Схемы ЖРД с вытеснительной системой

На фиг. 6. 35 показана схема вытеснительной системы подачи ЖРД, в которой для создания давления использован заряд твердого топлива. Такая система подачи требует специальных мер предосторожности. [c.361]

Фиг. 6, 35. Схема вытеснительной системы подачи ЖРД, в которой для создания давления использо ван заряд твердого топлива.

Рис, 1.1, Схема вытеснительной системы подачи компонентов топлива [c.9]

Пневмогидравлическая схема этой двигательной установки с вытеснительной системой подачи представлена на рис. 165. И здесь надежность достигается резервированием, как видно по дублированию клапанов в магистралях наддува и подачи компонентов. Клапаны открываются пневматически, а закрываются под действием пружины. Сдвоенные соленоиды и электрические соединения обеспечивают надежность пневматического открытия клапанов. Двигательный блок включает камеру сгорания, сопло, клапаны и карданный подвес с рулевыми приводами. Камера сгорания охлаждается регенеративно горючим, которое протекает в одном направлении по 120 каналам, вы-фрезерованным в огневой стенке из нержавеющей стали с никелевым покрытием. У смесительной головки в камере предусмотрены 12 акустических полостей двух типов, которые обеспечивают устойчивую работу двигателя. Смесительная головка, приваренная к камере сгорания, имеет 1284 форсуночных отверстия для впрыска диаметром 0,76 мм со столкновением струй одного компонента. [c.258]

Рис. 165. Пневмогидравлическая схема двигателя (показан один блок) системы орбитального маневрирования с вытеснительной системой подачи.

Необходимость сокращения длины герметичных трубопроводов в вытеснительной системе подачи топлива на ракетоплане РП-1 и проводки от насоса до двигателя на РП-2 определила выбор общей аэродинамической схемы этих самолетов. Наиболее полно предъявляемым требованиям отвечала схема бесхвостого самолета летающее крыло , в соответствии с ней был выполнен планер БИЧ-11, на котором предполагалось установить ЖРД. Схема летающее крыло позволяла всю силовую установку разместить очень компактно вблизи центра тяжести самолета при минимальной длине всех находящихся под давлением трубопроводов (см. рис. 1). [c.396]

В зависимости от принятой схемы и условий запуска ЖРД различают системы предварительного (предстартового) и основного (полетного) наддува. Работа системы наддува аналогична работе вытеснительной системы подачи. [c.118]

При вытеснительной системе подачи топливо в камеру сгорания поступает под действием давления, создаваемого тем или иным способом в топливных баках ракеты. Переход к высоким давлениям с камере сгорания сопряжен при использовании этой схемы с ростом массы баков ракеты. Это препятствует повышению экономичности за счет повышения давленпя в камере и ограничивает область применения двигателей с вытеснительной системой подачи ракетами, имеющими сравнительно малые размеры. Так как потеря продольной устойчивости при малых размерах ракеты не наблюдается, то двигатели с вытеснительной системой подачи в дальнейшем рассматриваться здесь не будут. [c.23]

На рис. 15.78 показана схема газобаллонной системы подачи топлива в камеру сгорания ракетного двигателя. Топливо из баков 6 (горюче) и 7 (окислитель) подается в камеру сгорания двигателя 9 путем его выдавливания каким-либо газом (обычно воздухом). При применении для вытеснения топлива воздуха система подачи называется вытеснительной системой с воздушным аккумулятором давления (ВАД). Запас газа на борту ракеты хранится в баллоне 1 под высоким давлением (примерно 20 МПа). [c.512]

Принципиальная схема ЖРД с вытеснительной системой подачи показана на рис. 1.1. [c.7]

Рис. 1.1. Схема ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива

На рис. 11.1 приведена принципиальная схема ГРД с вытеснительной системой подачи жидкого компонента и воздушным аккумулятором давления. [c.190]

Рис. 11.1. Схема ГРД с вытеснительной системой подачи жидкого компонента топлива

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]

Рис. 12.4. Зависимости Рассмотрим в качестве примера на-для настройки ГРД стройку ГРД с вытеснительной системой подачи жидкого компонента, схема которого приведена на рис. 12.1. Работа такого двигателя описывается системой уравнений (12.1). Примем в качестве задач настройки устранение отклонений давления в камере и коэффициента соотношения компонентов, т. е. положим, что в результате настройки следует достигнуть = б/С = 0.

