre të punës, forca e nxitjes së motorit mund të rritet për një kohë të shkurtër me 25-30% me shpejtësi të ulët dhe deri në 70% me shpejtësi të lartë fluturimi.
Fig. 41. Avioni i parë supersonik i pasagjerëve turbojet TU-144
Dhomat postburner prapa turbinës zakonisht janë të pajisura me motorë me avionë luftarakë (shih ngjyrën e ngjyrave III). Ka kamera të tilla në motorët e avionit TU-144.
Motori me rrjedhje direkte. Motori i avionit të avionit mund të jetë i rregulluar dhe shumë më i thjeshtë, pa një kompresor dhe një turbinë me gaz, pasi që me shpejtësi të lartë të lëvizjes së avionit nuk ka nevojë për një kompresor. Rritja e presionit të ajrit para dhomës së djegies mund të arrihet duke zgjedhur formën e marrjes së ajrit dhe dhomën e djegies (Figura 42).
Nëse zona e kryqëzimit të rrjedhës së ajrit në hyrjen e motorit është më e vogël se ajo e dhomës së djegies, atëherë shpejtësia e ajrit në dhomën e djegies është më e vogël se ajo e hyrjes, pasi e njëjta sasi e ajrit duhet të kalojë nëpër seksion kryq të motorit për njësi të kohës. Sipas ligjit të Bernoulit, në atë pjesë të tubit ku shpejtësia e gazit është më e vogël, presioni është më i lartë.
Fig. 42. Motori Ramjet
Injektimi dhe djegia e një karburanti ngre temperaturën dhe presionin e ajrit në dhomën e djegies dhe largon dhomën e djegies me shpejtësi të lartë. Shkalla e rrjedhjes së ajrit të nxehtë ndaj produkteve të djegies rritet gjithashtu duke zvogëluar zonën kryqore të grykës në dalje, prandaj shpejtësia e gazrave në daljen e motorit është shumë më e lartë se shpejtësia absolute e avionit në krahasim me ajrin
Meqenëse shpejtësia e ajrit në krahasim me avionin në daljen e motorit është e barabartë me shpejtësinë e avionit në krahasim me ajrin, si rezultat i motorit të avionit në sistemin referues të lidhur me avionin, një sasi e caktuar e ajrit futet në motor me një shpejtësi dhe nxitet nga ai shpejtësi, nga vlera e Impulsit të avionit sipas ligjit të ruajtjes së impulsit ndryshohet me një shumë të barabartë në vlerë absolute, por e kundërta në drejtim. Ky ndryshim në vrullin e avionit është shkaktuar nga forca reaksionuese reaktive e gazit jet.
Makinat me avion të tipit të konsiderohet si motorët me ajër të drejtpërdrejtë.
Me avantazhe të tilla serioze si thjeshtësia e pajisjes dhe madhësia e vogël, përdorimi i përhapur i motorëve të drejtpërdrejtë të fluksit të avionit në aviacionin pengohet nga nevoja për të shpejtuar avionin duke përdorur lloje të tjerë motorësh. Kjo metë nuk ka një motor të pulsuar të avionit.
Pulsing motor me avion. Dallimi kryesor midis një motori me ajër pulsator dhe një motor të drejtpërdrejtë është përdorimi i valvulave speciale në dhomën e djegies nga ana e hyrjes së ajrit (Figura 43). Ventilat mbyllen nëse presioni në dhomën e djegies tejkalon presionin e rrjedhës së ajrit në hyrje dhe hapet nëse presioni në dhomën e djegies bëhet më i vogël se presioni i rrjedhës së ajrit në hyrje. Kjo ju lejon të punoni pa overclocking avionin.
Kur pjesa e karburantit është injektuar dhe ndezur, temperatura dhe presioni i ajrit në dhomën e djegies rriten ndjeshëm, dhe valvulat në anën e marrjes së ajrit janë të mbyllura në këtë kohë. Zgjerimi i ajrit të nxehtë dhe i produkteve të djegies çon në çlirimin e një avulli të gazrave të nxehtë nëpër të hapur
Fig. 43. Pulsing motor me avion
Fig. 44. Motori i ngurtë i karburantit
motor hundë dhe krijimin e fuqisë reaktive. Pasi që nuk ka qasje për pjesë të reja të ajrit në dhomën e djegies në këtë kohë dhe furnizimi i karburantit është ndalur, ndezja e djegies dhe presioni në dhomën e djegies ulet ndjeshëm. Kjo çon në hapjen e valvulave nga ana e marrjes së ajrit dhe marrjes së një pjese të ajrit. Në këtë moment, karburantit është injektuar në dhomë. Djegia e një pjese të re të karburantit përsëri çon në një rritje të presionit në dhomën, valvulat e hyrjes janë të mbyllura dhe një pjesë e gazrave të nxehtë emetohen përmes hundës në prizë, duke krijuar një forcë rrotullimi të avionit. Frekuenca e pulsimit arrin disa mijëra në minutë.
