Двигатель первой ступени

На консоли вала на шлицах устанавливается муфта предельного момента, соединяющая промежуточный вал с колесом муфты. С этим зубчатым колесом сцепляется ведущая шестерня, устанавливаемая непосредственно на валу двигателя. Первая ступень напорного механизма заключена в сварной кожух, нижняя часть которого крепится к стреле. [c.33]

Первый следящий привод двухканальной системы назовем автономным, если передача момента со стороны двигателя первой ступени не приводит к относительному перемещению платформ. [c.368]

Что касается принципиально новых путей развития ракетных двигателей, то здесь надо иметь в виду следуюш,ее. Ракетные двигатели неэкономичны при малой скорости. Только когда скорость полета становится соизмеримой со скоростью истечения газа из реактивного сопла, экономичность двигателя, подсчитанная по полезной работе, отданной ракете, и по расходу горючего, становится удовлетворительной. Таким образом, первая ступень ракеты — носителя космического объекта — всегда неэкономична. Если учесть, что она работает, как правило, еш,е в атмосфере (при высоте меньше 100 км), то будет понятно стремление использовать для работы двигателя первой ступени окружаюш,ий воздух, т.е. наравне с ракетным двигателем применять также и воздушно-реактивный или ракетно-прямоточный. Возможно также использование эффекта дожигания поверхностного слоя струи, всегда содержаш,его несгоревшее топливо, охлаждаюш,ее реактивное сопло. [c.229]

Часть гравитационных потерь составляют потери сразу после включения двигателей первой ступени, когда ракета еще удерживается на Земле своей тяжестью, так как сила тяги еще не превысила ее веса, а ведь в свободном пространстве она бы уже мчалась вперед Пусковое устройство советской ракеты Союз , поддерживающее ее в вертикальном положении, отпускает ее в точности в тот момент, когда тяга сравняется с весом ракеты. Остроумное конструктивное решение заключается в том, что ракета висит на четырех уравновешенных рычагах, которые отклоняются в сторону (и потому перестают удерживать ракету), как только ракета перестает давить на них своей тяжестью [1.2]. Но и в первые мгновения после начала движения потери за каждую секунду очень велики, пока не будет достигнута расчетная тяга. [c.75]

В соответствии с программой в момент Т г2 мин 15 с (Г — момент отрыва от стартового стола) должен быть выключен центральный двигатель первой ступени, а в момент 7 +2 мин 40,8 с — остальные. Еще через 2,4 с выключаются двигатели второй ступени S-H, а через 25 с после этого сбрасывается система аварийного спасения вместе с теплозащитным экраном. Двигатели второй ступени выключаются в момент Т +Э мин 11,4 с на высоте 185,9 км при дальности 1640 км и скорости 6,94 км/с. В момент Г+Э мин 15,4 с включается двигатель J-2 третьей ступени S-IVB, который, не выработав всего топлива, выключается в момент Т- - мин [c.283]

Наиболее простая разновидность схемы включения основного ЖГГ в работу — подача пусковых расходов компонентов в основной ЖГГ от наземных систем. Этот способ раскрутки ТНА подходит для двигателей первой ступени PH. Например, такая схема запуска основного ЖГГ осуществлена на двигателях PH Восток (рис. 4.2, в). [c.70]

Важным фактором, облегчающим запуск двигателя, является его включение в момент, когда двигатель первой ступени еше работает и создаваемое им ускорение обеспечивает надежное поступление компонентов топлива в двигатель. [c.84]

Процесс запуска спутника должен бьш выглядеть следующим образом. После вертикального старта ракета отклоняется в юго-восточном направлении, поэтому полного использования скорости вращения Земли не происходит. Отклонение ракеты от вертикали в конце работы двигателя первой ступени составит угол в 45°. В момент выключения двигателя ракета будет находиться на высоте 58 километров и на несколько меньшем расстоянии по горизонтали от места старта. [c.383]

