Удельный импульс ракетного двигателя

Удельный импульс ракетного двигателя 76 [c.551]

Иногда отношение тяги к секундному массовому расходу газа — называют удельным импульсом ракетного двигателя [52] или удельным импульсом тяги РД [5]. Удельной тягой в этом случае называют отношение тяги РД к весовому расходу газа (или продуктов сгорания) [c.24]

Начнем с рассмотрения случая, когда индуктивной составляющей сопротивления можно пренебречь, а коэффициент лобового сопротивления С о можно считать независимым от числа М. Первое допущение может быть принято в том случае, когда система управления летательного аппарата не включается на стартовом участке, второе— когда величина стартовой скорости не превосходит скорость звука. Обозначим удельный импульс ракетного двигателя через /1 1. [c.235]

Выбрано топливо и произведен газодинамический расчет, на основании которого определены удельный импульс ракетного двигателя /п и зависимость удельного импульса РПД от высоты, скорости полета и угла атаки /1=/(Я, 1/, а). [c.269]

Удельный импульс ракетного двигателя /ii=250 кГ сек/кг. [c.311]

Дополнительный расход топлива обычно несколько уменьшает полный удельный импульс ракетного двигателя по сравнению с тем случаем, когда топливо расходуется исключительно в камере] сгорания. [c.463]

Два основных достоинства ракетного двигателя — концентрация очень большой мощности в установке относительно небольших размеров и веса, а также независимость от атмосферного воздуха. За это мы расплачиваемся излишним потреблением горючего. В ракетной технике мы обычно говорим об удельном импульсе, определенном как произведение тяги и ее продолжительности в секундах на единицу веса ракетного топлива. Легко понять, что если мы рассчитаем удельный импульс для турбореактивного двигателя, не учитывая воздух в качестве ракетного топлива (но сравнению с ракетным топливом, которое содержит свой собственный окислитель), то получим число в несколько раз выше, чем наибольшая отдача ракетного двигателя. Например, удельный импульс турбореактивного двигателя, который потребляет [c.186]

В соответствии с (1.24) идеальная удельная тяга ракетного двигателя (или то же, что идеального сопла) равна идеальной скорости истечения. Идеальная скорость истечения (и значения идеальной тяги или идеального импульса, величины которых получаются из (1.16) и (1.17)) соответствует адиабатическому процессу расширения без потерь на трение, без потерь тепла при полном сгорании топлива. Иногда идеальную скорость истечения называют адиабатической [57]. [c.24]

Если жидкость становится проводником электричества, то к сложностям гидродинамики добавляются сложности электродинамики. Многообразие решений, которые кажутся возможными при таком взаимодействии, может даже расширить суш,ествуюш,ий диапазон применения гидродинамики. Покажем ширину этого диапазона на нескольких примерах. Имеются сведения, что можно управлять аэродинамическим пограничным слоем более удовлетворительным образом, чем путем его сдувания или всасывания, используя магнитогидродинамический эффект. Уже построены ударные трубы и плазменные генераторы, дающие потоки вещества, скорости которых в несколько раз, а температуры во много раз выше скоростей и температур потоков, полученных нри выделении химической энергии или путем нагнетания. С применением магнитогидродинамики становятся возможными ракетные двигатели, величины удельного импульса которых выше величин удельного импульса любых двигателей, даже сегодня еще только проектируемых оказывается, что магнитогидродинамика имеет непосредственное отношение к управлению колоссальным потенциалом энергии термоядерной реакции. [c.546]

Рис. 5. Зависимость расчетного удельного импульса для топлива Н2—О2 от давления в камере и соотношения компонентов топлива при разном характере течения в сопле ракетного двигателя.

