Ракетные двигательные установки

Камеры [сгорания ((мусоросжигательных печей G 5/24-5/28 для получения продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости R) F 23 (пульсирующие в воздушно-реактивных двигателях К 7/02-7/04 в ракетно-двигательных установках КЗ/11, 9/34, 9/62-9/66 в роторных ДВС В 55/14) F 02 на тепловозах и моторных вагонах В 61 С 5/02 в устройствах для сжигания топлива (твердого В 1/30-1/38, С 3/00 детали или элементы конструкции М удаление продуктов сгорания и остатков J 1/00) F 23) сушильные (стационарные для сушки твердых предметов или материалов 9/06-9/08 в сушильных устройствах 25/06-25/18) F 26 В форсажные турбореактивных двигателей для подогрева рабочего тела F 02 К 3/10, 3/11] Камни (В 28 D (машины для их обработки обработка охлаждением 7/02) В 24 (пескоструйная обработка С 1/04 шлифование В 7/22, 9/06) футеровочные для камер сгорания F 23 М 5/02) [c.90]

Упоры для установки изделий при подаче их к машинам или станкам В 65 Н 9/(04, 06) Управление [F 02 (воздухозаборниками газотурбинных установок или реактивных двигательных установок С 7/057 нагнетателями В 37/(12-14) ракетными двигательными установками К 1/76, 9/(00, 26, 56-58, 80) реверсами тяги реактивных двигателей К 1/76, 9/92 соплами или сопловыми насадками реактивных двигателей К 1/15) движением транспортных средств G 05 D 1/00-1/12 движителями транспортных средств на воздушной подушке V 1/14-1/15 коробками передач на транспортных средствах К 20/00, 23/00) В 60 В 61 [c.200]

Прежде чем рассматривать основные параметры и классификацию ракетных двигателей, разберем простейшие схемы и принцип действия наиболее характерных из них. Введем понятие о ракетной двигательной установке (ДУ), включающей в себя в наиболее общем случае источник первичной энергии, бак с рабочим телом, двигатель и систему подачи рабочего тела в двигатель. [c.6]

Внутри агрегатной секции размещена жидкостная ракетная двигательная установка, которая используется для выполнения маневров на орбите, а также для спуска корабля на Землю. [c.76]

Классификация топливных баков. Топливные баки, используемые в жидкостных ракетных двигательных установках (ДУ), в общих случаях могут быть предназначены для а) хранения основного запаса жидкого ракетного топлива, т. е. топлива, предназначенного для получения всей или основной доли тяги двигателя. Эти емкости называют основными топливными баками ДУ б) хранения вспомогательного жидкого ракетного топлива, предназначенного для работы вспомогатель-цых систем и агрегатов ДУ в) выполнения роли промежуточных (буферных) емкостей, предназначенных для периодического накопления и расходования топлива в процессе работы двигателя (см. рис. 13.25). [c.245]

Ракетные двигательные установки для самолетов [c.39]

Самолетные ракетные двигательные установки испытывают на специальных тележках, причем монтируют двигатель, баки и трубопроводы на тележке, точно в таком же положении, как и на самолете (фиг. 8.4). Но даже в этом случае условия опыта лишь приближенно воспроизводят действительные условия работы двигателя. Поэтому наблюдения, сделанные во время стендовых испытаний, следует дополнять данными полетных испытаний. При полетных испытаниях данные измерений либо непрерывно передаются на землю, либо записываются на борту ракеты на фотографическую пленку или магнитную ленту, которые затем можно возвратить на землю, например, с помощью парашюта. [c.525]

Ракетные двигательные установки для самолетов, 39 Располагаемая мощность, 51 Распределение давления в камере ЖРД, 138 Распыл, 376—396 [c.788]

Поворотная консоль широко применяется в различных конструкциях летательных аппаратов в качестве аэродинамического органа управления (поворотное крыло или оперение), а также газового руля, размещаемого в выходном сечении сопла ракетной двигательной установки. [c.307]

Разделение ступеней АиБ ракетного летательного аппарата (рис. 4.1.6, а) сопровождается выключением основной двигательной установки ( отсечкой тяги). Это способствует снижению неблагоприятного воздействия на ступень [c.310]

