Реактивні двигуни - Физика и энергетика курсовая работа

Главная

Физика и энергетика
Реактивні двигуни

Реактивні двигуни: класифікація; принцип роботи. Повітряно-реактивні двигуни: принцип роботи; цикли. Схеми і параметри двоконтурних турбореактивних двигунів. Типи рідинних ракетних двигунів. Застосування реактивних двигунів в народному господарстві.


посмотреть текст работы


скачать работу можно здесь


полная информация о работе


весь список подобных работ


Нужна помощь с учёбой? Наши эксперты готовы помочь!
Нажимая на кнопку, вы соглашаетесь с
политикой обработки персональных данных

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Одним з показників розвитку людської культури є швидкість, з якою людина може переміщатися сама чи яку може надати іншому тілу. Збільшення швидкості є не просто кількісним фактором а приводить до серйозних якісних змін. Наприклад, людина протягом тисячоріч не могла покинути Землі: усяке тіло, кинуте з Землі, неминуче повинне було повернутися на неї, не в силах розтиснути гравітаційного поля Землі, природа якого, до речі сказати, дотепер не відома і на що людина ніякими сучасними засобами науки впливати не може.
Безпосередні фізичні можливості людини, що дозволяють їй переміщатися з визначеною швидкістю, дуже скромні: максимальна швидкість, що людина може розвивати протягом усього тільки 10 сек., дорівнює 36 км/год . Створення спеціальних засобів переміщення з використанням теплових двигунів (локомотивів, автомобілів) дозволило людині в кілька разів перевищити цю швидкість, далі таки вона залишалася досить малої і рівної максимум 100 - 120 км/год . Створення літальних апаратів з поршневими двигунами, що переміщаються в повітряному середовищі, дозволило людині мати швидкість порядку 700 км/год .
Як же дале збільшувати швидкість і є чи така можливість?
У природі відомі дві характерні швидкості - швидкість поширення акустичних хвиль (швидкість звуку) у повітрі при температурі 0 0 , рівна 332 м/сек , і майже в мільйон разів велика швидкість поширення електромагнітних хвиль (швидкість світла), рівна в вакуумі приблизно 300000 км/сек.
Чи може людина додати такі швидкості літальним апаратам?
Відповідь на це питання дала теорія і практика рухові за допомогою реактивних двигунів. Повітряно-реактивні двигуни (ПРД) допомогли людині вирішити першу, незмірно більш просту задачу - досягти швидкості звуку й у кілька разів перевищити її. Рідинні ракетні двигуни (РРД) і ракетні двигуни твердого палива (РДТТ) дозволили додати ракеті першу і другу космічні швидкості і поставити в порядок денний досягнення таких швидкостей, що дозволяють закидати тіло в міжзоряний простір.
Таким чином, застосування реактивних двигунів має принципове значення для людини, тому що інших засобів досягнення великих швидкостей немає.
1. РЕАКТИВНІ ДВИГУНИ ПРИНЦИП ДІЇ, ПРИСТРІЙ І КЛАСИФІКАЦІЯ
1.1 Класифікація реактивних двигунів
Реактивна тяга - результуюча газодинамічних сил тиску і тертя, прикладених до внутрішньої і зовнішньої поверхонь двигуна без врахування зовнішнього опору.
Газотурбінний двигун - теплова машина, призначена для перетворення енергії згоряння палива в кінетичну енергію реактивного струменя і (чи) у механічну роботу на валу двигуна, основними елементами якої є компресор, камера згоряння і газова турбіна.
Турбореактивний двигун - ГТД, у якому енергія палива перетворюється в кінетичну енергію струменів газів, що випливають з реактивного сопла.
1. 2 Принц ип дії, пристрій і класифікація
Реактивні двигуни є основним видом силових установок авіаційних, ракетних і космічних літальних апаратів, що створюють прикладену до них реактивну тягу.
Реактивна тяга створюється двигуном, що викидає в навколишнє середовище визначену масу речовини (робочого тіла).
У залежності від способу одержання сили тяги всі реактивні двигуни поділяються на дві основні групи повітряно-реактивні і ракетні.
