Двигатель большой тяги

Как видно из уравнения (3), для минимизации изменения массы аппарата и, следовательно, расхода топлива в случае двигателей большой тяги с постоянной скоростью истечения необходимо минимизировать интеграл по времени от реактивного ускорения. Из уравнения (4) следует, что для минимизации расхода топлива в случае двигателей малой тяги с постоянной мощностью на выходе необходимо минимизировать интеграл по времени от квадрата реактивного ускорения. Уравнения (3) и (4) позволяют при постановке оптимальных задач рассматривать только параметры движения космического аппарата вне зависимости от его массы, мощности на выходе или скорости истечения. Можно показать, что даже для многоступенчатых ракет минимизация правых частей уравнений (3) и (4) ведет к максимизации полезной нагрузки при условии, что величина тяги может произвольно изменяться. [c.164]

Ниже рассматриваются отдельные задачи о перелетах между эллиптическими орбитами в ньютоновом гравитационном поле. В случае двигателя большой тяги и незакрепленного времени полета решение оптимальной задачи дает абсолютный минимум расхода топлива. Для двигателей малой тяги с ограниченной мощностью абсолютный минимум расхода топлива стремится к нулю, но время полета при этом должно быть бесконечно. Поэтому обсуждаемые здесь перелеты с двигателями малой тяги соответствуют асимптотическим решениям оптимальной задачи, когда время полета становится очень большим. Например, перелеты между орбитами спутников Земли представляют ограниченный интерес, так как из-за весьма малого ускорения от тяги ионного двигателя продолжительность перелета будет довольно большой. [c.164]

Классическим примером оптимального перелета является перелет с помощью двигателя большой тяги между компланарными круговыми орбитами. В 1925 г. Гоман [2] теоретически доказал, что для минимизации расхода топлива этот перелет должен происходить по эллипсу, касающемуся обеих круговых орбит (рис. 1). Тяга прикладывается импульсно сначала для перехода с внутренней круговой орбиты к перигею эллипса, а затем, после полета по эллипсу,— для перехода от апогея эллипса к внешней круговой орбите. [c.164]

Импульсное приложение тяги характерно для всех известных типов перелетов с минимумом расхода топлива, если используются двигатели с постоянной скоростью истечения. Продолжительность полета космических аппаратов с двигателями большой тяги на активных участках обычно настолько меньше длительности пассивного полета,что при определении требуемого количества топлива целесообразно рассматривать в первом приближении активные участки как импульсные маневры. [c.165]

На двух последних рисунках показаны траектории перелета с круговой орбиты ожидания малой высоты, плоскость которой наклонена относительно плоскости экватора под углом 28° (широта мыса Кеннеди), на синхронную экваториальную орбиту. Оптимальный перелете двигателем большой тяги (рис. 16) требует только двух импульсов, причем поворот плоскости орбиты производится в основном с помощью второго импульса. [c.175]

Как уже говорилось в главе 1, использование двигателей малой тяги оказывается возможным лишь после выведения космического аппарата на орбиту спутника Земли. На этапе же выведения, естественно, применяются двигатели большой тяги, способные оторвать аппарат от Земли и сообщить ему необходимую орбитальную скорость. [c.136]

До сих пор мы рассматривали траектории полета с малой тягой, обеспечивавшие простой гиперболический пролет мимо планеты назначения. Космический аппарат, снабженный двигательной системой малой тяги, может совершить посадку на планету, используя для торможения или ракетный двигатель большой тяги, или атмосферную подушку планеты. Однако для космического аппарата с малой тягой особенный интерес представляет выход на орбиту искусственного спутника планеты. Масса такого спутника может быть существенно больше массы спутника, выводимого на орбиту методами, излагавшимися в предыдущих главах (исключая случай аэродинамического торможения), при условии, что массы космических аппаратов, сошедших с околоземной орбиты, будут одинаковы. [c.343]

В табл. 3.1 приведены типичные параметры компрессоров турбореактивных двухконтурных двигателей больших тяг для гражданских и турбореактивных двухконтурных двигателей —для маневренных самолетов 1980-х гг. [26, 33]. [c.58]

Замковое соединение лопаток с диском обеспечивает передачу окружного усилия на диск и фиксирует лопатку при действии на нее осевых, центробежных сил и изгибающих моментов. Наиболее простое соединение получается с Т-образным замком (рис. 10.21,6). Однако соединение замком типа елочка (рис. 10.21, в) позволяет увеличить поверхность, воспринимающую нагрузку, что необходимо для достижения требуемой прочности соединения. Для установки пакета лопаток в ободе диска вьшолняется вырез трапециевидной формы. По окончании установки и полного набора лопаток вырез закрывается замком, который фиксируется в осевом направлении штифтами. Замок типа елочка конструктивно и технологически сложен, но обладает высокими прочностными характеристиками и применяется в ТНА двигателей больших тяг. [c.222]

