Вес двигателя ракеты

Изучение движения реактивных летательных аппаратов представляет большие трудности, так как во время движения вес реактивного аппарата значительно изменяется. Уже сейчас существуют одноступенчатые ракеты, у которых во время работы двигателя вес уменьшается в 10—12 раз. Изменение веса (массы) ракеты в процессе ее движения не позволяет использовать непосредственно те формулы и выводы, которые получены в классической (ньютоновской) механике, являющейся теоретической базой расчетов движения тел, вес которых постоянен во время движения. [c.82]

Первый тип RH I — разновидность регистрирующей ракеты. Длина ее составляет 1,2 метра, диаметр — 20 сантиметров, вес—30 килограммов. Топливо —10 килограммов спирта на 12 килограммов жидкого кислорода. Она должна была подниматься на высоту 10 километров при помощи воздушного шара и нести полезный груз — метеорографы весом в 1 килограмм. На этой высоте двигатель ракеты автоматически запускался, сама ракета отделялась от шара и дол- [c.124]

Фиг. 6.28. Зависимость от давления в камере параметра Л и общего веса двигателя Сдв, потребных для получения конечной скорости ракеты Vk, равной 700 м/сек (полезная нагрузка

На фиг. 6. 28 в зависимости от величины давления в камере рк показано изменение значений отношения Л и общего веса двигателя Одв, потребных для получения конечной скорости ракеты, равной Ук=700 м/сек. Как видим, в этом случае оптимальное давление в камере оказалось равным 55 кг/см , что несколько меньше значения давления, соответствующего минимальному весу двигателя при фиксированном суммарном импульсе. Однако разница обычно бывает незначительной (если только конечная скорость ракеты не слишком высока). [c.345]

В некоторых случаях требуется определить максимально достижимое значение конечной скорости ракеты заданного калибра (т. е. при заданном радиусе камеры двигателя / к). Эта задача принципиально отличается от рассмотренной выше задачи получения оптимальных параметров двигательной установки, так как в этом случае допускается любое увеличение веса двигателя с целью сохранения заданного диаметра. Для каждого значения давления в камере максимальная конечная скорость ракеты определяется условием [c.346]

Наиболее распространены в ЖРД центробежные насо-с ы, которые дают возможность подавать большие расходы компонентов с необходимым давлением при малых размерах и весах насосов. Центробежные насосы всегда применяются при насосной подаче жидкого кислорода и других сжиженных газов. Примером центробежного насоса служат насосы двигателя ракеты А-4 (см. 62). [c.334]

Насколько велики достижения сегодняшнего ракетостроения, может убедиться любой моделист попробуйте изготовить модель с отношением масс, равным 2. Это значит, что вес одноступенчатой модели со стандартным двигателем должен в два раза превышать вес топлива, то есть при весе топливного заряда 20 Г вес всей ракеты будет не более 40 Г. Если учесть, что вес пустого двигателя 8 Г, то на долю корпуса стабилизатора, головной части и парашюта придется всего 12 Г. Действительно, летающая бутылка не такое уж обидное прозвище для модели ракеты [c.30]

Аналогичным параметром для оценки характеристик двигателя ракеты служит удельный импульс Др, т. е. импульс, приходящийся на единицу веса топлива (вес берется в условиях нормальной силы тяжести). Таким образом, если двигатель создает тягу Р и при этом нормальный вес секундного расхода топлива есть то удельный импульс будет (см. 12.9) [c.19]

Подобие при моделировании двигателя. Чем больше и сложнее становятся двигатели, предназначаемые для баллистических снарядов дальнего действия и спутников, тем больше возрастают затраты средств и времени на их разработку и тем важнее становится вопрос о расчете характеристик двигателя при помощи испытаний малых, недорогостоящих моделей. Согласно теории, твердотопливный двигатель может быть подобно изменен при постоянном давлении и фиксированном отношении длины к диаметру. Например, характеристики двигателя ракеты Сержант были рассчитаны при помощи испытаний модели весом меньше 1/125 веса натурального двигателя. [c.494]