При рассмотрении двухступенчатой ракеты мы сильно упростили задачу. Помимо того что не учитывались гравитационные потери и потери на преодоление сопротивления атмосферы, нами не рассматривался дополнительный узел, который необходим для установки второй ступени в верхней части первой ступени. Кроме того, мы не учитывали тот факт, что в современных ракетах двигатель первой ступени обычно представляет собой пакет двигателей, что позволяет развивать значительно большую тягу, чем тяга второй ступени. Однако учет этих факторов не изменит основного вывода о том, что для ухода от Земли или даже для выведения на орбиту спутника Земли необходимы многоступенчатые ракеты. [c.345]

На круговую орбиту вокруг Земли предполагается вывести вторую ступень двухступенчатой ракеты (орбитальная скорость должна равняться 7,73 км/с). Скорость истечения у двигателя второй ступени равна 3000 м/с (вдвое больше, чем у двигателя первой ступени) обе ступени имеют одинаковое отношение масс R, а отношение масс полностью заправленных топливом первой и второй ступеней равно 0,15. Масса второй ступени без топлива, которая и выводится на орбиту, равна 10 г. Пренебрегая потерями на преодоление гравитационного поля и аэродинамического сопротивления, вычислить R и начальную массу ракеты. [c.379]

С целью проверки и уточнения математической модели, описывающей низкочастотную динамику двигателей первой ступени (ЖРД Р-1), была разработана специальная аппаратура и экспериментально определены динамические характеристики двигателя и его элементов. Динамические характеристики снимались при огневых испытаниях одиночного двигателя, в питающих магистралях которого были установлены пульсаторы, возбуждавшие гармонические колебания расхода окислителя й горючего, поступающих в насосы ЖРД. Отдельные экспериментальные исследования,, проведенные на моделях топливоподающего тракта ракеты, имеющих натурный масштаб, были посвящены изучению его динами- еских свойств. [c.119]

Удельная тяга — не единственный показатель совершенства двигателя. Еще важен и его вес. По этому показателю жидкостной ракетный двигатель неизмеримо выше всех прочих. Совершенные двигатели первых ступеней баллистических ракет и ракет-носителей имеют вес всего 10—15 кгс на 1 тс земной тяги. Для последующих ракетных ступеней и двигателей космических [c.104]

Так или иначе, но условия внешнего атмосферного давления накладывают определенные ограничения на степень расширения сопла. Поэтому в двигателях первых ступеней баллистических ракет и ракет-носителей степень расширения сопла относительно невелика. Так, в частности, сопло двигателя Р1 первой ступени ракеты Сатурн-У имеет отношение 5а/5кр = 16, в то время как для двигателей J2 второй ступени 5а/5кр == [c.185]

Носитель тяжелого класса Ангара-5А имеет первую ступень, образованную из пяти блоков на основе универсального ракетного модуля. Пять двигателей первой ступени запускаются при старте ракеты одновременно, но впоследствии двигатель центрального блока дросселируется до 30% тяги и к моменту опорожнения боковых модулей сохраняет достаточные запасы топлива для продолжения полета. [c.92]

Стартовая масса Количество ступеней Тяга двигателей первой ступени второй ступени Длина ракеты Диаметр корпуса ракеты Объем отсека полезной нагрузки [c.95]

Работа двигателя первой ступени [c.136]

На наружной поверхности бака проложены трубопроводы наддува бака горючего, наддува бака окислителя, по четыре расходных трубопровода окислителя и воды для питания двигателей первой ступени и четыре расходных трубопровода подачи воды в навесные ускорители с ЖРД. [c.185]

Расчеты показали, что для двигателей первых и вторых ступеней ракеты с ростом тяги ступени увеличивается значение эквивалента массы двигателя. Однако для двигателей вторых ступеней эквивалент массы двигателя меньше, чем для двигателей первых ступеней. Поэтому для двигателей первых ступеней любые мероприятия, способствующие увеличению удельного импульса тяги, являются целесообразными, даже с увеличением массы двигателя. [c.12]

На рис. 5.5 показана циклограмма запуска двигателей первой ступени ракеты-носителя Сатурн . Как видно из рис. 5.5, двигатели запускаются попарно через 0,1 с, при этом сила, вызываю-Щая вибрации, не больше 0,2 максимальной суммарной тяги. [c.179]

Двигатели верхних ступеней для обеспечения надежного запуска должны иметь положительное ускорение. Для создания ускорения верхней ступени прй запуске ее двигателя можно использовать импульс последействия нижней ступени. В этом случае команда на запуск верхней ступени подается одновременно с командой а выключение двигателей первой ступени (рис. 6.6). Потребное ускорение создается импульсом тяги. [c.202]

Общая тяга двигателей первой ступени должна составлять [c.24]

Рис. 4. РД-107 — двигатель первой ступени ракеты Восток .

