РДТТ космические

Ряд исследователей пытались ввести автономный удельный импульс ТЗП и выгораемых нетопливных материалов, определяя его по потерям удельного импульса РДТТ. Однако полученные ими значения этой характеристики колеблются в широких пределах от 50 до 200 с, изменяясь в зависимости от кислородного баланса топлива [19, 35]. Так, например, для одного из образцов РДТТ космического аппарата на топливе с /у = 290 с при уносе ТЗП, составляющем 0,5—1,5% от массы топлива, автономный удельный [c.162]

С изменением Т от —50 до +50° С произведение НТу изменится на 3,5—4,5%. Для смесевых топлив с более высокой температурой горения относительное изменение НТу с температурой будет ниже. По экспериментальным данным, полученным для РДТТ космического аппарата [35], это изменение составит около 2%. Следовательно, зависимость силы топлива ЯТ от начальной температуры заряда относительно слабая. По аналогии с зависимостью (10.1) мы можем записать [c.169]

Специфические особенности РДТТ обусловливают их применение на ракетах, начиная с малых реактивных снарядов (типа Катюша ) и кончая космическими ракетами, а также в качестве стартовых ускорителей для обеспечения укороченного взлета самолетов. [c.218]

Не утомляя читателя наукообразностью и в то же время не упрощая реальных физических и технических проблем, автор последовательно анализирует физико-химические и механические характеристики топлив, процессы в камере сгорания и сопле на режимах запуска, установившейся работы и выключения, рассматривает проблемы неустойчивости горения, охлаждения и управления вектором тяги, описывает современные и перспективные схемы и конструкции ЖРД и РДТТ с учетом технологических аспектов их изготовления и иллюстрирует изложение примерами применения ракетных двигателей на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. В тех случаях, когда это возможно, автор рассматривает жидкостные и твердотопливные двигатели совместно, что нетипично для отечественной научной и учебной литературы, но весьма желательно для расширения кругозора и улучшения взаимопонимания между специалистами по ЖРД и РДТТ. [c.7]

В гл. 10 рассмотрены вопросы регулирования модуля н вектора тяги как для РДТТ, так и для ЖРД. Заключительная часть книги (гл. 11 и 12) посвящена применению ЖРД и РДТТ для осуществления космических полетов и содержит анализ ряда космических программ. Рассматриваются, в частности, двигательные установки ракеты-носителя Ариан и воздушно-космического самолета (ВКС) Спейс Шаттл , двигатели межорби-тальных транспортных аппаратов и вспомогательные двигательные установки космических орбитальных станций, обсуждаются достижения Японии в области ракетного двигателестроения. [c.14]

Интересно рассмотреть возможности применения РДТТ в ракетах-носителях и космических аппаратах, к которым предъявляются требования высокой надежности и эффективности. Особенности таких летательных аппаратов в отличие от боёвтйх ракет, как правило, достаточно хорошо освещены в открытий литературе, и на их примере можно проиллюстрировать критерии, которыми руководствуются при применении различных типов ТРТ, материала корпуса двигателя, систем зажигания, устройств регулирования модуля и вектора тяги. [c.224]

Ниже описываются некоторые из этих двигателей, а именно ускорители ракеты-носителя Титан-П1 С , твердотопливный ускоритель воздушно-космической системы Спейс Шаттл , вспомогательный твердотопливный ускоритель ракеты-носителя Ариан 3 и ряд двигателей космических летательных аппаратов, предназначенных для перевода полезной нагрузки с низкой околоземной орбиты на геостационарную, в частности РДТТ межорбитальных буксиров (МБ). [c.224]

Высокая эффективность, продемонстрированная твердотопливными ускорителями ракеты-носителя Титан III , послужила основной причиной того, что NASA (после изучения преимуществ и недостатков твердотопливных ускорителей по сравнению с жидкостными) решило использовать 2 ТТУ диаметром 3,71 м, длиной 38,1 м, снаряженных 502 580 кг того же топлива на основе ПБАН и имеющих четырехсекционную конструкцию. Система Спейс Шаттл показана на рис. 137. Два РДТТ, запускаемые вместе с маршевыми двигателями космического летательного аппарата многоразового использования Спейс Шаттл , отделяются после сгорания (номинально через 122 с) на высоте около 50 км. К этому времени Спейс Шаттл находится приблизительно в 45 км от стартовой площадки и движется со скоростью 5150 км/ч. После отделения ускорителей открывается группа парашютов — сначала вытяжной, затем стабилизирующий и, наконец, основная связка, уменьшающая вертикальную составляющую скорости ускорителя к моменту его соударения с водой приблизительно до 96 км/ч. Траектория отработавшего ускорителя показана на рис. 138. После ремонтно-восстановительных работ корпус ускорителя транспортируют обратно в космический центр, заливают новым зарядом ТРТ и подготавливают к повторному запуску. Металли- [c.227]

Фирма Ролер (США) разработала и изготовила фирме Тиоколь (США) транспортное устройство на АСО для перемещения и стыковки секций реактивного двигателя с твердым топливом (РДТТ). Предпосылкой для такой разработки явилась необходимость изготовления большой партии таких двигателей значительной массы и больших размеров. РДТТ, предназначенный к установке на космический корабль, состоит из четырех секций каждая длиной 9,5 м, диаметром 3,66 м и массой 136 т. [c.18]