При описании ракетных двигательных систем на жидком топливе автор стремится излагать материал доступно, не упуская при этом из виду важные явления, происходящие на каждой стадии превращения окислителя и горючего, от их подачи в камеру сгорания до истечения газообразных продуктов через сопло. Для некоторых типов систем рассмотрена проблема моделирования горения. Получение высоких характеристик в двигательных установках такого типа связано с необходимостью использования системы впрыска, обеспечивающей мелкодисперсное распыление и последующее эффективное равномерное смешение компонентов топлива, однако такие требования, как правило, несовместимы с требованиями к устойчивости горения. При этом часто бывает трудно найти компромиссное решение. Нередко в этом случае приходится использовать акустические поглотители, которые усложняют конструкцию камеры сгорания. [c.11]

Описаны новые концепции жидкостных ракетных двигателей (предназначенных в основном для космических летательных аппаратов многоразового использования или гиперзвуковых ракет), в том числе конструктивные схемы с центральным телом и соплом со сдвижным насадком и схема двигателя на двух горючих, одно из которых — высокоплотное — применяется для начального этапа полета, а другое — легкое — обладает высокими энергетическими характеристиками. Последняя схема позволяет использовать общую двигательную установку на протяжении всего полета. Обсуждаемые схемы дают больший простор для конструкторских решений и способствуют повышению характеристик ракет-носителей. [c.11]

Предлагаемая книга содержит описание последних достижений в области ракетных двигателей на химическом топливе, включая характеристики двигательных установок, свойства топлив и технологию их промышленного изготовления, механизм горения и устойчивость, совместимость двигателя с ракетой, управление направлением и величиной тяги. Уже имеются специальные монографии и по твердым топливам [103, 178], и по жидким [67] здесь, пожалуй, впервые оба эти типа ракетных двигателей рассмотрены совместно. Кроме того, в книге показано, как изложенные теоретические принципы применяются на практике к высокоэффективным двигательным установкам (ДУ) ракет-носителей и космических летательных аппаратов. [c.13]

Вход в плотные слои атмосферы должен происходить достаточно полого, чтобы торможение в атмосфере происходило не слишком быстро, иначе космонавт испытает гибельную перегрузку (в качестве предельного обычно принимается коэффициент перегрузки, равный 10 ). Поскольку орбиты кораблей-спутников из-за радиационной опасности располагаются невысоко, для перехода на траекторию снижения достаточно сообщить спускаемому аппарату с помощью тормозной двигательной установки слабый ракетный импульс в сторону, противоположную полету. Для этого необходима предварительная ориентация корабля. Советские корабли-спутники типа Восток перед включением бортовой двигательной установки ориентировались на солнечный свет. [c.120]

ДУ - двигательная установка ЖГГ - жидкостный газогенератор ЖРД - жидкостный ракетный двигатель [c.4]

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВКАХ [c.5]

Фридрих Цандер был убежденным сторонником экономии в деле строительства космического корабля. Он не воспринимал атмосферу как препятствие, изыскивая способы использовать ее ресурсы для облегчения подъема на орбитальную высоту. Понятно, что очень скоро он пришел к необходимости замены простой ракетной схемы ракетопланом с комбинированной двигательной установкой. [c.224]

Тормозная двигательная установка представляет собой жидкостный ракетный двигатель 39 с высокооборотным турбонасосным агрегатом (ТНА) 40, размещенным внутри кольцевых баков окислителя 38 и горючего 37, выполненных в форме круговых торов. Для обеспечения [c.47]

Индикаторы [G 01 <<)ля измерения (линейных размеров В 3/22-3/28 работы или мощности ДВС, паровых и других двигателей L 23/00-23/32) испытание и калибровка для измерения давления текучей среды L П100-21/02 , пружинные L 23/02 уровня жидкости F 23/00-23/76 в устройствах для измерения давления текучей среды (L 19/08-19/12, 23/00-23/32 испытание L 27/02)) использование для установки изделий при подаче их к станкам В 65 Н 9/18, 9/20 для контроля температуры и вязкости расплава, их установка В 22 D 2/00 натяжения нитевидных материалов В 65 Н 59/00, 59/02 (работы клапанов, кранов и задвижек К 37/00) смазочных систем N 29/00-29/04) F 16 смазочных систем двигателей F 01 М 1/18-1/28, 11/10-11/12 утечки топлива в ракетных двигательных установках [c.86]

