Почему ракетные двигатели развивают большую тягу, чем авиационные реактивные двигатели?

Я не могу найти причину, по которой ракеты могут производить такую ​​большую тягу по сравнению с турбореактивными двигателями.

Я знаю, что ракеты несут собственный запас кислорода, поскольку в космосе и в верхних слоях атмосферы кислорода нет. И что верхние ступени используют водород для большей дальности полета.

Но учитывая, что РП-1 это керосин в основном. Высокоочищенная форма керосина, которая используется в реактивных самолетах, но тем не менее это керосин. Есть ли что-то еще, что придает первой ступени ракеты невероятную тягу, или все дело в топливе РП-1?

Вы не получите много часов работы от реактивного двигателя, развивающего тягу, сравнимую с тягой средней ракеты с космическим обтекателем, и даже если бы вы могли, большинству пассажиров было бы неудобно сидеть на таком топливе, которое могло бы производить его.
Да, но как получается, что он может выжать такую ​​большую тягу, хотя и на короткое время? это топливо или что-то другое?
Ну, это всего понемногу - я не думаю, что на это есть один ответ. Я имею в виду, что, кроме того, что оба они полагаются на выброс газов для создания тяги, ваш средний ракетный двигатель на самом деле не имеет ничего общего с вашим средним коммерческим реактивным двигателем. Разные принципы работы, разные варианты использования, разный дизайн и т. д. Вы также можете спросить, почему Боинг-747 не может полететь в космос, на мой взгляд?
Помогает ли это тому, что топливо горит с окислителем LOx вместо воздуха, где кислород составляет всего 21%?
@ F.Sherrif, это помогает только с той точки зрения, что ракета может работать в среде без достаточного количества кислорода и что соотношение топлива и окислителя можно оптимизировать для всего горения. Ваш вопрос можно было бы улучшить, заявив, что вы знаете о ракетных двигателях, чтобы можно было сузить рамки от написания целой статьи о том, как работают ракеты.
«По мере того, как они толкают «Шаттл» к орбите, двигатели потребляют жидкое топливо со скоростью, которая может осушить средний семейный бассейн менее чем за 25 секунд, генерируя более 37 миллионов лошадиных сил». ( источник ). Эта масса выбрасывается для обеспечения тяги (в дополнение к тяге ускорителей). Обратите внимание, что удельный импульс SSME намного ниже, чем у ТРДД, что означает, что они менее эффективны.
Сравните размер топливного бака (LH2) шаттла «Буран» ( источник ) с самолетом и представьте, что это только для 10-минутного полета. Расход топлива объясняет, почему тяга такая высокая, а двигатели менее экономичные. Для обеспечения такой скорости используются очень эффективные турбонасосы .
Наоборот: первые ступени ракет необходимы для вертикального разгона очень больших запасов топлива , до гораздо более высоких скоростей, чем у самолетов. Поэтому они должны производить очень большое количество энергии и построены соответствующим образом.
Ракетное топливо находится под очень высоким давлением, что позволяет потреблять его гораздо быстрее — реактивные двигатели используют пропеллеры для создания давления на впуске, но существует предел того, сколько фактически может быть произведено из-за его вращательной природы, в то время как ракеты не имеют этого ограничения. Также, как упомянул Ф. Шерриф, они сжигают гораздо более чистое топливо.

Ответы (7)

Во-первых, смотрите не только на двигатель, но и на всю силовую установку. Сюда входят резервуары, трубопроводы, органы управления, насосы и сам двигатель. Теперь ракета выглядит куда менее выигрышно, особенно если подобрать баки на равное время работы.

Ракете не нужны никакие части, находящиеся перед камерой сгорания струи, а также не нужна турбина. Кроме того, поскольку он рассчитан только на полную тягу, ему не требуется регулируемое сопло. Пожалуйста, посмотрите ниже на установку двигателя типичного авиалайнера (я пытался, но не смог найти подходящее сечение турбореактивного двигателя плюс воздухозаборник):

Чертеж реактивного двигателя и гондолы в разрезе

Чертеж реактивного двигателя и гондолы в разрезе ( источник изображения ). Как правильно заметил @Talisker в комментариях, ярлыки «высокоскоростная струя» и «низкоскоростная струя» должны быть заменены местами, чтобы быть правильными.

