Реактивные двигатели, работающие на жидких окислителях

Для космических полетов, осуществляемых с большими скоростями, применяют ракеты с жидкостными реактивными двигателями, в которых используют жидкое топливо и жидкие окислители (кислород, перекись водорода и др.). Распыливаемые в камере сгорания топливо и окислитель реагируют при постоянном давлении, обеспечивая образование большого количества газов с очень высокой температурой — До 2500— 3000 С. Расширяясь адиабатно, газы вытекают со сверхзвуковой скоростью, создавая струю, реакция которой и заставляет двигаться ракету. Поскольку воздух в двигатель не забирается, то и работа на сжатие воздуха не затрачивается. Сила тяги не зависит от скорости полета, что является большим преимуществом двигателей такого рода. [c.98]

Пороховые реактивные двигатели и ЖРД принципиально отличаются от ВРД тем, что в них для работы используются веш ества, содержаш,ие и горючее и окислитель (например, порох), — для первых двигателей или жидкое топливо (спирт, керосин, бензин и др.) со специальными окислителями (например, жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота) — для вторых двигателей (ЖРД), т. е. эти двигатели в отличие от ВРД не нуждаются в кислороде атмосферного воздуха. [c.177]

В рассмотренных реактивных двигателях одним из важнейших факторов, обеспечивающих их работу, является поток воздуха. Однако существуют условия, когда создать такой поток невозможно, например, при эксплуатации двигателя в космосе или бурении сверхглубоких скважин. В таких условиях может быть использован жидкостно-реактивный двигатель. Его отличие от предыдущих заключается в том, что в камеру сгорания вместо воздуха подается жидкий окислитель, который заменяет воздух в процессе сгорания. [c.116]

В 1903 году Циолковский опубликовал свой классический труд Исследование мировых пространств реактивными приборами , в котором впервые была научно обоснована возможность осуществления космических полетов при помощи ракеты и даны основные расчетные формулы ее полета. В этой же работе было уделено большое внимание вопросу нахождения наилучшего топлива для космической ракеты. До конца XIX века находили применение лишь реактивные двигатели на твердом топливе — пороховые ракеты. Однако Циолковский показал, что для ракет дальнего действия наиболее эффективным явится двигатель, работающий на жидком топливе с окислителем, и дал принципиальную схему такого двигателя. [c.211]

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]

Если пренебречь объемами жидких топлива и окислителя и работой, затраченной на их подачу в камеру сгорания (работа насосов ТН ж ОН), то рабочий процесс жидкостного реактивного двигателя представится фигурой а12Ъа, где линия al соответствует процессу горения топлива, линия 1—2 — процессу расширения рабочего тела в сопле (теоретически это адиабата) линия 2Ь условно монч ет быть принята за линию процесса отдачи теплоты рабочим телом холодильникам. Если рабочий процесс заменить эквивалентным ему термодинамическим циклом, то его термический к. п. д. представится как отношение [c.162]

Пройдя турбину 3, газ при наличии избытка горючего может дожигаться в форсажной камере 5. Режим работы ракетно-турбин-ного двигателя регулируется системой как подачи жидких горючего и окислителя в газогенератор 2, так и изменением проходных сечений регулируемого реактивного сопла 6. [c.554]

Сближающе-корректирующая двигательная установка 19 состоит из двух двигателей - однокамерного основного 49 с тягой 4170 Н и двухкамерного дублирующего с тягой 4110 Н, топливных баков с двухкомпонентным топливом, системы подачи топлива и автоматики установки. Баки горючего 46 и окислителя 53 сферической формы имеют эластичные мешки для разделения жидкой и газовой фаз внутри них. Для вытеснения компонентов топлива из баков и раскрутки турбонасосных агрегатов (ТНА) 48 основного и дублирующего двигателей используется газообразный азот, заправляемый в баллон 45. Сближающе-корректирующая установка смонтирована в виде автономного блока на силовом конусе 54. С торцевой стороны она имеет теплозащитный экран 51. Во время работы сближающе-корректирующей двигательной установки ориентация и стабилизация корабля осуществляются реактивными рабочими органами 50, расположенными в горизонтальной плоскости (по каналу курса) и вертикальной плоскости (по каналу тангажа). Коммутация электрических связей PH корабля осуществляются через штекерные разъемы 52. [c.76]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...