Структурная схема двигателя с вытеснительной системой подачи [c.68]

На рис. 4.2, а показана схема, в которой в момент запуска в ЖГГ поступают пусковые компоненты топлива из специальных пусковых баллонов, имеющих вытеснительную подачу. После раскрутки ТНА и подъема давления за насосами работа ЖГГ переключается на питание от основных трубопроводов, а пусковая система отключается. По этой схеме раскручивается, например, ТНА двигателя РД-219. [c.69]

Пневмогидравлическая схема (ПГС) ЖРД отображает взаимные связи между отдельными конструктивными элементами ЖРД, осуществляемые с помощью гидравлических или газовых трактов. Существует большое число различных вариантов ПГС ЖРД, отличающихся как по принципу работы, так и по составу агрегатов с вытеснительной (баллонной) или насосной системой питания, с одним или двумя основными ТНА, с бустерными насосными агрегатами (БНА) или без них, с одним или несколькими газогенераторами, с одной или с несколькими камерами сгорания и т. д. [c.22]

В ракетной технике применяются ЖРД, выполненные по самым различным схемам с одним газогенератором и одним ТНА без дожигания генераторного газа в камере сгорания (с выбросом генераторного газа) или с дожиганием генераторного газа (называемые также по типам смесительных головок камер сгорания схемами жидкость — жидкость и газ — жидкость) с двумя газогенераторами одного типа (т. е. с избытком окислителя или горючего) и двумя ТНА с дожиганием или без дожигания генераторного газа в камере сгорания с двумя газогенераторами различных типов, двумя ТНА и с дожиганием окислительного и восстановительного газов в камере сгорания (схема газ — газ) без ТНА, с вытеснительной (баллонной) системой подачи. Схемы отличаются также числом камер сгорания, типом газогенераторов (однокомпонентный, двухкомпонентный), типом и числом бустерных насосных агрегатов (БНА), создающих нужный уровень давления перед основным ТНА и т. д. [c.227]

Связи между оболочками 171, 178, 180 Система автоматизированного проектирования 376, 379, 381, 398 Смесительная roj OBKal27,128,131- 137 Сопло 5, 100, 101, 125, 126 Схемы ЖРД с вытеснительной системой подачи 31-37 [c.421]

Вообще же в РНИИ рассматривались несколько вариантов ракетоплана. Сначала конструкторы остановили свой выбор на проекте двухместного самолета-моногшана СК-10 нормальной схемы с низким расположением трапециевидного крыла малого удлинения. В передней части фюзеляжа предполагалось разместить герметическую кабину, в которой последовательно располагались бы летчик-испытатель и инженер-испытатель (лицом назад). За кабиной — цилиндрический топливный бак с внутренней перегородкой, отделяющей окислитель от горючего. Вокруг бака компоновалась батарея баллонов сжатого газа, слркившая аккумулятором давления вытеснительной системы подачи топлива в камеру сгорания. В хвостовой части предусматривалась установка связки из трех азотно-кислотно-керосиновых двигателей ОРМ-65 конструкции Валентина Глушко. Ракетный самолет в этом варианте должен был иметь стартовый вес 1600 килограммов, скорость — 850 км/ч, потолок — 9 километров. Его предполагалось использовать для исследований динамики полета пилотируемого ракетного летательного аппарата на больших скоростях. [c.272]

Рассмотрим систему камера — топливные магистрали или камера — баки для двигателя с вытеснительной системой подачи. Для такой системы построена структурная схема (рис. 2.6), пе-оедаточная функция разомкнутой системы (2.8) и замкнутой (2.12). Передаточная функция разомкнутой системы без учета запаздывания Тпр = 0 имеет вид [c.94]

Следует подчеркнуть, что в СССР также применяются двигатели с вытеснительной системой подачи топлива. Так, например, по такой схеме был построен двухкамерный ЖРД блока малой тяги КТДУ автоматических межпланетных станций "Луна-16" и "Луна-20". Однако, как уже отмечалось, у нас в стране такие двигатели не получили широкого распространения. [c.107]

Пневмогидравлическая схема двигательной установки представлена на рис. 175. В этом варианте двигательная установка имеет четыре бака. Гидразин находится в баке под начальным давлением газа наддува (азот) 2,4 МПа. Система работает в вытеснительном режиме без дополнительного поднаддува. В процессе вытеснения топлива из бака давление в подушке снижается вплоть до 5-кратного снижения уровня тяги. Дублированы клапаны, каталитические решетки и др) гие элементы конструкции двигателя. Четыре двигательных модуля могут работать парами А—С или В—Z), дублируя друг друга. Каждый модуль содержит один ЖРД для формирования орбиты космического аппарата и три двигателя для управления положением. Удельный импульс основного двигателя на номинальном режиме 234 с при среднем удельном импульсе за весь срок службы 228 с. Для двигателей ориентации удельный импульс на номинальном режиме составляет 232 с при расчетном среднем удельном импульсе 200 с. Тяга двигателей зависит от текущего давления наддува (рис. 176). Продолжительность минимального импульса двигателя формирования орбиты 40 мс, двигателей ориентации 20 мс. [c.267]

ЖГГ обеспечивают многочисленные циклы работы ДУ с вытеснительной подачей, но они заметно ушожняют ДУ на каждом баке должен быть установлен отдельный ЖГГ (восстановительный — на баке горючего и окиаштельный — на баке окислителя) должны быть допошитеяьные (правда, относительно небольшие) топливные бачки и дополнительная система вытеснения компонентов топлива из этих бачков в ЖГГ баков. Поэтому хотя применение газа повышенной температуры и обеспечивает определенные преимушества (чем выше температура газа, тем меньше его расход для создания заданного давления газа в топливном баке), вытеснительная схема с использованием ЖГГ применяется редко. Поэтому основное внимание ниже уделено ДУ с вытеснением заранее запасенным газом высокого давления. [c.32]