У повітряно-реактивних двигунах основним компонентом робочого тіла, що здійснює термодинамічний цикл, є атмосферне повітря, кисень якого використовується як окислювач для перетворення хімічної енергії палива в теплову.
Повітряно-реактивні двигуни поділяються на двигуни прямої і непрямої реакції. У перших вся корисна робота затрачається тільки на прискорення повітря. В інших велику частину корисної роботи (чи вся) передається рушію (наприклад, гвинту), за допомогою якого створюється тяга.
Газотурбінні двигуни (ГТД) знаходять найбільше застосування. Основні процеси в них аналогічні тим, що протікають у будь-яких газотурбінних двигунах. ГТД використовуються в основному при помірних швидкостях польоту, що відповідають значенням чисел Маха до М п = 3...35.…35.
Турбореактивний двигун установлюють на літаках з швидкостями близькими до швидкості звуку, польоту (при високій початковій температурі газі перед турбіною швидкість польоту може збільшуватися до М„> 2). Параметри робочого тіла (повітря і продуктів згоряння палива в повітрі) - тиск P *, температура Т * і швидкість w уздовж газоповітряного тракту ТРД змінюються так, як показаний у нижній частині. На зльоті повітря з зовнішнього середовища засмоктується через повітрозабірник . Унаслідок втрат у ньому тиск перед компресором стає трохи нижче тиску зовнішнього середовища. У польоті з великими швидкостями повітря піддається динамічному стиску у вільному струмені і надзвуковому дифузорі, потім стискується в компресорі, швидкість його трохи зменшується, а температура зростає. За камерою згоряння при визначеному коефіцієнті надлишку повітря температура Т* продуктів згoрання менше температури полум'я Т пл і має значення, при якому забезпечується надійна робота турбіни ГТД. Тиск р* продуктів згоряння в камері трохи падає, швидкість зростає.
У двоконтурному турбореактивному двигуні, вхідне у нього повітря, поділяється на два потоки. Перший контур двигуна є звичайним турбогвинтовим двигуном, однак у ньому частина потужності турбіни передається не зростає. Отримані продукти згоряння розширюються в турбіні (перша ступінь розширення) і в реактивному соплі (друга ступінь розширення). При цьому їхня швидкість постійно зростає, температура і тиск у турбіні знижуються, а в соплі залишаються майже постійними. Турбореактивний двигун з форсажною камерою відрізняється від ТРД наявністю форсаж ний камери, у якій відбувається додаткове спалювання палива за турбіною. ТРДФ застосовуються, якщо швидкості польоту відповідають числам М п = 3....3,5.
При великих швидкостях польоту динамічний стиск повітря можна здійснити за рахунок швидкісного напору; двигуни, у яких використовується такий стиск, відносяться до безкомпресорним ПРД. При швидкостях польоту, що відповідають М п > 3,5… 4, застосовуються надзвукові прямоточні повітряно-реактивні двигуни (СППРД); при М п > 6-7 - гіперзвукові (ГППРД). Пульсуючі ПРД (ПуПРД) використовують як робоче тіло кисень повітря, що періодично надходить із зовнішнього середовища і стислий швидкісним напором. Доцільні межі застосування того чи іншого типу ПРД у зазначених діапазонах швидкостей польоту визначаються головним чином паливною економічністю і питомою тягою двигуна. Так, ТВД має добру економічність на низьких і середніх швидкостях польоту; ТРДД мають високу економічність на великих дозвукових швидкостях; ТРДДФ відносно мало уступають в економічності ТРД на надзвукових швидкостях польоту; ТРДФ має істотно гіршу, чим у ТРД, економічність при малих швидкостях польоту ПуПРД при малих швидкостях польоту економічніший прямоточного ПРД. Важливі також і інші критерії: наприклад, ТРДД працюють зі значно меншим рівнем шуму, чим ТРД.
Ракетний двигун - двигун, що використовує для роботи тільки речовини і джерела енергії, що маються в запасі на апараті.
Ракетні двигуни працюють на паливі й окислювачі, що транспортуються разом із двигуном, тому його робота не залежить від зовнішнього середовища. Рідинні ракетні двигуни працюють на хімічному рідкому паливі, що складається з палива й окислювача. Рідкі компоненти палива безупинно подаються під тиском з баків у камеру згоряння насосами (при турбонасосній подачі) чи тиском стиснутого газу (при витискній чи балонній подачі). У камері згоряння в результаті хімічної взаємодії палива й окислювача утворяться продукти згоряння з високими параметрами, при витіканні яких через сопло утвориться кінетична енергія середовища, що минає, у результаті чого створюється реактивна тяга. Таким чином хімічне паливо служити як джерелом енергії, так і робочим тілом.
Аналогічно працюють ракетні двигуни; вихідного робочого тіла, що використовують у якості, тверде паливо, що містить як паливо, так і компоненти, що окисляють - ракетні двигуни твердого палива (РДТТ). Якщо як паливо застосовується тверде паливо, а як окислювач- рідка речовина, те такий двигун називається гібридним ракетним двигуном (ГРД).
До нехімічних ракетних двигунів відносяться ядерні (ЯРД) і електричні (ЕРД). Енергія ЯРД використовується для газифікації і нагрівання робочого тіла, що не змінює свого складу, минає з реактивного сопла і створює тягу. Робочі тіла в ЯРД складаються із заряджених часток, що розганяються за допомогою електростатичних чи електромагнітних полів.
Повітряно-реактивні двигуни. Турбореактивний двигун працює по термодинамічному циклі. На зльоті повітря з атмосфери засмоктується у повітрозабірник зі швидкістю до 150 - 200 м/с. У польоті на великих швидкостях повітря піддається динамічному стиску у вільному струмені та надзвуковому дифузорі до його . Подальший стиск повітря до крапки до відбувається в компресорі. (У сучасних ТРД основним типом компресора є багатоступінчастий осьовий.) Загальний ступінь підвищення тиску, у ТРД досягає 100-200.
З компресора повітря надходить в камеру згоряння, де в нього впорскується паливо. У результаті спалювання палива температура робочого тіла за камерою згоряння доводитися до Т * г = 1550….1650 К, у експериментальних двигунах Т*, = 1700 К и вище. На відміну від ідеального циклу, при сумішоутворенні і спалюванні палива тиск робочого тіла зменшується на 3 - 5%. Процес розширення в ТРД відбувається в турбіні до точки т і в реактивному соплі до точки с. У турбіні частина потенційної енергії газів перетворюється в механічну роботу на валу, передану компресору. Робота виробляється газами не тільки стиснутими в компресорі, але і нагрітими в камері згоряння, тому питома робота розширення l, значно більше питомої роботи стиску l т . Тому, що витрати повітря і газу відрізняються мало, ступінь зниження тиску в турбіні завжди менше, ніж ступінь підвищення тиску в компресорі, і перед реактивним соплом надлишковий тиск завжди більше, ніж тиск у повітрозабірнику, а температура вище температури гальмування набігаючого потоку. Очевидно, що швидкість витікання газів з реактивного сопла ТРД більше швидкості польоту, що визначає появу реактивної тяги двигуна. У форсажну камеру ТРДФ через форсунки подається додаткова кількість палива.
Основними конструктивними елементами ТВД є вал повітряного гвинта, редуктор , повітрозабірник, компресор , камера згоряння, турбіна і реактивне сопло (вихідний пристрій у турбінних ГТД). Робочий процес у ТВД принципово не відрізняється від процесу в ТРД, однак у ТВД основна частина вільної енергії турбіни використовується для одержання тяги гвинта. Перепад тисків у реактивному соплі значно менше, ніж у ТРД, тому швидкості витікання порівняно невелика і реактивна тяга складає усього від 10 до 25% загальної.
Турбогвинтові і турбінні ГТД- єдині типи реактивних двигунів, у яких можливе застосування регенерації теплоти. Термодинамічний цикл такого ТВД принципово не відрізняється від циклу ГТУ.
Схеми і параметри двоконтурних турбореактивних двигунів (ТРДД) відрізняються великою розмаїтістю, чим схеми ТРД і ТВД. ТРДД для дозвукових пасажирських і транспортних літаків виконуються без форсажних камер. Для надзвукових пасажирських літаків застосовуються ТРДД із форсажною камерою (ТРДДФ). Найбільше поширення одержали ТРДД із переднім розташуванням вентилятора, застосовуються ТРДД із заднім розташуванням вентилятора, а також з виносним вентилятором.
У ТРДД із переднім розташуванням вентилятора повітря з атмосфери надходить у повітрозабірник , що в залежності від призначення двигуна може бути дозвуковим чи надзвуковим. Потім повітря проходити першу (передню) частину компресора (вентилятор). За вентилятором повітряний потік розгалужується на два потоки. Повітря внутрішнього контуру стискується в компресорі , його тиск і температура істотно зростають, потім, як і в ТРД, надходить в камеру згоряння , куди через форсунки подається паливо. Газ з високою температурою і тиском проходить че-рез турбіну , що приводить компресор і вентилятор, а потім реактивне сопло . Тому, що тиск газу за турбіною вище атмосферного, то в соплі газовий потік розняється, і його швидкість на виході із сопла перевищує швидкість повітря, що надходить в двигун через повітрязабірник, у результаті чого створюється реактивна тяга внутрішнього контуру. Повітря, що проходити по зовнішньому контурі, розширюється у вихідному пристрої- реактивному соплі.
У ТРДД внутрішній контур аналогічний тільки що описаному, але за цим контуром гази змішуються з повітрям, що виходить із зовнішнього контуру, і суміш розширюється в соплі. ТРДД звичайно створюються на базі вже доведеного і добре зарекомендували собі в експлуатації ТРД, що використовується як генератор газу. Турбовентиляторна приставка виконується у виді двохярусного колеса так, що внутрішній ярус утворять турбінні, а зовнішній - вентиляторні лопатки.
ТРДД із форсажною камерою (ТРДДФ) мають значно велику тягу, чим ТРДД. Форсажна камера встановлюється або в зовнішньому контурі, або за змішувачем у ТРДД зі змішанням потоків. У залежності від параметрів ТРДД і ТРДДФ звичайно виконують, дво- чи трьохвальними. Робочі процеси, що протікають у внутрішньому контурі ТРДД, подібні процесам у ТРД, а отже, подібні і їхні термодинамічні циклі. Відмінність робочих процесів полягає - у тому, що на sТ-диаграммі циклу ТРД між точками в і к появляється лише одна додаткова точка Кп, що відповідає кінцю процесу стиску у вентиляторі, потужність турбіни затрачається не тільки на привід компресора, але і на привід вентилятора.
Дійсний термодинамічний цикл зовнішнього, контуру ТРДД складається з динамічного стиску повітря у повітрозабірнику (процес нв ), стиску у вентиляторі (процес вк п ) і розширення в реактивному соплі зовнішнього контуру (процес к п с п ). У ТРДДФ при форсуванні тяги спалюванням додаткового палива в зовнішньому контурі здійснюється термодинамічний цикл нвк п ф п с пф н (рис. 3,г), а цикл внутрішнього контуру аналогічний циклу внутрішнього контуру ТРДД (чи ТРД).
Прямоточні (безкомпресорні) ПРД застосовуються в основному при таких швидкостях польоту, коли турбокомпресор є опором, що викликає зменшення тиску за турбіною в порівнянні з тиском перед компресором.
Робочий процес, схема й основні параметри ППРД істотно залежать від швидкості польоту. У ППРД для дозвукових швидкостей параметри потоку (тиск р, швидкість і, температура Т) змінюються. Повітрозабірник у цьому випадку виконується у вигляді каналу, що розширюється, реактивне сопло звужується.
При великих, надзвукових швидкостях польоту процеси стиску і розширення в ППРД супроводжуються переходом швидкості потоку через швидкість звуку. Для зниження втрат по тракті двигуна, а також зовнішнього опору вхідні і вихідні пристрої в надзвукових ППРД виконуються надзвуковими. У них установлюється система косих стрибків з переходом через швидкість звуку в замикаючому прямому стрибку. Надзвукове сопів про СППРД виконується у виді сопла Лаваля. За вхідним пристроєм параметри потоку міняються принципово так саме, як і в дозвуковом ППРД.
При великих швидкостях польоту зростає температура гальмування потоку. Так, при М п = 6 температура повітря при виході з повітрозабірника складає 1600 К , а при М п = 10 досягає 3600 К . Однак при цьому різко збільшуються втрати у повітрозабірнику і реактивному соплі, у зв'язку з чим ефективність СППРД при М>8 помітно погіршується. Утрати можна зменшити, якщо знизити ступінь гальмування у вхідному пристрої, а швидкість потоку в камері згоряння довести до надзвукової. У таких гіперзвукових ППРД повітрозабірник переходить в канал камери згоряння , що представляє собою сполучену камеру змішання і згоряння, на початковій ділянці якої впорскується паливо. Реактивне сопло виконується що розширюється, тому що при вході в нього швидкість потоку надзвукова. Усі процеси ППРД (стиск, підведен-ня теплоти і розширення) відбуваються з падінням повного тиску.
Рідинні ракетні двигуни поділяються на два типи в залежності від способу подачі компонентів палива в камеру згоряння. Камера РРД створює тягу двигуна. Вона складається з камери згоряння , сопла , голівки , на якій розташовані паливні форсунки і форсунки окислювача. Стінки камери в основному виготовляють подвій-ними для створення гідравлічного тракту з метою охолодження внутрішньої стінки камери, що стикається з продуктами згоряння.
Для подачі палива в камеру згоряння використовуються витискна і насосна системи подачі. При витискній системі паливні баки знаходяться під великим тис-ком, чим тиск у камері згоряння. Під цим перепадом тиску компоненти палива через пускорегулюючі клапани надходять у камеру згоряння. Тиск у паливних баках створюється за допомогою повітряного акумулятора тиску, у якому газ знаходиться під високим тиском, а сталесть тиску в паливних баках підтримується за допомогою газового редуктора тиску.
Для створення, тиску в паливних баках використовуються також рідинні акумулятори тиску (ЖАД), що представляють собою камери згоряння, подібні до камер згоряння РРД, у яких спалюються рідкі компоненти палива у визначеній кількості і співвідношенні.
При насосній системі подачі палива основне підвищення тиску його компонентів створюється не в баках, а насосами. Привід насосів здійснюється газовою турбіною. У більшості випадків як джерело газу для приводу турбіни турбонасосного агрегату (ТНА), що включає насоси і турбіну, використовуються рідинні газогенератори (ЖГГ), що працюють, як правило, на основних компонентах палива РРД. Продукти генерації в ЖГГ називаються окисними, якщо вони отримані при надлишку окислювача (коефіцієнт надлишку окислювача б>1), і відбудовними, якщо мається надлишок палива б<1).
Робоче тіло, що відробило в турбіні, може викидатися в зовнішнє чи середовище використовуватися в якому або розташованому поза камерою згоряння утилізаційному пристрої (наприклад, у кермових соплах). При такій схемі, що одержала назва РРД без доспалювання, значна частина палива витрачається неефективно, що погіршує економічні показники РРД як теплового двигуна. У схемах РРД із доспалювання робочого тіла турбіни цей недолік відсутній. У РРД із доспалюванням у загальному випадку в камеру згоряння подаються рідкі окислювач і паливо і газ з турбіни (з надлишком чи окислювача надлишком палива).
Якщо все паливо проходить через ЖГГ, то в камеру згоряння вводитися рідкий окислювач і газ з недоліком окислювача. В аналогічній схемі весь окислювач проходить через ЖГГ, а в камеру згоряння вводяться рідке паливо і газ з надлишком (рис. 1).
Рис. 1 - Ракета з рідинним двигуном (v-12)
Якщо все паливо, що витрачається РРД, до надходження в камеру згоряння проходити через відповідні газогенератори і турбіни, те в камеру згоряння вводяться і доспалюються в ній газ з надлишком палива і газ з надлишком окислювача.Ракетні двигуни твердого палива немають системи подачі палива, що істотно спрощує їхню конструкцію. Заряд твердого палива міститься в камеру згоряння. Запалення заряду здійснюється запалювачем. У результаті згоряння палива утворяться високотемпературні продукти згоряння, що, минаючи сопло, створюють реактивну тягу. РРД і РДТТ мають свої переваги і недоліки.
Так, у РРД більш високі питомі імпульси і менша маса, вони здатні багаторазово пускатися й у широких межах регулювати тягу, але більш складні в конструктивному відношенні. РДТТ мають поки менші значення питомого імпульсу, велику масу, але прості по конструкції, надійні в експлуатації і швидше готуються до пуску, ніж РРД (рис. 2).