Например, для двигателей большой тяги (порядка 10 Н) прорабатывается компоновка, при которой используется связка большого числа модульных камер, объединенных одной общей сверхзвуковой частью сопла с центральным телом, внешнего или внутреннего расширения. Кроме того, для этой схемы в случае двигателей мощных ракетоносителей есть предложение использовать при полете в атмосфере воздух для увеличения удельного импульса. Для этого организовывается забор и приток воздуха в центральную часть сопла. [c.353]

Замкну ая система, конечно, сложнее открытой и приводит к увеличению веса двигателя. Поэтому она дает наибольший эффект для двигателей большой тяги и при высоком давлении в камере. [c.120]

Ионный и плазменный двигатели являются двигателями малой тяги и имеют специфическую область применения. Оценка их практической значимости — дело будущего. А пока, чтобы вывести на орбиту корабль или автоматическую станцию, надо целиком полагаться на химические ракетные двигатели большой тяги. [c.201]

Двигательная установка состоит из двигателя большой тяги 1, снабженного простым одноразовым УГГ, и двигателя малой тяги [c.441]

Двигатель большой тяги снабжен двумя воспламенителями 5 и [c.441]

В некоторых конструкциях головок, особенно для двигателей большой тяги, специальные форсунки не ставят, а просто делают сопловые отверстия, через которые в камеру впрыскиваются горючее и окислитель. Наиболее часто выбирают. концентрическое, [c.390]

Кроме рассмотренных видов, запуски могут быть одноступенчатые и двухступенчатые. Двухступенчатые запуски применяются в двигателях больших тяг и склонных к высокочастотным колебаниям. [c.178]

При заданных потребном напоре и КПД мощность, потребляемая насосом, определяется массовым расходом компонента (тягой двигателя). Для двигателей больших тяг мощность насоса ЖРД может составлять десятки и сотни тысяч киловатт. [c.12]

При вытеснительной подаче любого типа баки компонентов работают под давлением, несколько превышающим давление в камере, поэтому они должны быть достаточно прочными. В двигателях больших тяг или в двигателях, рассчитанных на сравнительно большую продолжительность работы, применение вытеснительной подачи привело бы к недопустимому увеличению веса баков. В этих двигателях применяется насосная подача компонентов. [c.23]

Плоские головки для двигателей больших тяг, имеющих боль шие поперечные сечения камеры, должны иметь специальную кон струкцию, обеспечивающую их прочность и жесткость. [c.315]

Шарообразные (или грушевидные) камеры имеют наименьшую поверхность при заданном объеме и наименьшую потребную толщину стенок, что делает их наиболее легкими. Шарообразные камеры обычно применяются па двигателях больших тяг. Недостатками шарообразных камер является то, что они имеют увеличенную поперечную площадь сечения и их изготовление несколько сложнее по сравнению с изготовлением цилиндрических камер. [c.151]

На рис. 1.9.11 показаны устройства, которые обеспечивают создание управляющего усилия Рр (Рр является составляющей тяги Р основного двигателя) путем поворота основного двигателя в целом (рис. 1.9.11, а) или поворота только одного сопла (рис. 1.9.11,6). При этом поворот основного двигателя даже на малые углы обеспечивает большие управляющие усилия и, следовательно, управляющие моменты. Однако для осуществления такого поворота требуются большие энергетические затраты. Использование поворотного сопла позволяет уменьшить эти затраты тогда возникают такие неблагоприятные явления, как загрязнение и выгорание подвижного сочленения сопла с камерой двигателя. Большие трудности вызывает герметизация этого сочленения, работающего в условиях высоких температур и давлений. [c.85]

Для получения заданной тяги выгоднее использовать несколько двигателей с меньшими размерами, чем один двигатель больших размеров, так как с увеличением размеров двигателя его удельный вес возрастает, потому что тяга растёт пропорционально квадрату линейных размеров, а вес двигателя пропорционален приблизительно кубу линейных размеров. [c.86]

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]

Рассматриваемые здесь оптимальные задачи связаны с идеализацией применяемых двигательных установок термохимических ракетных двигателей большой тяги и двигателей малой тяги (например, ионных). Считается, что величину тяги как для двигателей большой тяги, так и для двигателей малой тяги можно неограниченно изменять. Предполагается также, что для двигателей большой тяги скорость истечения постоянна, а мош ность на выходе — величина переменная у двигателей малой тяги, наоборот, мош,ность на выходе постоянна, а скорость истечения переменна. Мош,ность истекаюш[ей струи газов определяется уравнением [c.163]

Оптимальный перелет с двигателем большой тяги между одинаковыми круговыми орбитами, плоскости которых взаимно наклонены под углом 60°, 185, показан на рис. 11. При таком наклонении между орбитами суш ествуют два вида биэллиптического перелета, приводящие к одинаковому расходу топлива [20, 22]. Для одного из них расстояние до апогея промежуточной орбиты примерно в 10 раз превышает радиус начальной орбиты для второго вида перелета оптимальное расстояние до апогея бесконечно. Для всех других значений расстояния до апогея промежуточной орбиты биэллиптический перелет требует большого расхода топлива. При меньших углах наклонения оптимальное [c.172]

