Ракетно-прямоточный двигатель

Размотка В 65 Н нитевидных материалов 49/(00-38) рулонов 16/(00-10)) Размягчение, использование G ()1 (при исследовании или анализе материалов N 25/(04-06) в термометрии К 11/(06-68)) Разряд электрический (для нагрева F1 05 В 7/00-7/22 в системах для исследования или анализа материалов G 01 N 21/67) Ракетно-прямоточные двигатели F 02 К 7/18 Ракетные [двигатели (F 02 К (9/00-9/97 комбинированные с воздушно-реактивными двигателями 9/78) топливо для них С 06 В 47/(02-12) сопла F 02 К 9/97 установ- [c.158]

Ракета имеет активную радиолокационную систему наведения и оснащена твердотопливным комбинированным ракетно-прямоточным двигателем. Она выполнена по нормальной аэродинамической схеме с крылом малого удлинения. По бокам корпуса расположено четыре воздухозаборника круглого сечения, закрываемых сбрасываемыми в полете заглушками конической формы. [c.401]

ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ [c.1]

В учебном пособии изложены термо-аэродинамические основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей (РПД) для беспилотных летательных аппаратов. Значительное внимание уделено комплексному проектированию РПД, включая инженерные методы расчета выходных характеристик, и выбору типа топлива, а также определению оптимальных характеристик летательного аппарата и систем автоматического регулирования. Предлагаемые методы расчета оптимальных параметров летательного аппарата, РПД и систем автоматического регулирования обеспечивают максимальную дальность полета. [c.2]

В последнее время среди специалистов, занимающихся проектированием беспилотных летательных аппаратов, возрастает интерес к ракетно-прямоточным двигателям (РПД), в которых сочетаются достоинства ракетных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей надежность работы первы,х и высокий единичный импульс вторых. Поэтому при подготовке конструкторов ракетных двигателей необходимо изучение особенностей проектирования и расчета РПД. [c.3]

Настоящая книга, являющаяся учебным пособием для студен-шв втузов, содержит основные сведения по ракетно-прямоточным двигателям для беспилотных летательных аппаратов, а также расчетные зависимости и типовые решения, используемые при их проектировании. Книга написана на основании журнальных статей и монографий, опубликованных в отечественной и зарубежной печати, а во просы перспективные и проблемные освещены целиком на основе зарубежных материалов. [c.3]

В гл. IV, написанной Г. Ю. Мазингом, рассмотрены жидкие и твердые топлива для ракетно-прямоточных двигателей, в том числе топлива с металлическими добавками. [c.4]

Обзор областей применения ракетно-прямоточных двигателей сделан в гл. IX М. И. Степановым. [c.4]

Из всех известных комбинированных двигателей наиболее перспективен с точки зрения применения в ракетной технике ракетно-прямоточный двигатель (РПД), представляющий собой гибрид прямоточного и ракетного двигателей [17]. [c.10]

ВНУТРЕННЯЯ БАЛЛИСТИКА ПЕРВОГО КОНТУРА РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.86]

ТОПЛИВА ДЛЯ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ [c.148]

РАСЧЕТ РАБОЧИХ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.167]

Рис. 5.5. Типичное распределение осевого статического давления в ракетно-прямоточном двигателе, работающем на жидком кислороде с бензином при л =1,56 п = 24,4

ОСНОВЫ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ [c.219]

Выражения для коэффициентов С для различных видов зависимостей Я У) и X(У) приведены в табл. 7.2. Через здесь обозначено значение массы летательного аппарата в момент включения ракетно-прямоточного двигателя. [c.236]

СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ [c.318]

В ракетно-прямоточных двигателях с нерегулируемыми входными сечениями с уменьшением скорости полета летательного аппарата до величины, меньше расчетной, углы наклона скачков в диффузоре становятся больше расчетных и скачки уплотнения переме-ш аются ко входу диффузора, а иногда и выходят из него. При этом часть потока воздуха направляется мимо входного отверстия двигателя. Расход воздуха уменьшается, увеличивая волновое сопротивление диффузора и уменьшая тягу двигателя. С увеличением скорости полета выше расчетной углы наклона скачков уплотнения делаются меньше расчетных, тогда скачки проникают внутрь диффузора и расход воздуха остается максимально возможным. [c.318]

Способы регулирования ракетных прямоточных двигателей зависят не только от типа применяемого топлива (твердое или жидкое), но и от назначения летательного аппарата. Рассмотрим возможные способы регулирования применительно к двум типам РПД. Для ракетных прямоточных двигателей, работающих на твердом топливе, с регулированием в двух сечениях — у диффузора и в критическом сечении первого контура. Если летательным аппаратом является зенитная управляемая ракета, для которой требуется обеспечить максимальную скорость разгона, то регулировать необходимо диффузор и критическое сечение таким образом, чтобы тяга была максимальной. Этому соответствуют максимальное значение коэффициента восстановления диффузора, отсутствие потерь на входе в диффузор и вполне определенное значение критического сечения сопла первого контура. Для избежания возникновения помпажного режима система автоматического регулирования дол- [c.320]

Система автоматического регулирования ракетно-прямоточного двигателя, работающего на твердом топливе, должна обеспечивать при различных режимах полетов летательного аппарата вполне определенное значение, близкое к ограничивать пом- [c.341]

Будем считать, что параметры ракетно-прямоточного двигателя и его регуляторов имеют следующие числовые значения [c.379]

Глава IX ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ [c.413]