Строительные площадки, используемые для подъемных кранов особого назначения В 66 С 23/(26-34) элементы из пластических материалов В 29 L 31 10) Строны парашютов В 64 D 17/(24-28) подъемных кранов В 66 С 1/12-1/20 в устройствах для перемещения грузов В 65 G 7/12 в шлюпочных устройствах В 63 В 23/22 ) Струбцины (В 25 В 5/00-5/16 для лесопильных станков и т. п. В 27 В 3/38) Стружка [В 27 древесная (изготовление L 11/02-04) использование для изготовления (плоских изделий N 3/00 изделий прессованием N 3/08) удаление при обработке древесины G 3/00) ледяная, машина для получения F 25 С 5/12 В 23 (металлическая, устройства для дробления в токарных станках В 25/02 стальная, изготовление Р 17/06) распылители стружки В 05 В 7/14 снятие с поверхности изделий при резке В 26 D 3/06] Струйные [инжекторы, использование (в системах продувки топлива в ракетных двигательных установках F 02 К 9/54 в смесительных трубках горелок F 23 D 14/16) мельницы В 02 С 19/06 насосы (F 04 (F 5/00-5/54 заливочные D 9/06) F 02 (в газотурбинных установках С 3/32 в реактивных двигателях К 1 /36) паровые в системах подачи воздуха в топку F 23 L 5/04, 17/16 в паровых котлах F 22 (В 37/72, D 7/04) в холодильных машинах F 25 В 1/06) реле F 15 С 1/14-1/20 смесители В 01 F 5/00-5/26 элементы (в следящих гидравлических и пневматических сервоприводах В 9/06-9/07 для счетно-решающих и управляющих устройств С 1/14-1/20) F 15] Струны, устройства для шлифования В 24 В 5/50 Ступени (кузовов автомобилей В 60 R 3/00 на транспортных средствах В 60 R 3/02, В 61 D 23/(00-02)) Ступицы [колес <В 60 В (5/00-5/04 9/00, 27/(00-06) крепление спиц к ним 1/04, 1/14) изготовление ковкой или штамповкой В 21 К 1/40 рулевых В 62 D 1/10)] Стыковая сварка давлением и оплавлением В 23 К 11/(02-04) [c.184]

Фильеры, шлифование В 24 В 19/20 Фильтрование [воздуха (или газа в горелках для газообразного топлива F 23 D 14/68 в транспортных средствах В 60 FI 3/06) В 01 D воронки для фильтрования 29/085 газов или паров, устройства для этой цели 46/(00—54) способы общего назначения 37/(00—08) ускорители процесса фильтрования 37/02 фильтровальные щетки в пылеотделителях 46/28) использование при отделении дисперсных частиц от газов или паров В 03 С 3/14 металлов С 22 В 9/02 системы фильтрации топлива в ракетных двигательных установках F 02 К 9/54 устройства <В 01 D 23/00-35-00 в компрессорах объемного вытеснения F 04 Б 39/16)] Фильтр-нрессы В 01 D 25/(12—15) Фильтрующие [ материалы 39/00 регенерация 41/(00—04) поверхности 33/(02— 32)> В 01 D составы В 01 J 20/(00—34)] Фильтры [В 01 D газовые 46/00 гравитационные 24/00-29/60 очистка 35/(16, 22, 24)) в воздухоочистителях ДВС F 02 М 35/024 изготовление В 21 (D 31/02 сеток для них F 27/18) в насосах и компрессорах F 04 (необъемного D 29/70 объемного В 21/06) вытеснения для отделения (жидкостей от твердых [c.202]

Я с большим удовольствием согласился написать предисловие к монографии профессора Тимната. Прежде всего я хотел бы подчеркнуть выдающиеся заслуги автора кай ученого и педагога— специалиста по ракетным двигательным установкам на твердом и жидком топливах. [c.10]