Определить реактивную силу и полный имиульс, создаваемый двигателями первой ступени ракеты Сатурн-Г) , если масса сгоревшего топлива этой ступени 2010 т, продолжительность работы днигателей 150 с, относительная скорость истече-иия продуктов сгорания топлива 2500 м/с. Расход топлива счи-тать равномерным. [c.260]

Корпус работающего двигателя можно рассматривать как сосуд, нагруженный давлением газов, образующихся в результате горения заряда твердого топлива. Основное назначение корпуса — выдержать в течение заданного времени совместное воздействие внутреннего давления и высоких температур и передать на остальную часть ракеты силу тяги. Кроме того, РДТТ обычно является частью силового корпуса всей ракеты и поэтому он воспринимает продольные и поперечные перегрузки, а также испытывает аэродинамический нагрев. С точки зрения прочности, напряжения от внешних продольных и поперечных нагрузок не опасны, поскольку обычно они малы по сравнению с напряжениями, вызываемыми рабочим давлением газов. Но они могут привести к потере устойчивости корпуса двигателя, если внешние нагрузки действуют на неработающий двигатель. Например, это может произойти с двигателями второй и третьей ступени при работающем двигателе первой ступени или с двигателем первой ступени стоящей на старте ракеты. [c.371]

Рассмотрим теперь первую ступень механической системы. На двигатель первой ступени со стороны первой платформы действуют динамический морлент первой платформы, возмущающий момент от внешних сил Мв1 и момент от воздействия второй платформы на первую Мопр (назовем этот момент опрокидывающим). Опрокидывающий момент определяется двумя составляющими моментом со стороны статора второго двигателя [c.366]

Пример 4.1. Оценим скорость сгорания топлива при старте системы 8аШт-5 — Аро11о-11 , доставившей 20 июля 1969 г. первых астронавтов на Луну. Начальная масса то — 2950 т, скорость истечения с = 2,6 х х10 м/с. Пять двигателей первой ступени развивали тягу Ро = 3,4-10 Н. Расход топлива [c.33]

Первое успешное испытание ракетного двигателя первой ступени было проведено на полигоне для испытания силовых установок Thiokol, штат Юта, в октябре прошлого года. В 2001 году во-енно-воздушные силы планируют начать реализацию контракта стоимостью 1,6 миллиарда долларов США продолжительностью до сентября 2008 года на организацию полномасштабного производства по Программе замены силовых установок. [c.399]

Вместе с тем стремление повышать давление в камере сгорания вполне обосновано. Рост р , с одной стороны, позволяет увеличивать экономичность двигателя, т.е. повышать удельный импульс путем увеличения степени расширения газов в сопле Рк/Ра причем для двигателей первой ступени PH увеличение р — единственный способ поБышения Рк/Ра> так как давление на срезе сопла рд ограничено средним по траектории атмосферным давлением и выбирается примерно равным Ра = (0,4...0,6) 10 Па. [c.38]

Основной недостаток этой схемы - большой расход газа (в 2...3 раза больший, чем расход генераторного газа). При запуске двигателя первой ступени PH от наземной системы это не так важно. Однако при запуске двигателя от бортовой сети (вторая и последующие ступени) для раскрутки турбины на борту должен бьггь достаточный запас газа. Если требуется осуществить только один запуск, то это может быть не так обременительно, но при нескольких запусках масса системы газового аккумулятора для сжатого газа становится слишком большой. [c.74]

На рис. 4.8, а показана схема захолаживания кислородно-углеводородного двигателя первой ступени PH. Здесь захолаживание осуществляется проливкой криогенным компонентом - килородом - входного трубопровода и полости насоса под воздействием гидростатического давления и давления наддува до тех пор, пока специальные датчики не зафиксируют слив жидкого компонента из дренажного клапана. Это наиболее простая схема захолаживания. Она достаточно распространена, особенно, если на стартовой позиции кислородный бак постоянно подпитывается жидким кислородом от наземных устройств, компенсируя потери. [c.78]