В связи с прогрессом в области управляемых полетов в космосе (стыковка, изменение орбиты и др.) возникают и новые требования к ракетным двигателям, а именно надежность и многократность работы, надежное и в широких пределах регулирование. По-прежнему остается обширное поле деятельности для увеличения удельного импульса и снижения веса двигателя. [c.229]

Важной характеристикой ракетного двигателя является удельный импульс ), определяемый отношением [c.76]

Эффективность ДУ с ЖРД возрастает с увеличением удельного импульса двигателей и плотности жидкого ракетного топлива, причем в последнее время предъявляются все большие требования к экологической чистоте как самих компонентов ракетного топлива, так и их продуктов сгорания. В настоящее время жидкий кислород и жидкий водород являются наилуч-щим экологически чистым высокоэффективным жидким ракетным топливом. Однако чрезвычайно низкая плотность жидкого водорода (всего 70 кг/м ) существенно ограничивает возможность его применения на первой ступени совместно с жидким кислородом, но не исключает указанную возможность. Например, топливо (Ог) + (Нг) намечено применять на разрабатываемой в настоящее время японской рн Н-2. [c.407]

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]

Зависимость (15.249) позволяет приближенно определить удельную силу тяги (единичный импульс или скорость истечения газов из сопла) ракетного двигателя. Для обычных жидких горючих смесей (топливо органического происхождения и жидкий кислород) А 0.25. [c.495]

Одним из основных показателей эффективности ракетного двигателя является удельная тяга, или удельный импульс. Под этими терминами-синонимами понимается одно и то же, но в различной формулировке. [c.24]

В основу семейства носителей Ангара положен универсальный ракетный модуль (УРМ). В его состав входит блок баков окислителя, горючего и двигатель РД-191. Модуль выполнен по схеме моноблок с несущими баками. Однокамерный двигатель РД-191, создаваемый в НПО Энергомаш , работает на компонентах керосин/жидкий кислород. Этот двигатель является вариантом четырехкамерных двигателей РД-170 и РД-171, устанавливавшихся на первых ступенях PH Энергия и PH Зенит-2 соответственно, и двухкамерного двигателя РД-180, созданного для PH Атлас . Его тяга у земли 1923 кН, в пустоте - 2086 кН, удельный импульс тяги на Земле - 3048 Н с/кг, в пустоте -3306 Н с/кг. Для обеспечения управления ракетой-носителем в полете двигатель закрепляется в карданном подвесе (см. таблицу 2). [c.92]

Основными характеристиками ГРД, как и других типов ракетных двигателей, являются тяга, удельный импульс тяги и время работы. При данном топливе и схеме двигателя эти характеристики определяются секундными расходами компонентов, которые в свою очередь зависят от того, насколько соответствуют расчетным значения многочисленных конструктивных параметров двигателя и условия его работы. [c.195]

Общая постановка задачи о настройке ГРД не отличается от ее постановки в применении к ракетным двигателям на жидком или твердом топливе. Для устранения некоторых отклонений режима работы двигателя от расчетного могут быть использованы регулирующие устройства. Но даже и для регулируемых двигателей крайне желательно уменьшить разброс параметров, который имел бы место без регулирования. Это связано с тем, что введение системы регулирования усложняет двигатель, а также с тем, что регулирование не может устранить все вредные отклонения характеристик двигателя и осуществляется тем легче, чем разброс характеристик меньше. В связи с этим всегда желательно свести к минимуму разброс основных параметров двигателя, что и является основной целью его настройки. В зависимости от назначения, особенностей схемы и условий применения ГРД настройка может иметь целью минимизацию разброса различных параметров. К их числу можно отнести прежде всего коэффициент соотношения расходов компонентов топлива. Отклонения этого параметра не только снижают удельный импульс тяги, но и приводят, как это было показано выше, к неодновременному выгоранию запасов компонентов, т. е. по сути дела ведут к снижению количества топлива, которое может быть продуктивно использовано. [c.215]

Сила тяги ракетного двигателя определяется расходом продуктов сгорания топлива и удельным импульсом силы тяги [c.297]