РДТТ небольшой тяги находят применение в качестве тормозных двигателей космических аппаратов. Необычные РДТТ весьма малой тяги используются в системах ориентации и стабилизации. Их топливо не сгорает, а представляет собой легко возгоняющееся (сублимирующееся) под действием электрического импульса твердое вещество (микроракетные сублимационные двигатели) [1.8]. [c.38]

На рис. 62 указаны габариты Шатла в целом, а на рис. 63 размеры орбитальной ступени (по данным на февраль 1976 г.). Как видим, устройство этой ракетно-космической системы довольно необычно. Маршевые ЖРД второй ступени питаются топливом из огромного внешнего топливного бака (диаметр 8,4 м), напоминающего ракету. Он содержит отсек с кислородом (впереди) и отсек с водородом Стартовые массы всего МТКК (без полезной нагрузки) 2020 т, разгонной ступени (двух РДТТ) — 1160 т внешнего бака — 736 т (в том числе 708 т топлива) орбитальной (крылатой) ступени — 114 т (сухая масса—68 т). [c.181]

ЖРД, РДТТ и КРД имеют близкие характеристики и могут с успехом применяться как на ракетах больших дальностей, так и на космических аппаратах. ВРД имеют суш ественно другие характеристики, чем остальные ХРД кроме того, они не могут использоваться на космических аппаратах из-за отсутствия в космическом пространстве воздуха. [c.509]

РДТТ будут и в будущем конкурировать с ЖРД, особенно в области малых и средних дальностей полета. Но так как удельная сила тяги, развиваемая РДТТ, все же при прочих равных условиях меньше удельной силы тяги, развиваемой ЖРД, то они не могут успешно применяться для вывода на орбиту космических аппаратов. Здесь приоритет принадлежит ракете с ЖРД. Однако РДТТ могут применяться и в качестве вспомогательных двигателей на ракетах с ЖРД (твердотопливные ускорители). [c.519]

РДТТ - ракетный двигатель твердотопливный РКА - Российское космическое агентство РКК Бурана - ракетно-космический комплекс Буран [c.212]

К таким задачам, в частности, относится изменение тяги двигателя ракеты или космического аппарата с целью получения оптимальных характеристик их полета. Как известно, в применении к ЖРД такое регулирование освоено и применяется довольно часто. Для двигателей твердого топлива — несмотря на то, что эти двигатели значительно проще по схеме, чем жидкостные, — регулирование величины тяги осуществляется со значительно большим трудом и применяется реже. Однако выигрыш в ряде важнейших характеристик ракет и космических аппаратов при введении регулирования их двигателей столь очевиден и заметен, что интерес к проблеме регулирования РДТТ не ослабевает, о чем свидетельствуют довольно многочисленные публикации в этой области. [c.297]

По результатам проведенных исследований в качестве наиболее эффективной двигательной установки для космического летательного аппарата предлагается эжекторный РПД [11], схема которого приведена на рис. 7 ( Введение ), с дополнительным впрыском топлива в камеру дожигания. В качесиве ракетного двигателя могут быть использованы как РДТТ или ЖРД, так и ядерный двигатель. [c.419]

Для РДТТ, так же как и для ЖРД, атмосферный кислород не нужен твердый заряд содержат в себе и окислитель и горючее. Например, в модельном двигателе часто применяют дымный порох в нем смешан твердый окислитель (калийная селитра) и горючее — древесный уголь. В отличие от охотничьего пороха,состав ракетного заряда ослаблен в нем больше древесного угля, и поэтому он горит медленно. Дымный порох — самое древнее топливо для ракет. Он сильно отстал от топлив космического века действительно, скорость истечения в стандартном двигателе всего 300 ж/се/с — в 8 раз меньше, чем у лучших твердых [c.21]

В марте 1972 года ПАСА вновь изменило свою точку зрения на принципиальную схему транспортного космического корабля и рекомендовало принять к разработке новую схему. По этой схеме орбитальная ступень с треугольным крылом и кислородно-водородными ЖРД монтируется на внешнем топливном баке диаметром 9 метров и длиной 44 метра. К баку крепятся два разгонных РДТТ, предусматривалось их спасение после приводнения на парашютах, восстановление и использование до 20 раз. [c.450]

Согласно проекту, космический корабль состоял из орбитальной ступени, внешнего сбрасываемого топливного бака и двух разгонных РДТТ. Орбитальная ступень имела самолетную схему с треугольным крылом. Длина ступени — 33,5 метра, высота 16,7 метра, размах—24 метра. Центральная часть корпуса занята отсеком полезного груза размером 18,3 на 4,5 метра. В отсеке можно разместить груз массой до 29,5 тонны или 12 пассажиров. [c.451]

Смотреть страницы где упоминается термин РДТТ космические : [c.125] [c.224] [c.224] [c.225] [c.227] [c.229] [c.231] [c.233] [c.235] [c.237] [c.239] [c.241] [c.241] [c.242] [c.250] [c.37] [c.186] [c.517] [c.9] [c.10] [c.418] [c.132]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...