Параметры ракетного двигателя

ПАРАМЕТРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.15]

Характеристические параметры ракетного двигателя определяются, как было указано в гл. 2, из расчета процесса расширения. в сопле. Способ расчета зависит от природы продуктов сгора- [c.180]

Желаем всем заинтересованным специалистам испытать удовлетворение от оживших на экранах компьютерных мониторов параметров ракетных двигателей. [c.5]

Таблица 12.4 Типичные параметры ракетного двигателя

Сопла. Значительный интерес представляют процессы теплообмена в камерах горения и соплах ракетных двигателей. Тепловые потоки от продуктов горения к стенкам достигают значений порядка 1,2-10 2,4-10" Вт/м Теплота переносится к стенкам конвекцией и радиацией. Доля радиационного переноса достигает 20—30%, так как температура газов очень высока и часто превосходит 3000 К. В связи с резким изменением параметров газа по длине двигателя (например, давление меняется по длине камеры горения и сопла в десятки раз, при этом температура падает на несколько сот кельвинов) меняется химический состав продуктов горения, их физические константы, степень диссоциации. В этих условиях теоретическое определение теплоотдачи в ракетном двигателе затруднено, и поэтому в настоящее время решающее значение имеют экспериментальные исследования. При огромном многообразии размеров и формы двигателей, а также сортов топлива и окислителя невозможно, даже экспериментально, составить одну обобщенную формулу для определения коэффициента теплоотдачи. [c.247]

Для контрольных испытаний пиротехнических устройств, взрывчатых веществ и ракетных двигателей требуется отбирать вдвое больше образцов, чем для контрольных испытаний функциональных и конструктивных элементов, так как один образец должен быть разрушен при контрольных испытаниях для определения ухода параметров или отклонения номинальных величин, а другой образец требуется для демонтажа. Очень высокая стоимость ракетных двигателей обычно является препятствием для такого двойного отбора, и во многих случаях вследствие ограниченных ассигнований на проект вообще нельзя провести полных контрольных испытаний, за исключением только таких осмотров, которые совершенно не вызывают разрушений (например, радиографическое обследование для проверки качества скрепления топливного заряда с защитным покрытием или со стенками). [c.199]

Теплонапряженность современного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) чрезвычайно высока по мощности, приходящейся на единицу объема камеры сгорания, ЖРД в тысячи раз превосходит стационарные тепловые установки. Такая теплонапряженность ЖРД связана с высоким давлением и температурой газов в камере сгорания, причем развитие и совершенствование двигателей ведет к дальнейшему возрастанию этих параметров. [c.356]

Конструктивная эффективность является одним из важнейших параметров, определяющих практическое применение оболочки той или другой формы, когда целевым назначением конструкции является транспортирование или хранение. Чем больше величина Д, тем рациональнее конструкция. Именно максимальной конструктивной эффективностью и наибольшей прочностью объясняется широкое распространение круговых цилиндрических оболочек в природе и в практике (стебли растений, кровеносные сосуды, трубопроводы, камеры сгорания ракетных двигателей и др.). [c.12]

Природа образования теплового потока здесь не рассматривается. Однако при сильном нагреве внешней (внутренней) поверхности пластины и при наличии потока жидкого вещества или газа, ее обтекающего, одной из возможных причин разрушения поверхности может быть гидродинамический унос металла абляция), не перешедшего еще в жидкое или газообразное состояние. Интенсивный унос твердого вещества с поверхности начнется с момента, когда скоростной напор газа или жидкости pv /2 станет порядка предела текучести нагретого поверхностного слоя металла. В монографии Ильюшина и Огибалова [121] вводится основной параметр, характеризующий абляцию, Г = pv-/ 2(7s). Опасные состояния возникнут при Г 1. На практике абляция возникает при входе космических летательных аппаратов в атмосферу, в камерах ракетных двигателей, в стволах артиллерийских орудий. [c.84]

В отличие от естественных космических тел космический корабль может изменить свою траекторию в космическом пространстве благодаря временному (импульсному) включению ракетного двигателя,. Это дает возможность перейти от первоначальной орбиты к другой, с совершенно иными параметрами. Такой переход носит название космического маневра. [c.16]