Для ракетоплана РП-1 двигатель ОР-2, который разрабатывал Ф. А. Цандер, создавался не как изолированный агрегат, а как составная часть конкретного самолета, т.е. осуществлялся комплексный подход к решению проблемы установки ЖРД. Двигатель ОР-2 должен был иметь тягу 50 кгс и время работы 30 с. В качестве горючего он использовал авиационный бензин, а окислителя — жидкий кислород, которые заправлялись в герметические баки грушевидной формы. Компоненты топлива из баков подавались в камеру сгорания двигателя по вытеснительной схеме — давлением сжатого азота. Такая система подачи топлива, хотя и была наиболее простой и легко осуществимой, получалась относительно тяжелой из-за необходимости рассчитывать баки, трубопроводы, арматуру и соединения на довольно высокое избыточное давление (6 — 8 атм). Требовалась также тшдтельная сборка и пригонка всех частей системы в производстве и поддержание ее герметичности в эксплуатации. [c.396]

Принципиальные схемы систем выдачи продуктов представлены на рис. 11. В ряде случаев системы должны обеспечивать заправку резервуаров потребителя и поддержание в них заданных температуры и уровня жидкости (системы заправки ракетно-космических систем, самолетов, судов, авто- и железнодорожных цистерн). Это приводит к необходимости введения контура циркуляции. Варианты схем с циркуляцией приведены на рис. 12. Схемы с замкнутым контуром циркуляции позволяют поддерживать с большой точностью параметры жидкости в заправленном резервуаре. Схемы с разомкнутым и попуразомкнутым контурами циркуляции используются при вытеснительном способе выдачи СПГ. Эти схемы предполагают к концу заправки наличие заполненного и порожнего резервуаров для обеспечения передавливания жидкости. [c.12]

В обоих рассмотренных случаях экспериментальные установки выполнены по схеме одноцилиндровых двигателей Стирлинга вытеснительного типа, в которых рабочий поршень закреплен неподвижно. Такая конструкция обеспечивает постоянный рабочий объем системы. Перемещение рабочего тела из одной полости в другую осуществляется с помощью вытеснителя. Это вызывает циклическое изменение давления рабочего тела, совпадающее по фазе с движением вытеснителя или, иными словами, с изменением объема рабочего тела в полости расширения. Постоянство общего объема значительно упрощает анализ системы с двигателем Стирлинга. Цель создания экспериментальных установок состояла в том, чтобы проверить метод прогнозирования изменения диапазона давления при постоянном общем объеме системы, т. е. подтвердить теорию экспериментальными данными для различных смешанных рабочих тел. Предполагалось также, что упрощенная методика может быть пригодной и для реальных двигателей Стирлинга с изменяющимся общим объемом системы. Кроме того, на тех же самых установках предполагалось провести и исследования регенеративных теплообменников с фазоизменяющи-мися рабочими телами. По-видимому, в литературе нет информации о таком типе регенераторов. [c.153]

Схема и результаты первых исследований на демонстрационной стендовой модели описаны в работе Пушо и Дэниэльса [266]. Основные агрегаты системы показаны на рис. 15.16, а ее принципиальная схема — на рис. 15.17. Использующийся в системе двигатель Стирлинга был одноцилиндровым вытеснительного типа с ромбическим приводом. Частота вращения вала двигателя составляла 600 об/мин. С помощью зубчатой передачи частота вращения увеличивалась до 1800 об/мин на маховике, а затем последовательно уменьшалась до 900 об/мин на приводе с гибким валом и до 120 об/мин для циркуляционного насоса крови. Насос, представлявший собой цилиндрическую конструкцию, закрытую с двух сторон куполообразными кожухами, имел кривошипный приводной механизм с треугольным шатуном (рис. 15.18). [c.337]

В работе Голдуотера и Морроу [147] описаны схема и начальные стадии работы над двигателем. Блок энергоустановки имеет свободнопоршневой двигатель Била вытеснительного типа с линейным генератором переменного тока. Для нагрева рабочего тела был использован ядерный источник энергии. Для обеспечения точной динамической балансировки системы предложена схема с оппозитными поршнями, предназначенная для полетного образца. Следует отметить, что интенсивность солнечного излучения убывает пропорционально квадрату расстояния от Солнца. В связи с этим космическому летательному аппарату, находящемуся на периферии солнечной системы, будет затруднительно получать достаточное количество солнечной энергии по мере его удаления от Солнца. В любом случае потребуется мощность около нескольких ватт для поддержания радиоконтакта с Землей и проведения необходимых исследований. 13 случае необходимости большей мощности единственным выходом будет снабжение космического летательного аппарата энергией при ее передаче лазерным лучом. При этом энергия, передаваемая коллимированным лучом оптического диапазона, должна быть в дальнейшем абсорбирована и превращена в теплоту для последующего использования в двигателе Стирлинга. Как известно, лазерное устройство позволяет обеспечить большую концентрацию световой энергии в когерентном пучке или луче. [c.349]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...