В реальных "химических" ракетных двигателях располагаемая ТЭ рабочего тела - продуктов сгорания топлива - определяется химической природой последнего. Следовательно, характеристическая скорость определяет энергетическую "мощность" топлива. Поэтому она является важнейшей термодинамической характеристикой топлива, которая определяет его энергетические возможности и обеспечение соответствующего удельного импульса. [c.12]

Пример 7.4. Сравнить дальности полета летательного аппарата, рассмотренного в примере 7.3, и летательного аппарата с теми же характеристиками и двухступенчатым ракетным двигателем. Удельные импульсы стартовой и маршевой ступеней одинаковы. [c.296]

В ходе этих работ специалисты ГДЛ-ОКБ продолжили свои усилия по использованию в ЖРД новых ракетных топлив. Один из указанных двигателей отрабатывался для работы на азотно-кислотном топливе, что в конечном итоге привело к созданию двигателя РД-214, использующегося на различных ракетах с 1957 г. [68, с. 130]. Этот двигатель до сих пор обладает наибольшими тягой (64,8 тс у Земли и 74,4 тс в пустоте) и удельным импульсом (264 с в пустоте) среди всех известных двигателей этого класса [20, с. 31]. [c.97]

В начале 70-х гг. этот метод был практически использован американскими специалистами на корректирующем двигателе ракетной ступени "Ад-жена", что позволило применить на нем новый, более плотный окислитель на основе азотной кислоты и повысить в результате его удельный импульс почти на 2 с (19,6 м/с) [145, 183]. [c.110]

На рассматриваемом этапе в мировом жидкостном ракетном двигателе-строении появился целый ряд новых тенденций освоение новых топлив (высоко- и низкокипящих), появление двигателей нового класса — ЖРД для космических аппаратов создание двигателей с предельно высокими давлениями продуктов сгорания. Все эти факторы приводили к усложнению проблемы охлаждения, которая в СССР и в США решалась своим путем. В качестве основного вида охлаждения космических ЖРД в СССР была выбрана схема регенеративного охлаждения, позволяющая существенно повышать удельный импульс за счет повышения давления продуктов сгорания в США такие ЖРД создавались без использования регенеративного охлаждения, при низких давлениях в камерах, но при больших степенях расширения сопла, что позволяло компенсировать в некоторой степени потери в удельном импульсе из-за низких давлений. В целом удельный импульс советских ЖРД для космических аппаратов был выше, чем у американских. [c.125]

Кроме высокого удельного импульса ракетное топливо должно обладать большой плотностью, необходимой для уменьшения габаритов двигателя, а также иметь приемлемые внутрибалли-стические характеристики, такие, как [c.28]

Анализ характеристик ракетного двигателя предполагает расчет следующих параметров тяги Fy эффективной скорости истечения продуктов сгорания из сопла г/эфф, коэффициента тяги характеристической скорости и удельного импульса /уд. При рассмотрении идеализированной одномерной схемы камеры сгорания параметры рабочего процесса можно выразить через температуру адиабатического горения в камере Гк, среднюю молекулярную массу М выхлопных газов и показатель адиабаты (отношение удельных теплоемкостей) у, а также через соответствующие величины давления и площади сопла в критичес-к( м и выходном сечениях. [c.15]

Ракетные топлива должны обеспечивать выделение заданного количества энергии с желаемой скоростью при вполне определенных условиях. В соответствии с этим требованием и следует выбирать характеристики топлива. Основным направлением в разработке перспективных ракетных топлив является поиск веществ с высоким удельным импульсом, но во многих случаях вследствие существования других технических требований приходится принимать компромиссные решения. Например, в газогенераторе желательно иметь низкую скорость горения и относительно низкую температуру продуктов сгорания ТРТ. Для некоторых ракет малого радиуса действия, например реактивного противотанкового гранатомета типа Базука , требуется высокая скорость горения. Для стратегических ракет высокой боеготовности обеспечение компактности двигателя и безопасности зарядов при транспортировке и хранении более важно, чем достижение максимального удельного импульса. К тактическим ракетам выдвигается требование минимального дымообразова-ния. Твердые ракетные топлива удобно характеризовать некоторой совокупностью свойств, которые можно разделить на следующие группы энергетические свойства, баллистические, механические и общие. [c.27]