Motorë raketash. Makinat që nuk përdorin mjedis për punën e tyre, si ajri nga atmosfera e tokës, quhen motorë me raketa. Pjesët kryesore të motorrit të raketave janë dhoma e djegies dhe hunda. Në parim, burime të ndryshme të energjisë mund të përdoren për një motor me raketa, por në praktikë, për momentin, kryesisht kimike motorë me raketa. Djegia e karburantit në dhomën e djegies së një rakete kimike çon në formimin e produkteve të djegies në gjendje të gaztë. Lëshimi i një avulli të gazit përmes hundës çon në forcë reaktive.
Motorë raketash që operojnë në lëndë djegëse të ngurta (motorët me raketa të ngurta) (Figura 44) janë më të rregulluar thjesht. Shembull solid karburant me raketa mund të shërbejë si barut. RDTT janë përdorur në teknologjinë ushtarake. Projektet e raketave me motorë me raketa të ngurta u përdorën me sukses në vitet e Luftës së Madhe Patriotike mbi raketat - "Katyushas" (Fig. 45).
Gatishmëria e vazhdueshme e motorëve me raketa të ngurta për punë, thjeshtësi dhe besueshmëri, lejon përdorimin e tyre në raketat balistike me të cilat nëndetëse bërthamore janë të armatosura dhe në raketat balistike ndërkontinentale.
Disavantazhi i një shtytës të ngurta është vështirësia e menaxhimit të funksionimit të tij. Shumë më i përshtatshëm për të menaxhuar motorët me lëng të lëngët (LRE). Përdorimi i substancave të lëngëta si lëndë djegëse dhe një oksidues gjithashtu mundëson marrjen e një prodhimi më të madh të energjisë për njësi masive të karburantit dhe përdorimin e normave më të larta të rrjedhjes së gazit. Nëse për motorët me raketa me lëvizje të ngurtë shkalla maksimale e rrjedhjes është 2-3 km / s, atëherë për LRE është
Fig. 45. (shikoni skanimin) Morfat e Gardës "Katyusha"
mund të arrijnë 3-5 km / s. Këto avantazhe të LRE shpjegohen nga përdorimi i tyre i përhapur në raketa dhe teknologjinë hapësinore.
Për herë të parë, mundësia dhe domosdoshmëria e përdorimit të LRE për të nisur një person ose pajisje automatike në hapësirë u vërtetua nga Konstantin Eduardovich Tsiolkovsky në artikullin "Studimi i hapësirave botërore me instrumente jet" botuar në vitin 1903. Në këtë dokument K. E. Tsiolkovsky propozoi hartimin e një rakete hapësinore me motorë me raketa të lëngëzuar (Figura 46) cilësinë e karburantit dhe oxidizers, konsideruar se si për të kontrolluar fluturimin e raketa.
Raketa e parë sovjetike e lëngshme "GIRD-09" u krijua në vitin 1933 nën udhëheqjen e Sergei Pavlovich Korolev sipas projektit të M. K. Tikhonravov. Motori i raketës ka punuar në oksigjen të lëngët dhe benzinë.
Fig. 46. Hartimi i një rakete të lëngët sipas K. E. Tsiolkovsky
Zhvillimi i mëtejshëm i suksesshëm i teknologjisë raketore dhe hapësinore, kryer nën drejtimin e akademikut S. P. Korolev, bëri të mundur që në vendin tonë të fillojë sateliti i parë artificial në Tokë në botë (4 tetor 1957), kozmonauti i parë Yu A. Gagarin që fluturoi rreth Tokës (12 prill 1961), për të kryer nisjen e stacioneve automatike ndërplanetarike në Hënë, Mars, Venus. Makinat me lengje te leshta per raketat e hapesires sovjetike u zhvilluan nen udheheqjen e Akademikut V. A-Lenin Petrovich Glushko.