Электрон-3 и Электрон-4 . 16 июля и 14 ноября 1965 г. состоялись запуски тяжелых орбитальных автоматических станций Про-тон-1 (рис. 131,6) и Протон-2 , снабженных аппаратурой для исследования космических частиц высоких и сверхвысоких энергий вес каждой из этих станций — около 12 т. Затем 23 апреля и 14 октября 1965 г. на высокоэллиптические орбиты с апогеем 30—40 тыс. км были выведены спутники-ретрансляторы типа Молния-1 (рис. 131, е), оборудованные реактивными двигателями для периодической коррекции полета и обеспечиваюш ие сверхдальнюю телеграфную, телефонную и телевизионную связь (с передачей черно-белых и цветных телевизионных изображений) без использования дорогостоящих и сложных в эксплуатации кабельных и радиорелейных линий [18]. 25 апреля 1966 г. был осуществлен запуск третьего спутника-ретранслятора Молния-1 , имевшего целью продолжение экспериментов по установлению сверхдальней связи при совместном использовании нескольких спутников Через этот спутник были продолжены прямые двухсторонние радиотелефонные и телевизионные передачи между наземными приемопередающими пунктами Москвы и Владивостока. Через него же начались пробные передачи программ цветного телевидения между Парижем и Москвой. 6 июля 1966 г. мощная ракета-носитель вывела на околоземную орбиту с апогеем 630 км автоматическую станцию Протон-3 , оборудованную аппаратурой для комплексного исследования космических лучей [c.428]

С проблемой подвода и отвода тепла инженеры встречаются на каждом шагу. Работает атомная электростанция — значит, в ядерном реакторе выделяется огромное количество тепловой энергии, которое надо как можно быстрей вывести наружу для превращения в электричество. Крутится электромотор, пыхтит двигатель внутреннего сгорания, горит радиолампа, ракета врезается в атмосферу — здесь мы уже имеем дело с вредным нагревом, когда от тепла надо побыстрее избавиться. Неудивительно, что теплотехники на протяжении многих десятилетий ломают головы, пытаясь ускорить движение медлительных тепловых потоков. Но несокрушимым препятствием на этом пути всегда была исключительно низкая теплопроводность природных материалов. Возьмем, например, медь. Чтобы пропускать по медному стержню диаметром 2—3 сантиметра и длиной менее полуметра всего 10 киловатт тепловой энергии, нужен огромный термический напор . Один конец стержня пришлось бы раскалить втрое горячее поверхности Солнца, фактически превратить в пар, тогда как другой должен был бы сохранять комнатную температуру. А ведь медь считается одним из лучших проводников тепла. Что касается тепловой трубки , то при тех же размерах она пропустит такую энергию почти без сопротивления, и разность температур между ее концами практически не удастся даже измерить. Аналогичную теплопроводность могла бы иметь только медная глыба диаметром в три метра и весом 40 тонн. [c.19]

Оценка работоспособности заряда твердого топлива производится как по допускаемым перемещениям, так и по допускаемым напряжениям. Типичный пример расчета по допускаемым перемещениям — определение изменения геометрии заряда, вызванное ползучестью топлива под действием собственного веса во время хранения или перепадами давлений и инерционными нагрузками в момент старта ракеты [17]. При пониженных температурах топливо становится хрупким (пластические деформации отсутствуют) разрушение, растрескивание заряда может в результате резкого увеличения поверхности горения привести к взрыву всего двигателя. Поэтому при температуре ниже так называемой температуры стеклования расчет заряда твердого топлива следует производить по допускаемым напряжениям, учитывая концентрацию напряжений [17], [c.380]

