Ракетный на жидкостном ракетном топливе

Жидкостный ракетный двигатель. Жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) называют такой, в которо.м сила тяги возникает при истечении из сопла продуктов горения жидкого топлива. Как уже отмечалось, ЖРД используются на самолетах, баллистических снарядах, ракетах, кроме того, ЖРД используются в качестве генераторов высокотемпературных струй, которыми разрушают твердые горные породы и другие материалы. [c.140]

Ракетные двигатели. Жидкостные ракетные двигатели делятся на два типа в зависимости от способа подачи компонентов топлива в камеру сгорания. Камера ЖРД (см. рис. 6.6, а) создает [c.263]

Ниже рассматриваются только ДУ с жидкостным ракетным двигателем. Жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) называют ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Жидким ракетным топливом (ЖРТ) называют вещество (совокупность веществ) в жидком состоянии, способное в результате экзотермических химических реакций образовывать продукты, создающие реактивную силу при истечении из двигателя. При использовании жидких ракетных топлив экзотермические химические реакции — реакции окисления (горения) или разложения — протекают в камере сгорания или разложения с образованием газообразных продуктов сгорания или разложения и вьщелением теплоты. [c.7]

В камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя специальными насосами подаются жидкое топливо и жидкий окислитель. В камере сгорания топливо сгорает, а образовавшиеся при этом газообразные продукты сгорания при движении по соплу расширяются по адиабате 12 (рис. 1.32,6). При работе ракетного двигателя на расчетном режиме давление газов на срезе сопла оказывается равным (точка 2) давлению внешней среды. [c.63]

Ракетные двигатели подразделяются на жидкостные двигатели, двигатели твердого топлива и некоторые другие. [c.299]

Ракетные двигатели легки, могут работать в пустоте и способны развивать в течение короткого времени очень большие тяги, практически недостижимые для двигателей других типов. Например, в настоящее время имеются жидкостные ракетные двигатели с одним соплом, развивающие в полете тягу до 800 Т. На больших современных космических ракетах на первой ступени ставится несколько таких двигателей. Существуют ракетные двигатели на твердом топливе, которые развивают тягу в несколько тысяч тонн. [c.130]

Так, еще до середины 80-х годов появилось несколько проектов реактивных летательных аппаратов тяжелее воздуха. fB 1872 г. испанский исследователь Ф. Ариас предложил схему атмосферного летательного аппарата с жидкостным ракетным двигателем на однокомпонентном топливе [2]. [c.435]

Суперсплавы необходимы для изготовления турбин общего назначения для электростанций и наземных транспортных средств. Они являются материальной основой создания топливных турбонасосов для жидкостных ракетных двигателей, главных тяговых двигателей космических кораблей многоразового использования, стартовых силовых агрегатов самолетов. Суперсплавы применяют для изготовления специальных турбин с ресурсом более 100 ООО ч, способных работать на разных видах топлива в неблагоприятных условиях, например, морских нефтяных платформах. Разработаны транспортные турбины для военных гусеничных машин и турбонагнетатели для автотранспорта. [c.584]

Так как для управления скоростью вращения КА не требуется больших управляющих усилий, то здесь могут быть использованы реактивные системы с микродвигателями на жидком топливе. В жидкостных ракетных микродвигателях на однокомпонентном топливе происходит разложение топлива с выделением тепла и образованием продуктов реакции. Функция форсуночной го- [c.136]

Объем жидкого топлива пренебрежимо мал по сравнению с объемом продуктов сгорания. Кроме того, топливо, являясь жидкостью, практически не сжимается в интервале давлений от р до р2- С учетом отмеченных обстоятельств при описании идеального термодинамического цикла жидкостного ракетного двигателя объемом подаваемого в камеру сгорания топлива, так же как и работой сжатия (при нулевом объеме), пренебрегают. В связи с этим процесс 1-2 сжатия и подачи жидкого топлива в камеру сгорания в идеальном цикле, принимаемый изохорным, совпадает с осью ординат 1-2 на рис. 95, а). [c.223]

