Верньерный двигатель

Газодинамические органы управления, схемы которых были рассмотрены, могут быть объединены в один класс рулевых устройств с использованием основного двигателя. Второй класс объединяет устройства, выполненные в виде специальных управляющих двигателей. Одно из таких устройств (рис. 1.9.11,з) представляет собой поворотный (так называемый верньерный) двигатель с боковым соплом. [c.87]

Если в управлении используется поворотный (основной) или верньерный двигатели, то управляющие усилия рассчитываются путем определения проекции силы тяги на рассматриваемое направление. Например, поворот основного двигателя с тягой Р на угол Ор создает боковое управляющее усилие [c.302]

Для управления вектором тяги в РДТТ крепить весь двигатель в подвесе нецелесообразно (за исключением, пожалуй, верньерных двигателей), поэтому в распоряжении проектировщиков [c.203]

Верньерный двигатель (R-1E-3), также разработанный фирмой Марквардт , имеет давление в камере сгорания 0,7 МПа, удельный импульс 272 с, степень расширения сопла 20,7. Он снабжен двумя электромагнитными клапанами, смесительной головкой с одной двухструйной двухкомпонентной форсункой и соплом из кобальтового сплава. Смесительная головка, выполненная из титана, снабжена клапанами, размещенными под углом 45° друг к другу, так что окислитель и горючее текут через клапаны в камеру сгорания по прямой. Время набора 90% номинальной тяги и сброса тяги со 100 до 10% составляет 20 мс. [c.266]

Запуск АМС Галилей на траекторию полета к Юпитеру намечено осуществить с помощью разгонного блока Центавр . Управление положением аппарата, коррекции траектории и маневры при выходе на орбиту вокруг Юпитера должна обеспечивать специальная двигательная установка RPM. Она состоит из одного двигателя тягой 400 Н и двух связок по шесть верньерных двигателей тягой 10 Н, работающих на ММГ и АТ. Двигатель тягой 400 Н предназначен для отвода АМС от разгонного блока, выведения на орбиту вокруг Юпитера и маневрирования на ней. На рис. 177 приведено распределение масс конструкции АМС и расходов топлива на различные маневры. Масса конструкции двигательной установки RPM составляет 206 кг. [c.270]

Оптимизационное исследование [42] показало, что наиболее подходящей является топливная пара АТ и ММГ, после чего была выбрана схема ДУ с апогейным двигателем тягой 490 Н и двумя связками по 8 верньерных двигателей тягой 22 Н каждый для ориентации и стабилизации спутника. Вытеснение компонентов топлива осуществляется гелием. Газ хранится в 4 баллонах при давлении 27,6 МПа. Коллектор связывает их с редуктором, давление на выходе которого составляет 1,57 МПа. В случае отказа редуктора специальный жиклер и предохранительный клапан обеспечат давление на выходе 1,75 МПа. После редуктора газ с заданным давлением (1,57 или 1,75 МПа) поступает в топливные баки. Во время назем- [c.273]

Исследования, которые проводились с помощью спутников, имеющих на борту устройство для стабилизации скорости вращения, явились прямым продолжением проведенных работ аппаратами, раскручивание которых для стабилизации вращением выполнялось с помощью верньерных двигателей последней ступени ракеты-носителя. С помощью спутников этой категории исследовались верхние слои атмосферы (плотность, давление, молекулярный и атомарный кислород и водород, температура электронов и ионов, концентрация положительных ионов и электронов), ионосфера (регистрация и исследование энергетических частиц), магнитное поле Земли (исследования низкочастотных колебаний магнитного поля), рентгеновское и ультрафиолетовое излучение Солнца, электроны и протоны солнечного и галактического происхождения, воздействия радиации на биологические объекты и др. [c.108]

Спутник ISIS на орбите стабилизировался вращением. Перед разделением с ракетой-носителем он раскручивался с помощью ее верньерных двигателей до угловой скорости 90 об/мин. После разделения с помощью изменения моментов инерции, вызванных [c.118]

Задача управления ракетой-носителем на участке разгона [1.34] заключается в том, чтобы в определенной точке пространства на заданной высоте ракета набрала скорость определенной величины в заданном направлении. Изменение курса ракеты в плотных слоях атмосферы осуществлялось в свое время главным образом с помощью воздушных рулей, действующих подобно рулям самолета, и с помощью газовых рулей — пластинок, огклоняющих определенным образом реактивную струю и тем самым поворачивающих корпус ракеты. Поворот корпуса ракеты, однако, более удобно осуществляется поворотом самого двигателя, подвешенного на шарнирах, или (реже) сопла двигателя. Для этой же цели могут служить небольшие вспомогательные ( верньерные ) двигатели. Аналогичным путем осуществляется стабилизация ракеты на курсе, т. е. компенсируются случайные отклонения ее от курса. В некоторых случаях для этого используются воздушные стабилизаторы — своеобразное оперение ракеты. [c.82]

