Коэффициент полезного действия ракетного двигателя

В работах Исследование мировых пространств реактивными приборами (1903,1911, 1926)2, Космический корабль (1924), Космические ракетные поезда (1929) и др. Циолковский дал подробный анализ многих важней- 229 ших проблем и частных вопросов устройства и режима полета ракеты. Он подробно останавливается на описании вертикального движения ракеты в поле силы тяжести, постоянной по величине и направлению, движения ее в поле ньютоновского тяготения, на изучении влияния сопротивления воздуха при движении ракеты в атмосфере впервые были рассмотрены вопросы о величине коэффициента полезного действия ракетного двигателя, перегрузки, дыхания, питания человека в космическом корабле и др. [c.229]

Первые систематические научные исследования о действии ракет были опубликованы в 1919 г. Годдардом. Особо следует отметить получение им высокого коэффициента полезного действия ракетного двигателя , доходившего до 64%, а также подтверждение превосходства тяги при работе ракеты в пустоте по сравнению с работой в обычных условиях. Оказалось, что в первом случае тяга почти на 20% больше, чем во втором. В 1935 г. жидкостные ракеты Годдарда достигали высоты 2,3 км и дальности — около 4 км, [c.58]

Полетный коэффициент полезного действия ракетного двигателя т)р — есть отнощение полезной мощности к располагаемой мощности, т. е. к максимальной мощности струи, истекающей из сопла двигателя. Этот коэффициент полезного действия является существенно механическим по своему характеру. Он определяет каче- [c.51]

СИСТЕМА КОЭФФИЦИЕНТОВ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.106]

В 1930 г. появился труд проф. М. Руа, имеющий основным предметом исследование коэффициента полезного действия ракетных самолетов. В этом выдающемся сочинении автор приходит к заключению, что при соответствующем конструктивном оформлении воздушно-ракетный двигатель может успешно конкурировать с винтомоторной группой, уже начиная со скоростей полета в 750 км час. При скоростях же порядка 1500 км час двигатель прямой реакции имеет явное преимущество перед воздушным винтом. [c.56]

Коэффициент полезного действия 100% не может быть достигнут в атмосфере Земли, так как для этого требуется расширение в вакуум. Процесс расширения должен окончиться тогда, когда давление в невозмущенной струе вытекающей жидкости достигает давления окрул ающей атмосферы при этом в газе остается большое число хаотически движущихся со случайно направленными скоростями молекул, которые не создают полезной тяги. Так как ракетный двигатель использует рабочее вещество, работающее при перепаде давлений между камерой сгорания и окружающей средой, то он может рассматриваться как тепловая машина нри анализе его действия следует принимать во внимание термодинамические процессы. Основным физическим явлением при таком рассмотрении является истечение газообразного вещества через канал с одновременным изменением формы энергии, заключенной в этом веществе. Это может иметь место как при впрыске жидкости в камеру сгорания с последующим выхлопом через сопло для жидкостной ракеты, так и при выделении газа с поверхности твердого вещества для твердотопливной ракеты. [c.399]

Конструктор ракетного двигателя заинтересован в достижении высокого коэффициента полезного действия турбины с целью уменьшения расхода рабочего вещества через турбину, получения предельно высокого [c.445]

Низкий коэффициент полезного действия многих турбин, применяю-ш ихся в турбонасосах ракетных двигателей (от 20% до 50%), обусловлен [c.446]

Насосы. Из большого числа существующих типов насосов центробежный насос считается наиболее подходящим для подачи топлива в мощных ракетных двигателях, так как он экономичен и выгоден в отношении веса и размеров при больших расходах топлива и высоком давлении подачи (рис. 13.8). При малых расходах топлива в двигателях с тягой до 5 ООО фунтов лучшими оказались другие типы насосов, такие, как насосы объемного типа. В центробежном насосе жидкость поступает на крыльчатку, представляющую собой по существу колесо с лопатками, вращающееся в корпусе эта жидкость ускоряется в каналах крыльчатки и затем с большой скоростью вытекает с крыльчатки по ее периферии, попадая в улитку, или коллектор, а затем в диффузор, где происходит преобразование кинетической энергии (скорость) в потенциальную энергию (давление). Внутренняя утечка или циркуляция жидкости между стороной высокого давления (нагнетания) и стороной низкого давления (всасывания) поддерживается минимальной путем создания малых зазоров между вращающейся и неподвижной частями поверхностей трения. Наружная утечка вдоль вала предотвращается путем применения сальникового уплотнения. Повышение давления жидкости в одноступенчатом насосе (с одной крыльчаткой) ограничено, и для получения высоких напоров необходимо применять многоступенчатые насосы. Через центробежный насос все время осуществляется непрерывный свободный поток жидкости насос не имеет никаких отсечных клапанов. Характеристики насоса, а именно напор, расход и коэффициент полезного действия — являются функциями числа оборотов насоса, параметров крыльчатки, формы лопаток и конфигурации корпуса. [c.449]