Fuqia e fazës së parë të automjetit Vostok me LRD-107 LRE (Figura 47) arriti në 15 milion kW! Raketa bartëse Proton, e cila solli Proton satelitë sovjetikë me një masë prej 12.2 ton në hapësirën e jashtme, ka një kapacitet prej rreth 45 milionë kW! Motorët e këtij raketa hapin fuqi 7 herë fuqinë e stacionit më të madh të hidrocentralit Krasnoyarsk në botë! Diagrami i pajisjes me raketa të lëngët është paraqitur në Figurën 48.
Shkalla e teknologjisë moderne të hapësirës mund të karakterizohet nga parametrat e sistemeve të raketave, me ndihmën e të cilave u hapën anija kozmike Soyuz dhe Apollo gjatë zbatimit të programit të përbashkët sovjetik-amerikan. Automjeti i nisjes me tri faza i anijes sovietike "Soyuz" me motorët e raketave të lëngëta ka nje gjatesi totale prej 49.3 m, diametri maksimal i stabilizanteve 10.3 m, duke filluar peshe 330 ton.
Anija amerikane Apollo u nis në orbitë nga një raketë me dy faza Saturn-1B
(shihni skanimin)
Fig. 47. Motor RD-107 raketor: 1 - Dhomat e djegies drejtuese dhe hundëzat; 2 - Dhomat kryesore të djegies; 3 - pompë ushqimi oksidues; 4 pompë të karburantit; 5 - kuadrin e energjisë; 6 - tubacionet e oksiduesit; 7 - tubacionet e karburantit
Fig. 48. Diagrami i një rakete të lëngët: 1 - më shumë ngarkesë të dobishme; 2 - oksidues; 3- karburant; 4 - pompa; 5 - dhoma e djegies; 6 - hundë
68.2 m e lartë, me një hapësirë maksimale të sipërfaqeve stabilizuese prej 12.4 m dhe një masë prej 587 ton.
Është interesante të theksohet se në disa versione të automjetit amerikan "Saturn", hidrogjeni i lëngët dhe oksigjeni i lëngët përdoren si karburant dhe oksidues, siç sugjerohet nga K. E. Tsiolkovsky.
Fuqia, fuqia e tërheqjes dhe efikasiteti i motorrit raketor. Fuqia e dobishme e motorrit raketor mund të përcaktohet duke konsideruar përafërsisht se e gjithë puna e saj e dobishme është shpenzuar në komunikimin e energjisë kinetike në rrjedhën e gazrave:
ku m është masa e gazrave të lëshuara nga motori raketor në sekonda, masa e gazrave të lëshuara nga motori në 1 s dhe është shpejtësia e daljes së gazrave. Kjo qasje është pranë të vërtetës nëse masa e raketës është shumë më e madhe se masa e gazrave të lëshuara nga motori në 1 s, që atëherë ndryshimi i energjisë kinetike të raketës është shumë më i vogël se energjia kinetike e gazeve të emetuara. Për një interval të vogël kohor si rezultat i emetimit të një avioni të gazrave, impuls i raketës ndryshon nga
tërheq - rezultati i të gjitha forcave reaktive të gjeneruara nga njësitë e motorit, përcaktohet me formulën:
ku është konsumi i dytë i karburantit në masë i një mjeti jet; W një - shpejtësia e gazit jet në dalje hundë; F një - zona e hundës; r dhe - presioni në daljen e hundës; r orë - presioni i ambientit.
Anëtari i parë i këtij ekuacioni karakterizon rrymën e gjeneruar nga hedhja e gazrave nga hunda dhe kjo pjesë është forca reaktive (përbërësi statik).
Termi i dytë karakterizon rrymën, e cila përcaktohet nga ndryshimi i presionit në daljen e hundës dhe presioni i ambientit, dhe kjo pjesë është komponenti i ndryshueshëm i rrymës (në varësi të lartësisë së fluturimit).
Momenti reaktiv
Le të ketë një raketë me një sistem shtytës me një dhomë (DU) fig.29: 
a) Nëse vektori i rrotullimit të motorit P është drejtuar përgjatë boshtit, momenti reaktiv mungon (Fig. 29, a).
b) Nëse vektori i shtytjes (dhe vektori i goditjes që rezulton për një telekomandë me shumë dhoma) vepron me disa ekscentrikitet në krahasim me qendrën e gravitetit (Figura 29, b), atëherë momenti reaktiv vepron në këtë rast.