Продолжительность работы ракетных двигателей различна от долей секунды до десятка минут. Для непродолжительного времени работы— ДО нескольких десятков секунд — более всего подходят пороховые ракеты (ракеты с РДТТ). Ракеты с ЖРД применяются в основном тогда, когда время работы двигателя должно быть более продолжительным. Для регенеративного охлаждения камеры сгорания и сопла можно использовать один из жидких топливных компонентов. В ракетных двигательных установках, работающих на жидком топливе, применяются две различные системы подачи компонентов в камеру сгорания вытеснительная и турбонасосная. Для того чтобы избежать чрезмерного утяжеления баков в случае применения вытеснительной системы подачи компонентов, приходится ограничивать количество сжатого газа, который служит для вытеснения компонентов из баков. Поэтому при более продолжительном времени работы двигателя выгоднее использовать турбонасосную систему подачи. [c.25]

Фиг. 1. 12. Ракетная двигательная установка ЗЕРКбЗО для самолета. Блок камер сгорания и турбонасосная группа. Внизу видны выхлопные трубопроводы системы подачи.

Ракетная двигательная установка ЗЕРКбЗО служит основной силовой установкой самолета Тридент (Франция), изображенного на фиг. 1. 13. [c.41]

Наиболее очевидным методом использования распада радиоактивных изотопов является их применение в качестве источника тепла для разогрева рабочей газовой смеси до высокой температуры. Недостатком этого метода является то, что мы не можем управлять интенсивностью выделения тепла. Для того чтобы предотвратить расплавление или испарение радиоактивного изотопа — источника тепла, когда он не используется, нужны вспомогательные системы охлаждения. Другим недостатком является то, что удельная мощность радиоактивных изотопов, которые можно использовать, слишком мала, если подходить с точки зрения требований к ракетным двигательным установкам. Короче говоря, использование радиоактивных изотопов в ракетных двигателях не имеет заманчивых перспектив, исключая случай большой продолжительности работы двигателя малой тяги (речь идет об ионном двигателе — проект SNAP). [c.69]

Жидкостная ракетная двигательная установка — это динамическая система, состоящая из разветвленной сети газовых и жидкостных магистралей, связывающих энергоагрегаты двигателя. [c.5]

При оптимальных параметрах конструкции органа управления с впрыском жидкости удается получить линейную зависимость управляющего усилия от расхода инжектируемого вещества. Преимущество этого органа управления заключается в относительной простоте конструкции, обеспечивающей достаточно высокую надежность работы. Недостатком является пониженная по сравнению со вдувом газа эффективность. Например, при впрыске фреона-12 эффективность оказывается вдвое меньшей. Применение этих органов ограничено лишь созданием небольпгих управляющих усилий (до 2- 4% от тяги двигательной установки), используемых обычно на высотных ступенях ракетных летательных аппаратов. [c.345]

Еще студентом он увлекся астрономией и проблемами межпланетных полетов. К концу 1921 г. им была завершена разработка проекта межпланетного корабля-аэроплана, сочетавшего конструктивные особенности самолета и ракеты. Снабженный авиационной винтомоторной установкой высокого давления и реактивной двигательной установкой ( ракетным мотором ), этот корабль должен был взлетать с Земли и совершать полет в плотных слоях атмосферы с помощью авиационного двигателя, а затем на высоте около 28 км — по достижении расчетной скорости 350—АЪО Mj en— переходить на ракетный полет, причем части самолета, изготовленные из сплавов [c.414]

Сопла [горелок F 23 D (для газообразного 14/(18-58) для жидкого 11/38) топлива динамика текучих сред в соплах F 15 D 1/08 изготовлепие и закрепление в металлических сосудах В 21 D 51/42 отсечные клапаны для сопел F 16 К 5/04 в пескоструйных машинах В 24 С 3/(12, 22, 28) F 02 (для ракетных двигательных установок К 9/97 топливных форсунок М 61/18 с устройствалт для реверса тяги в реактивных двигателях К 1/54-1/76, 9/92 распыляющие (общие вопросы В 05 В 1/00 для оросительных холодильников F 28 F 25/06 в парогенераторах F 22 В 27/16) реактивные (расположение на самолетах и т. п. В 64 D 33/04 F 02 К (реактивные двигатели, отличающиеся по форме или расположению сопел, 1/00-1/82 регулируемые для управления положением самолетов и т. п. в воздухе 1/10, В 64 С 15/00)) свободноструйных гидротурбин F 03 В 1 04 в смесшпел.чх-распылителях В 01 F 5/20 струйных насосов F 04 F 5/46 турбин (F 01 D 9/02 электроэрозионная обработка В 23 FI 9/10)] Сопротивление акустическое, измерение С 01 Н 15/00 Сорбенты, составы В 01 J 20/(00-34) Сорбционные холодильные машины, установки и системы F 25 В (непрерывного 15/16 периодического 17/(00-10)) действия Сортировка [материала после дробления или измельчения В 02 С 23/(08-16) снарядов или патронов F 42 В 35 02 твердых материалов В 07 В (100- [c.180]