Только часть, помеченная как «камера сгорания», и секция позади турбины на самом деле сопоставимы с ракетным двигателем — все остальное необходимо для кондиционирования и сжатия воздуха или приведения в действие турбомашины впереди. Ракета может позволить себе роскошь подачи топлива и окислителя в нужном соотношении, условиях и под высоким давлением, а поскольку окислитель в основном представляет собой чистый жидкий кислород, турбонасосы для его сжатия могут быть намного меньше, чем турбомашины реактивного самолета. который работает со смесью газов 80% азота и 20% кислорода.

Спасибо, сэр. Но когда вы говорите, что топливо и окислитель смешиваются в правильном соотношении. Вы имеете в виду, что можно добавить больше кислорода для извлечения большей тяги, чем турбореактивный двигатель должен был бы обходиться кислородом в сжатом воздухе.
@RoryAlsop, на самом деле у турбореактивного двигателя будет гораздо лучшее соотношение кислорода и топлива. Большинство работает с большим количеством избыточного кислорода для достижения хорошего сгорания. Но поскольку вы не можете извлечь больше энергии из данного количества топлива, добавляя больше кислорода (выше стехиометрического соотношения), это не имеет значения!
@ F.Sherrif Rockets используют достаточно кислорода для нагрева смеси до температуры, прежде чем слишком много энергии будет потрачено на ионизацию, что приведет к более низкой плотности потока и, следовательно, к более высокому удельному импульсу. Самолеты предпочли бы иметь меньше кислорода, но им нужен массовый расход для тяги. Они ускоряют поток выхлопных газов гораздо меньше, чем ракета.
@F.Sherrif, вы не можете получить больше тяги из того же количества топлива, добавив больше кислорода. Однако, поскольку насос жидкого кислорода может обеспечить гораздо больше кислорода, чем воздушный компрессор сопоставимого размера, ракетный двигатель может быть построен так, чтобы сжигать гораздо больше топлива в единицу времени.
@JanHudec Это ключевой момент, который я упустил: насосы в ракетных двигателях питаются жидкостями, а не газами. Это позволяет сделать их намного меньше.
Большое спасибо Peter Kampf и Jan Hudec за ваши ответы :) Теперь я понимаю.
@PeterKämpf Просто из любопытства, скажем, в 3-4-часовом полете весь окисляющий O2 должен был находиться в криогенном резервуаре, насколько большим он должен быть?
@curious_cat: Только кислород, необходимый для сжигания топлива? Чтобы сжечь 1 кг керосина, нужно 15,6 кг воздуха или 3,59 кг кислорода. 2 . Его плотность в виде жидкости составляет 1,14 г/куб.см, поэтому он будет использовать в 2,65 раза больше объема топлива. Однако требуется криогенный резервуар с достаточной изоляцией. Для запуска обычных реактивных двигателей вам все равно потребуется много технологического газа. Таскать с собой тоже невозможно.
@curious_cat - я думаю, это был бы отличный дополнительный вопрос. У нас был вопрос о том, почему самолеты не несут собственный окислитель, и ответ всегда таков: для того, чтобы быть практичным, всегда требуется слишком много , но я не помню ответа, в котором указывалось бы, сколько это потребуется , независимо от того, практично это или нет.
@FreeMan: Готово! Смотрите здесь: Aviation.stackexchange.com/questions/23988/…
Побочный момент, но верно ли на диаграмме, которую вы использовали, чтобы основной поток был помечен как «низкоскоростная струя», а поток вентилятора был «высокоскоростным»? Я знаю, что большая часть тяги исходит от вентилятора из-за огромного массового расхода, но я думал, что настоящий реактивный выхлоп по-прежнему имеет более высокий удельный вклад в тягу.
@Talisker: Хорошо замечено! Конечно, этикетки неправильные и их нужно поменять местами. Сам не заметил!

Кажется, что все упустили из виду простой и очевидный ответ: скорость, с которой двигатель сжигает топливо. Чтобы взять конкретный пример, первая ступень Saturn V несла 205 400 галлонов / 770 000 литров керосина, который сгорел чуть менее чем за 3 минуты: https://www.space.com/18422-apollo-saturn-v- лунная-ракета-наса-infographic.html

Напротив, Boeing 747 перевозит примерно четверть этого объема (48 445 галлонов / 183 380 л) и сжигает его примерно за 12 часов.