Другим примером программы мягкой посадки может служить программа, которая использовалась при полетах американских космических аппаратов серии Сервейер (рис. 80). Масса аппарата Сервейер равнялась 950 кг, причем две трети ее приходилось на тормозную двигательную установку. Аппараты выводились на траектории полета к Луне с помощью ракет-носителей типа Атлас—Центавр . Через три дня полета на расстоянир 1600 км от поверхности Луны двигатели системы ориентации развертывали аппарат таким образом, чтобы тяга тормозного двигателя была направлена прямо противоположно скорости. Одновременно включалась телекамера, передававшая на Землю каждые 3 с одно изображение участка лунной поверхности. Камера позволяла установить место посадки с точностью порядка 1,6 км. На высоте 83 км, когда скорость аппарата равнялась 2,62 км/с, включался тормозной двигатель, работа которого прекращалась на высоте 8500 м ( 2700 м) при скорости 122 м/с (+38 м/с). Включались верньерные двигатели. [c.216]

Рис. 80. Американская автоматическая станция Сервейер-1 1 — остронаправленная антенна, 2 — телекамера с установленным перед ней зеркалом, 3 — всенаправленная антенна, 4 — емкость для сжатого гелия, 5 — аккумуляторная батарея, 6 — емкость для азота, 7 — двигатель системы ориентации, Н — пята посадочной ноги, 9 — демпфирующая конструкция, 10 — посадочная нога, // — верньерный двигатель, 12 — емкость для жидкого горючего, 13 — антенна радара, 14 — корпус блоков электронного оборудования, 15 — солнечный датчик, 16 — солнечная панель.

После окончательного выбора места посадки слабый тормозной импульс переводит корабль с орбиты ожидания на эллиптическую траекторию спуска. Траектория эта может быть настолько пологой, что при необходимости корабль посредством слабого дополнительного импульса может выйти на новую орбиту ожидания. Вблизи выбранного места посадки начинается окончательное ракетное торможение, причем на последнем этапе медленного равномерного спуска с помощью верньерных двигателей управление кораблем должно находиться в руках космонавта. [c.269]

УПРАВЛЕНИЕ ОСЕВОЙ ПРОЕЮЩЕЙ ТЯГИ ПОСРЕДСТВОМ ВЕРНЬЕРНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ [c.228]

Наиболее логичным, простым и надежным способом управления осевой проекцией тяги при составлении двигательной установки из нескольких (например, четырех) двигателей является поворот по командам системы управления этих двигателей вокруг какой-либо оси, образующей с вектором тяги этого двигателя некоторый угол. Такие двигатели называются верньерными. Идея управления посредством поворота всего РДТТ принадлежит Кибальчичу (1881 г.). Практическое использование верньерных двигателей началось с БРСД РТ-1 (8К95). Впрочем, главным назначением этих, как и подавляющего большинства всех известных верньерных двигателей, является управление направлением тяги (в основном в качестве двигателей крена). Схемы верньерных двигателей представлены на рис. 4.2. [c.228]

Недостатками верньерных двигателей по сравнению с вращающимися управляющимися соплами (ВУС) являются [c.229]

Фиг. 1.96. Ракета Атлас на транспортной тележке. Верньерные двигатели зачехлены. Изогнутая тр ба под маршевым двигателем — выхлопной патрубок турбонасосной системы.

Валентность, 148 Верньерный двигатель, 34, 132 Вероятность отказов, 569—572 Взаимодействие реактивной струи и внешнего потока, 113 Виды горения твердых топлив [c.784]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

Эта система обеспечивает управление положением орбитальной ступени и ее ориентацию по трем осям при выходе на орбиту, маневрах и сходе с орбиты в заключительной фазе полета. Она также используется для отделения подвесного блока топливных баков и может дублировать СОМ при создании тормозного импульса. В хвостовой части корабля имеются две гондолы, в каждой из которых установлен один двигатель СОМ и один блок РСУ, состоящий из 12 основных и 2 верньерных импульсных ЖРД. Третий модуль РСУ, с 14 основными и 2 верньерными импульсными ЖРД, размещен в носовой части ор витальной ступени. [c.264]

Эта двигательная установка служит главным образом для управления положением и стабилизации спутников с длительным периодом существования, выводимых ВКС Спейс Шаттл на низкую околоземную орбиту с целью изучения верхних слоев атмосферы, производства материалов в условиях невесомости и т. д. Двигательная установка разработана фирмой Мар-тин-Мариетта [63] и имеет вытеснительную систему подачи. В двигателе используется однокомпонентное топливо — гидразин, запас которого может составлять от 900 до 2700 кг. Первоначально она предназначалась для многоцелевого модульного космического аппарата на основе стандартизованного модуля. На рис. 174 приведено схематическое изображение этого модуля, оснащенного рассматриваемой двигательной установкой, в состав которой входят четыре основных импульсных двигателя тягой по 445 Н и 12 верньерных импульсных двигателей тягой 22 Н каждый. [c.267]

Фиг. 1.9а. Межконтинентальная баллистическая ракета Атлас поднимается вверх, оставляя за собой раскаленный столб пламени, выбрасываемый тремя мощными двигателями. Небольшой язык пламени сбоку ракеты истекает из сопла вспомогательного верньерного

Фиг. 1.11. Ракета Тор Эйбл 1 . В верхней части открытого контейнера с приборами виден тормозной двигатель. На основании контейнера смонтированы восемь корректирующих верньерных ракетных двигателей, предназначенных для регулирования величины и направления конечной скорости.

В. Третьим способом решения задачи изменения направления вектора тяги является применение разнообразных небольших вспомогательных ( верньерных ) ракетных двигателей. Их часто делают вращающимися, хотя иногда применяют и неподвижно закрепленные двигатели, которые периодически включаются во время полета. Сопла вспомо- [c.132]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...