В этой главе книги исследуется методами вариационного исчисления ряд задач динамики полета ракет и самолетов с ракетными двигателями, причем выделяемые классы оптимальных движений допускают простые аналитические решения. Влияние малых изменений основных параметров обследуется в линейной постановке аналогично линейной теории рассеивания эллиптических траекторий баллистических ракет (ч. I, гл. III, стр. 265). Учитывая, что для многих преподавателей классической механики излагаемые здесь научные результаты могут представить интерес для самостоятельных исследований, мы даем достаточно ссылок на основные журнальные статьи и монографии. Мы убеждены, что в процессе развития науки и техники вычислительные машины будут решать все более сложные системы дифференциальных уравнений и метод проб, метод сравнения семейств решений можно будет применять к любому числу свободных функций. Однако в вузовском преподавании в стадии формирования интеллекта будущих исследователей и создателей реальных конструкций аналитические решения нельзя заменить численными методами. [c.142]

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]

Материал глав и их распределение примерно соответствуют логике и содержанию полного курса теории, расчета и проектирования жидкостных ракетных двигателей, который в большинстве вузов излагается в нескольких самостоятельных дисциплинах общая теория ЖРД теория и расчет ЖРД теория и расчет лопаточных машин проектирование и расчет основных параметров ЖРД. [c.3]

РАСЧЕТ И ВЫБОР ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ [c.330]

Продольные автоколебания корпуса ракеты на жидком топливе возникают в результате взаимодействия продольных упругих колебаний конструкции с процессами, протекающими в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) и его топливоподающем тракте. Существенное возрастание амплитуд колебаний корпуса ракеты и различных параметров ЖРД, сопровождающее это явление, приводит, как правило, к различного рода аварийным ситуациям. [c.3]

Тяга или реактивная сила — это первая основная характеристика (параметр) любого ракетного двигателя. Измеряются эти величины в единицах силы, т. е. в ньютонах (килоньютонах). По величине тяги можно судить о том, для выполнения каких задач может быть применен данный двигатель, какого веса ракету он может поднять или какой космический корабль можно этим двигателем затормозить и т. п. В зависимости от назначения двигателя его тяга может колебаться в очень широких пределах. Так, для управления полетом космического аппарата иногда достаточно тяги, меньшей ЮН. В то же время для старта мощных космических ракет требуются двигатели с тягой в тысячи тонн, т.е. разница в тяге двигателей может составлять миллионы раз. [c.491]

От ракетного двигателя требуется воспроизводимость характеристик. Испытывая один двигатель, второй, третий и т. д., мы должны получать в одном и том же режиме одну и ту же тягу. На практике, одиако, как в стендовых, так и в летных испытаниях, это условие с необходимой точностью не соблюдается. И к тому есть множество причин и условия изготовления двигателя, и особенности производства топлива, и температурные условия в районе пуска и многое другое. Отклонение тяги от номинала и в равной степени отступление от номинала весовых характеристик ракеты приводит к тому, что скорость ракеты на участке выведения отличается от расчетной. Задача регулирования состоит в том, чтобы следить за тягой на всем участке выведения и менять ее таким образом, чтобы в основном скомпенсировать неизбежные отклонения параметров движения ракеты от номинала. Следовательно, регулирование тяги оказывается в тесной связи с вопросами точности наведения. [c.133]

Желаемое изменение тяги ЖРД достигается, как мы знаем, регулированием секундного расхода топлива. Установка регулятора секундного расхода на современных жидкостных ракетных двигателях преследует в основном две цели во-первых, уменьшить в реальных условиях полета отклонения параметров движения от номинальных и, во-вторых, выдержать определенный номинальный закон изменения тяги. Эти цели нерасторжимы, даже если в частном случае регулируется постоянство секундного расхода. Регулятор секундного расхода следит за выполнением условий программы выведения по так называемой кажущейся скорости. О том, почему она кажущаяся , мы поговорим позже. Но смысл регулирования в целом сводится к тому, чтобы не допускать заметных отклонений тяги от номинала. Регулятор обязан позаботиться о том, чтобы на участке выведения фактическая тяга была близка к номинальной, т. е. была такой, какой положено, и соответствовала заранее предусмотренному закону изменения. [c.286]