Использование металлов и их соединений в ракетных топливах, обеспечивающих повышение удельного импульса и плотности топлива, позволяет значительно улучшить характеристики ракет и космических ЛА. Хотя надо отметить, что разработка отвечающих всем требованиям эксплуатации способов использования этих добавок в жидкостных ракетных двигателях наталкивается на большие трудности. [c.348]

Продольные автоколебания корпуса ракеты на жидком топливе возникают в результате взаимодействия продольных упругих колебаний конструкции с процессами, протекающими в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) и его топливоподающем тракте. Существенное возрастание амплитуд колебаний корпуса ракеты и различных параметров ЖРД, сопровождающее это явление, приводит, как правило, к различного рода аварийным ситуациям. [c.3]

Три ЖИДКОСТНЫХ ракетных двигателя второй ступени 4 (рис. 2.34) смонтированы на самом орбитальном корабле 1, но запас топлива (кислород + водород) размещается в сбрасываемом баке одноразового использования 6. Жидкостные двигатели работают со старта и дают на старте тягу по 190 тс каждый. Таким образом, суммарная тяга всех двигателей на старте составляет примерно 3000 тс. [c.101]

Если быть кратким, можно сказать, что в твердотопливных двигателях четко различают два типа автоколебательных процессов низкочастотные и высокочастотные, или акустические. Первый тин автоколебаний проявляет себя на частотах от одного до нескольких герц. Камера дышит синхронно во всем объеме. При более низком давлении эти автоколебания могут перейти в чихание , и горение прекращается. Высокочастотные колебания возникают иа частотах акустического диапазона. Для них характерно периодическое изменение давления в различных точках камеры со сдвигом по фазе. Такой режим автоколебаний родствен высокочастотным колебаниям в жидкостном ракетном двигателе и может сопровождаться разрушением заряда и камеры. Как и в жидкостном двигателе, формы газодинамических колебаний могут быть осевыми и радиальными. Поскольку развитие газодинамических колебаний сильно зависит от формы камеры, а в твердотопливном двигателе эта форма по мере выгорания топлива изменяется, газодинамические колебания, возникнув, могут затем и самопроизвольно исчезнуть. [c.155]

Тепловая защита элементов конструкции относится к числу основных проблем ракетной техники. В наиболее серьезной и бескомпромиссной форме вопросы тепловой защиты предстали перед создателями уже самых первых жидкостных ракетных двигателей. Затем стала необходимой тепловая защита отделяющихся головных частей и спускаемых аппаратов. Пришлось решать эту задачу и при создании первых баллистических ракет па твердом топливе. Но на том дело не кончилось. Теперь и в жидкостных ракетных двигателях уже невозможно ограничиться тепловой защитой только камеры. Необходимо думать и об охлаждении газогенераторов и о тепловом режиме лопаток турбины. [c.187]

Желаемое изменение тяги ЖРД достигается, как мы знаем, регулированием секундного расхода топлива. Установка регулятора секундного расхода на современных жидкостных ракетных двигателях преследует в основном две цели во-первых, уменьшить в реальных условиях полета отклонения параметров движения от номинальных и, во-вторых, выдержать определенный номинальный закон изменения тяги. Эти цели нерасторжимы, даже если в частном случае регулируется постоянство секундного расхода. Регулятор секундного расхода следит за выполнением условий программы выведения по так называемой кажущейся скорости. О том, почему она кажущаяся , мы поговорим позже. Но смысл регулирования в целом сводится к тому, чтобы не допускать заметных отклонений тяги от номинала. Регулятор обязан позаботиться о том, чтобы на участке выведения фактическая тяга была близка к номинальной, т. е. была такой, какой положено, и соответствовала заранее предусмотренному закону изменения. [c.286]

