Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 16. 17 april 1956 - Raketprojektiler med extrema prestanda, av Einar Viberg
<< 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.
368
TEKNISK TIDSKRIFT
Fig. 3. Ungefärlig räckvidd
hos "interkontinentala
bal-listiska missiler" (IBM) som
funktion av deras
sluthastighet, då motorn slocknat.
förbränningen strömmar ut med en hastighet
som är högre ju högre trycket och temperaturen
i brännkammaren är.
Om arbetsmediet får utföra en fullständig
expansion till vakuum erhålles en dragkraft
F =
c q
(2)
där q är massflödet (massa per tidsenhet)
genom utströmningsmunstycket och c är den
specifika impulsen.
I MKS-enheter är specifika impulsen helt enkelt
lika med arbetsmediets maximala
utströmningshastighet. I en verklig raketmotor erhålles
givetvis lägre dragkraft än vad ekv. (2) anger, dels
därför att expansionen oftast är ofullständig och
dels därför att förluster uppstår genom friktion,
värmestrålning, värmeledning, dissociation av
arbetsmediet m.fl. orsaker.
Av ekv. (2) framgår att
utströmningshastig-heten hos arbetsmediet bör hållas så hög som
möjligt. Detta är detsamma som att hålla hög
temperatur i brännkammaren. Att teoretiskt
bestämma det exakta sambandet mellan
bränn-kammartemperatur och utströmningshastighet
är svårt2-3, då energin hos en gas vid de höga
temperaturer det här är fråga om till stor del
uppträder i komplicerade former t.ex.
joniserade. Förutom av temperaturen beror dock
ut-strömningshastigheten avtryckförhållandetp0/p,
av gasens molekylarvikt M och av förhållandet
cp/cv, där cp och cv betecknar gasens specifika
värme vid konstant tryck och konstant volym,
fig. 4. Då man för att underlätta materialval i
brännkammaren, kylning m.m. ej kan tillåta för
höga temperaturer, inses att det är lämpligt att
eftersträva låg molekylarvikt hos
förbränningsgaserna. Även värdet cp/cv bör vara lågt. Som
jämförelse har i fig. 5 inlagts några samhörande
värden på brännkammartemperatur och
utströmningshastighet hos några specificerade
kemiska reaktioner. Värdena för alkohol eller
bensin pius flytande syre är de mest realistiska. För
det lättare bränslet molekylärt väte erhålles
visserligen avsevärt högre hastigheter för samma
temperatur, men dess specifika vikt är så låg
att utrymmeskraven för bränsletankarna blir
besvärliga. Ett ungefärligt maximivärde på
acceptabla brännkammarteinperaturer är för
närvarande ca 3 000°K, vilket ungefärligen bestämmer
de hastigheter som kan nås3-5. Med nya material
och förbättrade kylmetoder ser man dock
möjligheter att så småningom öka
maximitemperaturerna till ca 5 000°K.
Den karakteristiska hastigheten
Då det inledningsvis anförda problemet att
beräkna en raketprojektils verkliga sluthastighet
är synnerligen komplicerat brukar man för att
enklare kunna göra jämförelser mellan olika
raketprojekt i stället definiera en projektils
prestanda med den karakteristiska hastigheten
vk, varmed avses den sluthastighet som raketen
erhåller om den avfyras i ett gravitationsfritt och
lufttomt rum. Denna hastighet kan beräknas ur
sambandet
VK = c log
Wo
Wi
(3)
där c är arbetsmediets utströmningshastighet,
W0 är raketens startvikt och Wi är dess tomvikt.
Då utströmningshastigheten troligen alltid
kommer att vara mer eller mindre begränsad
återstår för att öka den karakteristiska hastigheten
endast att öka kvoten W0/Wi. En analys av
sammansättningen av denna kvot, vanligen kallad
"massförhållandet"6, är därför av intresse.
Fig. 4. Samband mellan brännkammartemperatur och
maximal utströmningshastighet hos raketmotorer med
olika molekylarvikt M hos arbetsmediet. T ryck förhållandet
p0lp = 00 och cp!cv = 1,2.
Fig. 5. Brännkammartemperaturer och
utströmningshastig-heter för några kända kemiska reaktioner; O värden enligt
Nebbio*, p0/& = 20, A värden enligt Neat’, pjp = 50, □
tyska raketen V2, 1 bensin + Of, 2 alkohol + 02, 3 H,Ot +
CtHt, 4 H, + Ot, 5 Hi + F„–-teoretisk kurva gällande
för M= 25, po/p = .50, cp/cv = 1,2, jfr fig. 4.
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