Для преобразования тепла, выделяющегося в камере сгорания ракетного двигателя, в кинетическую энергию с целью создания ТЯГИ используется сверхзвуковое сопло. При изучении течения по соплу газа, нагретого до высокой температуры, выделяют ряд параметров, характеризующих сочетание топливо—двигатель. Эти основные параметры служат базой для оценки ракетного двигателя, а также для сравнения различных систем. Для того чтобы вывести эти параметры математическим путем, нужно использовать достаточно простую модель, на которой можно проследить различные рассматриваемые явления. Это приводит к необходимости введения различных допущений, обоснованность которых следует предварительно доказать. [c.76]

Мы уже показали влияние на характеристики двигателя таких факторов, как температура сгорания, молекулярный вес продуктов сгорания и степень расширения. Эти величины трудно измерить, поэтому по ним трудно и судить, какова будет действительная характеристика ракетного двигателя. Для того чтобы оценить двигатель, удобно пользоваться характеристическими параметрами. Такими параметрами являются [c.116]

Тяга ракетного двигателя не зависит от величины скорости полета ракеты. Удельный расход топлива Суд — это отнощение веса топлива, потребляемого в единицу времени, к величине тяги. Этот параметр особенно важен и удобен для того, чтобы судить о характеристике системы двигатель—топливо. Удельный расход топлива выражается так [c.118]

Для практических целей и облегчения оценки результатов, испытаний полезно иметь графические средства представления параметров, применяемых для оценки работы ракетного двигателя. Введем для этой цели безразмерные параметры [c.133]

Экспериментальное исследование процессов теплоотдачи в реальных ракетных двигателях сопряжено с большими затратами сил и средств, кроме того, еще не создано надежных конструкций датчиков для измерения всех нужных параметров газа в сопле. Процессы теплоотдачи в сопле реального ракетного двигателя осложнены действием турбулентности, химических реакций,теплообмена излучением, пульсациями давления, градиентом давления, сжимаемостью, неизотермичностыо и т. п. Установить влияние всех факторов на теплообмен в соплах трудно. [c.248]

На рис. 11.12, а, б изображен цикл жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Введя параметры цикла = Рз1рч — степень расширения газа в сопле и е = pjp ,— степень возможного расширения, получить выражение для [c.140]

Ракетные двигатели работают на топливе И окислителе, которые транспортируются вместе с двигателем, поэтому его работа не зависит от внешней среды. Жидкостные ракетные двигатели работают на химическом жидком топливе, состоящем из топлива и окислителя. Жидкие компоненты топлива непрерывно подаются под давлением из баков в камеру сгорания насосами (при турбонасосной подаче) или давлением сжатого газа (при вытеснительной или баллонной подаче). В камере сгорания в результате химического взаимодействия топлива и окислителя образуются продукты сгорания с высокими параметрами, при истечении которых через сопло образуется кинетическая энергия истекаюшей среды, в результате чего создается реактивная тяга. Таким образом, химическое топливо служит как источником энергии, так и рабочим телом. [c.259]

В рассмотренных примерах мы видели большое разнообразие внешних определяющих параметров. Более ограничено число внупренних параметров. Обычно это — напряжения, перемещения и перегрузки. Иногда, может быть, и деформации. Например, головку жидкостного ракетного двигателя (рис. 24) при большом числе развальцованных форсунок мо/кно рассматривать как однородную пластину. Под действием перепада давлений пластина изгибается, и в некоторых случаях возможно нарушение герметичности в местах развальцовки. За критерий герметичности целе- [c.43]

