А   Б  В  Г  Д  Е  Є  Ж  З  І  Ї  Й  К  Л  М  Н  О  П  Р  С  Т  У  Ф  Х  Ц  Ч  Ш  Щ  Ю  Я 


Закінчення - продукт - згоряння

Закінчення продуктів згоряння через сопло 8 супроводжується падінням тиску в камері згоряння, тому турбіна працює зі змінним знижується тиском до моменту, коли воно зрівняється з тиском стисненого компресором повітря.

Закінчення продуктів згоряння відбувається адіабатично.

Закінчення продуктів згоряння в атмосферу зі швидкістю w]v і є джерелом виникнення реактивної сили.
 Закінчення продуктів згоряння з двигуна відбувається не тільки внаслідок різниці тисків в камері згоряння і навколишнього середовища, а й за інерцією. Тому тиск в камері згоряння, у міру витікання продуктів згоряння, падає і стає нижче тиску навколишнього середовища.

Штучний супутник Землі Інтер-космос - 12. Швидкість витікання продуктів згоряння з сопла двигуна дгожет перебувати в межах від 1500 - 2000 до 4000 м /сек.

Зміна сили тяга і повного коефіцієнта корисної дії ПВРД в залежності від швидкості польоту. Швидкість витікання продуктів згоряння з сопла може бути підвищена шляхом збільшення витрати палива на підігрів робочого тіла (повітря), а також шляхом збільшення перепаду тисків на вході в дифузор і на виході з сопла.

Швидкість витікання продуктів згоряння щодо ракети постійна і дорівнює і.

Розрахунок виділення продуктів згорання з урахуванням їх реального складу, Отч.

діаграма робочого процесу ПВРД. Внаслідок збільшення швидкості витікання продуктів згоряння на виході з сопла виникає сила тяги, що штовхає двигун в сторону, протилежну напрямку витікання газу.

При камерно-вихровому горінні умови виділення продуктів згорання з сопла камери відмінні від умов виділення з сопла камери з прямоточним горінням. У вихрових пальниках закручений потік характеризується аксиальной, тангенциальной і радіальної wa; WT; wr складовими швидкості. аксіальна - паралельна осі циліндричного каналу камери, тангенціальна - лежить в площині поперечного перерізу і спрямована перпендикулярно радіусів. Радіальна збігається з напрямком радіусів. Аксіальна і тангенціальна складові порівнянні один з одним і можуть бути як рівними, так і різними, в залежності від інтенсивності обертання повітряного потоку. Радіальна складова настільки мала, що нею зазвичай нехтують. При закінченні вихрового потоку продуктів горіння полум'я з сопла камери в атмосферу тангенціальна складова швидкості прагне розкрутити струмінь по гіперболі і порушити суцільність потоку.

Формула (5) зручна для оцінки швидкості витікання продуктів згоряння тих палив, які утворюють тверді частинки, як, наприклад, А. В цю формулу входять теплопроізводітельноеть, питомий об'єм продуктів згоряння і теплоємність 1 кг як газоподібної, рідкої, так і твердої фаз продуктів згоряння .

Характеристика палива на основі азотної кислоти[12, 19.
На рис. 133 показано влияние состава топлива на удельную тягу и скорость истечения продуктов сгорания и температуру горения.
Схема ракетного двигателя на стенде. Анализ характеристик ракетного двигателя предполагает расчет следующих параметров: тяги Fy эффективной скорости истечения продуктов сгорания из сопла иэфф, коэффициента тяги CFj характеристической скорости с и удельного импульса /уд.
Эффективность топлива в отношении обеспечения наиболее экономичной работы двигателя обычно оценивается величиной эффективной скорости истечения продуктов сгорания.
Расчетная модель типичной конструкции вихревого воспламенителя. Расчитываются геометрические размеры основных деталей и узлов воспламенителя при его работе на критическом режиме истечения продуктов сгорания, среднемассовая температура факела, коэффициент эжекции. В последнем случае в техническое задание должны входить и параметры Р, Т эжектируемого воздуха, которым обычно служит вторичный воздух.
Схематическое изображение ( а и осциллограммы ( б, в давления при про-аикновешш горения в пору. Формула ( 50) справедлива как при дозвуковом, так и звуковом ( критическом) истечении продуктов сгорания.
Схемы поворотных сопя. Проектируя приспособления для отсечки и реверса тяги, следует добиваться одновременного вскрытия сопл и участков отверстий для истечения продуктов сгорания топлива. В противном случае возникает неуравновешенность боковых составляющих сил тяги АРУ ( см. рис. 4.1.6), которые оказывают неблагоприятное воздействие на летательный аппарат, затрудняя работу системы управления.
С нашей точки зрения, источником акустических сотрясений пробирки с ЖВВ являются звуковые колебания, возникающие при истечении продуктов сгорания из пробирки. Утолщение стенки пробирки, помещение пробирки в стальную гильзу - все это способствует передаче звуковых колебаний от устья трубки в жидкость.
Многофазные струи образуются в системах очистки воздуха, например в эжекторных скрубберах Вентури[315], повітряно-розпилювальних системах, при закінченні продуктів згоряння ракетних двигунів з металізованим паливом.

