Вес удельный двигательной установки

Вес удельный двигательной установки 270 Весы 349 Вещества [c.499]

А. Ф. Можайский хорошо сознавал недостатки своего самолета и сразу же после первых испытаний решил увеличить мощность двигательной установки до 50 л. с., для чего заказал в Петербурге еще один двигатель [14, с. 129, 130]. Удельный вес двигательной установки составил бы при этом 6,3 кг/л. с., что было бы достаточно для уверенного отрыва от земли и полета. Преждевременная смерть изобретателя не позволила ему довести до конца начатое дело. [c.270]

Для операции, изображенной на рис. 170, полезная нагрузка составляет 19% начальной массы корабля на околоземной орбите на двигательную установку (включающую в себя в бортовую электростанцию) приходится 24% ее, а на рабочее тело — 57%. Эти данные соответствуют двигательной установке с довольно большой удельной массой на каждый киловатт выходной мощности реактивной струи приходится 10 кг массы. Если же удельную массу уменьшить вдвое, то доля полезной нагрузки возрастает до 36% за счет рабочего тела, на которое теперь приходится лишь 40% массы корабля [4.25]. [c.461]

Прн заданной величине тяги удельный вес двигателя определяет вес двигательной установки, который, как известно, сильно влияет на летные параметры летающей модели и в первую очередь на ее скорость, высоту и грузоподъемность. Чем меньше удельный вес двигателя при [c.13]

При использовании вытеснительной подачи давление в топливных баках больше, чем в камере двигателя. Это обусловливает, с одной стороны, понижение давления что снижает удельный импульс и приводит к большим размерам камеры, а с другой стороны, увеличение массы топливных баков (из-за большой толщины их стенок), что ограничивает область использования вытеснительной подачи двигательными установками с относительно небольшими значениями. [c.29]

Общие данные и основные параметры. Двигательная установка PH Сатурн-5 состоит из пяти двигателей F-l, установленных на общей раме. Центральный двигатель — неподвижный, а четыре боковых могут отклоняться на угол 6° в одной плоскости и тем самым обеспечивать управление движением PH в трех плоскостях. Топливо — жидкий кислород и углеводородное горючее типа керосина. Соотношение компонентов К 1 = 2,27. Тяга и удельный импульс на земле соответственно составляют [c.86]

Вариатор коэффициентов 413 Вдув газа в сопловую часть камеры 292 Вектор состояния 433 Вес двигательной установки удельный 13 [c.487]

Эффективность двигательной установки (ДУ) с ЖРД возрастает с увеличением удельного импульса тяги и плотности топлива. Причем в последнее время предъявляется все больше требований к экологической чистоте как самих компонентов топлива, так и продуктов их сгорания. В настоящее время жидкий кислород и жидкий водород являются наилучшим высокоэффективным, экологически чистым топливом. Однако чрезвычайно низкая плотность жидкого водорода (всего 70 кг/м ) существенно ограничивает возможность его применения. [c.21]

Двигательная установка первой ступени состоит из маршевого РД-251 и рулевого РД-855. Тяга маршевого двигателя у Земли 2459 кН, в пустоте 2749 кН. Тяга рулевого соответственно 297 и 341 кН. Удельный импульс тяги РД-251 у Земли 2645 Н с/кг, в пустоте 2957 Н с/кг. Удельный импульс рулевого двигателя -соответственно 2492 и 2865 Н с/кг. Оба двигателя работают на компонентах топлива окислитель - азотный тетроксид, горючее - несимметричный диметилгидразин. Соотношение компонентов в маршевом двигателе [c.75]

В разгонных двигательных установках используется взрывобезопасное смесевое твердое топливо с высоким удельным импульсом. [c.101]

Изменение расхода топлива в процессе полета в предположении постоянства удельного импульса и фиксированного времени работы двигательной установки не приводит к изменению характеристической скорости. Однако, если энерговооруженность выше и расход топлива больше на начальном этапе полета, то ракета будет двигаться с большим ускорением и, следовательно, высота полета в конце активного участка будет больше. [c.26]

Удельный импульс двигательной установки взлетной ступени лунного корабля в целом, т. е. с учетом расхода топлива двигателями РСУ рассчитывается по отношению [c.53]