Основные физические явления, изучаемые гидроаэромеханикой. Исторически сложившееся разделение Г. на отд. области связано с ограничением диапазона изменения параметров движущейся среды темп-ры, плотности, давления, хим. состава, скорости течения, вязкости, теплопроводности, электропронодности и др. В совр. Г. рассматриваются, по существу, неограниченные изменения этих параметров. В связи с созданием ракетных двигателей, работающих на разл. хим. топливах, жидких II твёрдых, полётами к др. планетам со сложным составом атмосферы, развитием трубопроводного транспорта, проникновением Г. в хим. техноло- [c.464]

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]

Изложение начинается с краткого обзора принципов работы ракетного двигателя и более детального рассмотрения характеристических параметров двигателей при неравновесных химических реакциях (гл. 1). В гл. 2 описаны характеристики твердых ракетных топлив (ТРТ), технология их промышленного производства и методы экспериментального исследования затрагиваются также вопросы взрывоопасности ТРТ. В гл. 3, посвященной исследованиям механизма горения, приведены основные уравнения теоретической модели горения в ракетном двигателе на твердом топливе (РДТТ). Эта модель использована в гл. 4 для описания процесса воспламенения твердотопливного заряда. Кроме того, в гл. 4 приведен обзор исследований по воспламенению и гашению зарядов ТРТ. Далее, в гл. 5, рассмотрены проблемы расчета характеристик РДТТ. В эту главу включены разделы, посвященные модели внутренней баллистики двигате- [c.13]

Анализ характеристик ракетного двигателя предполагает расчет следующих параметров тяги Fy эффективной скорости истечения продуктов сгорания из сопла г/эфф, коэффициента тяги характеристической скорости и удельного импульса /уд. При рассмотрении идеализированной одномерной схемы камеры сгорания параметры рабочего процесса можно выразить через температуру адиабатического горения в камере Гк, среднюю молекулярную массу М выхлопных газов и показатель адиабаты (отношение удельных теплоемкостей) у, а также через соответствующие величины давления и площади сопла в критичес-к( м и выходном сечениях. [c.15]

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 инженерной практике широко распространены конструкции, элементы которых имеют полости или отсеки, содержащие жидкость, иапример, объекты авиационной и ракетно-космической техники, танкеры и плавучие топливозаправочные станции, суда для перевозки сжиженных газов и стационарные резервуары, предназначенные для хранения нефтепродуктов и сжиженных газов, ректификационные колонны и т. д. В большинстве случаев жидкость-заполняет соответствующие полостн или отсеки лишь частично, так что имеется свободная поверхность, являющаяся границей раздела между жидкостью и находящимся над ней газом (в частности, воздухом). Обычно можно считать (за исключением особых случаев движения тела с жидкостью в условиях, близких к невесомости, которые здесь не рассматриваются), что колебания жидкости происходят в поле массовых сил, гравитационных и инерционных, связанных с некоторым невозмущенным движением. Как правило, это поле можно в первом приближении считать потенциальным, а само возмущенное движение отсека и жидкости — носящим характер малых колебаний, что Оправдывает линеаризацию уравнений возмущенного движения. Ряд актуальных для практики случаев возмущенного движения жидкости характеризуется большими числами Рейнольдса, что позволяет использовать при описании этого движения концепцию пограничного слоя, считая, кроме того, жидкость несжимаемой. Эти гипотезы лежат в основе теории, излагаемой ниже [23, 28, 32, 34, 45, 54J. Учету нелинейности немалых колебаний жидкости посвящены, например, работы [15, 26, 29, 30]. Взаимное влияние колебаний отсека и жидкости при ее волновых движениях может сильно изменять устойчивость системы, а иногда порождать неустойчивость, невозможную при отсутствии подвижности жидкости. В качестве примера можно привести резкое ухудшение остойчивости корабля при наличии жидких грузов и Динамическую неустойчивость автоматически управляемых ракет-носителей и космических аппаратов с жидкостными ракетными двигателями при неправильном выборе структуры или параметров автомата стабилизации. Поэтому одной из основных Задач при проектировании всех этих объектов является обеспечение их динамической устойчивости [9, 10, 39, 43]. Для гражданских и промышленных сооружений с отсеками, содержащими жидкость, центр тяжести при исследовании их динамики смещается в область определения дополнительных гидродинамических нагрузок, например при сейсмических колебаниях сооружения [31]. [c.61]