Теперь перейдем к более серьезным проблемам. Как известно, в жидкостных ракетах основную массу их веса составляет жидкое топливо. И это породило множество сложных проблем. Между тем оказывается, решение их лежало на поверхности, вернее, в баке, заполненном жидкостью. Просто топливные баки ракет нужно разделить на отсеки. Но, опять-таки, это - кажущаяся простота. Решение необходимо обосновать сложными математическими расчетами, определить закономерность явления. А на оболочку камеры сгорания этого топлива действуют высокие температуры и давления, которые являются переменными во времени и пространстве. Поэтому для камер сгорания ракетного двигателя, реакторов и трубопроводов атомных станций и других сооружений характерны сильные вибрации, которые способны привести к динамическому разрушению конструкций. [c.53]

Скорость выхлопа наиболее мощных двигателей на химическом горючем не превосходит 3300 м/сек. Межпланетная ракета с начальной массой для преодоления силы земного притяжения должна развить скорость 7=11000 м/сек, поэтому, согласно соотношению и/у = Щ/ / А , ее масса в конце периода ускорения должна уменьшиться до / первоначального значения. Ракета весом 56 тонн должна в момент вылета иметь запас горючего весом 54 тонны, а поскольку резервуары для этого [c.208]

Основной вопрос заключается в том, сможем ли мы создать ракетный двигатель, который бы достигал таких огромных скоростей. Малина и Саммерфильд [2] на основе экстраполяции данных ракетной технологии в 1946 году рассчитали соотношение требуемого веса ракетного топлива к первоначальному общему весу одиночной ракеты для достижения второй космической скорости. Они получили следующие значения, соответствующие различным смесям компонентов ракетного топлива [c.190]

Критическая масса ракеты, расчет которой был произведен в предыдущем разделе, весьма велика, порядка 1000 т. Есть основания полагать, что в не слишком отдаленном буд тцем можно будет говорить об уменьшении этой величины до 100 т. Следует сказать несколько слов о том, каковы возможные пути уменьшения критических размеров. Естественно заключить, что для уменьшения критического размера реактора можно применить отражатель. Однако следует иметь в виду, что при констр ирова-нии таких ядерных установок, какой является ядерная ракета, ядерный реактивный двигатель, ядерный турбореактивный двигатель, одним из важнейших факторов, определяющих общие свойства машины, является вес двигателя. Вес должен быть сведен к минимуму. Поэтому, если с применением отражающей оболочки удельный вес двигателя, т. е. вес, приходящийся на единицу производимой этим двигателем энергии, при этом увеличивается, то это означает, что применять отражатель невыгодно. Элементарный подсчет показывает, что если отражающий слой тонок, так что толщина его того же порядка, что и средняя длина поглощения материала отражателя для нейтронов, то критический размер реактора уменьшается приблизительно на толщину отражающей оболочки. Другими словами, общий размер реактора, считая вместе с отражающим слоем, остается приблизительно таким же, как и для случая реактора без отражателя. Для реактора, рассмотренного в предыдущем разделе, средняя плотность материалов равна всего 0,68 г/см . Если в качестве отражающей оболочки применить бериллий, то плотность материала отражателя будет [c.204]

Не так давно американская фирма Боинг Эйрплейн спроектировала тороидальный баллон, предназначенный для подъема и запуска космических ракет весом до 45 тонн. Максимальный диаметр баллона 95 метров, минимальный — 43 метра. Баллон разделен на 16 отсеков и выполнен из майларовой пленки. Этой же пленкой затянуто внутреннее отверстие тора. Проведенные исследования показали, что струя от двигателей ракеты не вызывает разрушение баллона, а значит вся конструкция может быть многоразовой. Баллон заполняется водородом или гелием, высота его подъема с ракетой составляет 6 километров, скорость в горизонтальном направлении — 120 км/ч. Последняя достигается при одновременной работе трех установленных на баллоне авиационных двигателей мощностью 3400 лошадиных сил. Двигатели закреплены на шарнирах, что позволяет аппарату маневрировать, парируя ветровые потоки. [c.49]

