Ресурс ракетного двигателя

Резонанс 144, 420 Рекомбинация 197 Ресурс ракетного двигателя 100 Рейнольдса число 271, 333, 341 Ротор 371 Рубидий 199 [c.492]

Вибрации летательных аппаратов вызывают накопление усталостных повреждений, сокращение ресурса работы двигателей, автоколебания корпуса. Наиболее сложный характер вибрации испытывают ракеты, особенно в режиме запуска. Основными причинами вибрации в данном случае являются работа двигателя и аэродинамические эффекты. Установлено, что мощные ракетные двигатели, работающие на жидком топливе, создают вибрацию с частотой в несколько сотен герц, а менее мощные двигатели на твердом топливе до 2000 Гц [9]. [c.282]

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]

Еще одна возможность использования космического пространства в качестве внешнего ресурса связана с высказываемой за рубежом идеей использования в качестве химического ракетного топлива космической пыли, заполняющей мировое пространство. Предполагается, что эта пыль может сгорать в пульсирующем детонационном ракетном двигателе. Хотя плотность пыли исключительно мала, при большой скорости движения космической ракеты может быть получена определенная реактивная тяга. Интересно, что в последнее время проведены успешные эксперименты, подтверждающие принципиальную осуществимость двигателя с детонационным сгоранием. [c.693]

ПЛАЗМЕННЫЕ ДВИГАТЕЛИ — космич, реактивные (ракетные) двигатели с рабочим веществом в плазменной фазе, использующие для создания и ускорения потока плазмы электрич. энергию. П. д. представляют собой соответствующим образом оптимизированные плазменные ускорители. П, д.— составная часть семейства злектроракетных двигателей (ЭРД), в к-рое входят также ионные и эл.-нагревные двигатели. При эл.-магн. ускорении плазмы скорость истечения существенно превосходит тепловую скорость, характерную для хим. (тепловых) ракетных двигателей, что в соответствии с ф-лой Мещерского — Циолковского (см. Механика тел переменной массы) расширяет диапазон достижимых характеристич. скоростей и увеличивает долю полезной нагрузки на космич. летат, корабле (КЛА). П. д. функционируют на борту КЛА в условиях невесомости либо очень малых гравитац. полей. П. д. имеют малую тягу (10" —Ю Н), работают длит, время (>10 ч) при большом числе включений. С учётом огранич. возможностей совр. космич. энергетики осн. критериями оптимизации П. д. являются весовые и габаритные характеристики злектроракетных двигат, установок (ЭРДУ), ресурс их работы, энергетич. цена тяги и/2т (и — скорость истечения, т) = Ри 2П — тяговый кпд, где Р — тяга, N — потребляемая электрич. мощность), уменьшающаяся при заданной скорости истечения по мере роста т . [c.609]

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]

В связи с разработкой многоразовых транспортно-космических аппаратов (МТКА), в основе которых находится космический ракетоплан, сочетающий свойства и возможности ракеты и самолета, появляется новое направление в ракетном двигателе-строении. При этом ЖРД должны иметь высокую эффективность, надежность, многократность использования и значительный ресурс. Чтобы создать такие двигатели, приходится сталкиваться со сложными задачами, которые исходя из предшествующего опыта, знаний и достижений в области конструкции и технологии [c.353]

Если создание мощных ракет-иосителей сейчас под силу только странам с высоким промышленным потенциалом, таким, как Советский Союз и США, то это еще в большей степени относится к многоразовым космическим системам. Здесь не только необходим накопленный опыт в области ракетостроения, но требуется и решение новых, высших по трудности задач. К их числу относится создание стойкой тепловой защиты орбитального аппарата от нагрева при входе в атмосферу. Речь идет уже не об одноразовом спуске с орбиты, как это было до сих пор, а по крайней мере о пятидесяти-стократном использовании спускаемого аппарата без капитального ремонта. К числу возникающих проблем относится и создание для орбитального аппарата жидкостного ракетного двигателя не только с высокими энергетическими характеристиками, но и с уникальным ресурсом при относительно простом техническом обслуживании. И наконец, среди специфических проблем вполне самостоятельное значение приобретает сам принцип спасения и транспортировки тяжелых блоков, а для орбитального корабля необходимо решить достаточно трудную задачу аэродинамической устойчивости и маневренности в диапазоне скоростей от первой космической до скорости аэродромной посадки. [c.100]

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]

Другой внешний ресурс атмосферы — это электрический заряд. Известно, что в самых верхних слоях частицы воздуха ионизованы, они уже не нейтральны, как у Земли. Это наводит на мысль о том, что при полете в ионосфере можно использовать ионизованные частицы в качестве рабочего вещества электроракетных двигателей. Точнее говоря, это будут уже не электроракетные, а своеобразные электропрямо-точные или ионно-прямоточные двигатели. В них будут засасываться из ионосферы заряженные частицы, точно так же как в тяговую камеру ионного ракетного двигателя поступают ионы цезия из ионного источника. Затем эти частицы будут обычным для ионных двигателей способом ускоряться и вытекать позади, создавая реактивную тягу. [c.687]

Ионные источники для электрических ракетных двигателей должны удовлетворять комплексу требований, обусловленных сложными условиями длительного космического полета. Наиболее важное значение Приобретают в этом случае энергетическая эффективность источника, полнота использования массы рабочего вещества, конструктивный ресурс и надежность. Ионный источник должен выдерживать линейные н вибрационные перегрузки при вьшедении на орбиту, быть работоспособным в условиях космического вакуума и воздействия метеоритов и Излучений. [c.53]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...