Удельный импульс основной двигательной установки взлетной ступени лунного корабля рассчитывался по уравнению [c.53]

Вычисленный таким образом удельный импульс двигательной установки взлетной ступени лунного корабля составил 309,2 сек (ожидавшаяся величина 308,8 сек). Тяга двигателя была вычислена по формуле [c.53]

Фиг. 11.9. Определение оптимальных размеров двигательной установки одноступенчатой ракеты при вертикальном полете и при нулевой начальной скорости. По горизонтали отложено отношение скоростей Ау/с, характеризующее полную удельную энергию ракеты в конце активного участка траектории. По вертикали отложены параметр е, характеризующий относительный вес двигательной установки (при К=40) сумм)а относительных весов полезного груза и конструкции + а отношение масс г и идеальное отношение масс гид, подсчитанное без учета гравитационных потерь.

Выходными характеристиками двигательной установки, которые определяют ее экономичность и баллистические возможности, являются тяга и удельный импульс тяги. [c.54]

Другой способ управления направлением вектора тяги— изменение направления движения струи газа на выходе из сопла ЖРД- При этом способе внутрь части сопла со сверхзвуковым течением через отверстие в его стенке в поток газа вдувается струя газа или жидкости. При подаче в сверхзвуковой поток струи газа (жидкости) возникает косой скачок уплотнения. Давление в зоне за скачком выше, чем в невозмущенном потоке, поэтому возникает боковая сила, действующая на сопло ЖРД. Изменяя место вдувания и давление вдуваемого газа (жидкости), можно управлять боковой составляющей тяги. Система с вдувом в сопло приводит к небольшим потерям удельного импульса тяги, но требует использования достаточно сложных газораспределительных устройств. При однокамерной двигательной установке система вдува не позволяет создать момент для управления по крену. [c.27]

В двигательной установке, состоящей из нескольких ЖРД (или камер сгорания), каждый ЖРД (или каждую камеру) для изменения вектора тяги достаточно повернуть в одной плоскости. При использовании поворотных ЖРД (камер) потери удельного импульса незначительны, управляющие моменты достаточно велики, основной недостаток такой системы—дополнительная масса системы подвески и приводов для поворота ЖРД. [c.27]

Другой способ управления двигательной установкой, состоящей из нескольких ЖРД,— рассогласование уровней тяги отдельных ЖРД, увеличивая тягу одного из ЖРД и одновременно уменьшая тягу другого, можно создать необходимые управляющие моменты в каждой из плоскостей. Способ управления вектором тяги путем рассогласования дает незначительные потери удельного импульса, не увеличивает массу двигательной установки, но требует более широкого диапазона регулирования режима работы ЖРД, чем другие способы управления. [c.27]

В третьем издании в отличие от предыдущих существенно переработаны разделы Кавитация в насосах , Осевые насосы , Отводы насосов освещены новые вопросы удельная мощность, вибро-нагруженность ТНА расчеты насоса и турбины представлены как элементы системы автоматизированного проектирования двигательной установки с ЖРД внесены изменения методического характера, например при описании системы КПД, балансов мощностей насосов и турбины. [c.4]

КПД насосов и турбины, не влияя на удельный импульс ЖРД с предкамерной турбиной, оказывает влияние на массу и надежность двигательной установки. Чем меньше КПД, тем больше должны быть давление и температура газа перед турбиной (в газогенераторе), чтобы обеспечить баланс мощностей ТНА. Поэтому высокие КПД насосов и турбин совершенно обязательны для ЖРД с дожиганием. [c.23]

Другим способом регулирования, при котором в основном изменяется количество рабочего тела, является перепуск части газа мимо турбины (рис. 5.11). Для автономных турбин ЖРД этот способ явно невыгоден, так как он приводит к снижению удельной тяги двигательной установки. В предкамерных турбинах этот способ регулирования в принципе может быть применен. [c.303]

