Общие требования к ракетным топливам[1, 3]

15 
где 
– эффективная скорость истечения рабочего тела – продуктов 
сгорания топлива из сопла РД, 
– отношения масс ракеты, 
M
k
– масса ракеты в конце АУТ, 
M
o
– начальная (стартовая) масса ракеты, 
, 
где 
– скорость истечения ПС из сопла, 
– площадь выходного сечения сопла, 
– давление на срезе сопла, 
– секундный расход ПС. 
Перепишем уравнение (1.1) в виде 
 
(1.5) 
где 
– число Циолковского, 
M
τ
– масса топлива. 
Запишем уравнение (1.2) в виде: 
 
(1.6) 
И выразим массу топлива через его плотность ρ и занимаемый 
объем V
T
: 
 
(1.7) 
Отсюда видно, что: 

чем больше плотность топлива при заданном объеме V
T
, тем 
больше скорость V
k
,

при заданной массе топлива, чем больше его плотность, тем 
меньше занимаемый им объем и меньше габариты ракеты. 
Из уравнений (1.4) и (1.5) следует, что увеличение скорости исте-
чения w
a
(и соответственно – w
e
) позволяет увеличить конечную ско-
рость ракеты V
k
. Величина w
a
, как вытекает из теории тепловых двига-
телей, при выбранной конструкции сопла определяется энергетикой 
топлива: 
 
(1.8) 
где 
– теплотворная способность топлива, 
А= 1/427 – механический эквивалент теплоты, 

16 
– коэффициент потерь в камере сгорания и сопловом блоке. 
Вместе с тем, из термодинамики известно: 
 
(1.9) 
где
– газовая постоянная ПС,
– молекулярная масса газов ПС, 
Т
к
– температура газов в камере сгорания,
−показатель адиабаты (политропы), 
c
р
– теплоемкость ПС при постоянном давлении, 
c
v
– теплоемкость ПС при постоянном объеме,
p
к
– давление в камере сгорания, 
p
а
– давление ПС на срезе сопла,
– степень расширения газов в сопле. 
Таким образом, скорость истечения ПС из сопла является функ-
цией многих параметров: 
 
(1.10) 
Рассмотрим влияние на величину w
a
этих параметров. 
Газовая постоянная R. Чем больше величина R, тем больше ско-
рость w
a
, но R=848/ (µ·T), то есть чем меньше молекулярный вес ПС, 
тем больше R и соответственно w
a
. Поэтому нужно выбирать топлива с 
наименьшим молекулярным весом ПС. 
Температура газов Т
к
. С увеличением Т
к
увеличивается скорость 
истечения. Современные топлива могут обеспечить температуру горе-
ния до 6000К, однако нет таких конструкционных материалов, которые 
выдерживали бы такую температуру. Поэтому температура сгорания 
ракетных 
топлив 
в 
современных 
двигателях 
составляет
3000-4500 К. 
Показатель адиабаты (политропы) k влияет на величину скорости 
истечения w
a
неоднозначно, поэтому в каждом конкретном случае вы-
бора ракетного топлива необходимо проводить специальный анализ. 
Степень расширения ПС δ в сопле является характеристикой дви-
гателя и зависит от режима работы сопла, который различен для двига-
телей разных ступеней ракеты. 
Таким образом, в рамках энергетических требований, ракетное 
топливо или его компоненты должны: 

обладать наибольшей теплопроизводительностью; 

иметь наибольшую плотность; 

17 

иметь наибольшее значение газовой постоянной или наимень-
шую молекулярную массу ПС; 

иметь умеренную температуру сгорания топлива, не выше
4000-4500 К. 

жүктеу/скачать 1.91 Mb.

Достарыңызбен бөлісу: