Компоновка двигательной установки и ЖРД

КОМПОНОВКА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ [c.350]

КОМПОНОВКА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ И ЖРД [c.350]

Тормозная двигательная установка имеет достаточно высокую плотность компоновки и конструктивно выполнена в виде автономного блока, имеющего свой корпус, вмонтированный внутри приборного отсека со стороны кормы. [c.48]

Из рис. 1.12 следует, что внешняя сила, действующая на ракету, приложена к раме двигателя и складывается из трех составляющих тяги двигательной установки и сил реакции топливоподающих магистралей окислителя и горючего, которые пропорциональны колебаниям давления компонентов на входе в соответствующие насосы. Так как магистраль горючего при рассматриваемой компоновке ракеты существенно короче магистрали окислителя, то колебаниями давления на входе в насос горючего можно без особого ущерба для точности расчета пренебречь. Последнее позволяет упростить выражение для пере- [c.36]

Современные ЛЛ в зависимости от своего назначения имеют широкий диапазон скоростей, высот и дальностей полета в атмосфере Земли или космическом пространстве, различные взаи.мо-действия конструкции с внешней средой. К ним предъявляются разные требования по маневренности и полезным грузам. Все это существенно отражается на форме, размерах, массе и компоновке ЛА, выборе типа двигательной установки, способах создания управляющих сил и моментов, применяемых конструкционных материалах и др. Конструктору в процессе создания ЛА при выборе проектных параметров и конструктивных решений необходимо обеспечить такое их оптимальное сочетание, которое позволило бы выполнить заданные требования к ЛА с высокой эффективностью и надежностью. [c.3]

Объемная (внутренняя) компоновка представляет собой размещение на ЛА двигательной установки, целевого груза, аппаратуры системы управления, бортовых источников энергии и других вспомогательных агрегатов и оборудования (рис. 1.20). [c.36]

Компоновка оборудования. Для надежного функционирования установленного внутри корпуса ЛА оборудования и аппаратуры необходимо обеспечивать требуемые условия по температуре, давлению и влажности, не допускать чрезмерных тепловых воздействий со стороны двигательной установки и аэродинамического нагрева, вредных электромагнитных наводок от смежно расположенных блоков аппаратуры, не допускать помех для приема и передачи сигналов управления, ограничивать возможные колебания и деформации приборных отсеков, особенно при размещении в них высокочувствительных датчиков и приборов. [c.39]

Таким образом, осуществление рациональной компоновки ЛА требует от конструктора хорошего знания аэродинамики, динамики, прочности, технологии, а также понимания особенностей работы и требований по эксплуатации и размещению на ЛА двигательной установки, аппаратуры и оборудования. Достичь выполнения всех перечисленных требований к компоновке ЛА обычно удается только путем ряда последовательных приближений. [c.40]

Цилиндрические камеры сгорания нашли наибольшее распространение в двигателях, так как они наиболее просты в изготовлении и имеют наименьшие поперечные размеры, что облегчает их компоновку на ЛА, особенно в многокамерных двигательных установках. Преимуществом цилиндрических камер является также и то, что у них имеется большая площадь головки для размещения форсунок. Недостатками цилиндрических камер по сравнению с шарообразными является несколько большая масса и худшие условия для охлаждения стенок. [c.151]

В техническом языке слову двигатель сопутствует обоб-ш,аюи1,ий термин двигательная установка . Это—вся совокупность средств, создающих тягу. Понятие двигательной установки включает в себя все двигатели, если их несколько, силовые узлы компоновки двигателей, элементы системы наддува топливных баков вместе с магистралями, соединяющими двигатели с баками, механизмы по1юрота управляющих двигателей, иногда даже с силовыми приводами, и многое другое, в зависимости от конкретной схемы. [c.105]

В состав орбитальной головной части входили боевая часть с ядерным зарядом, тормозная жидкостная двигательная установка и приборный отсек с системой управления для ориентации и стабилизации головной части. Мощность орбитальной головной части достигала 20 мегатонн. Тормозной двигатель орбитальной головной части — однокамерный. Он устанавливался в центральной части отсека управления внутри тороидального топливного модуля. Такая форма топливных емкостей позволила сделать компоновку отсека оптимальной и снизить массу его конструкции. Внутри топливных емкостей для надежности запуска и работы двигателя в состоянии невесомости устанавливались разделительные перегородки и сетки, обеспечивающие надежную бескавита- [c.414]

Современный вариант суборбитального демонстратора МАКС-Д также разработан с использованием задела по РАДЕМ и на базе конструкции и аэродинамической компоновки МАКС-ОС . Взлетная масса экспериментального самолета—62,3 тонны, посадочная — 12,8 тонны. В отличие от РАДЕМ в суборбитальном самолете МАКС-Д маршевая двигательная установка состоит лишь из одного кисло-родно-керосинового двигателя, что не только упрош ает проект, но и, при заданных объемах баков, повышает энергетические возможности демонстратора [c.501]

Конструктивные особенности ДБ-2 и ЦКБ-26 определили разный уровень их весового совершенства. Самолет ДБ-2 имел массу пустого, равную 5800 кг, в то время как ЦКБ-26 оказался легче почти на 1000 кг. Улучшению весовых характеристик ЦКБ-26 способствовали прежде всего выбранные параметры крыла и большая удельная нагрузка на его площадь. Небольшое удлинение позволило увеличить жесткость крыла и тем самым повысить критическую скорость флаттера, с которым тогда уже начинали сталкиваться летчики скоростных самолетов. Снижение массы крыла на ЦКБ-26 достигалось также разгрузкой его концевых частей топливными баками, вьтолненными в виде герметичных отсеков крыла. Эти баки стали прообразом современных кессон-баков, нашедших широкое применение на реактивных самолетах. Масса планера ЦКБ-26 была уменьшена, и в результате рационально спроектированной силовой схемы фюзеляжного бомбоотсека он был размещен за кабиной летчика на участке между передним и задним лонжеронами центроплана крыла. Особенностью бомбоотсека являлась установка кассетных держателей для подвески заданных техническими требованиями десяти 100-килограммовых бомб не на боковых стенках правого и левого бортов фюзеляжа, а по оси симметрии самолета. Такое решение позволило несколько уменьшить потребный для размещения бомб мидель фюзеляжа и использовать в качестве окантовывающих элементов выреза под бомболюки силовые шпангоуты стыка фюзеляжа с лонжеронами центроплана, а также осевую и бортовые нервюры центроплана, на которых дополнительно были установлены балочные держатели для наружной подвески бомб крупного калибра. На держатель, установленный на осевой нервюре, можно было подвешивать одну бомбу или т(Ч)педу массой до 1000 кг, а на держатели, установленные на бортовых нервюрах, по одной бомбе массой до 500 кг. Это позволяло самолету ЦКБ-26 в перегрузочном варианте при его использовании, например, в качестве ближнего бомбардировщика иметь максимальный бомбовый груз массой 2500 кг, значительный по тем временам для двух двигательного самолета. Масса бомбового груза самолета ДБ-2 ограничивалась 1050 кг бомб на внутренней подвеске в фюзеляже самолета и максимальной массой бомбового груза, равной 2050 кг, при использовании наружных бомбодержателей. В соответствии с треоованиями технического задания самолеты ДБ-2 и ЦКБ-26 выполнялись трехместными и имели практически одинаковую компоновку фюзеляжа (рис. 12). [c.341]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...