Читать онлайн «Термодинамический расчет ракетных двигателей»

Б. А. НИКОЛАЕВ ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ГОСУДАРСТВЕННОЕ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО ОБОРОНГИЗ Москва 1960 В книге дается приближенный метод вычисления термодинамических параметров продуктов сгорания в ракетном двигателе, а также удельной тяги без определения состава продуктов сгорания. Предлагаемый метод позволяет вычислить эти параметры с относительно небольшой затратой труда, но с достаточной для практики степенью точности. Этот метод справедлив для продуктов сгорания топлив, состоящих из углерода, водорода, азота и кислорода при некотором недостатке последнего. Приведены примеры расчетов. Дополнительно описан метод определения состава продуктов сгорания указанных топлив, более простой в вычислительном отношении, чем обычно применяемые. Книга может быть полезна для специалистов, работающих в области ракетной техники. Редактор канд. техн. наук доцент Н. И. Мелик-Пашаев Зав. редакцией инж. С. Д. Красильников ПРЕДИСЛОВИЕ При конструировании летательного аппарата (самолета, ракеты) необходимо создавать оптимальный для него вариант силовой установки. Одной из важнейших задач при этом является выбор топлива, на котором должен работать двигатель, и назначение режима его работы. Выбор топлива (горючего, окислителя и их соотношения) и режима работы двигателя (давления продуктов сгорания в камере сгорания и в выходном сечении сопла) производятся на основании разнообразных термодинамических расчетов. Основной целью этих расчетов является определение величины удельной тяги — важнейшей характеристики ракетного двигателя. Известные методы термодинамического расчета ракетных двигателей, основанные на предварительном расчете химического состава продуктов сгорания, сложны и трудоемки. Поэтому целесообразно применять приближенные методы расчета, позволяющие получать достаточно точные результаты. В настоящей книге предлагается приближенный метод термодинамического расчета ракетных двигателей, не требующий предварительного расчета состава продуктов сгорания, и рассматривается его применение в случаях, наиболее часто встречающихся в практике. Предлагаемый метод справедлив для расчета характеристик работы ракетных двигателей на топливах, состоящих из углерода, водорода, азота и кислорода. Состав и характеристики таких топлив приводятся по данным, опубликованным в иностранной печати. Точность его проверена, более точными методами расчета для случаев, когда давление продуктов сгорания в камере сгорания изменяется в пределах от 20 до 100 атау давление в выходном сечении сопла снижается до 0,4—0,5 ата, температура продуктов сгорания достигает 38004-4000° абс. При этом химические элементы содержатся в следующем количестве: углерод от 4 до 40% водород от 0,5 до 13% азот от 0 до 80% кислород от 15 до 85% Коэффициент избытка кислорода а находится в пределах от 0,55 до 0,95 *. Он связан с более привычным параметром — коэффици- * Коэффициентом избытка кислорода, как известно, называется отношение фактического содержания кислорода в топливе к его количеству, необходимому Для полного сгорания горючих элементов, содержащихся в топливе; Лр 349 ентом избытка окислителя а0 следующей зависимостью: О При расчетах, проводимых в рекомендуемых выше пределах изменения химического состава топлива, давления и температуры продуктов сгорания, погрешность значения удельной тяги в подавляющем большинстве случаев не превышает 0,5—1,0%.