Одним из результатов работы, проведенной в конце 1960-х гг. американской Межведомственной комиссией по ракетным двигателям на химическом топливе RPG, стало признание того, что экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД взаимосвязаны. Такой вывод был сделан на основании анализа дробления, испарения и горения распыленного топлива, который стал отправной точкой для поиска технических решений в этих трех направлениях. В результате появилась возможность оптимизировать процесс выбора конструкторских решений, сократив тем самым период разработки и уменьшив массу двигателя. Большинство ЖРД, разработанных до 1970 г., создавались методом проб и ошибок. Случалось, что до нахождения оптимальной конструкции приходилось опробовать до 100 вариантов смесительной головки. Обычно лишь после достижения требуемого уровня экономичности и обеспечения устойчивой работы начинались поиски способов обеспечения требуемого ресурса. Поэтому разработанные ранее ЖРД (эксплуатация некоторых из них еш е продолжается) имели неоптимальное соотношение компонентов топлива, в них использовались специальные устройства для повышения устойчивости, а масса конструкции оказывалась завышенной. Маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл и экспериментальный ЖРД с кольцевой камерой сгорания и центральным телом стали первыми двигателями, разработанными с применением новых методов. Рабочие характеристики ЖРД определяются выбором установочных параметров, к которым относятся свойства компонентов топлива и технические требования к системе подачи топлива, смесительной головке и камере сгорания. Исходя из них, можно рассчитать полноту сгорания, удельный импульс, устойчивость горения и температуру стенки камеры. Достигнутый удельный импульс, как и для РДТТ, представляет собой разницу между термодинамическим потенциалом топлива и потерями, сопутст-вуюш.ими его реализации. Динамическая устойчивость определяется балансом между причинами, вызываюш ими внутрика- [c.164]

По заданию КАЭ ведется изучение потенциальных возможностей термоэлектрических генераторов на полонии-210, плутонии-238 и кюрии-244 электрической мощностью до 10 кет применительно к космическим установкам. Эта мощность рассматривается как практический предел для радиоизотопных генераторов такого назначе ния. Следует заметить, что КАЭ ведет разработку ракетных двигателей с изотопными источниками тепла. Тепло, выделяющееся при распаде полония-210, используется для подогрева жидкого водорода. Такой двигатель может развивать тягу до 0,11 кГ при удельном импульсе 700—800 сек. Вес двигателя 13 кГ, длина 43 см, диаметр 10 см. [c.201]

Для ракетных двигателей на химическом топливе наибольшие значения удельного импульса получаются для фторводородных смесей и достигают значений /5=450—470 кГ/кГ/сек. [c.29]

Например, основной характеристикой экономичности реактивного двигателя является удельный импульс тяги, определяемый как отношение импульса тяги двигателя Ft к суммарному расходу массы компонентов топлива, поступивших за время t из баков летательного аппарата Пдр = / уд = FIG. Действительно, здесь секундный массовый расход G, характеризуюш,ий затраты рабочего тела, есть вход, а сила тяги F, конечный результат процессов использования топлива, — выход услоиного элемента ракетный двигатель . В других типах реактивных двигателей чаще ис пользуют обратное значение коэффициента преобразования, так называемый удельный расход, равный [c.10]

Важная характеристика силовой установки — у д е л ь-ная тяга (или удельный импульс двигателя), т. е. тяга, отнесенная к расходу рабочего тела в единицу времени Г уд == = К/6р [кГтяги <= / =1 раб. тела - Ракетных двигателей [c.380]