Відцентрова сила тіла рухається по круговій орбіті, дорівнює добутку його маси на відцентрове прискорення 1 2 /R
де 1 - швидкість польоту; R - радіус орбіти, що в першому наближенні можна вважати рівним радіусу земної кулі r . Тоді, дорівнюючи сили Р и I ц одержимо
звідки необхідна швидкість супутника
Оскільки прискорення сили земного тяжіння g = 9,81 м/сек 2 = 0,01 км/сек 2 , а радіус Землі r = 6400 км, то перша космічна швидкість виявляється рівною
При подальшому збільшенні початкової швидкості траєкторія ракети буде приймати вусі більш витягнуту (еліптичну) форму, поки при досягненні нею другої космічної швидкості (так званої параболічної швидкості, чи, як її ще називають, швидкості утікання) ракета не піде в міжпланетний простір і не перетворитися в міжпланетний корабель, наприклад у супутника Сонця. Саме це відбулося з першою радянською космічною ракетою, що зайняла «своє» місце між Землею і Марсом (рис. 4) з періодом обертання навколо Сонця в 15 місяців. Чому ж дорівнює друга космічна швидкість?
У механіці доводиться, що робота, що витрачається тілом для того, щоб воно могло вийти з поля земного тяжіння, дорівнює Мgr. Отже, для того щоб ракета перетворилася в міжпланетний корабель, треба, щоб її живаючи сила перевищувала цю чи роботу, принаймні, була дорівнює їй.
Друга космічна швидкість на 40% більше першої космічної швидкості. Зараз, коли вже досягнуто другої космічної швидкості, стало можливим послати ракету на Місяць, а також вирішити задачу обльоту ракетою Місяця з фотографуванням тієї її сторони, яку ніколи не видно із Землі
Задача створення. місячної ракети ускладнюється тим, що вона повинна бути запущена дуже точно, для того щоб здійснилася намічена програма її польоту. Адже Місяць видно із Землі під кутом усього в 0,5 градуса Досить, наприклад, сказати, що відхилення швидкості місячної ракети від розрахункової не повинне перевищувати декількох метрів у секунду, а відхилення вектора швидкості від його розрахункового напрямку не повинне перевищувати 0,1 градуса. Крім того, необхідно дуже точно витримати момент старту ракети (старт другої радянської космічної ракети здійснено з відхиленням біля однієї секунди від заданого моменту часу).
Для досягнення найближчих до нас планет Марса і Венери потрібна початкова швидкість близько 14 км/сек. І, нарешті, для того щоб залишити сонячну систему, тіло повинне володіти третьою космічною швидкістю (так називаною гіперболічною швидкістю), рівної 16,6 км/сек.
Якими властивостями повинна володіти ракета, що летить з космічною швидкістю, і в чому полягають основні технічні труднощі одержання таких швидкостей?
Відповідь на це питання вперше в історії давши видатний діяч науки Костянтин Едуардович Ціолковський (1857- 1935). У своїй знаменитій статті «Дослідження світових просторів реактивними приладами», опублікованої в 1903 році, К.Е. Ціолковський виводить рівняння, назване згодом рівнянням Ціолковського, для максимальної швидкості ракети про посла використовування всього палива (без обліку аеродинамічного опору і сили земного тяжіння), що має вид
У цьому рівнянні - швидкість витікання реактивного струменя; Р к - вага конструкції ракети; Р т - початкова вага палива; ln - знак натурального логарифма.
Як видно з формули Ціолковського, швидкість ракети тім більше, чим більше швидкість витікання реактивного струменя і чим менше відношення (Р к + Р т / Р к ) (яку часто називається числом Ціолковського і позначається через м). Якщо розділити чисельник і знаменник у числі Ціолковського на Р к те будемо мати
Таким чином, для того щоб мати мінімальне число Ціолковського, треба мати максимальне відношення (Р т / Р к ) тобто мінімальна ваги конструкції, що приходитися на одиницю ваги палива.
Подивимося, які технічні можливості одержання максимальних швидкостей реактивного струменя і мінімальних чисел Ціолковського.
