Формула топлива

Ки Кг, , Ка — константы равновесия реакций диссоциации и ионизации р , Ре- — парциальные давления соответствующего компонента в продуктах сгорания (углекислого газа, окиси углерода и др., отрицательных ионов молекулярного кислорода, электронного газа) Ьс, н, Ьо, by и йк — число атомов соответствующего химического элемента в эквивалентной формуле топлива Мт — число молей топлива, из которого образуется число молей продуктов сгорания, равное общему давлению р — общее давление продуктов сгорания. [c.323]

ФОРМУЛА ТОПЛИВА И ВЕСОВОЕ СООТНОШЕНИЕ [c.145]

Формула топлива и весовое соотношение компонентов 147 [c.147]

Обозначив число грамм-атомов окислителя штрихом ( ), удельную формулу топлива можно записать в следующем виде [c.147]

Эквивалентная формула топлива имеет вид [c.160]

Формула топлива, 145—148 Форсунка с разбрызгивателем, 379 Форсунка центробежная, 377—378 Форсунка с предварительным смешением компонентов, 385 Форсунка со сталкивающимися струями, 379—383 [c.789]

В теплосиловых установках энергия топлива сначала превращается в тепловую путем его сжигания, а полученная теплота используется для выработки механической энергии. Поскольку горение — неравновесный процесс, он связан с потерей работоспособности тем большей, чем ниже температура Т получаемых продуктов сгорания. Действительно, из формулы (5.31) видно, что эксергия рабочего тела в потоке е возрастает с увеличением ht= p Ti, все более приближаясь по мере увеличения Гi к теплоте реакции. В современных паровых кот- [c.56]

Дело в том, что с увеличением Т з возрастает эксергия рабочего тела перед турбиной ез = Ср(Тз То)—Та зз — So) (см. формулу (5.31)], т. е. уменьшаются потери эксергии при сгорании, поскольку эксергия исходного топлива постоянна (равна теплоте его сгорания). Это и увеличивает КПД цикла. [c.61]

Теплоту сгорания газообразного топлива обычно относят к 1 м сухого газа (так называемая низшая теплота сгорания сухого газа Qf) в нормальных условиях и рассчитывают через теплоты сгорания составляющих его компонентов (кДж/м ), являющиеся коэффициентами в формуле (15.2), умноженными на 100 [c.123]

Механический недожог определяется содержанием Г (% по массе) горючих элементов в золе и шлаке, образующихся в результате сгорания топлива (оно находится путем выжигания проб золы и шлака). Принимая теплоту сгорания горючих равной 32,65 МДж/кг (почти как у чистого углерода), величину Q o, можно рассчитать по формуле, МДж/кг, [c.132]

Рассматривая выражение (18.9) совместно с (18.7), нетрудно получить формулу для расчета расхода топлива. В [c.158]

Но формуле (18.7) КПД котла подсчитывают по данным балансовых испытаний (прямой баланс), позволяющих точно измерить расход топлива в установившемся (стационарном) режиме работы. Поэтому испытанию котла должна предшествовать длительная его работа с постоянной нагрузкой, при которой и проводится испытание. Формула [c.158]

Формула (22.15) пригодна также для определения удельного расхода условного топлива, пошедшего на выработку электроэнергии на ТЭЦ. В этом случае она имеет вид [c.189]

Удельный расход условного топлива, затраченного на производство 1 кДж теплоты, выражается формулой [c.189]

Уменьшается, поскольку с увеличением содержания в топливе кислорода увеличивается доля связанных с ним (т. е. сгоревших ) горючих — углерода и водорода (см. также формулу Менделеева), [c.214]

Поскольку расход топлива на выработку тепловой энергии условно считают таким же, как и при выработке ее в котле, то КПД ТЭЦ по выработке тепловой энергии ti может быть приравнен к КПД котла т)к. Тогда формула (22.17) примет вид Ы = [c.218]