Самолет ТБ-7 (см. табл. 22) был оборудован высотной двигательной установкой с четырьмя двигателями АМ-34, и максимальная высота его полета, при которой достигалась наибольшая скорость, составляла 8 км (против 4 км для самолета ДБ-А). Удельная нагрузка на его крыло была доведена до 150—170 кг/м , тогда как для самолета ДБ-А она не превышала 110 кг1м . Для увеличения высотности двигателей в нем был впервые применен разработанный в ЦИАМ агрегат центрального наддува (АЦН) с моп),ным нагнетателем и вспомогательным двигателем М-100 оборудованный таким агрегатом тяжелый самолет на высотах 8—9 км развивал скорость 403 км1час, превосходившую скорость современных ему одноместных скоростных истребителей. Установленные на нем в 1939 г. новые высотные двигатели АМ-35А обусловили возможность некоторого уменьшения его веса и увеличения дальности полета до 4700 км с бомбовой нагрузкой в 2 то. К концу того же года он был принят на вооружение ВВС и передан в серийное производство под индексом Пе-8. Его летно-тактические характеристики (см. табл. 22) были выше характеристик соответствующих иностранных образцов того времени и определили на много лет вперед направление развития этого класса боевых самолетов. [c.357]

Пневмогидравлическая схема двигательной установки представлена на рис. 175. В этом варианте двигательная установка имеет четыре бака. Гидразин находится в баке под начальным давлением газа наддува (азот) 2,4 МПа. Система работает в вытеснительном режиме без дополнительного поднаддува. В процессе вытеснения топлива из бака давление в подушке снижается вплоть до 5-кратного снижения уровня тяги. Дублированы клапаны, каталитические решетки и др) гие элементы конструкции двигателя. Четыре двигательных модуля могут работать парами А—С или В—Z), дублируя друг друга. Каждый модуль содержит один ЖРД для формирования орбиты космического аппарата и три двигателя для управления положением. Удельный импульс основного двигателя на номинальном режиме 234 с при среднем удельном импульсе за весь срок службы 228 с. Для двигателей ориентации удельный импульс на номинальном режиме составляет 232 с при расчетном среднем удельном импульсе 200 с. Тяга двигателей зависит от текущего давления наддува (рис. 176). Продолжительность минимального импульса двигателя формирования орбиты 40 мс, двигателей ориентации 20 мс. [c.267]

В некоторых случаях применяют параметр, именуемый удельной массой двигательной установки и представляющий собой отношение массы конструкции двигателя к тяге. ЖРД имеют удельную массу 0.0008... 0.004, у РДТТ эта величина несколько хуже 0.005... 0.01. [c.497]

Двигательные установки обычно характеризуются удельным импульсом, т. е. затратой массы рабочего тела на получение заданной тяги, и уделыюй массой, т. е, массой ДУ на единицу тяги, а также типом топлива и максимальной рабочей температурой табл. 4.8 и 4.9), Эти данные определяют области применения ДУ различных типов и позволяют произвести ориентировочный расчет нх основных параметров. [c.245]

Двигательная установка не может рассматриваться изолированно от ракеты в целом. Всегда желательно, например, иметь высокую удельную тягу, но, понятно, не за счет характеристик ракеты в целом. Если повысить давление в камере, удельная тяга увеличится, но возрастет вес системы подачи и изменягся параметры системы наддува. Нельзя назначать высокое давление (увеличится вес топливного отсека), нельзя—низкое (будет потеряна удельная тяга), а требуется соблюдение определенной меры. И эта мера не может рассматриваться без учета характерных особенностей самой ракеты. Для разных ракет она разная. Имеются вполне реальные примеры того, как соотношение топливных компонентов—горючего и окислителя, дающее максимум удельной тяги, вступает в противоречие с весовыми характеристиками топливного отсека. В таких случаях (а подобных примеров можно привести много) вопрос решается не в пользу характеристик двигательной установки, не в пользу весовых характеристик топливного отсека, а в пользу оптимума для ракеты в целом. [c.105]

Давление в камере ро и степень расширения сопла 8а/5кр входят в число проектно-коиструктивиых параметров, оптимизируемых при проектировании ракеты. С повышением давления ро уменьшаются габаритные размеры камеры, снижается (как мы увидим в дальнейшем) степень диссоциации и соответсгвеиио несколько повышается удельная тяга, но вместе с тем повышение давления утяжеляет систему подачи, и ухудшаются весовые характеристики двигательной установки. Увеличение степени расширения сопла также влечет за собой увеличение веса двигательной установки, но при этом увеличивается скорость истечения и соответственно возрастает пустотная удельная тяга. Если же двигатель работает в условиях внеитего атмосферного давления, то, увеличивая степень расширения сопла, можно получить не увеличение, а снижение удельной тяги. [c.182]