Для второй ступени МТКК и для второй и последующих ступеней PH оптимальным практически со многих точек зрения (в первую очередь из-за существенно более высокой эффективности и полной нетоксичности) является топливо жидкий кислород и жидкий водород. Применение этого топлива для указанных ступеней ограничено только повышенной стоимостью жидкого водорода. Двигатели второй ступени могут запускаться либо одновременно с запуском двигателей первой ступени (т.е. на земле, при продольном делении ступеней), либо после отделения блоков первой ступени (т.е. на большой высоте, при поперечном делении ступеней). В обоих случаях двигатели второй ступени длительное время работают в условиях большой высоты, практически в условиях пустоты. Поэтому степень расширения камер ЖРД второй ступени выбирают существенно более высокой, чем для камер двигателей первой ступени. [c.412]

ЭТОГО во второй ступени (собственно ракета Дикон ) был применен электрический пиропатрон с номинальной задержкой воспламенения порядка 15,5 секунды для обеспечения 12-секундной паузы после окончания работы двигателя первой ступени, продолжавшейся 3,5 секунды. Хотя расчетная точность времени задержки воспламенения пиропатрона не превышала 1 секунды, при первом действительном пуске ракеты DAN пауза продолжалась около 17 секунд. Соответственно во время испытаний второй ракеты DAN задержка воспламенения была сокращена до 13,5 секунды, благодаря чему паузу удалось уменьшить до 12,8 секунды. [c.368]

В конце 1957 года бьша запущена четырехступенчатая сверхзвуковая опытная ракета HTV . Она состояла из двух ускорителей ракеты Найк (первые две ступени), 137-сан-тиметровой ракеты Т-40 на твердом топливе (третья ступень) и 183-сантиметровой ракеты Т-55 (четвертая ступень). Общая длина всей ракеты равнялась 10,87 метра, а ее стартовый вес — 1270 килограммов. Пауза после окончания работы двигателя первой ступени продолжалась 11 секунд, второй ступени — 5 секунд, третьей ступени - 2 секунды. Максимальная скорость четвертой ступени на высоте [c.370]

Конструктивная схема Штелинга-Миссерта была следую-гцей первая ступень представляла собой связку из четырех пороховьгх ускорителей с тягой по 27 тонн каждый и с продолжительностью работы 7-8 секунд эти ускорители должны бьши весить вместе около 5400 килограммов при весе полезной нагрузки порядка 680 килограммов — таким образом, воздушному шару пришлось бы поднять всего 6100 килограммов. Начальное ускорение должно бьшо составить 19 g, а высота пуска ракеты —24 километров. Предполагалось, что к моменту полного выгорания топлива в двигателе первой ступени на высоте около 32 километров скорость ракеты возрастет до 2,377 км/с. [c.380]

Если произвести запуск этой ракеты из точьси, расположенной на уровне моря, то двигатель первой ступени следует выключить на высоте 7 ьсилометров. Вторая ступень при этом будет иметь конечную скорость 4,1 км/с, а третья ступень поднимется на высоту 240 ьсилометров, но ее скорость будет недостаточна для движения по орбите. В качестве воздушного шара предполагалось использовать полиэтиленовый шар Скайхук емкостью 85000 м [c.381]

Схема запуска спутника с помощью ракеты Vanguard (двигатель первой ступени прекращает работу в точке А) [c.383]

Вначале, на старте, работает наиболее мощный двигатель — двигатель первой ступени, способный поднять ракету со стартового устройства и сообщить ей определенную скорость. После того как будет израсходовано топливо, содержащееся в баках первой ступени, блоки этой ступени отбрасываются, а дальнейшее увеличение скорости достигается за счет работы двигателей следующей ступени. После того как выгорит топливо второй ступени, включается двигатель третьей ступени, а ставшие ненуж- [c.30]

Траектория выведения ракеты-носитсля (рис. 1.8), например -двухступенчатой, по своему характеру практически не отличается от траектории дальней баллистической ракеты. В точке Л заканчивают работу двигатели первой ступени. Блоки первой ступени отбрасываются и падают на Землю (точка С). Вторая ступень сообщает ракете необходимую скорость, и в конце активного участка, уже на орбите, двигатель выключается (точка В), [c.37]