Величина реактивного ускорения показывает, для каких космических операций может быть применен двигатель того или иного типа. Например, для резких маневров нужен двигатель, создающий значительное реактивное ускорение. Двигатель с малым реактивным ускорением не может даже оторвать космический аппарат от поверхности Земли. Условно все двигатели могут быть разделены на два класса двигатели большой тяги (точнее, большого реактивного ускорения), создающие реактивное ускорение, превышающее ё =9,8 м/с , и двигатели малой тяги (точнее, малс о реактивного ускорения), создающие реактивное ускорение, меньшее д. (Чаще всего под двигателями малой тяги понимают двигатели, создающие реактивные ускорения в тысячи раз меньшие д.) [c.27]

Понятно, почему дело обстоит иначе при разгоне с помощью двигателей большой тяги, осуществляющих сход с круговой орбиты. В этом случае полная энергия увеличивается скачком за счет огром- [c.136]

Реализация этого пути снижения удельного расхода топлива сопряжена со значительными трудностями, связанными с габаритными размерами, массой и обеспечением надежности теплообменника в процессе эксплуатации. Однако в -малоразмерных двигателях межтурбинные теплообменники, более компактные, чем затурбинные, по-видимому, позволят достигнуть расхода топлива, который имеют двигатели большой тяги, так как в этом случае вследствие умеренных значений и т будут устранены трудности достижения высоких значений КПД. [c.545]

В высокорасходных насосах двигателей больших тяг широко применяется двухсторонний вход (рис. 10.15), и тогда центробежное колесо выполняется симметричным, состоящим как бы из двух колес с односторонним входом. [c.214]

На современных самолетах находят применение ТРД, создающие на максимальном бесфорсажном режиме тягу 1500... 15000Н (двигатели малой тяги), 15000... 70000 Н (двигатели средней тяги), 70000... 12000 Н и более (двигатели большой тяги). Расход воздуха через двигатели большой тяги может достигать 150... 200 кг/с и более, а масса — 2000... 3000 кг, диаметральный габарит —1.2... 1.5 м, длина 5... 6 м, причем половина этой величины приходится на форсажную камеру. Форсирование повышает тягу в условиях взлета на 30... 50%. [c.475]

Наконец, третий тип автоколебаний — высокочастотные, вну-трикамерные колебания с частотой свыше 500 Гц. Это — чисто газодинамические и наиболее опасные автоколебания. Они не связаны ни с системой подачи, ни с упругой податливостью камеры и проявляются в первую очередь в двигателях больших тяг. Механизм их возникновения обусловлен тем, что только что упомянутое нами время газообразования не остается постоянным и зависит от давления вблизи головки двигателя. С увеличением местного давления (повторяем — неважно, по какой причине оно возникло) образование газа происходит более интенсивно, местное давление еще более повышается и возникает распространяющаяся со скоростью звука волна сгущения. Будучи отраженной от противоположной стенки, волна возвращается к головке и дополнительно усиливается повышенным газообразованием. Период таких колебаний определяется временем, которое требуется для волны, чтобы преодолеть расстояние порядка характерного размера камеры. Возникающие формы [c.143]

Самсхчет МИГ-9 послужил базовой моделью лля проектов ФЛ и ФН — вариантов с двигателями большей тяги и увеличенной прочностью планера, которые строились, но пе летали. [c.67]

Эта система применяется на ракетных двигателях большой тяги и большой продолжительности работы, т. е. на двигателях с большим суммарным импульсом 1 = Ш). Следовательно, она лредставляет интерес в тех случаях, когда объем топливных баков велик, так как [c.474]

Данная с.хема в принципиальном плане эквивалентна предыдущей. Отличие состоит в том, что двигательная установка является комбинированной и включает основной двигатель большой тяги, уст анов-ленньи" на ракете неподвижно, и дополнительный двигатель меньшей тяги с отклоняемыми камерами сгорания (см. рис. Такой двигатель называется рулевым. Подобные схемы нашли наибольшее применение во вторы.х степенях жидкостных ракет. Ввнду того, что тяга рулевого двигателя обычно невелика, углы отклонения камер сгорания злесь существенно больше, чем в предыдущей схеме, и мог т достигать [c.70]

Сфери.ческие головки с форкамерами применяются на двигателях с шарообразной или грушевидной камерой, т. е. только на двигателях больших тяг. [c.316]

Чтобы предупредить скопление большого количества топлива в двигателях больших тяг, пусковой расход компонентов делают значительно ниже, чем рабочий расход, т. е. вводят так иазывае-мый предварительный этап работы (например, в ракете А-4 предварительная ступень). [c.327]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...