Одним из первых проектов, предложенных группой Глупжо, стала ракета РЛА-100 ( Реактивный летательный аппарат с высотой подъема 100 километров ). Согласно проекту, стартовый вес этой ракеты должен был составлять 400 килограммов, вес азотнокислотного топлива - 250 килограммов, вес двигателя — 20 килограммов, вес полезного груза — 20 килограммов, тяга двигателя — 3000 килограммов, время работы — 20 секунд. [c.246]

В окончательном виде ракета ВАК-Корпорал представляла собой трубу с длинной конической носовой частью и тремя стабилизаторами общая длина ракеты составляла 4,93 метра, а диаметр —31 сантиметр. Стартовый вес ракеты без ускорителя — 302 килограмма, полезная нагрузка— 11 килограммов. Двигатель ракеты создавал на протяжении 45 секунд работы тягу порядка 680 килограммов. [c.344]

Вторая ступень представляла собой ракету с жидкостным реактивным двигателем обгцим весом до 560 килограммов. Эта ракета несла в качестве полезной нагрузки аппаратуру управления (22 килограмма) и третью ступень (90 килограммов). Двигатель ракеты должен бьш работать в течение 80 секунд, обеспечивая тягу 1800 килограммов. Начальная перегрузка в момент отделения первой ступени предположительно составляла лишь 2,6 g. Если бы вторая ступень продолжала двигаться по вертикали, то при выключении двигателя она могла бы набрать высоту в 320 километров и иметь скорость 4,8 км/с. Но при отклонении второй ступени от вертикали и переходе на круговое движение по орбите она могла оказаться в момент выключения двигателя на высоте всего лишь в 240 километров и иметь скорость порядка 5150 м/с. [c.380]

Впервые турбонасосный агрегат был установлен на двигателе ракеты Фау-2 , о которой уже дос1аточио было сказано )анее. Технические характеристики турбонасосного агрегата были еще невысоки. Мощность составляла примерно 340 кВт, подача 125 кг1сек, создаваемый перепад давления около 40 кгс1см , а общий вес турбонасосного агрегата — 160 кгс. [c.110]

Для того чтобы проиллюстрировать практическое использование различных соотнощений, выведенных выще, применим их к проектному расчету насоса горючего, аналогичного насосу двигателя ракеты У-2. Для некоторого числа оборотов п заданы расход О, и приращение давления Ар. Необходимо определить геометрические размеры насоса. Ниже принято Ар=20,6 кг см Р = 0,064 м 1сек удельный вес жидкости 865 кг1м и число оборотов п = 63,3 об/сек. [c.492]

Этиловый и метиловый спирты в любой пропорции смешиваются с водой, поэтому легко получать топлива с разной тепло творной способностью, т. е. снижать температуру в камере сгорания и увеличивать тепловосприимчнвость горючего в любой, необходимой для надежной работы двигателя степени. Именно по этому пути пошли конструкторы двигателя ракеты А-4 (У-2), применив в качестве горючего водный раствор спирта УЭ о-ной концентрации (по весу), хотя при этом удельная тяга двигателя была значительно снижена (до 200 кгсек/кг). [c.160]

Указанные выше преимущества и недостатки шаровых камер обусловливают применение их обычно для ЖРД больших тяг, где объем камеры сгорания достаточно велик и применение форкамер целесообразно и где уменьшение веса камеры за счет применения шарообразной формы достигает существенной величины. Примерами ЖРД с шаровыми и грушевидными камерами сгорания могут служить камеры двигателей ракеты А-4 (фиг. 104), Вальтер (фиг. 105) н Вассерфаль (фиг, 106). [c.290]

Пример 17. Произвести проверочный расчет насоса жидкого кислорода двигателя ракеты А-4 на кавитацию при следующих условиях. Число оборотов насоса д=3800 давление налдува бака кислорода рбака =2.5 ата начальная высота уровня кислорода над входом в насос Я=3,5 м. Удельный вес жидкого кислорода т =1.14-103 [c.412]