Пальник застосовується з додатковим керамічним звужується тунелем, який дозволяє при збільшенні подачі через центральне сопло вторинного повітря підвищити швидкість витікання продуктів згоряння для створення необхідної циркуляції газів в робочому просторі установки.

Підвищення тиску повітря в дифузорі сприяє більш ефективному використанню виділився тепла, так як завдяки попередньому стиску повітря зростає швидкість витікання продуктів згоряння з сопла.

Зміна. межі регулювання. потужності полум'я.

Широкий діапазон регулювання потужності полум'я дозволяє при даних розмірах камери згоряння отримати вільне проникнення полум'я в камеру і звукові швидкості витікання продуктів згоряння.

Турбореактивних двигунів (ТРД), тепловий двигун, в к-ром використовується газова турбіна, а реактивна тяга утворюється при закінченні продуктів згоряння з реактивного сопла. ТРД знайшли в авіації; після 2 - й світ. ТРД був подоланий звуковий бар'єр. З 1990 - х рр. ТРД встановлюються на всіх цивільних.

Скляну вату, вміщену у відкритого кінця, можна вважати пристроєм, повністю гасить падаючі на нього акустичні хвилі і не перешкоджає витіканню продуктів згоряння.

Зіставлення експериментальних і розрахункових даних по економічності РДТТ. У модельному двигуні використовується конічний сопло з полууглом розчину 1505 і ступенем розширення, дещо меншою оптимального значення, для забезпечення безвідривного виділення продуктів згорання. Витрачену в процесі згоряння масу визначають, зважуючи двигун до і після досвіду. Найбільш підходяща маса модельного двигуна становить близько 25 кг. Для моделювання великогабаритних натурних двигунів використовуються їх точні копії в зменшеному масштабі. Щоб оцінити внесок інертних елементів (теплоізоляційних матеріалів, інгібіторів) в характеристики РДТТ, використовують різні підходи; відповідно до одного з них, що застосовується на практиці вважається, що питома імпульс інертних матеріалів вдвічі менше питомої імпульсу палива.

З формули (32.1) випливає, що збільшення сили тяги ракетних двигунів теоретично можна отримати різним шляхом: збільшуючи або площа S вихідного перетину, або швидкість витікання продуктів згоряння. Збільшення площі S вихідного перетину призводить в той же час кг зростанню сили опору повітря при русі ракети через атмосферу і отже, до гальмування ракети. Швидкість витікання продуктів згоряння також не може бути збільшена безмежно.

Палива повинні володіти великою питомою тепловиробник ностио, високим газообразованием і оптимальними фізичними властивостями продуктів згоряння з тим, щоб комплекс всіх цих величин дав найбільшу швидкість витікання продуктів згоряння. Кожна із зазначених характеристик, взята окремо, поза загальної зв'язку з іншими, не може досить точно і повно характеризувати якості палива.

Рівняннями руху ракети є наведені вище рівняння (13 - 1) і (13 - 2), в яких під w - w - w слід мати на увазі вектор швидкості витікання продуктів згоряння палива з сопла ракети, а під похідною dG /dr - постійну швидкість зменшення маси ракети за рахунок вигорання палива і витрати окислювача.
  Визначити реактивну силу і повний імпульс, створюваний двигунами першого ступеня ракети Сатурн-5 якщо маса згорілого палива цьому ступені2010 т, тривалість роботи двигунів 150 с, відносна швидкість витікання продуктів згоряння палива 2500 м /с.

При незмінній швидкості обертання ротора двигуна і постійній температурі газового потоку перед турбіною спостерігається підвищення тиску і за турбіною, в результаті чого підвищується ступінь розширення газового потоку в соплі збільшується швидкість витікання продуктів згоряння з сопла і тяга двигуна зростає.