Руководителем КБ был В. П. Глушко, который в результате многолетнего напряженного труда создал жидкостной ракетный двигатель РД-1. Двигатель работал на азотной кислоте и тракторном керосине. Расходуя 90 кг топлива в минуту, РД-1 развивал тягу около 3000 Н. [c.13]

Двухступенчатая PH Бурлак оснащена жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) Р0.201 на первой ступени и Р0.202 на второй (модификациями серийных ЖРД РД-0244 и РД-0242), имеет стартовую массу 30,5 т - без учета массы КА. Масса заправляемого топлива первой ступени - 23 т, второй - 4,5 т. Тяга ЖРД первой ступени - 70 т, второй ступени - 8,5 т. [c.94]

Примерно также можно оценить и соотношение между областями рационального применения вытеснительных и насосных схем подачи жидкого компонента топлива. Для жидкостных ракетных двигателей вытеснительные системы подачи целесообразно использовать при малых значениях импульса тяги / = РТд (Тд — время работы двигателя), так как с увеличением импульса I растет объем баков и влияние их массы на общие массовые характеристики. Это положение справедливо и для ГРД, однако поскольку здесь в баке содержится только часть топлива, доля массы системы подачи в общей массе двигателя будет меньше, чем для ЖРД. и область рационального применения вытеснительных систем должна быть для ГРД шире, чем для жидкостных двигателей (рис. 11.5). [c.193]

Ракетные двигатели на химическом топливе по состоянию используемого топлива подразделяются (рис. 5.2) на жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД), ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и ракетные двигатели на смешанном топливе (РДСТ). Основными особенностями, объединяющими двигатели этих типов в одну группу — ракетные двигатели, являются [c.217]

Ракетные двигатели подразделяются на двигатели с химич. источником энергии и ядерные жидкостноракетные дви1-атели, у к-рых энергия получается от ядерных реакторов. Ракетные двигатели на химич. топливе делятся по состоянию используемого тоглива на жидкостные ракетные двигатели и ракетные двигатели на твердом топливе. [c.380]

Химические ракетные двигатели используют в качестве топлива компоненты, обладающие необходимым для горения запасом горючих и окислителей. Они делятся на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), работающие на жидком топливе, подаваемом в камеру сгорания из баков ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ), в которых топливо находится непосредственно внутри камеры сгорания, и смешанные (гибридные) двигатели, работающие на твердо-жидком топливе. Значительное возрастание удельного импульса тяги ракетных двигателей может быть достигнуто при использовании ядерных источников энергии и при электроракетных способах создания реактивной тяги. Такими двигателями являются ядерные ракетные двигатели и электроракетные двигатели. [c.116]

Реактивные двигатели (РД) — это двигатели с газообразным рабочим телом, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания, расширяющихся в соплах и создающих силу тяги при истечении в сторону, противоположную движению аппарата. Существует классификация РД, в которой эти двигатели подразделяются на две основные группы воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Воздушно-реактивные двигатели подразделяют на компрессорные, или турбореактивные, и бескомп-рессорные — прямоточные и пульсирующие. В воздушно-реактивных двигателях окислителем топлива служит атмосферный воздух. Ракетные двигатели подразделяют на жидкостные и двигатели, работающие на твердом топливе. В ракетных двигателях окислитель топлива (например, жидкий кислород) находится на борту летательного аппарата [21, 24]. [c.154]

Ракетные двигатели работают на топливе И окислителе, которые транспортируются вместе с двигателем, поэтому его работа не зависит от внешней среды. Жидкостные ракетные двигатели работают на химическом жидком топливе, состоящем из топлива и окислителя. Жидкие компоненты топлива непрерывно подаются под давлением из баков в камеру сгорания насосами (при турбонасосной подаче) или давлением сжатого газа (при вытеснительной или баллонной подаче). В камере сгорания в результате химического взаимодействия топлива и окислителя образуются продукты сгорания с высокими параметрами, при истечении которых через сопло образуется кинетическая энергия истекаюшей среды, в результате чего создается реактивная тяга. Таким образом, химическое топливо служит как источником энергии, так и рабочим телом. [c.259]