Skemat aerodinamike la
Një helikopter është një dizajn që bashkon anën, krahët, kontrollet dhe stabilizimin në një skemë të vetme aerodinamike. Është projektuar për të krijuar forca të kontrollit dhe vendosjen e të gjitha pajisjeve të raketës. Trupi i kornizës ajrore zakonisht është në formë cilindrike, me përjashtim të një rakete me "kon cone", me një pjesë kokë konike (sferike). Forma e byk dhe pjesa e kokës është zgjedhur për të marrë forcën më të ulët të zvarritjes së raketës gjatë fluturimit. Materiali për trupin janë metalet dhe lidhjet e lehtë të qëndrueshme.
Sipërfaqet aerodinamike të kornizës ajrore përdoren për të krijuar forca ngritëse dhe kontrolli. Forca ngritëse, e cila ndodh kur raketa ndërvepron me ajrin gjatë fluturimit të saj, siguron që avioni të mbahet në ajër. Forcat e kontrollit janë të nevojshme për të ndryshuar drejtimin e raketës.
Ekzistojnë sipërfaqet lëvizëse dhe stacionare aerodinamike (AP). Mobile AP, i projektuar për të kontrolluar fluturimin dhe stabilizimin e avionit, quhen rudders, krahë të kthyera. Ato kryejnë funksionet e tyre duke u kthyer rreth boshteve pingul me boshtin gjatësor të trupit të raketës, ose kur shtrihen nga trupi për një kohë të caktuar dhe në një sekuencë të caktuar.
AP pa lëvizje shërben për të stabilizuar fluturimin e avionit (stabilizatorëve) dhe për të krijuar ashensorë (duke mbajtur krahë, sipërfaqe). Me rregullimin e ndërsjellë të timonit dhe sipërfaqeve fikse aerodinamike mund të dallohen skemat aerodinamike të raketave (Figura 30):
Normal ose normal;
- "i palëkundur";
- "krahun rrotullues";
Në skemën normale, rrotat e drejtimit dhe stabilizatori ndodhen prapa krahëve në bishtin e raketës.
Skema "i palëkundur". Kjo skemë është një lloj skeme normale. Këtu, krahët në të njëjtën kohë kryejnë funksionet e krahëve dhe stabilizantëve dhe dallohen nga një spastrim më i madh dhe hapësirë e vogël. Në mënyrë që të rritet ashensori në këtë skemë, zona e krahëve është rritur. Në këtë rast, rudders janë vendosur direkt prapa krahëve dhe janë të lidhur me ta në mënyrë konstruktive.
Në skemën aerodinamike "duck", rudders janë vendosur në krye të raketës (përpara qendrës së masës), dhe krahët që kryejnë funksionin e një stabilizatori janë të vendosura në bishtin e trupit të raketës. Kjo skemë është e përshtatshme nga pikëpamja e paraqitjes së raketës, meqenëse makinat e drejtimit mund të vendosen pranë rrotave drejtuese. Me një strukturë të tillë të raketës, forca ngritëse e timonëve përkon në drejtim me forcën ngritëse të krahëve dhe të trupit. Sidoqoftë, vendndodhja e timonit në hundën e raketës dhe shfaqja e një shtrembërimi të rrjedhës së ajrit kur devijoni rudders çon në një humbje të ashensorit në krahë dhe shfaqjen e momenteve të rëndësishme të rrotullimit. Për të shmangur "momentin e goditjes së zhdrejtë", njësia e krahut është bërë rrotulluese rreth boshtit të raketës, duke shmangur kështu ndikimin e rrjedhës së ajrit të zhdrejtur. 
Në skemën e "krahut rrotullues", sipërfaqet lëvizëse (krahët rrotullues) janë të vendosura në qendër të zonës së gravitetit dhe, së bashku me funksionin e krahut, funksionojnë si kallamarë dhe stabilizues fiks janë vendosur në pjesën e bishtit të skeletit.
Fig. Skemat aerodinamike: a) Normal; b) "i palëkundur"; c) "Duck"; d) "Krahu i kthyeshëm".
Në thelb, nuk ka dizajn më të mirë aerodinamik. Zgjedhja e skemës aerodinamike të vendosjes përcaktohet nga lartësitë e kërkuara dhe intervalet e fluturimit të raketës, manovrimit dhe përbërjes së pajisjeve në bord.