Масса самого ядерного двигателя равна полной мощности реактора деленной на среднюю удельную выходную мощность реактора К . В свою очередь мощность реактора задается половиной произведения тяги и скорости истечения рабочего тела, деленной на коэффициент полезного действия сопла а тяга пропорциональна начальному ускорению, умноженному на полную массу снаряда. Используя эти соотношения, выражение для массы ракетного двигателя можно записать в виде [c.507]

Использование радиоизотопов в качестве источников тепла затруднено тем, что невозможно контролировать скорость выделения энергии таким образом, необходимо предусматривать вспомогательную систему охлаждения с целью предотвращения разрушения (плавления или испарения) источника тепла в то время, когда он не используется. Другой недостаток связан с ограниченными возможностями производства радиоизотопов [31]. При таком высоком значении коэффициента полезного действия преобразования, как 1%, потребовался бы реактор с установленной мощностью 10 Мет, чтобы получить источники тепла для двигателей большого ракетного летательного аппарата, действующих в течение месяца. Такая мощность па порядок выше мощности всех силовых установок США, действующих в настоящее время. Основной недостаток рассматриваемого метода состоит в том, что удельная выходная мощность почти любого из пригодных к использованию радиоактивных изотопов очень низка с точки зрения стандартных характеристик ракетного дви- [c.534]

В. С. Зуев. Определение импульса и термического коэффициента полезного действия nj nb Hpyroniero ракетного двигателя.— В сб. Реактивное движение, № 3, стр. 1—16. [c.236]

Многие области техники используют достижения механики жидкости к газа. Авиация и кораблестроение, основными проблемами которых являются скорость, устойчивость и управляемость самолета, ходкость, устойчивость и управляемость судна, неразрывно связаны с аэродинамикой и гидродинамикой. Такая смежная с авиацией отрасль техники, как реактивная техника, не только использовала достижения предыдущей эпохи, но и поставила, главным образом, перед газовой динамикой, ряд новых задач, послуживших дальнейшему значительному развитию этой сравнительно молодой отрасли механики жидкости и газа. Так, например, конкретная задача о возвращении космического корабля или баллистической ракеты на землю через плотные слои атмосферы вызвала к жизни многочисленные исследования по борьбе с разогревом поверхности твердого тела за счет тепла, возникающего при диссипации механичес ой энергии потока вблизи поверхности тела (в пограничном слое), с плавлением или сублимацией (непосредственным испарением твердой поверхности без прохождения процесса предварительного оплавления) поверхности корпуса ракеты. Совокупность этих и многих других близких задач привела к образованию нового раздела механики жидкости и газа — аэротермодинамики. Отметим еще важное значение гидроаэродинамики и газодинамики в турбостроении и двигателестрое-НИИ, особенно в создании реактивных и ракетных двигателей. Проточные части гидротурбины, паровой и газовой турбин, реактивного двигателя, компрессора или насоса представляют собой сложные конструкции, состоящие из ряда неподвижных (направляющие аппараты) и подвижных (рабочие колеса) лопастных систем. При вращении рабочих колес составляющие их лопатки обтекаются с большими относительными скоростями водой, газом или паром. От правильного гидродинамического расчета формы профилей и конструкции лопаток рабочих колес зависит достижение требуемой мощности машины, ее высокого коэффициента полезного действия. Надо также уметь рассчитывать и лопастные направляющие аппараты водяной, воздушной или газовой 1урбины, улучшать и другие элементы проточной асти, от гидроаэродинамического совершенства которых зависит качество турбины в целом. [c.16]

Коэффициент полезного действия всегда привлекает инженера своей числовой наглядностью, и, конечно, хочется узнать, что же дает сопло ракетного двигателя по сравнению с другими преобразователями энергии. Однако с огорчением можно заметить, что написарпюе выражение для термического к. п. д. следует рассматривать скорее как качественную, а не количественную характеристику. В основе всех до сих пор проведенных выкладок лежало предположение об адиабатическом течении газа постоянного состава, откуда и появился неизменно сопровождавший нас до сих пор показатель адиабаты к. Принятое упрощение не вносило сколь-либо существенных искажений в качественную картину течения газа по соплу. Но вот числовое значение термического к. п. д. довольно существенным образом зависит от показателя адиабаты. Если принять, скажем, как для воздуха, =1,4, то при ра/ро = 0.001 термический к. п. д. равен 0,78. При к= , 2 получаем т) = 0,68. [c.179]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...