В 1881 г. Н. И. Кибальчич в России создал эскизный проект такого же летательного аппарата с твердотопливным ракетным двигателем, заряды в который подаются последовательно. В первой половине 80-х годов русский инженер С. С. Неждановский рассмотрел несколько схем реактивных двигателей, включая (впервые в мире) предложенную схему ракетного двигателя на двухкомпонентном жидком топливе [3, с. 124, 125]. Все эти проекты возникли независимо один от другого, но в свое время не были опубликованы (за исключением схемы Ариаса), ни один из них не привлек внимания научной общественности и не получил конструктивного развития. Однако объективно идея жидкостного ракетного двигателя, которая впоследствии нашла применение для космических полетов, к середине 80-х годов уже существовала. [c.435]

Двигатели с химическим топливом в свою очередь делятся на две основные группы — ракетные двигатели с твердым топливом (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). [c.351]

Ракетные двигатели по роду применяемого топлива подразделяются на следующие виды жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), ядерные ракетные двигатели (ЯРД) и ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ). [c.9]

В конце 20-х — начале 30-х годов в СССР был создан ряд организаций, целью которых было исследование проблем реактивного движения. Это газодинамическая лаборатория (ГДЛ), Группа изучения реактивного движения (ГИРД) и основанный на их базе в 1933 г. Реактивный научно-исследователь-ский институт (РНИИ). В течение 30-х годов этими организациями было создано более ста разнообразных ракетных двигателей и осуществлен запуск большого числа ракет. Важным достижением было создание жидкостных ракетных двигателей конструкции В. П. Глушко и Ф, А. Цандера, запуск ракеты на жидком топливе конструквии М. К. Тихонравова и т. д. [c.235]

Схема жидкостного ракетного двигателя показана на рис. 94. Основной частью двигателя является камера сгорания 9 с соплом 8 и охлаждающей рубашкой 7. В камеру сгорания специальными насосами 4 и 13 подаются жидкое горючее из бака 3 через форсунку 10 и жидкий окислитель из бака 2 по трубопроводам 14 и 12 через форсунки 11. Эти два вещества являются двумя компонентами жидкого реакетного топлива. Бак 6 предназначен для рабочего тела турбины, которое, проходя через реактор 5, приводит турбину 1 в движение. [c.223]

Ядерные жидкостно-ракетны двигатели (Яд. ЖРД). Недостаточная энерго емкость химич. источников ограничивает примене ние ракет с двигателями на химич. топливе дл дальних космич. полетов. При ядерной реакци энерговыделение ядерного топлива на много порядно превосходит возможное эперговыделенис того же ве сового количества химич. топлива. [c.380]

В состав ЖРД с насосной подачей входит турбонасосный агрегат. Тур-бонасосным агрегатом жидкостного ракетного двигателя назьшают агрегат ЖРД, предназначенный для насосной подачи топлива в камеру и газогенератор. ТНА обычно состоит из насосов (окислителя и горючего) и приводящих их в действие турбин. В ряде случаев в ЖРД имеют два ТНА (окислителя и горючего), т.е. каждый насос приводится своей турбиной. Кроме основных ТНА в состав ЖРД включают в ряде случаев бус-терные ТНА, устанавливаемые на входе в основные ТНА и предназначенные для повышения давления на входе в насосы основных ТНА. [c.27]

Управление входом в атмосферу осуществляется с помощью шести жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) (5, 15 - двигатели тангажа), которые работают на самовоспламеняющемся топливе, состоящем из окислителя (четырехокись азота) и горючего (аэрозин-50). Система подачи топлива - вытеснительная. Это фактически две сдублированные системы, которые работают одновременно и каждая из них может обеспечить управление положением корабля в случае выхода из строя другой. [c.60]