Строго этот результат справедлив в безвоздушном пространстве и вне поля сил. Из формулы (29) видно, что предельная скорость ракеты зависит 1) от ее начальной скорости V(, 2) от относительной скорости истечения (вылета) продуктов горения ы 3) от относительного запаса топлива M IM (число Циолковского). Очень интересен тот факт, что от режима работы ракетного двигателя, т. е. от того, насколько быстро или медленно сжигается все топливо, скорость ракеты в конце периода горения не зависит. [c.289]

Важное практическое значение, формулы Циолковского состоит в том, что она указывает возможные пути получения больших скоростей, необходимых для космических полетов. Этими путями являются увеличение и и Vo, причем путь увеличения и и Vo более эффективен. Увеличение и и М /М связано с видом топлива и конструкцией ракеты. Применяемые жидкие топлива позволяют [c.289]

При помощи формулы (52.8) К. Э. Циолковский составил таблицу наибольших скоростей ракеты в зависимости от запаса топлива и относительной скорости отброса. [c.144]

Если через обозначить массу корабля, а через /Ит массу топлива, то когда топливо будет все израсходовано, v определится по формуле [c.167]

Из (13) следует, что скорость г ,, ракеты в конце процесса сгорания топлива и длина z активного участка траектории ракеты определяются формулами [c.221]

Так как в воздухе содержится приблизительно 23,2% (пэ весу) кислорода, то теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания топлива определится по формуле [c.93]

Формула (4.1.1) определяет силу тяги в условиях воздействия на летательный аппарат неподвижной атмосферы. Однако наличие воздухозаборных и сопловых устройств, возникновение струй продуктов сгорания топлива изменяют картину обтекания летательного аппарата воздушным потоком. Это необходимо учитывать при определении аэродинамических характеристик, в частности следует принимать во внимание влияние скачка уплотнения, образующегося перед воздухозаборником, повышение давления на внешних поверхностях воздухозаборников и сопл, интерференцию между воздухозаборниками и крылом (или корпусом), а также воздействие струй на поток воздуха у поверхности летательного аппарата. При определенных условиях внешние возмущения на обтекающий воздушный поток могут распространяться внутрь сопла двигателя и изменять силу тяги (управляющее усилие). [c.301]

Далее, задаваясь рядом значений = rJr, что соответствует определенным величинам найдем с помощью (4.1.37), (4.1.36) вес топлива 0 , а по формулам (4.1.40), (4.1.41), (4.1.42) и (4.1.38) —вес сопла. [c.308]

Из формул (4.9.1)-ь(4.9.8) видно, что при заданных параметрах инжектируемого вещества kj, RJ, Тцр ро/). а также силе тяги и секундном весовом расходе топлива двигательной установки (Д и С ек) Для определения бокового управляющего усилия Ру достаточно знать либо коэффициент усиления Ку, либо приведенный единичный импульс Ф. [c.341]

При помощи паросиловой установки происходит преобразование теплоты (теплоты сгорания топлива и т. д.) в механическую работу, а затем в электрическую энергию. В настоящее время, когда серьезно ставятся вопросы экономии энергетических ресурсов, важно повышение термического КПД паросиловой установки. Его можно определить по формуле [c.4]

Определим скорость v, ракеты в момент выгорания всего топлива, обозначив массу корпуса через Л/к, а массу топлива через Мт. Тогда, подставив в предыдущее выражение Мо = Мк- Мт, Ы = Л/к, получим формулу Циолковского [c.183]

При сухом внутрипластовом горении (по) без дополнительной подачи топлива с поверхности в пласт (у = оо) формула (9.41) для определения предельной кратности нагнетания воздуха упрощается [c.131]

Сопла. Значительный интерес представляют процессы теплообмена в камерах горения и соплах ракетных двигателей. Тепловые потоки от продуктов горения к стенкам достигают значений порядка 1,2-10 2,4-10" Вт/м Теплота переносится к стенкам конвекцией и радиацией. Доля радиационного переноса достигает 20—30%, так как температура газов очень высока и часто превосходит 3000 К. В связи с резким изменением параметров газа по длине двигателя (например, давление меняется по длине камеры горения и сопла в десятки раз, при этом температура падает на несколько сот кельвинов) меняется химический состав продуктов горения, их физические константы, степень диссоциации. В этих условиях теоретическое определение теплоотдачи в ракетном двигателе затруднено, и поэтому в настоящее время решающее значение имеют экспериментальные исследования. При огромном многообразии размеров и формы двигателей, а также сортов топлива и окислителя невозможно, даже экспериментально, составить одну обобщенную формулу для определения коэффициента теплоотдачи. [c.247]