В 1937 году коллектив конструкторов, выделившийся из ГИРДа, провел летные испытания стратосферной ракеты Р-03 (рис. 61). Она имела длину 2190 мм, диаметр — 200 мм, стартовый вес — 30,1 кГ. Жидкостный двигатель ракеты (топливо — жидкий кислород и спирт) развивал тягу 120 кГ. Оригинальным нововведением в конструкции ракеты было применение неметаллических материалов. В полете ракета Р-03 достигла высоты 5000 м. [c.85]

Для подводных лодок-ракетоносцев американские инженеры разработали динамический способ старта, так как включение двигателя ракеты в пусковой трубе может сопровождаться детонацией всего заряда твердого топлива, а это приведет к гибели подводной лодки. Катапультирование БР производят на высоту 3—9 м над поверхностью воды, после чего включают двигатели первой ступени. Перед стартом давление в шахте выравнивают с забортным. Затем открывают прочную крышку и доступ воде в шахту преграждает лишь тонкая пластмассовая диафрагма. Чтобы произвести катапультирование, под обтюратор ракеты подают сжатый воздух под высоким давлением или парогазо- вую смесь. Вылетающая ракета легко разрывает диафрагму и выходит в воду. После старта вода свободно вливается в шахту, а специальное автоматическое устройство системы замещения обеспечивает продувание части водяного балласта, компенсирующей разницу в весе принятой воды и ракеты. Когда прочная крышка закрыта, воду можно спустить в заместитель- [c.256]

В действительности траектория ракеты-носителя спутника не вертикальна, а искривлена. Тем не менее полученные выражения отражают некоторые ее важные черты. Основной прирост скорости ракеты определяется членом с1пШв уравнении (4.3). Величину с часто записывают в виде произведения Ig, где I — удельный импульс, имеющий размерность времени. Удельный импульс I зависит от эффективности преобразования химической энергии топлива в двигателе ракеты в кинетическую энергию вытекающих газов, а отношение масс 91 зависит от качества конструкции ракеты. Стремление к максимальному уменьшению веса конструкции является здесь главнейшей целью. Удельный импульс I и отношение масс 9 — это две основные величины, характеризующие качество ракеты. Как можно видеть, к моменту выгорания топлива составляющая скорости, обусловленная основным членом с 1п Щ , прямо пропорциональна удельному импульсу и логарифму отношения масс. Из уравнения (4.3) видно также, что скорость ракеты будет тем больше, чем скорее будет израсходовано топливо. Это происходит из-за наличия члена g h — о)- Удельные импульсы современных ракет имеют величину 200 сек и более. В ближайшем будущем благодаря разработке новых химических топлив можно надеяться лишь на умеренное увеличение этой цифры. Существуют также практические пределы и для безопасного снижения веса конструкции ракеты-носителя. Можно добиться значительного увеличения эффективного отношения масс, делая ракету составной, т. е. состоящей из ряда ступеней, каждая из которых представляет собой самостоятельную ракету. Эффективность многоступенчатой ракеты возрастает с увеличением количества ступеней. Однако из практических соображений в качестве оптимального варианта для ракеты-носителя спутника Авангард была выбрана трехступенчатая конструкция. [c.90]

Общий вид ракеты Разумова — Штерна, изготовленной ЛенГИРД, показан на рис. 128. Длина ракеты 2,565 м, диаметр ее 0,35 м, размах оперения 0,99 м. Полный стартовый вес определялся равным 90 кг (в том числе вес полезного груза — 31 кг). Ракетный двигатель, работавший на бензине и жидком кислороде, развивал тягу 200 кг при относительной скорости истечения v =2000 м/сек. Максимальная скорость полета ракеты достигала 100 м/сек, расчетная высота подъема ракеты составля та около 5 км. [c.421]