Принципова схема робочого нроцесса і характеристика газового потоку рідинного ракетного двигуна. Основними процесами, що протікають в ЖРД, є: подача компонентів в камери згоряння в суворо визначених кількостях; охолодження паливом (як правило) камер згоряння; розпилювання та його випари; змішання парів паливних компонентів; хімічну взаємодію пального і окислювача; займання і горіння паливної суміші; витікання продуктів згоряння з сопла.

Закінчення продуктів згоряння відбувається адіабатично.

Ракета стартує з поверхні Землі з початковою масою то і рухається вертикально вгору з постійною швидкістю VQ. Швидкість витікання продуктів згоряння щодо ракети постійна і дорівнює і.

Ступінь дисоціації залежить від температури і тиску в камері згоряння. При закінченні продуктів згоряння з сопла двигуна відбуваються зниження температури газів і часткова асоціація атомів в молекули.

Горіння палива в камері згоряння відбувається при підвищеному тиску. При закінченні продуктів згоряння з сопла відбувається розширення газів, що супроводжується падінням тиску і температури.

Цей закон природи дозволяє обчислити, наприклад, зв'язок між силою реактивної тяги і необхідним для цього витратою палива. При цьому потрібно передбачити величину швидкості витікання продуктів згоряння.

За принципом реактивного руху сила тяги пропорційна швидкості речовини, що минає з двигуна. У реактивних двигунах на хімічному паливі швидкість витікання продуктів згоряння становить лише кілька кілометрів в секунду. Швидкість плазмового струменя, що виходить через спеціальне сопло з резервуара, в якому створюється плазма, може досягати сотень кілометрів в секунду. При використанні досить потужних ядерних реакторів космічні кораблі забезпечені реактивними плазмовими двигунами, зможуть рухатися зі швидкостями порядку сотень і тисяч кілометрів в секунду.

У камері згоряння ГТУ згоряння палива відбувається при а 5 причому температура продуктів згоряння перед входом в турбіну дорівнює 900 С, а тиск 6 ат; розширення в соплі відбувається до тиску 1 ат. За /s - діаграмі визначити швидкість витікання продуктів згоряння через розширюється сопло і розрахувати геометричні розміри його без урахування опорів; витрата газу через сопло дорівнює 0 5 кг /сек.

Закінчення продуктів згоряння з двигуна відбувається не тільки внаслідок різниці тисків в камері згоряння і навколишнього середовища, а й за інерцією. Тому тиск в камері згоряння, у міру витікання продуктів згоряння, падає і стає нижче тиску навколишнього середовища.

При вихровий стабілізації процес горіння розвивається гвинтоподібно, створюється стійка розвинена зона об'ємного горіння з утворенням на осі потоку зони зворотних струмів. Поєднання вихровий стабілізації з камерним горінням і з закінченням продуктів згоряння через звужує сопло камери концентрує тепловий потік і повідомляє йому в залежності від геометрії і розміру камери згоряння і тисків дозвукові і надзвукові швидкості. Це значно збільшить інтенсивність теплопередачі в порівнянні з пальниками, у яких горіння полум'я відбувається в атмосфері. Тому створення пальників такого типу для ряду процесів газополум'яної обробки металів є актуальним завданням.

Необхідно відзначити, що описаний стаціонарний процес поширення полум'я може зберігатися лише на відносно невеликій ділянці труби. Надалі ж посилюється тертя об стінки при закінченні продуктів згоряння починає призводити до підгорнутим горючої суміші на величину, яка визначається гідравлічним опором ділянки труби, зайнятого стікаючи продуктами згоряння, а оскільки довжина цієї ділянки безперервно збільшується в міру поширення полум'я, збільшується і ступінь Поджо-ку горючої суміші. Якщо ж труба відкрита і з іншого кінця, то описаний вище механізм тертя стікали продуктів, згоряння об стінки труби приводить в рух і стовп горючого газу. Причому між швидкостями руху пального газу і продуктів згоряння встановлюється таке динамічна рівновага, що гідравлічні опору руху кожного з газів по своїх ділянках труби однакові.

Ракета, що має початкові швидкість v0 і масу то, гальмується своїм двигуном до нульової швидкості. Витрата палива в одиницю часу постійний і дорівнює ц, швидкість витікання продуктів згоряння постійна і дорівнює і.

Ракета, що має початкові швидкість УО і масу то, гальмується своїм двигуном до нульової швидкості. Витрата палива в одиницю часу постійний і дорівнює ц, швидкість витікання продуктів згоряння постійна і дорівнює і.