Реактивні двигуни

Курсова робота з теми:

Реактивні двигуни

ВСТУП

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 цюшвидкість, 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 0⁰, 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 Принцип дії, пристрій і класифікація

Реактивні двигуни є основним видом силових установок авіаційних, ракетних і космічних літальних апаратів, що створюють прикладену доних 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 компресоромстає 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_плі 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; ТРДДФвідносно 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).

Донехімічних 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.

2. Повітряно-реактивні двигуни

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 довідбувається 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 ті 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, турбінаі 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 вентиляторомповітряний 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, щоприводить 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_пс_п). У ТРДДФ при форсуванні тяги спалюванням додаткового палива в зовнішньому контурі здійснюється термодинамічний цикл нвк_пф_пс_пфн (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, щопредставляє собою сполучену камеру змішання і згоряння, на початковій ділянці якої впорскується паливо. Реактивне сопловиконується 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 стінкикамери, 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 клапанинадходять 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 α>1), і відбудовними, якщо мається надлишок палива α<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 подачіпалива, 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).

Рис. 2 - Схема двигуна твердого палива

2.1 Принцип роботи реактивних двигунів

Останні 10 - 15 років характеризуються інтенсивним розвитком реактивних двигунів, принцип прибудую яких уже добрі відомий. Уявимо собі камеру із соплом наповнену газом, що володіє високим тиском і температурою ( I). Під впливом різниці тисків усередині і поза судиною, газ через сопло почне вільно витікати в атмосферу. Тиск газу на бічні стінки камери і сопла буде однаковим у будь-якому напрямку, але на торцеву стінку тиск виявиться більше, ніж на протилежну стінку, у якій розташоване сопло, і з'явиться реактивна сила тяги R. Вона являє собою рівнодіючу всіх сил у напрямку осі камери і сопла, і під тиском її камера буде пересуватися убік, зворотний витіканню газового струменя. Природно, що величина реактивної сили, чи тяги, як її звичайно називають, визначається кількістю і швидкістю газу, що випливає; остання у свою чергу залежить від тиску і температури газу.

Очевидно, що якщо в камері буде мати місце газоутворення, що компенсує витрату газу через сопло, то реактивна сила не буде слабшати в міру витікання газів і може змусити камеру і літальний апарат, зв'язаний з нею, переміщатися з великою швидкістю на величезні відстані. Така камера із соплом є прообразом сучасного реактивного двигуна.

Варто розрізняти два принципово різних типи літальних апаратів і реактивних двигунів, що приводять їх у рух; один з їх пристосований для польотів тільки в повітряному просторі, другий не має потреби в повітряному середовищі для свого польоту.

Поле літального апарата (літака) у повітряному просторі відбувається за законами аеродинаміки. Сила опору Q, що впливає на крило літака при його польоті в повітрі, може бути розкладена на дві складові: вертикальні сили А, що називається піднімальною силою, і горизонтальну силу W, називану лобовим опором. Піднімальна сила виникає тому, що тиск під крилом завжди більше, ніж над крилом, і останнє як би спирається на повітря. При горизонтальному польоті піднімальна сила дорівнює вазі літака. Піднімальна сила є корисної, тому що вона підтримує літак у повітрі, і чим вона більше, тім більше може бути польотна ваги літака. Лобовий опір визначається опором повітря польоту літака; при рівномірному горизонтальному польоті він дорівнює тязі двигуна.

Лобовий опір є шкідливим, тому що заважає польоту літака, і чим вsy більше, тим більшою повинна бути тяга двигуна.

Як джерело тяги звичайно служить ПРД, що повинний працювати протягом усіх години польоту; у ньому для спалювання пального (гасу) використовується кисень навколишнього повітря, засмоктуваного в двигун. Це дозволяє не возити необхідний запас окислювача на бортe літака, але зате обмежує область застосування повітряно-реактивного двигуна нижніми шарами атмосфери (висотами до 30 - 35 км), де повітря ще досить щільне і може забезпечити живлення двигуна необхідною кількістю кисню.

Однак літак із ПРД у повітряному середовищі не може літати з гіперзвуковими швидкостями, що перевищують швидкість звуку в багато разів, через такі причини:

1. Зі збільшенням швидкості польоту лобовий опір зростає настільки різко, що ПРД не може розвивати потрібну тягу в прийнятних конструктивних формах.

2. При великих швидкостях польоту кінетичне нагрівання частин літака (особливо передньої кромки крил) і двигуна від швидкого стиску повітря і тертя настільки великий, що порушується належна міцність конструкції.

3. Еволюції літака при великих швидкостях і прискореннях практично дуже утруднені, тому що приводять до великих динамічних навантажень на крило літака.

4. При великих швидкостях різко погіршуються умови роботи екіпажу через серйозні перешкоди, що виникають при водінні літаків з такими швидкостями, і негативного впливу великих прискорень на фізіологію людини.

Подальше істотне збільшення швидкостей може бути отримано лише при польоті літального апарата (ракети) у безповітряному просторі, що відбувається за законами балістики - науки про рух артилерійських снарядів і інших тіл при стрільбі. При відсутності сили земного тяжіння ракета, запущена в безповітряний простір, летіла б прямолінійно і рівномірно відповідно до першого закону Ньютона. Однак насправді дійсності, під впливом земного тяжіння, ракета систематично опускається і траєкторія її польоту перетворюється в параболу (рис.. 3). Спочатку швидкість польоту ракети поступово зменшується, досягаючи мінімального значення в найвищій точці траєкторії, а потім знову наростає, досягаючи максимального значення при падінні на Землю.