Существует ряд явлений, родственных Э., в к-рых перенос носителей заряда осуществляется не электрич. полем, а градиентом темп-ры (см. Термоэлектрические явления), звуковыми волнами (см, Акустоэлектрический эффект), световым излучением (см. Увлечение электронов фотонами) и т. п. Э. жидкостей, газов и плазмы обладает рядом особенностей, отличающих её от Э. твёрдых тел (см. Электрические разряды в газах, Электрический пробой. Электролиз). Э. М. Эпштейн. ЭЛЕКТРОРАКЁТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (электрореактивные двигатели, ЭРД)—космич. реактивные двигатели, в к-рых направленное движение реактивной струи создаётся за счёт электрич, энергии, Электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) включает собственно ЭРД, систему подачи и хранения рабочего вещества и систему, преобразующую электрич. параметры источника электроэнергии к номинальным для ЭРД значениям я управляющую функционированием ЭРД, ЭРД—двигатели малой тяги, действующие в течение длит, времени (годы) на борту космич. летательного аппарата (КЛА) в условиях невесомости либо очень малых гравитац. полей. С помощью ЭРД параметры траектории полёта КЛА и его ориентация в пространстве могут поддерживаться с высокой степенью точности либо изменяться в заданном диапазоне. При эл.-магн. либо эл.-статич. ускорении скорость истечения реактивной струи в ЭРД значительно выше, чем в жидкостных или твердотопливных ракетных двигателях это даёт выигрыш в полезной нагрузке КЛА. Однако ЭРД требуют наличия источника электроэнергии, в то время как в обычных ракетных двигателях носителем энергии являются компоненты топлива (горючее и окислитель). В семейство ЭРД входят плазменные двигатели (ПД), эл.-хим. двигатели (ЭХД) и ионные двигатели (ИД). [c.590]

В гл. 10 рассмотрены вопросы регулирования модуля н вектора тяги как для РДТТ, так и для ЖРД. Заключительная часть книги (гл. 11 и 12) посвящена применению ЖРД и РДТТ для осуществления космических полетов и содержит анализ ряда космических программ. Рассматриваются, в частности, двигательные установки ракеты-носителя Ариан и воздушно-космического самолета (ВКС) Спейс Шаттл , двигатели межорби-тальных транспортных аппаратов и вспомогательные двигательные установки космических орбитальных станций, обсуждаются достижения Японии в области ракетного двигателестроения. [c.14]

Возбуждение продольных колебаний ракеты н двигательной установки (см, Гликман Б. Ф,, Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей, изд-во Машиностроение , М., 1974 Натанзон М. С., Разрывные кавитационные колебания жидкости в топливоподающем тракте ракеты, Изв. АН СССР, Энергетика и транспорт , № 6, 132—128 (1970). — Прим. ред. [c.35]

Жидкостной ракетной двигательныой установкой, или более кратко двигательной установкой, называют установку, состоящую из одного или [c.7]

Бригада, где работали И. Ф. Флоров, К. Д. Бушуев и другие, определила баллистические характеристики ракеты, ее назначение, геометрию. Конструкторы сделали общие чертежи, воспроизвели пневмогидравлическую схему двигательной установки, разобрались в системе управления. У двигателистов ОКБ еще больше окрепла вера в необходимость разрабатывать свои ракетные двигатели — простейшие по конструкции, одноразовые, нерегулируемые. Работа над двигателями упрощенной конструкции без повторного запуска началась тут же... [c.394]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...