Në një motor me raketa, avulli i gazeve të shkarkimit është formuar në hundë, së pari ngushtimi, dhe pastaj zgjerimi i një pjese të dhomës. Shpejtësia e gazrave që rrjedhin përgjatë hundës gradualisht rritet dhe presioni zvogëlohet në përputhje me rrethanat. Shtrohet pyetja se ku duhet të nxirret vija midis gazeve në rënie dhe objektit që ne do të quajmë një raketë.
Një ndarje e tillë mund të bëhet në mënyra të ndryshme, por është e preferueshme për atë që do të japë lehtësinë më të madhe për përcaktimin e forcave të veprimit.
Më e thjeshtë dhe më e dukshme është të ndash jetën e gazrave që rrjedhin në skajin ekstrem të hundës dhe gjithçka që ndodhet brenda sipërfaqes së jashtme të trupit dhe në planin e fijes, dhe të konsiderohet raketa (Figura 1.3).
Ndarja mendore, një pjesë e një sistemi mekanik, ne, në përputhje me rregullat e mekanikës, jemi të detyruar të zëvendësojmë veprimin e pjesës së hedhur me forcat e mbetura të ndërveprimit. Meqenëse mjedisi nuk është marrë ende nga ne, ne e zëvendësojmë efektin e tij në raketë me presion atmosferik të papërmbajtur. p h,shpërndarë mbi sipërfaqen e jashtme. Duke hedhur poshtë jetin e gazrave, ne gjithashtu duhet ta zëvendësojmë veprimin e saj me masën e mbetur në anën tjetër të seksionit nga presioni që ndodh në jet në pjesën e grykës. Ky presion zakonisht nënkuptohet me p a(Figura 1.3). Kjo nuk është domosdoshmërisht e barabartë me atmosferike dhe mund të jetë edhe më shumë e më pak.
Tani është e nevojshme të bien dakord për atë që duhet të kuptohet nën motor. Për një raketë, kjo është forca lëvizëse, shkaku rrënjësor i së cilës ne shohim në motor. Ajo ka pronën e përshtatshme që mund të matet drejtpërdrejt në stendë (Figura 1.4).
Fig. 1.3. Për përfundimin e formulës së shtytjes.
Për një raketë fikse, forca rrotulluese është e balancuar nga reagimi i bashkimit Rbarabartë me barrën R.Prandaj, përshpejtimi është zero, dhe ekuacioni i lëvizjes për një pikë të ndryshueshme të masës (1.4) merr formën
ku S a - zona e seksionit të prodhimit të hundës, dhe W a- Shkalla e rrjedhjes në këtë seksion.
Fig. 1.4. Forcat që veprojnë në një raketë të caktuar.
Pra si R = Ppastaj fut
Duhet të theksohet se nën presion rkuptohet ekskluzivisht presioni barometrik i mjedisit, por jo presioni i vërtetë në sipërfaqen e raketës, vlera dhe ligji i shpërndarjes së të cilave varen nga kushtet e rrjedhës. Të gjitha forcat shtesë të lidhura me shpejtësinë e fluturimit në atmosferë i përkasin kategorisë së aerodinamikës dhe nuk përfshihen në shprehjen e shtytjes.
Shprehje për tërheqje në lartësi orë ne marrim në formën përfundimtare:
Për një raketë nisur nga sipërfaqja e Tokës, shtytja është vazhdimisht në rritje nga vlera e saj fillestare.
(ku p o- presioni në sipërfaqen e Tokës) në vlerën më të lartë, të quajtur fut gërryer-
(1.6)
Dallimi i goditjes fillestare nga zgavra përcaktohet nga zona e seksionit të prodhimit të hundës dhe për motorët e vërtetë shtrihet brenda 10-15%.
Pasi të futet koncepti i futjes, ne mund të shkruajmë ekuacionin për mocionin translacional të një rakete në formën e zakonshme të ligjit të Njutonit (1.1):
këtu M- Vlera e tanishme e masës së raketës dhe nën shenjën e shumës janë hequr komponentët e forcave që ende nuk janë konsideruar nga ne, siç janë tërheqja aerodinamike dhe pesha e raketës.
