Реферат по теме
«Ракеты прошлого и будущего»
Выполнил: Нефёдов Владимир Эдуардович
Руководитель: Наумов Алексей Леонидович
Москва
2010 год
Оглавление
двигатель ракетный конструкция
Введение
В наше время развитие космонавтики играет огромную роль в жизни людей. Мобильная связь, метеорологические исследования, глобальные сети и средства массовой информации - все это нам дают искусственные спутники Земли, запуск которых был бы невозможен без применения ракетных двигателей. Ведь это единственный на сегодняшний день вид двигателя, способный работать в безвоздушном (космическом) пространстве. Благодаря ракетным технологиям, Юрий Гагарин смог совершить свой знаменитый полет, а Нил Армстронг первым ступил на Луну. Актуальность данной темы неоспорима в связи с ее огромным общественным и научным значением в сфере астрономии и практического освоения космоса. Цель моего реферата - изучить физическую и историческую составляющую знания о ракетах, двигателях прямой реакции (ракетных двигателях) и о реактивном движении и узнать возможные варианты развития ракетных двигателей. При выполнении работы были решены следующие задачи:
1) Изучение устройства ракетного двигателя и понять принцип его работы.
2) Описание истории развития ракетостроения.
3) Составление прогноза развития ракет в будущем.
В процессе работы будут использованы труды К. Э. Циолковского (основоположника российской космонавтики), Н.А. Рынина («Ракеты и двигатели прямой реакции»), В.П.Глушко («Ракета и космонавтика»). Также будут использованы статьи из различных научных журналов («Успехи физических наук») и статьи из Интернета.
Вся работа разбита на 4 главы. Первая глава посвящена описанию ракет. Как они работают, на каком принципе основано их движение, как вычисляется их скорость - ответы на эти вопросы будут даны первой главе.
Во второй главе речь пойдет о ракетных двигателях, в частности о двух основных типов - жидкостного и твердотопливного. Здесь даны основные понятия, определения, описание устройств каждого из двух видов двигателя.
Истории ракетостроения посвящена третья глава, в ней можно узнать, где были первые ракеты, как они выглядели, как были устроены, их особенности.
В четвертой же главе написано, какие ракеты, возможно, будут в недалеком будущем, на каких принципах они основываются, что будет служить топливом и возможно ли их применение при сегодняшнем уровне технического развития стран мира.
Глава 1. Общее представление о ракетах
Ракета - летательный аппарат, движущийся вследствие отбрасывания высокоскоростных горячих газов, создаваемых реактивным двигателем См. главу 2, стр. 8. Обычно энергия для движения ракеты получается при сгорании двух или более химических компонентов (горючее + окислитель, что и является ракетным топливом) или при разложении одного высокоэнергетического химического вещества. Большинство ракет относятся к одному из двух типов - твердотопливному или жидкостному. Эти термины относятся к тому, в каком виде хранится топливо, прежде чем оно сгорит в камере ракетного двигателя. Вся ракета состоит из двигательной установки (двигателя и топливного отсека), систем управления и наведения, полезной нагрузки и некоторых вспомогательных систем.
Так как ракета несет на себе все необходимые продукты для реакции, в результате которой получается реактивная струя газа, она является единственным эффективным средством транспортировки грузов в вакууме космического пространства и одним из наиболее эффективных средств доставки боевого заряда в военных действиях. Ни один из существующих типов ракет не является универсальным. Каждый тип имеет свои достоинства и недостатки, и выбор той или другой ракеты производится с учетом многих критериев, включающих стоимость, экономичность, сложность конструкции, надежность и долговечность. Твердотопливные ракеты широко используются для военных задач благодаря малому времени их подготовки к запуску, простоте и возможности длительного хранения. Жидкостные ракеты предпочтительнее для космических полетов из-за их большей экономичности и возможности регулирования тяги.
1.1 Знакомство с ракетой
Ракеты могут быть большими и сложными летательными аппаратами, как, например, те, которые доставили на околоземную орбиту космонавта Ю. Гагарина и его последователей. Они могут быть также миниатюрными, как, например, те, что используются для фейерверков на народных празднествах.
Все ракеты, как самые малые промышленного производства или сконструированные любителями, так и большие, изготовление которых связано с большими затратами сил и средств, имеют одну общую черту -- они основаны на принципе реактивного движения.
Простейшая модель ракеты, работающая на твердом топливе, состоит из следующих основных частей: головной части, корпуса, двигателя и стабилизаторов. Двигателем в модели может служить картонная трубка (внутри которой находится топливо) с соплом и воспламенителем.
Основными геометрическими параметрами ракеты являются ее полная длина и калибр (или диаметр максимального поперечного сечения), а также отношение длины к диаметру, называемое удлинением.
Каждый элемент ракеты имеет свое назначение. В головной части можно поместить приборы и различные вспомогательные приспособления (например, парашют); кроме того, правильно спроектированная форма головной части уменьшает сопротивление движению ракеты в воздухе. В цилиндрическом корпусе ракеты размещают двигатель с топливом; стабилизаторы придают устойчивость ракете во время ее полета, благодаря чему она летит как хорошая стрела, выпущенная из лука. Топливо сгорает в двигателе, а газообразные продукты сгорания, истекая с большой скоростью из сопла, создают силу тяги, под действием которой ракета движется.