И наконец, важны эксплуатационные требования. Они связаны прежде всего с выбором топлива от топлива зависит и конструкция двигателя и система его наземного обслуживания. Современный ЖИДКОСТНОЙ ракетный двигатель должен в опреде-ле1Н1ых пределах поддаваться регулированию тяги, легко запускаться и выключаться, а для космических полетов в ряде случаев необходимо предусмотреть многократность запуска и выключения двигателя. В перспективе для таких систем, как космический транспортный корабль, ставится новая, чрезвычайно важная задача — создать двигатель многократного запуска с большим ресурсом, способный работать с перерывами без капитального ремонта несколько часов, тогда как обычные жидкостные двигатели рассчитываются на суммарное время работы, измеряемое десятками минут. [c.105]

В настоящее время замкнутую систему подачи следует считать наиболее совершенной. На ее основе создаются многие современные двигатели, работающие на различных топливах. На рис. 3.10 показана принципиал Д1ая схема отлаживаемого в настоящее время в США кислородно-водородного двигателя для космического транспортного корабля. Общий вид верхней части двигателя представлен на рнс. 3.11 и дает наглядное представление о плотности компоновки, свойственной современным жидкостным ракетным двигателям, [c.120]

Топливо для жидкостного ракетного двигателя — горючее и окислитель — вне зависимости от способа подачи поступают в камеру сгорания раздельно в жидком состоянии. Струи горючего и окислителя под влиянием целого ряда факторов дробятся на отдельные малые объемы и распределйются в камере сгорания [c.127]

Еще 45 - 50 лет назад, на заре развития твердотопливного ракетостроения, понятие управляемый (регулируемый) твердотопливный двигатель (РДТТ) ассощшровалось с чем-то нереальным, технически недостижимым. Считалось, что после запуска двигателя влиять на его работу, на его характеристики невозможно. Это представление базировалось на невозможности управления процессами горения твердых топлив в камере сгорания и невозможности регулирования подачи топлива в камеру сгорания, как это осуществлялось в жидкостном ракетном двигателе ( Д). Кроме того, для РДТТ были характерны большие (до 20. .. 25 %) разбросы тяговых (расходных) характеристик в зависимости от температуры топливного заряда, разбросов скорости горения топлива и геометрических размеров камеры сгорания (КС), вызванных технологическими факторами. Естественно, что такие неуправляемые двигатели с большими разбросами характеристик не должны были найти применение в ракетной технике, требующей использования высокоточных регулируемых узлов и агрегатов. [c.5]

Так, было рекомендовано повысить надежность системы управления жидкостных ракетных двигателей и улучшить безопаснос ь работы летного и наземного персонала на борту самолета или складах горючего для исключения контакта с активными и ток-сичныл и компонентами топлива для ЖРД. [c.182]

В конструкции РБ Бриз-М сочетается использование апробированных технических решений с внедрением перспективных разработок. РБ имеет компактную компоновку. Он состоит из центрального блока и окружающего его сбрасываемого тороидального дополнительного блока топливных баков. Маршевый жидкостной ракетный двигатель 14Д30 разработан в КБ химического машиностроения (см. таблицу 3). Двигатель установлен в нише, расположенной внутри топливного бака центрального блока и обладает возможностью многократного включения. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги, работающие на тех же компонентах топлива. [c.90]

Для современных жидкостных ракетных двигателей, характеризующихся высокими давлениями в камерах и небольшими их объемами, именно такое соотношение времени запаздывания в преобразовании компонентов и постоянной времени характерно. Дл двигателей твердого топлива с рассматриваемыми схемами регулирования данных по времени преобразования дополнительного компонента нет, однако можно довольно уверенно предположить, что-это время будет иметь (при рациональной организации ввода компонента в камеру) тот же порядок, что и соответствующее время для жидкостных ракетных двигателей. Такое предположение основывается на том, что дополнительный компонент будет вводиться в жидком или газообразном виде в потоке газов, имеющих высокие температуру и скорость движения, что создает благоприятные условия для его преобразования и смеияения с основным потоком. В то же время постоянная времени РДТТ значительно больше постоянной времени жидкостных ракетных двигателей. Поэтомч следует ожидать, что между временем преобразования дополнительного компонента и постоянной времени камеры будет различие по крайней мере на один-два порядка. В связи с этим в дальнейшем запаздывание в преобразовании дополнительного компонента при анализе динамики камер ие учитывается. [c.309]