В последующие годы под руководством М. К. Тихонравова была спроектирована более совершенная метеорологическая ракета, которая, согласно расчету, должна была развивать скорость до 1340 м/сек. Наконец, еще в 1939 г. по мере расширения исследовательских и экспериментальных работ советские ракетостроители предложили конструкцию двухступенчатой ракеты (рис. 129). Первой ступенью ее служила нижняя (хвостовая) пороховая ракета весом 3,5 кг, второй ступенью — верхняя ракета весом 3,56 кг, впервые в мировой практике снабженная воздушно-реактивным двигателем (ВРД). При испытаниях 19 мая 1939 г. эта составная ракета под действием порохового двигателя поднялась на высоту 0,625 км, достигнув скорости 105 м/сек, затем первая ступень ее автоматически — при срабатывании аэродинамического тормоза — отделилась от второй ступени и упала на землю, а вторая ступень, продолжая движение под действием воздушно-реактивного двигателя и развив скорость до 224 м/сек, поднялась на высоту 1,8 км. В дальнейшем опыты с запуском двухступенчатых ракет неоднократно повторялись [18]. [c.421]

Конечно, сооружение ее — дело более трудисе, чем постройка атомной электростанции или атомного ледокола. Можно привести такие цифры для работы двигателя в течение около 400 секунд мощность ракеты (на килограмм веса) должна в десять раз превышать мощность современных реакторов. Чтобы запустить ракету весом в несколько тонн на Луну, нужно создать реактор мощностью в миллионы киловатт. Мощность самых крупных современных реакторов достигает лишь одного миллиона киловатт. [c.191]

Наиболее перспективными областями применения таких материалов являются прочные корпуса глубоководных аппаратов, крылья высокоскоростных самолетов, корпуса ракетных двигателей, турбинные лопатки и т. д. В частности, в докладе приводится сравнение весовых и прочностных характеристик корпуса второй ступени ракеты Минитмен с LID = 2,9, выполненного из титана, композитного материала, состоящего из смол различных типов, армированных волокнами бора в продольном направлении и стеклянными волокнами AF-994 — в окружном направлении. Оказалось, что во втором случае корпус на 20% легче (вес соответственно 146 и 117 ка) и на 15% жестче (Е1 соответственно 15-10 и 18,9-10 кПсм ). Одним из интересных и перспективных направлений в создании высокопрочных и термостойких материалов является создание композитных материалов на основе связующего металла, имеющего более высокую температуру плавления, по сравнению с армирующим материалом — волокнами бора. [c.355]

Развитие космической ракетной техники привело к выделению двух классов задач о полете ракет с двигателями на химическом топливе, т. е. задач о полете с боль-1П0Й тягой (в этом случае на единицу тяги приходится малый вес), и о полете ракет с двигателями малой тяги. Двигатели малохт тяги характеризуют то, что на единицу тяги приходится большо вес, по этот недостаток компенсируется продолжительностью действия тяги при малом расходе массы (для электрореактпвных двигателей) или даже нулевом (для солнечного паруса ). [c.308]

Интересно сравнить энергию, выделяемую бором, с энергией, выделяемой другими топливами. При сжигании 1 бора выделяется 32 075 475 ккал, при сжигании такого же количества керосина - 8 419 400 ккая, а при сжигании такого же количества бензина — 7031000 ккал [32]. У борсодержащих топлив, применяемых в реактивных двигателях самолетов и ракет, тепловыделение на 1 кг веса вдвое больше, чем у самых лучших углеводородных топлив. На этом основании считают, что производство таких борсодержащих топлив за десятилетие превратится в отрасль промышленности с капиталовложениями, оцениваемыми в 1 млрд. долл. Эти топлина обычно получают в результате реакции гидрида лития с трихлоридом или трифторидом бора. В результате таких реакций, видоизмененных тем или иным образом, можно получить диборан ВоН, , пентаборан BsH и декабо-ран В ,Н . [c.91]