При I = О тяга двигателя первой ступени равна стартовому весу ракеты. Поэтому Пх, = I. Когда двигатель вышел на режим, перегрузка составляет примерно 1,4. Это означает, что номинальная тяга двигателя превышает стартовый вес на 40%. Далее, по мере уменьшения массы ракеты, возрастает ускорение и растет осевая перегрузка. При выключен1П1 двигателя перегрузка резко падает, а при включении двигателя второй ступени — снова начинает нарастать. Как видно из графика, при выключении двигателя первой ступени перегрузка до нуля ие падает. Это указывает на то, что двигатель первой ступени выключается после того, как уже включен двигатель второй ступени. Это — упоминавшееся нами ранее так называемое горячее разделение ступеней. [c.309]

Рулевой двигатель второй ступени РД-856 расположен идентично рулевому двигателю первой ступени. Он имеет четыре поворотные камеры, ТНА, восстановительный ГГ, агрегаты автоматики, пиростартер. По конструкции он также аналогичен рулевому ЖРД первой ступени. Тяга двигателя в пустоте 54,73 кН, удельный импульс тяги 2778 Н с/кг. [c.76]

Первая ступень длиной 32,94 м состоит из бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Все отсеки первой ступени, включая межбаковый и хвостовой, выполнены сварными из сплава АМг-6. Соединяются отсеки между собой болтами. Внутри хвостового отсека расположен маршевый двигатель первой ступени РД-171. В настоящее время это самый мощный ЖРД в мире. Он создан в НПО Энергомаш под общим руководством В. П. Радовского. Тяга двигателя у Земли 7400 кН, а в пустоте достигает 8060 кН. Удельный импульс тяги равен соответственно 3090 и 3370 Н с/кг. Время работы двигателя 140-150 с (см. табл. 3). [c.77]

PH Сатурн-5 фактически является специализированной, созданной только для вывода лунного комплекса на орбиту ожидания. Ракета имеет три ступени. Управляющие силы в полете создаются при работе первой и второй ступеней за счет поворота четырех качающихся периферийных двигателей. На третьей ступени управление производится за счет поворота маршевого двигателя и двух блоков рулевых двигателей. Первая ступень S-10 и вторая S-11 имеют одинаковый диаметр -10,06 м. Третья ступень SIVB имеет диаметр 6,6 м. [c.137]

После запуска ЖРД F-1 ступени S-I отрыв ракеты-носителя от стола произошел через 9 сек, точно в расчетное время. Двигатели первой ступени работали 153 сек, расчетное время 150,6 сек. По расчетной траектории Satum V к концу работы двигателей первой ступени должна была находиться на высоте 61 км и на дальности 160 км. В полете скорость, соответствующая числу Маха М=1, была пройдена на 61-й сек на 970 м ниже расчетной высоты. Максимальное продольное ускорение в конце работы двигателей первой ступени было 4,15 g, на 0,004 g выше расчетного. Максимальный скоростной напор был достигнут на 78-й сек полета, на 0,4 сек раньше, чем ожидалось. По расчету ступень S-II должна увеличить скорость полета от 2,23 до 6,9 км/сек. Двигатели второй ступени работали 6,1 мин, на 4,7 сек больше расчетного времени. Приращение скорости за счет работы второй ступени составило 4567,44 м/сек. Вторая ступень отделилась через 9 мин после старта ракеты-носителя Satum V. По расчету ступень S-IV В осуществляет разгон до скорости 7,88 км/сек и выводит корабль на орбиту ожидания высотой 185 км. [c.114]

После окончания работы двигателей первой ступени и сбрасывания их включаются 34 двигателя второй ступени обш,ей тягой 1750 т, которые за время своей работы должны израсходовать 770 т топлива. Наконец, после сбрасывания двигателей второй ступени включаются в работу пять двигателей основной ракеты тягой 220 т. Запас топлива для этих двигателей должеи составлять 90 т, включая то количество, которое необходимо для возвращения ракеты на Землю. [c.24]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...