Pra, ne ndamë rrjedhën dalëse të gazrave nga raketa me një aeroplan që kalon nëpër seksionet dalëse të grykës. Por siç u përmend më herët, kjo nuk është zgjidhja e vetme. Në veçanti, ndarja mund të bëhet përgjatë sipërfaqes së brendshme të dhomës, duke zëvendësuar efektin e gazeve të refuzuara në muret e dhomës me një presion të caktuar që ndryshon përgjatë boshtit p rduke çuar në shfaqjen e forcës rezultuese P g (Figura 1.5). Nuk është e vështirë të mendosh që rezultati R g është pikërisht tërheqja e uritur R p, nga e cila për të përcaktuar shtytjen në lartësi orë zbres punen S h h h, t e.
(1.7)
Kështu, goditja boshe është forca e presionit rezultues e shpërndarë në sipërfaqen e brendshme të dhomës. Në të ardhmen, ne do të shohim se ky presion nuk varet nga shpejtësia e fluturimit, as në kushtet e mjedisit, dhe për këtë arsye shtytja e pavlefshme është një nga karakteristikat kryesore të vetë motorit dhe jo kushtet e fluturimit.
Shpesh shprehja e boshllëkut në zbrazëtirë regjistrohet në formën e fuqisë reaktive.
ku Me - e ashtuquajtura shkallë efektive e rrjedhjes.
Figurën 1.5. Shpërndarja e forcave të presionit në sipërfaqen e raketës dhe në sipërfaqen e brendshme të dhomës.
Nga krahasimi i shprehjeve (1.6) dhe (1.8) rrjedh se norma e rrjedhjes efektive
(1.9)
Tipari kryesor i normës efektive të rrjedhjes është se nuk varet nga rrjedha e dytë, sepse, siç do të tregohet më vonë, presioni p anë daljen e hundës është proporcionale, dhe vetë niveli i rrjedhjes W aajo gjithashtu nuk varet nga dega (edhe pse, brenda kufijve të caktuar). Në motorët e jetës reale, norma e rrjedhjes efektive tejkalon atë aktual me rreth 10-15%.
Në përfundim, mund të vërehet se në nxjerrjen e shprehjes për futje kemi bërë disa thjeshtime të maskuara. Përshpejtimi i raketës së fiksuar në stacionin që ne morëm e barabartë me zero. Ndërkohë, qendra e masës së raketës për shkak të djegies së karburantit po zhvendoset. Prandaj, ekuacioni i ekuilibrit duhet, në mënyrë rigoroze, të zëvendësohet nga ekuacioni i lëvizjes duke futur derivatet e koordinatës së qendrës së masës në lidhje me kohën. Duke marrë parasysh tërheqjen e uritur si rezultat i forcave presion brenda dhomës r g, ne neglizhohemi barrën e krijuar nga karburanti i lëngët kur injektohej në dhomë. Së fundi, masa e gazrave në dhomë duhet të përfshihet ose jo në masën totale të raketës. Msipas vendit ku ndahet sipërfaqja, duke ndarë raketën nga lëngu i punës i hedhur poshtë. Shqyrtimi i këtyre karakteristikave, megjithatë, çon në korrigjime numerike krejtësisht të parëndësishme dhe ato me të drejtë janë lënë pas dore.
Vetitë kryesore të motorrit të raketave, tashmë e dimë.
Pronë e parë është mungesa e një helikë të veçantë, qëllimi i së cilës kryhet nga vetë motori. Kjo është e mundur sepse rryma është një reagim i grimcave të gazit të hedhura nga vetë motori. Ky përdorim i parimit të reagimit të drejtpërdrejtë është i natyrshëm në të gjitha motorët e avionit.
Prona e dytë është që të përdorin masën e vetë aeroplanëve, më saktësisht, masën e karburantit në bord për të krijuar një rrjedhë të avionit. Kjo pronë, e cila e bën motorin të pavarur nga mjedisi, e dallon motorin e raketave nga llojet e tjera të motorëve me avion.
Vetitë e tjera të motorrit me raketa janë në thelb rezultat i këtyre themelore.
Kështu, prona e dytë kryesore përcakton natyrën e lëngut të punës - karburantit në të cilin shkon motorri i raketave. Ne themi "karburant", që do të thotë se raketa, si çdo motor tjetër i avionit, aktualisht është një motor termik, gjegjësisht kryen punë mekanike për shkak të energjisë termike që gjendet në trupin e punës dhe lëshohet si pasojë e një reaksioni kimik ( zakonisht gjatë djegies së karburantit). Kjo nuk do të thotë se llojet e tjera të motorëve me raketa, të tilla si motorët që përdorin energji elektrike ose atomike, janë të përjashtuara, por aktualisht motorët e tillë ende nuk janë në dispozicion.