Для определения места ракетно-прямоточного двигателя в ракетной технике кратко рассмотрим наиболее рациональные области применения различных типов ВРД по скорости и высотам полета. На рис. 9. 1 показаны примерные области применения различных типов ВРД [2]. [c.413]

Рис. 9.11. Эскиз космической ракеты с ракетно-прямоточным двигателем

РПД — ракетно-прямоточный двигатель [c.7]

Кроме рассмотренных выше двигательных установок на ЛА нашли применение гибридные, турборакетные, ракетно-прямоточные двигатели. [c.159]

По способу смещения с воздушным потоком и дожигания продуктов сгорания газогенератора различают схемы с эжекцией воздушного потока и без эжекции. В схеме с эжекцией (рис. 5.36, а) поток воздуха и продукты неполного сгорания перемешиваются в кольцевом канале, а процесс дожигания происходит в камере сгорания 3. В схеме без эжекции (рис. 5.36, б) смешивание воздуха с продуктами сгорания газогенератора и их дожигание происходит в одной камере сгорания. В зависимости от вида топлива различают ракетно-прямоточные двигатели [c.161]

Особенные усилия ученых направлены на создание атомных реактивных и ракетных двигателей. Существуют проекты по существу всех типов реактивных двигателей— и прямоточный, и турбокомпрессорный, и турбовинтовой, — в которых нагрев воздуха осуществляется за счет энергии расщепляющихся ядер урана. Имеются проекты и ракетных атомных двигателей, в которых инертное вещество, выбрасываемое в сопло, нагревается до высокой температуры. [c.185]

Разбавитель инертный 33, 34 Ракетно-прямоточный двигатель 130 Расходонапряженности распределение 161 [c.290]

Выбор корректирующих устройств и параметров систем автоматического регулирования РПД производится на основе частотных методов. При учете нелинейных характеристик агрегатов системы регулирования использован способ гармонической линеаризации, позволяющий определять области устойчивых состояний и автоколебаний в РПД Рассмотрены системы автоматического регулирования, обеспечивающие противо1помпажные режимы двигателя и препятствующие срыву потока на диффузоре. Методика проектирования сопровождается многочисленными примерами и расчетами. Приведены некоторые типовые схемы и конструктивные решения элементов ракетно-прямоточных двигателей и их систем автоматического регулирования. [c.2]

В гл. VII А. Л. Рейдель излагает основы баллистического проектирования летательных аппаратов с ракетно-прямоточными двигателями. Дается методика расчета и рассматриваются направления улучшения баллистических характеристик летательного аппарата на различных участках его траектории и при различных исходных данных. [c.4]

В гл. VIII Ю. И, Топчеев рассматривает системы автоматического регулирования ракетно-прямоточных двигателей, работающих на твердом и жидком топливе. [c.4]

Несколько упомянутых проектов РПД и весьма незначительное число опубликованных исследовательских работ ни в коей мере не исчерпывают всей проблемы развития одного из перспективных типов реактивных двигателей, каким является ракетно-прямоточный двигатель. Поэтому считают, что в области теории и конструкции РПД либо не решены совсем, либо решены частично такие частные проблемы, как влияние количества и размеров твердых частиц в продуктах сгорания ракетного контура на процессы смешения и горения образовавшейся топливо-воздушной смеси в камере дожигания и на рабочие характеристики двигателя разработка физической и математической модели процесса смешения продуктов неполного сгорания ракетного контура с эжектируемым воздухом теоретическая и конструктивная разработка механизма запуска двигателя определение пределов самовоспламенения топливо-воздушной смеси при различных условиях и режимах работы двигателя обоснование выбора топлива, обеспечивающего высокие тягоБо-экономические характеристики и устойчивую работу прямоточного контура в широком диапазоне полетных условий обоснование выбора длины камеры дожигания из условия обеспечения максимальной полноты сгорания. [c.16]

Рассмотрим разгон с помопхью ракетно-прямоточного двигателя. В этом случае [c.236]

Особенностью задачи баллистического проектирования летательного аппарата с РПД (или ПВРД) является наличие двухступенчатой двигательной установки, что приводит к необходимости исследования оптимального сочетания работы ступеней двигательной установки при разгоне. Эта задача сводится к определению оптимума скорости перехода с ракетного на ракетно-прямоточный двигатель из условия обеспечения максимального количества топлива для маршевого участка и решается с помощью методов исследования функции на максимум. [c.272]

Разрабатываются проекты установки на подобных ступенях и ракетно-прямоточных двигателей, в которых обога-ш енные горючим продукты сгорания ракетного двигателя будут вытекать в прямоточный двигатель, где произойдет дожигание газов с использованием атмосферного кислорода. Для облегчения засасывания атмосферного воздуха в этот двигатель предполагается установить на ракете специальное устройство — эжектор, в котором используется подсасываю-niee действие высокоскоростной реактивной струи, вытека-юш ей из ракетного двигателя. Подсасывание воздуха в реактивную струю может привести к увеличению удельного импульса даже при отсутствии сгорания за ракетным двигателем и только за счет увеличения тяги из-за роста массы газов в реактивной струе. [c.684]

Ракетно-прямоточные двигатели (РПД) представляют собой комбинацию ПВРД и ракетного двигателя на жидком или твердом топливе, называемого газогенератором. Существенный недостаток ПВРД — невозможность самостоятельного старта ЛА с таким двигателем и низкая эффективность при дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета из-за малой степени сжатия, что в РПД частично устраняется за счет работы ракетного двигателя. [c.161]

В чем состоит преимущество ракетно-прямоточного двигателя но сравнению с ПВРД [c.166]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...