Удельный импульс тяги ЖРД (удельный импульс ЖРД) — отношение тяги ЖРД к массовому расходу топлива ЖРД. Аналогично тяге удельный импульс ЖРД максимален в пустоте и соответственно уменьшается при наличии давления окружающей среды. Удельный импульс ЖРД в пустоте является важнейшим параметром двигахеля, характеризующим эффективность жидкого ракетного топлива и совершенство конструкции двигателя. Наибольшее значение удельного импульса имеют кислородно-водородные ЖРД. Например, для ЖРД 55МЕ удельный импульс в пустоте равен 4464 м/с, а на земле - 3562 м/с. [c.8]

Выражение (15.239) показывает, что удельная сила тяги ракетного двигателя (единичный импульс двигателя) зависит от температуры газов в камере сгорания, молярной массы газов и степени расширения газов в сопле Рк/Ро- Чем выше температура газов в камере сгорания Гк, тем больше скорость их истечения с. Температура газов в камере сгорания ракетного двигателя зависит от тепловой эфс ктивности (теплоты сгорания) топлива. Чем меньше молярная масса газов, истекаюпщх из сопла двигателя, тем также больше удельная сила тяги. Если принять Рк/Ро = idem, то удельная сила тяги ракетного двигателя полностью определяется характеристиками топлива. Поэтому удельная сила тяги характеризует термодинамические свойства топлива. [c.495]

Хотя мы и начали рассказ с ЖРД, нужно сказать, что первым был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе - ТТРД. Топливо - специальный порох - находится здесь непосредственно в камере сгорания. Камера с реактивным соплом - вот и вся конструкция. РДТТ имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, взрывобезопасны. Но по удельному импульсу тяги РДТТ на 10 - 30% уступают жидкостным. [c.21]

Центральный ракетный блок выполнен в виде цилиндра диаметром 7,7 м, внешняя часть которого заканчивается эллипсоидом вращения. Общая длина блока -59 м. Блок вмещает -7 00 т кислородно-водородного топлива, в том числе - 600 т жидкого кислорода и - 100 т жидкого водорода. В нижней части блока размещен хвостовой отсек с четырьмя ЖРД РД-0120. Двигатели разработаны в Конструкторском бюро химической автоматики (главный конструктор А. Д. Конопатов) и изготовлены на Воронежском механическом заводе. Наиболее близким аналогом двигателя является американский кислородно-водородный двигатель SSME, установленный на МТКК Спейс Шаттл . Двигатель РД-0120 имеет тягу в пустоте 4 х 196 кН, удельный импульс тяги в пустоте 4550 Н с/кг. Масса двигателя 4 х 3450 кг. Каждый двигатель закреплен в карданном подвесе. [c.49]

ОДНОКОМПОНЕНТНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - ЖИДКОе ИЛИ твердое ракетное топливо, способное разлагаться в ракетном двигателе с выделением тепла и газов. Применение ОРТ упрощает систему, но связано с уменьшением удельного импульса тяги (перекись водорода, гидразин, монометилгидразин, диметилгидразин). [c.209]

Поскольку распыление, смешение, испарение и горение топлива происходят не мгновенно и не всегда заканчиваются внутри камеры сгорания, то некоторые частицы топлива могут быть выброшены из сопла камеры, что приводит к снижению удельного импульса, определяющего качество ракетного двигателя. Такая картина часто происходит на режимах запуска двигателя, когда реализуются большие времена опережения одного из компонентов топлива относительно фугого. [c.85]

Камера ракетного двигателя, как известно, р 1звивает максимальный удельный импульс при работе на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла оказывается равным давлению внешней среды. [c.16]

За последние годы в отечественной и зарубежной литературе опубликовано большое количество работ, посвяш,енных исследованию различных оптимальных характеристик летательных аппаратов методами вариационного исчисления. Однако в большинст1ве этих работ [5], [13], [17] рассматривается задача выбора режима работы ракетных двигателей, имеющих постоянный удельный импульс для частных траекторий (0о = О или 0о=9О°). В работе [16] рассматриваются двигатели других типов (в том числе и ПВРД), но рассмотрение ограничивается лишь составлением общих уравнений вариацио нной задачи и не содержит каких-либо конкретных вьиводов. [c.288]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...