Meqenëse operimi i motorrit të raketës nuk varet nga ajri atmosferik, atëherë, duhet të ndodhin, pa pjesëmarrjen e saj, reagimet kimike që ndodhin në motor dhe të çojnë në lirimin e energjisë termike (duke përfshirë djegien, nëse ndodh). Prandaj, karburantet e motorit me raketa duhet të përmbajnë të gjithë komponentët e nevojshëm për reagimin e tyre. Në rastin e një reaksioni të djegies, karburanti duhet të përmbajë si një lëndë djegëse dhe një agjent oksidues, dmth. Oksigjen ose një substancë që përmban oksigjen.
Në këtë rast, karburantet e motorrit me raketa mund të jenë të ngurta dhe të lëngëta, në lidhje me të cilat të gjithë motorët me raketa (RD) ndahen në dy grupe të mëdha - motorët me lëndë djegëse të ngurta (pluhur RD) dhe motorët naftë (likuide-reaktive, ose LRE).
Motorët me karburante janë të përjashtuara, sepse për ruajtjen e këtyre lëndëve djegëse janë të nevojshme tanke të mëdha ose cilindra të rënda për depozitimin e gazrave nën presion të lartë, gjë që është e papranueshme për avionët (gazrat mund të përdoren vetëm në formë të lëngët).
Duke marrë parasysh vetitë e motorëve raketorë, ne dalim nga lloji i karburantit që digjet në motor; Kjo do të diskutohet në përshkrimin e motorëve të ndryshme me raketa. Ajo që ka rëndësi tani për ne është se si rezultat i djegies së kësaj lënde djegëse, një rrjedhë e produkteve të djegies - gazra të nxehtë, të cilat krijojnë rrymë të mëdha - rrjedhin në atmosferë.
Motor me raketa
Krijimi i goditjes së avionit është qëllimi i çdo motori raketor; prandaj, sasia e shtytjes është karakteristika më e rëndësishme e motorit.
Fuqia e motorëve me raketa moderne varion nga disa kilogramë në dhjetëra ton, në varësi të qëllimit dhe madhësisë së motorit.
Motorët e raketave të mëdha me rreze të gjatë zhvillojnë shtytje që tejkalojnë goditjen e lokomotivave më të fuqishëm, me forcë të fuqishme që mbajnë trena me mijëra ton.
FIG. 7. Diagrami skematik i motorrit raketor.
Si për të përcaktuar sasinë e jet thrust? Duke iu referuar fig. 7, i cili është një diagram skematik i motorrit raketor.
Traction është prodhuar për shkak të gazrave që rrjedhin nga motori. Në mënyrë që të largohen nga gazrat, motori duhet të veprojë me to me njëfarë force; forca e kundërt - forca e efekteve të gazeve në motor - është rryma e avionit. Prandaj, drejtimi i rrotullimit të shpejtësisë së gazeve që largohen, dhe madhësia e goditjes është e barabartë me forcën me të cilën gazet janë shtyrë jashtë. Natyrisht, madhësia e kësaj forcë varet nga sasia e gazeve dalëse dhe shpejtësia e tyre. Mekanika mëson se kjo forcë, dhe rrjedhimisht forca e shtytjes, është e barabartë me produktin e masës së gazeve të nxjerra në sekondë nga shpejtësia e shkarkimit të tyre.
Meqenëse masa është e barabartë me peshën e ndarë nga shpejtësia e gravitetit (g = 9.81 m / s2), atëherë për të përcaktuar forcën e shtytjes është formula e mëposhtme e thjeshtë:
Çdo kilogram gazash që rrjedhin në një sekondë krijon dëshirat që janë numerikisht të barabarta me 1/10 të shkallës së rrjedhjes. Ky shtytje, që quhet shtytje specifike ose impuls specifik (dimensioni i goditjes specifike kg s / kg), është karakteristika kryesore e çdo motor rakete. Sa më i madh të jetë futja specifike, dmth. Sa më e madhe që futet nga çdo kilogram gaz që del nga motori për sekondë, aq më i përsosur është motori.