Ракетный двигатель производит одинаковую тягу независимо от скорости, с которой он движется. Иными словами, тяга реактивного двигателя зависит от скорости и уменьшается с увеличением скорости из-за лобового сопротивления. Это в значительной степени бесполезно, если скорость двигателя приближается к скорости выхлопа. Точную формулу эффективности можно найти здесь :

η п знак равно 2 1 + в е в

В результате ракетный двигатель может производить значительно большую тягу, если скорость действительно высока.

Первая и наиболее важная причина заключается в том, что закачивается и сжигается больше топлива. Почему автомобильный аккумулятор имеет больше запаса энергии, чем аккумулятор AA? Потому что он разработан, чтобы быть больше, потому что это необходимо для требований дизайна. Но это не всегда так. Ртутно-редстоуновая ракета, которая несла Алана Шепарда, имела тягу 78 000 фунтов, в то время как Боинг 777 может иметь до 115 000 фунтов тяги на двигатель!

Так вы говорите, что турбовентиляторный двигатель и ракета аналогичных размеров могут иметь одинаковую мощность?
Вы ничего не сказали о пропорциях. Ваши вопросы плохо сформулированы. Это все равно, что сказать: «может ли лопата или экскаватор переместить больше грязи?» Ответ заключается в том, что это зависит от конкретной конструкции каждого... Обычно тяга газовой турбины не ограничивается количеством топлива, которое вы можете сбросить. внутрь.
Кажется точным ответом, больше массы выбрасывается с большей скоростью. Одной из трудностей является питание двигателя, поэтому сложность турбонасосов, которые должны поднимать давление жидкого топлива или окислителя с 2 бар до примерно 500 бар. Энергия, необходимая для прокачки топлива, огромна. См. этот вопрос на SE .

Ответ проще, чем другие упоминают здесь. Просто ракета работает при гораздо более высоких температурах, чем газовые турбины. Это приводит к большей тяге при более высоких температурах. Лопасти турбин в турбореактивных двигателях плавились бы при таких высоких температурах. Ракеты охлаждают внешнюю облицовку камеры сгорания ракеты. Это достигается за счет использования очень холодного жидкого водорода в трубах, окружающих горячую камеру сгорания. Более высокая температура в ракетах дает большую тягу.

Я не уверен, что понимаю, что вы имеете в виду. Температура может играть роль (хотя я понятия не имею, насколько), но я подозреваю, что это связано с выходной мощностью и давлением/расходом топлива в двигателях.
Это неправильно. Ну, это правда, что в ракетных двигателях температуры выше, но это незначительно по сравнению с просто количеством топлива, сжигаемого в секунду (о котором упоминалось в других ответах). Температура горения определяется химически для данной смеси; автомобильный двигатель, сжигающий (почти) стехиометрическую смесь, имеет температуру горения, сравнимую с ракетным двигателем; это просто не непрерывно. Или, другой пример, форсажная камера: обычно она имеет на 30-40% более высокую температуру, чем в основной камере, но утроит расход топлива (чтобы примерно удвоить тягу).
@dalearn Более высокая температура означает больше потенциальной энергии, означает более высокое давление, означает более высокую скорость выходящих газов.

Пара причин.

  1. Атмосферный воздух является относительно паршивым окислителем. Во-первых, это всего 20% кислорода, во-вторых, это газ, поэтому вам нужно перемещать его огромные объемы в камеру сгорания. В-третьих, доступное давление и объем зависят от режима полета.
  2. Реактивные двигатели имеют турбину после камеры сгорания. Это ограничивает температуру камеры, которую можно использовать (при условии, что вы можете обойти это, используя дожигатель).

Ракеты для орбитального запуска используют жидкий кислород, подаваемый турбонасосами с отдельным питанием, поэтому у них нет этих проблем.

Конечно, компромисс заключается в том, что ракеты сжигают много топлива и окислителя, поэтому они могут поддерживать высокую тягу только в течение относительно короткого времени. Для выхода на орбиту это то, что нужно, для полета на самолете лучше выбрать двигатель с худшей тяговооруженностью, но меньшим тягоудельным расходом топлива.

Тяга, создаваемая ракетой, может быть математически связана с количеством и удельной энергией топлива или топлива и временем горения. В отличие от тяги ТРД она не ограничивается массой воздуха, который может быть сжат и смешан с топливом за данное время, или концентрацией кислорода в атмосфере.

Почему ракетные двигатели развивают большую тягу, чем авиационные реактивные двигатели?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v