Як було зазначено вище, швидкість реактивного струменя тім більше, чим вище початкові температура і тиск газу. Якщо взяти такі високі параметри, як температуру 4000 0 і тиск 100 ат, те швидкість реактивного струменя виходить порядку 2500 м/сек. Треба сказати, що подальші можливості збільшення цієї швидкості обмеження, тому що максимальна температура при хімічній реакції не перевищує приблизно 5500 0 .
Число Ціолковського у відомих ракетах (наприклад V- 2) дорівнює 0,3. Маючи у виді можливості їхнього конструктивного удосконалення, приймемо мінімально можливу величину µ дорівнює 0,1. Тоді одержимо максимальну швидкість польоту ракети
що навіть без обліку аеродинамічного опору і сили земного тяжіння істотно менше першої космічної швидкості. Де ж вихід з цього положення? Він був зазначений також Ціолковським і складається в застосуванні складених ракет, що використовуються в даний час для запуску штучних супутників Землі і космічних ракет. Ідея складених ракет полягає в тому, щоб у міру вигоряння визначеної частини палива скидати порожні паливні баки і відповідну частину конструкції ракети. Це звільняє ракету від «мертвого вантажу» і полегшує її подальше прискорення.
Для багатоступеневих ракет з числом ступеней n формула Ціолковського має вигляд
тобто кінцева швидкість ракети зростає пропорційно числу ступеней. При тих же даних швидкість триступеневої ракети виявиться втроє більше швидкості одноступеневої і дорівнює - р 1 v=2,5 3ln - =17,25 км/сек. З урахуванням аеродинамічного опору і сили земного тяжіння кінцева швидкість цієї ракети буде дорівнює приблизно 15 км/сек, тобто перевищить другу космічну швидкість. Таким чином, застосування багатоступеневих ракет є чудовим способом проникнення людини в космос. Зрозуміло, що створення таких ракет і вивід їх на орбіту є складною технічною задачею, що по плечу лише країнам з дуже високим рівнем розвитку науки і промисловості, у тому числі в області радіотехніки, телекерування, обчислювальної техніки, металургії, хімії, напівпровідникової техніки, теплотехніки, автоматики, радіофізики. Однак і при цих умовах надмірне збільшення числа ступіней і зменшення числа Ціолковського практично неможливо.
Який же шлях подальшого збільшення швидкості ракети?
Очевидно, треба збільшувати швидкість витікання реактивного струменя. Але як це зробити ?
Перш ніж відповісти на це питання, розглянемо сучасні реактивні двигуни.
Величезна тяга авіаційних двигунів, як це було зазначено вище, витрачається на подолання лобового опору літака. Для простоти розглянемо літак з нескінченно довгими крилами, чи, як кажуть, із крилами нескінченного розмаху. Опір польоту з дозвуковими швидкостями крила нескінченного розмаху визначається так називаним профільним опором, що складається з опору тертя й опору тиску. Будь-яку тверде тіло, що рухається в грузлому середовищу, «обростає» тонким шаром часток цього середовища, що гальмуються на поверхні обтічного тіла. Ця ”панчоха”, надягнута на поверхню тіла, називається прикордонним шаром. Тертя між частками прикордонного шару і поверхнею тіла, а також тертя часток між собою є тією шкідливою силою, на подолання якої приходитися затрачати частина тяги двигуна. Прикордонний шар звичайно складається з двох частин - ламінарного прикордонного шару на передній частині крила, у якому частки рухаються більш-менш впорядкованого в одному напрямку, і турбулентного прикордонного шару, у якому частки рухаються хаотично. За задньою кромкою крила обидва прикордонних шари з верхньої і нижньої сторін крила сходять з нього у вигляді вихрової завіси.
Підгальмовування частинок на поверхні тіла приводити до його нагрівання, причому у більшому ступені, чим більше була швидкість часток. Якщо позначити через t температуру потоку, а через v - швидкість потоку в м/сек , те температура загальмованого потоку (прикордонного шару) буде дорівнювати
Звідси видно, що температура t * дуже швидко зростає зі збільшенням швидкості потоку. Так, наприклад, якщо в прикордонному шарі потоку, що тече зі звуковою швидкістю, температура зростає на 55 0 , то при десятикратній швидкість звуку це збільшення температури складі 5500 0. Правда, через теплове випромінювання від гарячого тіла у відносно холодне навколишнє середовище температура тіла буде істотно менше, проте проблема так званого аеродинамічного нагрівання літального апарату є однією із самих гострих проблем польоту з великими надзвуковими швидкостями.