Двигательная установка состоит из восьми расположенных по кольцу с шагом 45° двигателей 11Д112 с тягой в пустоте 1680 кН каждый. Удельный импульс тяги двигателя в пустоте равна 3250 Н с/кг Двигатели являются высотной модификацией двигателей 11Д111. В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород (1,250 т/м ) и керосин. Двигатели выполнены по закрытой схеме. Масса каждого двигателя без заливки компонентом равна 1,35 т. Давление в камере сгорания Уок кг/см1 Подача компонентов турбонасосная. В качестве рабочего тела турбины используются основные компоненты топлива. Запуск двигателей производится пиростартерами, воспламенение топлива - пирозажиганием. [c.47]

На второй ступени PH установлена двигательная установка, разработанная в КБ химического машиностроения (КБХМ) под руководством главного конструктора Алексея Михайловича Исаева. В эту установку входят маршевый двигатель без дожигания с насосной системой подачи топлива и четырехсопловый рулевой двигатель с вытеснительной подачей компонентов в специальный газогенератор системы малой тяги (СМТ). Характерными особенностями двигательной установки также являются возможность повторного включения маршевого ЖРД в условиях невесомости и наличие трех режимов тяги - основного, промежуточного и режима малой тяги. Тяга ЖРД на основном режиме создается камерой маршевого двигателя и его четырьмя рулевыми газовыми соплами, через которые осуществляется выброс отработанного на турбине ТНА генераторного газа. Она составляет 157,5 кН (при удельном импульсе тяги 2972 Н с/кг). На режиме промежуточной тяги работают только рулевые сопла (тяга их в сумме равна 5,5 кН). Режим промежуточной тяги используется при запуске и выключении ЖРД. Малая тяга (100 Н) создается на пассивном участке траектории выведения четырьмя дополнительными, значительно меньшими соплами системы малой тяги, через которые истекает газ из газогенератора СМТ. Сопла объединены с основными рулевыми соплами в единые поворотные блоки. [c.72]

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]

Была произведена оценка следующей комбинации компонентов перекись водорода Н2О2 и полиэтилен [42]. Средняя весовая плотность этого топлива вполне удовлетворительна (1,34 з/сж ), по крайней мере, по сравнению с жидкими топливами. Стехиометрическое соотношение компонентов равно 0,123 оптимальное соотношение компонентов равно 0,143, что соответствует единичному импульсу (удельной тяге) 228 сек. при давлении в камере, равном 20 кг см" (удельная тяга одной перекиси водорода равна 136 сек.). В работе [42] описана двигательная установка, в которой окислитель разлагался с помощью катализатора еще до взаимодействия с горючим. В двигателях, работающих на жидко-твердых топливах. [c.366]

Как уже было сказано выше, топлива сравнивают по удельнйй тяге. Такое сравнение учитывает только характеристики системы топливо—двигательная установка. Если желательно получить те же самые характеристики при наименьшем объеме баков, то в качестве параметра для сравнения надо рассматривать объемную удельную тягу (величину удельной тяги, приходящейся на единицу объема) уд 7 (где т—удельный вес топлива). Причины для введения в рассмотрение этого параметра [13, 24, 25] таковы. [c.592]

Рассмотрим теперь методику О пределения энергетических характеристик двигательной установки. В данном случае эта задача заключается в определении общего количества топлива и его распределения между ступенями и режимами двигательной установки, а также в определении программы расхода топлива. При заданных Qo, Qn.H, 1 и а2 О бщее количество топлива os, а также количество маршевого топлива однозначно определяются весом стартового топлива. В свою очередь вес стартового топлива при заданном удельном импульсе J i и заданном максимальном расходе Pi max однозначно определяет стартовую скорость. Из рассмотрения экстремали И (У) следует, что величина V также определяет и распределение маршевого топлива между режимами максимального и оптимального расхода. Таким образом, общее количество топлива и его распределение однозначно определяются стартовой скоростью. [c.309]