Така ракета називається балістичною (на відміну від крилатої), тому що траєкторія її польоту, за винятком ділянки, що проходиться ракетою з працюючим двигуном (так званої ділянки активного польоту), є траєкторією вільно кинутого тіла. Практично термін «балістична ракета» прищепився лише довеликих ракет далекої дії.

Подивимося, які сили впливають на балістичну ракету в найпростішому випадку: коли поле відбувається в безповітряному середовищі (аеродинамічний опір дорівнює нулю), при виключеному двигуні (поле по інерції на так називаній ділянці пасивного польоту), при відсутності впливу органів керування. Тоді зовнішньою силою, що впливає на ракету, є тільки сила ваг Р. Крім того, діють дві сили інерції: відцентрова І_ц, що зумовлюється криволінійністю траєкторії, і сила інерції І_т оскільки має місце тангенціальне прискорення ракети. На першій половині траєкторії рух уповільнений, тобто прискорення спрямоване в сторону, протилежну руху; тому напрямок сили інерції збігається напрямком руху. Відповідно до відомого в механіку принципу Даламбера, рівнодійна всіх зовнішніх сил і сил інерції винна бути дорівнює нулю, тобто в даному випадку всі три сили взаємно врівноважуються.

Джерелом тяги на ракеті звичайно є або рідинний ракетний двигун, або ракетний двигун на твердому паливі, що працюють короткочасно, створюючи лише початковий імпульс (подальший політ ракети відбувається по інерції). У РРД для спалювання пального (наприклад, гасу) використовують спеціальний окислювач (наприклад, азотну кислоту чи рідкий кисень), який також повинен бути на борту ракети. У РДТТ окислювач міститься в паливі. Це набагато збільшує вагу потрібного для РРД і РДТТ палива, проте дозволяє ракеті літати в безповітряному просторі. При цьому більшість проблем, пов'язаних з польотом літака з гіперзвуковими швидкостями в повітряному середовищі, усувається: лобового опору немає, кінетичне нагрівання майже зникає, міцність конструкції істотно зростає (немає крил), а екіпаж відсутній. Чим вище початкова швидкість ракети, тім більше дальність її польоту. При досягненні визначеної швидкості траєкторія польоту ракети перетвориться в окружність близьку до неї замкнуту криву, що облямовує земну кулю. У цьому випадку рух буде відбуватися з рівномірною швидкістю, і тому сила інерції І_т буде дорівнює нулю. Таким чином, на ракету, що летить по круговій орбіті, діють тільки дві сили - сила ваги і відцентрова сила, що взаємно врівноважуються (так званий стан невагомості) і не дозволяють супутнику ні упасти на Землю, ні полетіти в міжпланетний простір.

Ваги тіла дорівнює добутку його маси М на прискорення сили земного тяжіння g, тобто

Р = Мg

Відцентрова сила тіла рухається по круговій орбіті, дорівнює добутку його маси на відцентрове прискорення n₁ ²/R

І_ц = М (n₁ ²/R)

де n₁- швидкість польоту; R - радіус орбіти, що в першому наближенні можна вважати рівним радіусу земної кулі r. Тоді, дорівнюючи сили Р и I_ц одержимо

g = n₁ ²/r

звідки необхідна швидкість супутника

n₁= √gr

Оскільки прискорення сили земного тяжіння g = 9,81 м/сек² = 0,01 км/сек², а радіус Землі r = 6400 км, то перша космічна швидкість виявляється рівною

n_{1 =}√0, 01• 6400 = 8 км/сек

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

v= W In(Р_к + Р_т/ Р_к)

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 μ). Якщо розділити чисельник і знаменник у числі Ціолковського на Р_к те будемо мати

μ= 1/ (1 + (Р_т / Р_к))

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 4000⁰ 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 5500⁰.

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

v=2,51n (1/0.1) =5,75 км/сек

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 nформула Ціолковського має вигляд

v = W ln (1/μ^п) = W ln (1/μ)

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.

3. Повітряно-реактивні двигуни: принцип роботи

Розвиток реактивної авіації виявилося можливим завдяки створенню могутніх газотурбінних двигунів.

Сучасний авіаційний газотурбінний двигун в основному складається з вхідного прибудую, осьового компресора, камери згоряння, газової турбіни, форсажної камери і реактивного сопла (рис. 3).

Рис. 3 - Схема газотурбінного двигуна: 1 - вхідний пристрій; 2 - компресор; 8 - камера згоряння; 4 - газова турбіна; 5 - форсажна камера; 6 - реактивне сопло

Повітря засмоктується у вхідний пристрій, де швидкість його руху перетворюється в тиск. Дальше це повітря надходить в багатоступінчастий осьовий компресор, що приводитися в обертання газовою турбіною. У компресорі він поступово стискується і потім надходить в камеру згоряння. Вона звичайно являє собою циліндр, усередині якого розташовані жарові труби, постачені свічами і форсунками. Форсунки розпорошують пальне (авіаційний гас) у повітряному потоці, а електричні свічі запалюють суміш, що утворилася. Згодом свічі виключаються, тому що подальше запалювання суміші викликається високою температурою газів усередині жарової труби.

Рух повітря в камері протікає в такий спосіб. У жарову трубу, де відбувається процес горіння при температурах порядку 2000 - 2200⁰, спочатку надходить лише менша частина повітря. Велика частина повітря обтікає жарові сурми зовні, охолоджуючи їхні гарячі стінки, що необхідно робити, незважаючи на те, що ці труби виготовляються з високолегованих сталей. Дальше це повітря через велике число отворів також надходити в жаров