Ракетные двигатели в зависимости от агрегатного состояния используемого топлива разделяются на двигатели твердого топлива (РДТТ), жидкостные (ЖРД) и гибридные. [c.9]

В записи.мости ог агрегатного состояния топлива химические ракетные двигатели подразделяются на жидкостные (ЖРД), гвердотоп-Л11вные (РДТТ) и ракетные двигатели на гибридном топливе. В последних компоненты топлива могут на.чодиться в других агрегатных состояниях (например, з газообразном или желеобразном состоянии). [c.39]

Другая важнейшая особенность ракеты как объекта управления состоит в том, что ее корпус не является абсолютно жесткой конструкцией, поэтому в процессе полета возникают взаимные поперечные смещения частей ракеты, имеющей колебательный характер. Такие упругие колебания корпуса характерны как для жидкостных, так и для твердотопливных ракет, хотя спектры частот собственных колебаний, зависящие от распределения масс ракеты и жесткости ее конструкции, могут существенно различаться. На жидкостных ракетах, кроме того, возможны колебания (плескание) компонентов топлива в топливных баках. Оба этп обстоятельства приводят к появлению дополиигельных сил, воздействующих на корпус ракеты с переменной частотой и интенсивностью. Еще одним источником дополнительного силового воздействия на ракету являются кориолпсовы силы инерции, возникающие вследствие поступательного двн/кения масс топлива относительно корпуса ракеты при одновременном вращательном илн колебательном движении ракеты вокруг ее центра vta . При этом силы инерции создаются массами жидких компонентов топлива, движущи. ся в баках и трубопроводах, а также массами газообразных продуктов сгорания ракетного топлива, движущихся с большой скоростью относительно стенок камеры сгорания и сопла ракетного двигателя. [c.77]

Положение дел коренным образом изменилось в работах, в которых жидкостные ракетные двигатели предлагалось использовать для космичес ких ракет, для которых были крайне желательны максимально возмож. ные скорости истечения газов и запасы энергетики на борту. Поэтому в первой же работе по этой проблеме — статье К.Э. Циолковского "Иссле-дование мировых пространств реактивными приборами (1903 г.) предлагалось использовать в качестве топлива жидкие водород и кислород. Предложения об их использовании содержались также в первых работах Ф.А. Цандера [82,с. 4], Р. Годдарда [24, с. 33], Г. Оберта [58, с. 439], Ю.В. Кондратюка [39, с. 511]. Однако ориентировочные расчеты показы-вали, что одноступенчатая ракета, использующая даже это весьма капо-рийное топливо, в лучшем случае в состоянии вывести в космос лишь несколько сот килограммов полезной нагрузки. Поиски резервов энерге-тики шли по нескольким направлениям (запуск ракеты за пределами плотных слоев атмосферы, многоступенчатые ракеты и т.д.), одно из которых привело к идее использования еще более калорийного топлива на основе металлического горючего. Эта идея впервые встречается в рукописи Ф.А. Цандера, датированной 18. X 1912 г. [82, с. 32]. [c.10]

Однако дело тут заключалось не в каком-то новом сверхчудесном топливе, которое на советских ракетах представляло собой такую же смесь керосина и жидкого кислорода, как и на американских ракетах, а в значительно более высоком уровне отечественной ракетной техники вообще и жидкостного ракетного двигателестроения в частности. [c.105]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...