Рассмотрим, например, твердое топливо, содержащее 80% (по весу) перхлората аммония в качестве окислителя и 20% полиэфира С23Н28О4 в качестве горючего-связующего. Формула топлива, записанная для 1 моля окислителя, имеет вид [c.162]

Влажность топлива определяется по ГОСТ 11014—81 с изменени 1МИ от 01.02.87 г. высушиванием навески при 105—110 С. Максимальная влахность в рабочем состоянии W доходит до 50 % и более и определяет экономическою целесообразность использования динного горючего материала и возможность его сжигания, поскольку для превращения 1 кг воды, взятой при О °С, в пар комнатной температуры нужно в соответствии с формулой (4.64) затратить npi-мерно [c.119]

Коэффициент избытка воздуха ав в формуле (17.7) учитывает тот факт, что при ав>1 избыточная часть содержащегося в нем кислорода не окисляет горючее, а значит, и не дает теплоты. Значения W ч Wu связаны соотношением ш = = ш (273 +0/273. Топочные устройства для слоевого сжигания классифицируют в зависимости от способа подачи, перемещения и шуровки слоя топлива на колосниковой решетке. В немеханизированных топках, в которых все три операции осуществляют вручную, можно сжигать не более 300— 400 кг/ч угля. Наибольшее распространение в промышленности получили полностью механизированные слоевые топки с пневмомеханическими забрасывателями и цепной решеткой обратного хода (рис. 17.6). Их особенность — горение топлина па непрерывно [c.139]

Удельный расход условного топлива на единицу отпущенной энергии Ыт рассчитывается по этим же формулам, только вместо КПД брутто в знамератель следует подставлять соответствующий КПД нетто. [c.189]

Если в формулу (14) подсчавить значения величин, характеризующих конец горения, когда масса точки (ракеты) состоит только из массы несгоревшей части (массы приборов и корпуса ракеты) Л/,,, то, обозначая через т массу топлива, для скорости движения р, в конце горения имеем [c.556]

Обозначим массу корпуса ракеты со всем оборудованием через М , а всю массу топлива через М - Тогда, очевидно, Мо М +Мг, а масса ракеты, когда все топливо будет израсходовано, будет равна М . Подставляя эти значения в равенство (28), получим формулу Циолковского, определяющую скорость ракеты, когда все ее топливо будет израсходовано (скорость в конце так пл ишаемого активного участка) [c.289]

Условия внутри корпуса ракеты заведомо нестационарны хотя бы потому, что для ракеты /пр ч = 0, а /уход О и, следовательно, /,,р х 9 /уход- Однако в интервале времени, малом по сравнению с периодом сгорания всего топлива, можно считать условия внутри ракеты мало отличаюи имйся от стационарных (это утверждение называют гипотезой квазистационарности ). Приняв эту гипотезу, можно воспользоваться формулой (111). Для ракеты [c.119]

Для вычисления огтимальиого значения а запишем уравнение дН1да = 0, из которого находим а = оо. Это означает, что при мгновенном сжигании всего топлива ракета поднимется на высоту Ятах= (s )2/2g. Из формулы (4) V t = с — g/ас ) S следует, что чем больше реактивное ускорение ар = ас, тем меньше гравитационные потери скорости. В реальных условиях выбор оптимальной величины йр связан с учетом влияния перегрузок на состояние космонавтов и усложнения конструктивных элементов ракеты [60]. [c.126]

Из этой формулы следует, что при отсутствии внешних сил предельная скорость ракеты зависит от начальной скорости уо, относительной скорости истечения газов и и относительного запаса топлива MtIMk. Эта скорость не зависит от закона горения, т. е. от закона изменения массы. [c.183]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...