Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 45. 9 november 1946 - Raketbränslen, av Per A Kylberg och L G Sundblad
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
16 november 1946
1117
Raketbränslen
Flygingenjör Per A Kylberg och teknolog L G Sundblad, Stockholm
Av nya bränslen som framkommit och använts
under sista världskriget äro måhända de som
möjliggjort ökad användning av raketdrift av
det största intresset ur såväl motorteknisk som
kemisk synpunkt. Av vad som hittills publicerats
i amerikanska, engelska och schweiziska
tidskrifter kan man sluta sig till att goda erfarenheter
vunnits samt att en avsevärd utveckling på detta
område kan väntas inom de närmaste åren
såsom resultat av den intensiva forskning som för
närvarande bedrives i olika länder. Då deras
största betydelse ännu ligger inom det militära
området äro många detaljer hemlighållna. Denna
artikel kan sålunda icke göra anspråk på att ge
en fullständig beskrivning av ifrågavarande
bränslen utan utgör snarare ett axplock ur vad
som hittills offentliggjorts.
Raketmotorns funktion
Det gäller för såväl raket- som
reaktionsmotorer att de skola omvandla bränslets kemiska
energi till kinetisk energi hos de gaser, som avgå
genom utströmningsmunstycket. 1
reaktionsmotorn utnyttjas luft från den omgivande
atmosfären för den energialstrande förbränningen, under
det att i raketmotorn ingen lufttillförsel från
omgivningen erfordras. I stället erhålles vid
denna det för förbränningen erforderliga syret
från speciella syrebärare, som vanligen förvaras
i särskild tank, eller erfordras ingen syrebärare,
beroende antingen på alt bränslet i sig själv
innehåller tillräckligt med syre för förbränningen
(t.ex. mononitrometan) eller på att den
energi-alstrande reaktionen icke utgör någon
förbränning i egentlig mening (t.ex. atomärt väte).
För att jämföra de olika flytande och fasta
bränslen, som kunna användas i raketdrift, är
det nödvändigt att vid bränslen, som fordra
syrebärare, hänföra deras värmevärde icke till
viktsenheten av bränslet enbart, utan till viktsenheten
av blandningen bränsle och syre eller annan
oxiderande beståndsdel.
Förhållandena i förbränningskammaren kunna
bestämmas om vi känna förbränningsvärmet
samt resp. värden på specifika värmet för de
gasformiga förbränningsprodukterna. Dessa värden
äro icke alltid tillförlitliga vid höga tryck och
temperaturer och fordra i många fall ytterligare
experimentella bestämningar.
DK 621.486
Dissociation hos de gasformiga
förbränningsprodukterna spelar emellertid en stor roll vid
bestämning av temperaturförhållandena i
förbränningskammaren. Det är icke lätt att bestämma
de verkliga villkoren för termokemisk jämvikt,
enär jämte de "ursprungliga" produkterna som
CO, COj, H20 även förekomma fria radikaler
såsom OH, CH etc., vilka härröra från
dissociation- och liknande reaktioner. Det är även
nödvändigt att ta hänsyn till dissociationen av
sådana gaser som 02, H2 etc.
Det torde i många fall även vara omöjligt att
uppnå termokemisk jämvikt och lika
energifördelning under partiklarnas korta uppehåll i
förbränningskammare och munstycke. På detta sätt
går en del av den värdefulla energin förlorad.
Studium av aktiverande och deaktiverande
processer, val av lämpliga katalysatorer och
undersökning av partiklarnas sammanstötning och
värmestrålning kunna ge värdefulla upplysningar
om möjligheterna för att dirigera termokemiska
processer i kammare och munstycke så att högsta
möjliga verkningsgrad uppnås.
I munstycket, där förhållandena variera från
sektion till sektion, måste dessa studeras steg för
steg. Fortsättningen av de termokemiska
proces-erna i munstycket påverkar de villkor, som
teoretiskt kunna uppställas för en adiabatisk
strömning av ideala gaser och eventuellt har en
ändring av dessa villkor återverkningar på de
termokemiska processerna.
Den allmänna formeln för dragkraften (P) hos
en raketmotor kau skrivas
Q
där Pf= dragkraften, kp,
r/j i= bränsleförbrukningen, kg/s,
q >l= förbrukningen av syre eller syrebärare,
kg/s,
u i= utströmningshastigheten genom
munstycket, relativt motorn, m/s,
F f= munstyckets area vid änden, cm2,
p i— gastrycket i sektion F, kp/cm2,
p0 <= atmosfärtrycket utanför motorn, kp/cm2,
g i= tyngdkraftens acceleration i= 9.81 m/s2.
Första termen på högra sidan representerar den
dragkraft, som direkt härrör sig från
energiomvandlingen i förbränningskammaren. Andra ter-
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