Аустенитные стали и сплавы — основной конструкционный материал современных энергетических установок (паровых котлов сверхвысоких параметров, паровых и газовых турбин, атомных силовых и энергетических установок), оборудования химической, нефтезаводской, нефтехимической и радиохимической промышленности, реактивных и ракетных двигателей, летательных аппаратов различных типов, конструкций и назначения, приборов для нужд новой техники, корпусов подводных кораблей и т. д. Без аустенитных сталей и сплавов невозможен прогресс в самых различных областях новой техники. [c.3]

По многим параметрам — простоте констукций, надежности, габаритам, стоимости и другим эластомерные элементы превосходят традиционные системы того же назначения. Они позволяют находить притщипиалыга новые конструктивные решения ответственных узлов современных технических систем (например, эластомерные шарниры ракетных двигателей и вертолетных винтов, антисейсмические опоры сооружений). Эластомерные шарниры обеспечивают все шесть степеней свободы относительных смещений оснований (три перемещения и три угла поворота) эластомерные амортизаторы могут иметь жесткости в разных направлениях, отличающиеся в тысячу и более раз, они сочетают в себе упругие и диссипативные свойства (существуют резины, поглощающие более половины подводимой извне энергии). [c.3]

Уравнения становятся еще более простыми, если газ при своем движении не получает и не отдает теплоты. Именно такие случаи встречаются чаще всего. Даже если по каналу движется очень горячий газ, а стенки канала охлаждаются (как, например, в случае сопла ракетного двигателя), от каждой единицы массы газа отводится так мало теплоты, что ею почти всегда можно пренебречь при расчете параметров потока. Как говорилось в курсе термодинамики, процессы, которые совершаются без теплообмена с окружающей средой, называются адиабат-йыми. При адиабатном движении газа из уравнений исчезают члены, содержащие величину д. [c.159]

Ракетные двигатели. Основные особенности, характерные для ракетных двигателей 1. Полная автономность — работа ракетных двигателей не св1гзана с окружающей средой. 2. Независимость характеристик двигателя от скорости попета. 3. Возможность получения больших количеств энергии в малых объемах камеры сгорания, обусловленная выбором параметров процесса и топлива. [c.380]

Гораздо больше информации дали мягкие посадки на Луну. Советские станции Луна-9, -13 и американские станции Сервейер-1, -3, -5, -6, -7 , обладавшие возможностью кругового телевизионного обзора, передали на Землю десятки тысяч фотографий, на которых видны различные образования в непосредственной близости от мест посадки, более удаленные холмы и горы, а также Земля на небе Луны. Помимо того, станции сообщили ценнейшие сведения о механических параметрах поверхностного слоя лунного грунта (сцепление, внутреннее трение, несущая способность и т. д.), его структуре, толщине, плотности и химическом составе. Были получены также данные о свойствах грунта на некоторой глубине с помощью специальных копательных устройств. Была доказана пригодность грунта, по крайней мере во многих местах, для посадки космических кораблей с людьми. С помощью аппаратов Сервейер проводились также эксперименты по лазерной связи. Производились перемещения аппаратов Сервейер ( прыжки ) с помощью бортового ракетного двигателя. [c.218]

При этом предполагается, что силовая установка, т. е. сам ракетный двигатель, работает в установившемся режиме. В действительности нам часто приходится иметь дело с квазистационар-ным режимом, при котором отклонения от заданного режима происходят достаточно медленно, если их рассматривать относительно времени работы. Если в системе возникают пульсации, то режим приводят к установившемуся путем усреднения характеризующих его параметров. [c.45]

Б. На практике статические параметры газа в камере сгорания ракетного двигателя определяются следующим образом (см. разд. 2.10). Рассматривается фиктивный процесс изоэнтропного расширения газа от параметров торможения Рк, Тк до действительных значений Р2, Т2 на входе в сопло и определяется величина отношения температур Гк/Гг по известному отношению давлений рк1р2, и наоборот. [c.178]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...