Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 17. 23 april 1949 - Rymdraketens uppvärmningsproblem, av sah - Reaktionsmotorns »slocknande» vid vissa höjder och varvtal, av Sten Langby
<< 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.
23 april 1919
319
011 visat sig uppgå till 20°, vilket under sommardagar skulle
ge en temperatur i förrarrummet av 75° — ett för föraren
icke ofarligt värde. Vid de högre Mach-tal, som ganska
snart blir aktuella för missiler av olika slag, kan
hastighetens inverkan på temperaturen medföra verkliga
svårigheter — vid Mach 3 skulle temperaturen bli närmare 500°
vid havsytan.
En sak att räkna med i sammanhanget är emellertid det
omgivande mediets temperatur, som i jordatmosfären
snabbt minskar med höjden (Tekn. T. 1947 s. 574) till
— 55° vid 10 000 m, och håller sig konstant vid detta värde
till 30 km höjd. Där, i ozonskiktet, ökar temperaturen igen
för att nå + 75° på omkring 50 km höjd. Detta värde
kvarstår till 65 km höjd, varefter temperaturen åter faller
till omkring —35° på 80 km höjd, då den i den
gas-tomma rymden åter stiger för att nå 100° på 120 km höjd,
den högsta för vilken beräkningar har gjorts. Det synes
som om temperaturen därefter ständigt skulle öka, upp
mot soltemperaturen.
Med ökad höjd minskar även luftens täthet avsevärt,
från 0,0013 g/cm3 vid havsnivå till 0.000017 på 30 km
höjd 0,00000035 på 60 km, 0,000000010 på 90 km och
0.0000000005 på 120 km höjd. På dessa höga höjder får
molekylernas fria väglängd stor betydelse; vid havsytan
är den 0,00009 mm och atmosfären kan därför betraktas
som en homogen massa, medan däremot på 150 km höjd
molekylerna ligger på mer än 10 m avstånd från varandra.
Dessa faktorer måste man ta hänsyn till, när man
beräknar den upphettning som en missil undergår vid höga
farter på höga höjder, varvid såväl luftfriktionen som
projektilens egen strålning måste tas i betraktande. Man
kan på teoretisk väg beräkna, att yttemperaturen hos en
projektil på 120 km höjd och vid Mach-talet 20 blir 170°,
eller 70° varmare än den omgivande luften. På 160 km
höjd faller yttemperaturen till —50° och blir 300°
kallare än den omgivande luften. Denna stora skillnad
betingas av den starka ökningen i molekylernas fria
medelväglängd och av projektilens egen strålning. Missilens rätta
läge i banan har också betydelse — vid en snedställning
av endast 5° ökas yttemperaturen till 390°, vilket är 1403
varmare än den omgivande luften. Vid högre höjder
fortsätter yttemperaturen alt falla, för att nå -— 240° på 300
km höjd. Dessa värden gäller flygning under natten. Vid
flygning under dagen blir förhållandena hell ändrade av
solstrålningen. På 300 km höjd blir sålunda
yttemperaturen + 370° istället för, som ovan sagts, —240°.
Dessa värden visar att missilerna är utsatta för betydligt
lägre temperaturer i övre stratosfären och jonosfären än
i den lägre stratosfären, där friktionsvärmen har visat sig
vara tillräcklig för att smälta stridskonen hos V-2
projektiler. Detla gäller dock endast flygning under natten -—
under dagen ökar solstrålningen temperaturen till ur
konstruktiv synpunkt farliga värden. Eftersom de
aerodynamiska problemen helt förlorar i betydelse vid höga
höjder, där det inte finns någon atmosfär, kan projektilens
form bestämmas belt på basis av de termodynamiska
kraven. Flygkroppen bör ur denna synpunkt ha så stora
ylor i negativ vinkel som möjligt, vilket nås genom att
förlägga den största sektionen långt fram, ined sakta
avtagande tvärsnitt akler lit; vidare krävs mycket god
värmeöverföring mellan missilens olika delar, så att akterdelen
genom sin lägre temperatur kan utstråla så mycket som
möjligt av den värme som absorberas av fören. Ytskiktcls
utstrålningsförmåga måste göras så hög som möjligt, vilket
öppnar nya fält för den metallurgiska och konstruktiva
forskningen (R McLarkEN i Aviat. Week 11 okt. 1948). sah
lieaktionsniotorns "slocknande" vi<l vissa höjder och
varvtal. Man har i USA gjort en reaktionsmotorteknisk
utredning av mycket stort intresse. Den ger förklaring
på det hittills något mystiska fenomenet, att
reaktions-motorer under flygning på högre höjder inte kan
underhålla en förbränning i brännkamrarna under alla till synes
normala driftförhållanden.
Fig. 1. För en
reaktionsmotor oanvändbart höjd-varvtalsområde med risk för
’utblåsning" i
bränn-kamrarna.
När det reaktionsdrivna flygplanet Lockheed P-80
"Shoot-ing Star" kommit i tjänst på flygförbanden inträffade
snart ett antal dylika motorstopp. Det misstänktes först,
att störningarna inträffade över någon för flygplanet
särskilt kritisk höjd. Rapporter angav emellertid, att motorer
slocknade på höjder långt under flygplanets toppliöjd. Det
framkom vidare, att missödena icke inträffade vid
över-varv utan även vid rätt låga varvtal på motorn. Därmed
stod klart, att enbart höjden resp varvtalet icke kunde
ha denna inverkan. Man antog då, att det fanns vissa för
förbränningsförloppet i reaktionsmotorn kritiska
kombinationer av höjd och varvtal. En sammanställning av
uppgifter om höjd och varvtal vid de tillfällen, då motorer
slocknat under flygning, gav underlag till diagrammet,
lig. 1. Detla bestyrkte det sist gjorda antagandet. Vid de
kombinationer av höjd och varvtal, som representeras av
ytan under kurvan i diagrammet, kan motorn arbeta
normalt, medan ytan över kurvan representerar ett
driftområde, där störningar inträffa. Della innebär, som synes,
stora inskränkningar i flygplanens möjligheter att operera
på högre höjder. Sålunda slocknar motorn, om den arbetar
med 10 000 r/m, och flygplanet stiger till omkring 5 000 m.
Minskas varvtalet till 4 000 r/m, kan flygplanet nå 7 500 m,
och det kan uppnå topphöjden, om varvtalet ökas till
16 000 r/m.
Vad beror nu detta på? Den frågan ställdes till NACA:s
laboratorium för flygmotorteknisk forskning med uppdrag
att göra en grundlig utredning. Resultatet av denna
åskådliggöres av fig. 2. Förbränningsförloppet i en
reaktionsmotors brännkammare påverkas av fyra huvudfaktorer.
Dessa är: statiskt tryck, temperatur och hastighet på den
i brännkammaren inkommande luften samt förhållandet
bränsle—luft. Om någon av dessa fyra faklorer ändras,
medan de övriga Ire hålles i stort sett konstanta, har
detta en viss inverkan på den i brännkammaren uppnåeliga
temperaturstegringen. Denna beror på den mängd värme,
som bränslets förbränning tillför luften, innan denna
avlämnas till turbinen. En ökning av inloppsluftens Iryck
eller temperatur ökar temperaturstegringen i brännkani-
Inlcpps- Inlopps-
Fig. 2. Den i en brännkammare inkommande luftens
statiska tryck, temperatur och hastighet samt den vid
förbränningen erhållna och den för reaktionsmotorns
funktionerande erforderliga temperaturstegringen i luften
genom brännkammaren som funktion av motorns varvtal.
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