Забігаючи трохи вперед, зазначимо, що оскільки найбільше нагрівання відбувається в передній частині тіла, що летить, то ракети часто забезпечують наконечником з термостійкого матеріалу. На щастя для космічних ракет, при зльоті смороді залишають самі щільні шари атмосфери з малими швидкостями, що охороняє їх від згоряння; однак при поверненні ракети влітають в атмосферу з величезними швидкостями і згоряють, на зразок комет і метеоритів, що здаються нам «падаючими зірками».
Опір тиску визначається тим, що при русі тіла в середовищі тиск на його поверхні неоднаково, наприклад, на передній частині тіла воно завжди більше, ніж на кормовій частині, де спостерігається навіть розрідження (так називаний донний ефект). Рівнодіюча всіх сил тиску, що впливають на поверхню тіла, виявляється спрямованої проти рухові, тому на її подолання також приходитися затрачати частина тяги двигуна. Чим більш зручно обтікаючу форму має літальний апарат, тим менше опір тиску.
При надзвуковому польоті додатково виникає так називаний хвильовий опір. Суть його полягає в наступному. Тіло, що рухається в середовищі, стискає це середовище в області, що безпосередньо прилягає до поверхні тіла. При польоті з дозвуковими швидкостями такого стиску не відбувається, тому що частки встигають «розбігтися» (слабкі збурення в середовищі поширюються зі швидкістю звуку, яка у даному випадку перевищує швидкість польоту). При надзвуковій швидкості польоту частки не встигають «втекти» і перед крилом літака виникає вузька криволінійна область стиснутого газу, що називається ударною хвилею.
Найбільшій інтенсивності та швидкості переміщення, рівної надзвукової швидкості літака, ударна хвиля досягає в середній своїй частині напроти крайки крила, де вона являє собою так називаний прямий стрибок ущільнення; далі ударна хвиля слабшає, переходячи в так називані косі стрибки ущільнення, і, нарешті, на краях переходить в слабкі хвилі збурення, що поширюються зі швидкістю звуку. Цим визначається та обставина, що мі «чуємо» надзвуковий літак після того, як побачимо його. При польоті надзвукового літака на малій висоті інтенсивна частина ударної хвилі може дійти до Землі - тоді вона створює враження гарматного пострілу і здатна причинити серйозних руйнуван
Реактивні двигуни курсовая работа. Физика и энергетика.
Преступления Экстремистской Направленности Курсовая
Методы И Приемы Работы По Написанию Сочинений
Реферат по теме Элементарные методы сортировки
Реферат: Bibliography On Jack London Essay Research Paper
Критерии Оценивания Сочинения Егэ 2022 2022
Курсовая работа по теме Массовый опрос как метод исследования инновационной среды университета
Совершенствование Системы Госзакупок Курсовой Проект
Курсовая Работа На Тему Юридична Відповідальність
Курсовая работа по теме Оборотные средства предприятия ЗАО 'Микроволновые системы'
Лабораторная работа: Исследование потока в неподвижном криволинейном канале
Реферат Раскрытие Преступлений
Метод Сравнения В Магистерской Диссертации
Доклад: Государственный Русский Музей
Основные подходы к осуществлению сервиса
К Протокольно Этикетным Выступлениям Не Относится Реферат
Реферат: Kim Essay Research Paper KimKim gives a
Дипломная Работа На Тему Формирование Фонетических Навыков В Процессе Обучения Русскому Языку Англоязычных Учащихся
Транспортировка Больных Виды Транспортировки Реферат
Высказывания Русских Писателей О Языке Сочинение
Нажить Много Денег Эссе
Управление охраной труда на примере организации "Агросервис" - Безопасность жизнедеятельности и охрана труда реферат
Расчет участка кузнечного цеха - Производство и технологии лабораторная работа
Уголовная ответственность за получение и дачу взятки - Государство и право курсовая работа