Ионные двигатели основаны на ускорении ионов и их выбросе в пространство для создания тяги. Так как рубидий и цезий легко ионизируются при довольно низких температурах и обладают достаточным атомным весом, они представляются весьма перспективными в этой области. Такой двшатель (рис. 1), разработанный Льюисской лабораторией авиационных двигателей при Национальном управлении по астронавтике и исследованию космического пространства, действует следующим образом цезий подают в бойлер, где он испаряется затем атомы газовой фазы, нагретые приблизительно до 1650 , ионизируются при прохождении над горячей вольфрамовой нитью в узком пространстве, а плазма (ионизированный газ), проходя внутри ряда колец, на которые подается высокое напряжение, чтобы создать сильное электрическое поле, сильно разгоняется (рис. 2). Высокоскиро-стная ионная струя, вылетающая из двигателя, и сообщает ракете тягу [2, 5, 6]. [c.642]

Ионные двигатели предполагается использовать после выхода ракеты иа орбиту, причем источником энергии для двигателя должна служить ядериая силовая установка [21. Подсчеты показывают, что нонный двигатель, расходующий цезий со скоростью лишь 525 г час, должен сообщать космическому кораблю весом 1000 гп удельную тягу 90,8 кг, способную обеспечить ему ускорение 1,1 м1с к- [6]. [c.643]

ВИСИТ от возможности модификации ТРТ. Например, существующий прототип топлива со скоростью горения, превышающей в 2,5 раза скорость горения базового ТРТ, позволяет увеличить удельный импульс почти на 5,5% по сравнению с значением для базового двигателя с соплом. Далее, принимая во внимание тот факт, что предел прочности модифицированного топлива на 25% выше, чем у базового, диаметр внутреннего канала можно уменьшить, доведя отношение внешнего диаметра заряда к внутреннему до 3,5. Это позволило бы разместить в камере 1,36 кг дополнительного топлива и тем самым увеличить полный импульс РДТТ на 12,4%. Замена ТРТ и увеличение свода горения вместе позволяют снизить максимальное рабочее давление до уровня, соответствующего давлению в базовом двигателе, а единственным недостатком было бы увеличение полного веса РДТТ приблизительно на 2%. В табл. 11 подытожены результаты расчетов таких вариантов и, кроме того, приведены данные, иллюстрирующие влияние длины РДТТ на удельный импульс. При уменьшении показателя степени в законе скорости горения топлива с 0,5 до 0,4 приращение скорости ракеты с бессопловым двигателем было бы на 13% больше, чем для соответствующего двигателя с соплом. [c.138]

В работе Л. С. Душкина Основные положения общей теории реактивного движения дан вывод основного уравнения движения ракеты в пустоте без учета тяжести и сопротивления воздуха автор получил уравнение, выведенное ранее Мещерским i . Интегрирование этого уравнения (при отсутствии всех сил, кроме реактивной) приводит автора к формуле Циолковского. Далее уравнение Мещерского дополняется другими слагаемыми (силы тяжести и сопротивления) и указываются случаи, для которых уравнение интегрируется. На основе анализа целого ряда физических проблем, связанных с устройством двигателя, Душкин исследует вопрос о принципиальной осуществимости космического полета в будущем. Он считал, что формально непреодолимых препятствий на пути к этому нет, но выход в космос в то время был невозможен по техническим причинам. Исходя из предположения о постоянстве веса, отсутствии сопротивления, постоянстве ускорения ракеты и [c.236]

Скорость выбрасывания водорода достигнет 7200 м сек. Размеры устройства будут весьма значительными собственно ядерный мотор длиной 2,5 м будет иметь диаметр 5 лг и содержать 33 тонны обогащенного урана, или 3,3 тонны Общий начальный вес ракеты будет 1560 тонн, из коих 1246 тонн весит водород, выбрасываемый из расчета 3150 кгкек. При этом развивается тяговая сила в 2600 тонн. Максимальная скорость, соответствующая времени работы ракетного двигателя в 358 сек., достигнет 8145 м/сек За это время сгорит 1% П . [c.211]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...