Në motorët me raketa moderne shkalla e skadimit shkon nga 1500 në 2500 m / s, në mënyrë që futja specifike të jetë 150-250 kg s / kg.
Cilat metoda mund të përdoren për të rritur shkallën e shkarkimit dhe me të shtytjen specifike të motorrit të projektuar të raketave?
Shpejtësia e daljes së gazrave nga motori varet nga karburantet, presioni i gazrave në motor dhe dizajni i saj.
Efekti i karburantit në normën e rrjedhjes është kryesisht për faktin se shkalla e rrjedhjes është më e madhe, aq më e madhe është vlera kalorike e karburantit, dmth. Nxehtësia që lëshon çdo kilogram karburanti gjatë djegijes.
Për të marrë një ide më të qartë të ndikimit në normën e rrjedhjes së vlerës kalorifike të karburantit, le të përpiqemi të hedhim një vështrim më të afërt mbi fenomenet që ndodhin në çdo motor me raketa, dmth procesi i punës së motorit.
Le të ndodhë një reaksion kimik në motor (ne do të shqyrtojmë djegien për definitetess), si rezultat i së cilës një sasi e caktuar e nxehtësisë u lirua.
Si rezultat, produktet e reagimit të gaztë - avujt e dioksidit të karbonit, avujt e ujit, azotit etj. - bëhen shumë të nxehtë, në mënyrë që temperatura e tyre të arrijë 2500 ° C dhe më shumë. Ne e dimë nga fizika se temperatura e gazit është një masë e shpejtësisë së molekulave të saj; kur gazi është shumë i nxehtë, molekulat e tij lëvizin me shpejtësi shumë të larta. Sidoqoftë, kjo shpejtësi e molekulave të gazit nuk mund të përdoret drejtpërsëdrejti për të krijuar rrymë, sepse molekulat brenda motorit lëvizin rastësisht, të çorganizuar, në të gjitha drejtimet; bëhet e ashtuquajtura lëvizja termike e molekulave. Çdo molekulë, e reflektuar nga muret e motorit, krijon, sigurisht, një forcë reaktive mikroskopike, por rezultati i përgjithshëm - rezultati i një numri të pafund të ndikimeve të tilla molekulare, është zero. Për shkak të rastësisë së lëvizjes së molekulave, presioni në të gjitha muret e motorit është i njëjtë dhe nuk ka efekt reaktiv.
Për të krijuar një forcë reaktive, është e nevojshme të sigurohet rrjedha e rregullt e molekulave të gazit nga motori në një drejtim; atëherë efektet reaktive të të gjitha molekulave që rrjedhin jashtë përmblidhen, duke rezultuar në forcën reaktive që na nevojitet. Prandaj, në teori, çdo motor me raketa është një makinë për shpërthimin e molekulave të gazit në shpejtësinë maksimale të mundshme në një drejtim të përbashkët për të gjitha molekulat dhe si pasojë një makinë për konvertimin e energjisë kimike të karburantit së pari në energjinë termike të molekulave të lëvizshme dhe pastaj në shpejtësi (kinetike) energjia e daljes së tyre të rregullt nga motori.
Kështu, pjesa e parë e rrjedhës së punës së motorrit me raketa është konvertimi i energjisë kimike të karburantit në nxehtësi. Ky transformim kryhet gjatë një reaksioni kimik brenda motorrit, në atë pjesë të saj, që quhet dhoma e djegies dhe zakonisht ndodh nën presion të vazhdueshëm.
Pjesa e dytë e rrjedhës së punës së motorit konsiston në konvertimin e energjisë termike të lëvizjes kaotike të molekulave në energjinë me shpejtësi të lartë të daljes së tyre të organizuar, domethënë në energjinë me shpejtësi të lartë të avullit të gazrave që rrjedhin nga motori. Ky konvertim kryhet në procesin e zgjerimit të gazit nga presioni që ndodh në dhomën e djegies së motorit me presionin atmosferik, pra në presionin në daljen e motorit dhe zakonisht ndodh në atë pjesë të saj që quhet hundë.
Në motorët me raketa moderne, rrjedha e sipërpërmendur e punës është e vazhdueshme, megjithëse është e mundur të përdoren motorë me ndërprerje, në të cilat ndodh periodikisht furnizimi me karburant në dhomën e djegies dhe të gjitha proceset pasuese.