Такую же систему охлаждения имел и двигатель автоматической межпланетной станции, совершившей в 1966 г. мягкую посадку на Луну. В корректирующую тормозную двигательную установку (КТДУ-1) этой станции входил однокамерный ЖРД с насосной подачей топлива. Двигатель развивал тягу 4640 кгс (45,5 кН) при давлении в камере 64 кг/см (6,55 МПа) и имел удельный импульс 2720 м/с. [c.106]

Насосная система подачи топлива, регенеративное охлаждение камер позволяли советским специалистам получать весьма высокие технические характеристики космических ЖРД. Так, например, на космических станциях "Луна-16" и "Луна-20" основной ЖРД корректирующе-тормозной двигательной установки, работавший на самовоспламеняющемся высококипящем топливе, содержавшем несимметричный диметилгидразин, удельный импульс составлял 3080 м/с, суммарное время работы 650 с, тяга могла изменяться (в трех режимах) от 1930 до 750 кгс (18,9 и 7,35 кН). [c.107]

Никель-гидридные аккумуляторные батареи обладают значительно более высокой энергией, чем никель-кадмиевые, и не содержат ядовитого при технологической переработке кадмия. Разработанная фирмой Варта (Германия) никель-гидридная батарея емкостью 30 А-ч с напряжением 72 В обладает удельной весовой энергией 50 Вт-ч/кг, удельной объемной энергией 120 Вт-ч/л, удельной мощностью 200 Вт/кг. Необслуживаемую батарею можно зарядить до 80 % емкости за 15 мин. Если батарею разряжать не более чем на 20 % первоначальной емкости, срок ее службы достигает 1000 циклов. При глубоком разряде работоспособность батареи ограничивается 600 циклами. Образцы никель-гидридных батарей успешно прошли испытания на автомобиле Фольксваген-Чико с гибридной двигательной установкой. Автомобиль массой 1000 кг с никель-гидридной батареей массой 300 кг имел запас хода 120 км. Инженеры фирмы Варта работают над тем, чтобы повысить энергию аккумуляторов этого типа до 600 Вт-ч/кг и более. [c.39]

Следует заметить, что разработка рассмотренных здесь перспективных ракетных двигателей потребует намного больших усилий, чем это было в случае ЭРД. Электрические ракетные двигатели могут работать в составе бортовых энергодвигательных установок, использующих солнечные батареи или ядерные реакторы. Солнечные или ядерные двигательные установки с ЭРД имеют удельную массу 10 — 50 кг/кВт и обеспечивают скорости истечения в весьма широком диапазоне значений (10 - 10 м/с) при достаточно высоком КПД, Весьма широк также диапазон значений тяги, которой могут обладать ЭРД. Все это обеспечивает такому типу двигателей особое место среди всех перспективных ракетных двигателей. Есть поэтому основания ожидать, что в течение ближайших 10 — 20 лет ЭРД будут широко использоваться при решении различных задач, направленных на индустриальное освоение околоземного космического пространства. [c.48]

В самом деле, при полном КПД светового двигателя 20 % и удельном импульсе 20000 м/с подводимой к межорбитальному буксиру мощности достаточно, чтобы обеспечить уровень тяги около 2 - 10 Н. Двигательная установка, развивающая такую тягу, будет сообщать космической ступени массой 20 - 200 т ускорение = 10- . .. 10-2 Нетрудно убедиться, что продолжительность разгона t — Mv- F составит 1,4 - 14 ч. При этом расход рабочего вещества - около 25 % начальной массы буксира М. [c.211]

Эту картину можно было бы изменить, исключив из двигательных установок вращающиеся машины (турбины, компрессоры и генераторы), необходимые для преобразования энергии это позволило бы существенно изменить значения полного удельного веса установки. Хорошо известно, что прямое преобразование ядерной энергии в электрическую является одной из целей современных исследовательских программ в области терхмо-ядерных реакций как в США, так и за границей [28, 29]. Не настолько общеизвестно то, что потенциально это может быть сделано при использовании процессов деления. [c.531]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...