Если ракета оборудована одной двигательной установкой, то она называется одноступенчатой, в отличие от ракет, состоящих из нескольких ступеней с поочередно включаемыми двигателями или двигательными установками. Первая ступень обычно самая большая; на ней последовательно устанавливаются соответственно меньшие вторая, третья (а иногда и четвертая) ступени. Многоступенчатая ракета (точнее ее последняя ступень) может достигнуть значительно большей высоты, чем одноступенчатая ракета. В момент старта работает двигатель (или двигатели) только первой ступени, после окончания работы первая ступень отделяется и начинает работать двигатель второй ступени, а затем и третьей. Это относится как к большим ракетам, выводящим на околоземную орбиту космические корабли или искусственные спутники, так и к малым.
1.2 Расчеты силы тяги, скорости
Удельный импульс -- характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом) топлива. Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют так же эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения.
Тяга и удельный импульс тяги. Тяга двигателя F равна произведению давления, создаваемого выхлопными газами, на площадь выходного сечения сопла, за вычетом силы давления окружающей среды на ту же площадь. Эффективность двигателя оценивается его удельным импульсом Isp, который имеет несколько различных единиц измерения. Одна из единиц представляет собой тягу, деленную на полный секундный расход топлива (w), т.е. Isp = F/w. Другая есть эффективная скорость истечения C, деленная на ускорение силы тяжести g, в этом случае Isp = C/g. Удельный импульс обычно выражают в секундах (в системе СИ Isp измеряется в НЧс/кг или м/с), и в этом случае его величина равна числу килограммов тяги, получаемой при сгорании одного килограмма топлива. Величина Isp зависит от ряда факторов, главным образом от энергии, выделяемой при сгорании топлива, и эффективности использования этой энергии в двигателе (например, короткое коническое сопло в вакууме будет менее эффективно, чем длинное и тщательно спрофилированное).
Относительная начальная масса и характеристическая скорость ракеты. Эти величины являются основными характеристиками ракеты как летательного аппарата. Относительная начальная масса представляет собой отношение начальной массы ракеты W к ее конечной массе после выгорания топлива w. Величина Isp зависит от конструктивного совершенства ракеты и эффективности ее двигателя; эти параметры определяют конечную скорость, которую развивает ракета. Характеристическая конечная скорость ракеты определяется по формуле Циолковского.
Формулы Циолковского http://ru.wikipedia.org/wiki/Формула_Циолковского. Состояние 17.05.10. Формула Циолковского определяет скорость, которую развивает летательный аппарат под воздействием тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии всех других сил. Эта скорость называется характеристической.
,
где:
V -- конечная (после выработки всего топлива) скорость летательного аппарата;
I -- удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива);
M1 -- начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата + топливо);
M2 -- конечная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция).
Эта формула была выведена К.Э. Циолковским в рукописи «Ракета» 10 мая 1897 года.
Для многоступенчатой ракеты конечная скорость рассчитывается как сумма скоростей, полученных по формуле Циолковского отдельно для каждой ступени, причем при расчёте характеристической скорости каждой ступени к её начальной и конечной массе добавляется суммарная начальная масса всех последующих ступеней:
где:
M1i -- масса заправленной i-ой ступени ракеты;
M2i -- масса i-ой ступени без топлива;
Ii -- удельный импульс двигателя i-ой ступени;
M0 -- масса полезной нагрузки;
N -- число ступеней ракеты.
Однако характеристическая скорость ракеты на деле оказывается гораздо меньше фактической. Это объясняется различными потерями скорости. Таких потерь может быть три:
1) гравитационные потери;
2) аэродинамические потери;
3) потери на управление.
Гравитационные потери возникают из-за того, что ракета, стартуя вертикально, не только разгоняется, но и набирает высоту, преодолевая тяготение Земли, и на это также расходуется топливо. Величина этих потерь вычисляется по формуле:
где g(t) и г(t) - местное ускорение гравитации и угол между вектором силы тяги двигателя и местным вектором гравитации, соответственно, являющиеся функциями времени по программе полёта. Наибольшая часть этих потерь приходится на участок полёта первой ступени, что объясняется тем, что на этом участке траектория отклоняется от вертикали в меньшей степени, чем на участках последующих ступеней.
Аэродинамические потери вызваны сопротивлением воздушной среды при движениии ракеты в ней и рассчитываются по формуле:
где A(t) - сила лобового аэродинамического сопротивления, а m(t) - текущая масса ракеты. Основные потери от сопротивления воздуха также приходятся на участок работы 1-ой ступени ракеты, так как этот участок проходит в нижних, наиболее плотных слоях атмосферы.
Корабль должен быть выведен на орбиту со строго определёнными параметрами, для этого система управления на активном участке полёта разворачивает ракету по определённой программе, при этом направление тяги двигателя отклоняется от текущего направления движения ракеты, а это влечёт за собой потери скорости на управление, которые рассчитываются по формуле:
где F(t) - текущая сила тяги двигателя, m(t) - текущая масса ракеты, а б(t) - угол между векторами тяги и скорости ракеты. Наибольшая часть потерь на управление ракеты Сатурн V приходится на участок полёта 2-ой ступени, поскольку именно на этом участке происходит переход от вертикального полёта в горизонтальный, и вектор тяги двигателя в наибольшей степени отклоняется по направлению от вектора скорости ракеты.
Глава 2. Ракетные двигатели
По третьему закону механики, тела действуют друг на друга с силами, равными по модулю и противоположными по направлению. В ракетном двигателе этот закон, открытый гениальным ученым Исааком Ньютоном, реализуется очень просто: выбрасываются газообразные продукты сгорания назад, чтобы получить движение ракеты вперед.