Тяга ракетного двигателя

Удельная тяга ракетного двигателя определяется выражением [c.313]

В ракетных двигателях в отличие от предыдущих видов двигателей оба компонента топлива — горючее и окислитель — транспортируются вместе с двигателем. Сила тяги ракетного двигателя поэтому не зависит ни от скорости движения двигателя, ни от свойств окружающей среды и всегда равна рУо, это же значение она сохраняет и в безвоздушном пространстве. Таким образом, ракетный двигатель— единственный двигатель, пригодный для космических и межпланетных полетов. Ракетные двигатели работают как на твердом, так и на жидком топливе. В качестве твердого топлива часто используют, например, особые сорта пороха. Ракеты с двигателем на твердом топливе обладают тем преимуществом, что они могут заправляться задолго до запуска и длительное время находиться на стартовых площадках, готовые взлететь в любой момент. В космических исследованиях основная роль принадлежит пока ракетам с двигателем на жидком топливе. [c.115]

Из формулы (32.1) следует, что увеличение силы тяги ракетных двигателей теоретически можно получить различным путем увеличивая либо площадь 5 выходного сечения, либо скорость истечения продуктов сгорания. Увеличение площади 5 выходного сечения приводит в то же время к. возрастанию силы сопротивления воздуха при движении ракеты через атмосферу и, следовательно, к торможению ракеты. Скорость истечения продуктов сгорания также не может быть увеличена беспредельно. Как показывают расчеты, наибольшая возможная скорость истечения при использовании химических топлив составляет около 5,5 км/с. [c.115]

Для реактивной тяги ракетного двигателя выше ( 8 гл. I) было получено выражение [c.245]

Так как = 0 на твердых границах, то, пренебрегая малым количеством движения поступающих в камеру сгорания в жидком или твердом виде с большой плотностью компонент горючего, из (10.1) и (10.2) найдем основную формулу для тяги ракетного двигателя [c.123]

Из двух последних формул ясно, что удельная тяга существенно зависит от калорийности топлива, т. е. от величины г , от перепада давления р /р в двигателе и довольно чувствительно зависит от показателя адиабаты Пуассона у продуктов горения. Из формулы для Вуд в случае расчетного сопла вытекает, что при прочих равных условиях удельная тяга растет с ростом у. (Для атомарных газов у = 5/3, для газов с молекулярным строением, молекулы которых имеют повышенное число степеней свободы, имеем 1 скорости полета и слабо зависит от высоты полета (через величину р ). При увеличении высоты полета давление р сохраняется, а давление ра падает, поэтому удельная тяга несколько возрастает за счет уменьшения ро. [c.129]

Несколько более сложной является задача об устойчивости свободного стержня, находящегося под действием тяги ракетного двигателя (рис. 89). Здесь при равно- х мерном распределении масс не существует форм равновесия в связанной системе координат. При силе [c.133]

С увеличением высоты полета тяга несколько возрастает вследствие увеличения W. От скорости полета тяга ракетного двигателя не зависит. [c.48]

Есть несколько возможностей регулирования тяги ракетного двигателя, вытекающих из самой формулы тяги [c.211]

Применение методов вариационного исчисления к важнейшим задачам техники привело к обогаш,ению содержания этих методов. Некоторые из полученных результатов оказались совершенно неожиданными и эмпирически трудно доказуемыми. Так, например, были открыты оптимальные пунктирные режимы изменения силы тяги ракетного двигателя, т. е. такие режимы, когда экстремалями задачи оказались весьма своеобразные разрывные функции . [c.36]

Более трудные, но гораздо более разнообразные задачи современной ракетодинамики сводятся к изопериметрическим задачам вариационного исчисления. Отметим, например, задачу о программировании тяги ракетного двигателя, при которой реализуется минимальное время полета при заданной наклонной дальности до цели. Если изложение этой задачи связать с развитием современных зенитных управляемых ракет, то лекция проходит очень хорошо. [c.206]

Варьируемой, или свободной, функцией будет закон изменения массы самолета или, при выполнении гипотезы Циолковского о постоянстве относительной скорости отбрасываемых частиц, закон программирования тяги ракетного двигателя. Достаточно большое число обследованных нами нелинейных задач механики методами оптимизации свободных функций дают нам право для следующего, чисто эмпирического утверждения если система нелинейных уравнений механики не содержит свободных функций, то целесообразно такие функции ввести тем или иным приемом, учитывая физические особенности задачи. Конечно, введение новых функций обычно повышает порядок системы, но возможность замкнуть систему при помощи условий оптимальности дает хороший способ получения аналитических решений . [c.198]

Определить закон программирования тяги ракетного двигателя ф = ф(0 так, чтобы время полета самолета при работающем двигателе было максимальным. Математически эта задача сводится к определению класса функций /=/(и) таких, чтобы Т = Ттах- Из аналитической структуры (16) легко понять, что определение f=f v) является простейшей задачей вариационного исчисления. [c.202]

Это время кажется неправдоподобно большим, что указывает на практическую значимость полетов с оптимальным регулированием тяги ракетного двигателя. На фигуре 39 даны графики безразмерного максимального времени полета —в функции 1е для различных значений фо. [c.205]

Определим отношение начальной тяги ракетного двигателя к начальному весу самолета. [c.207]

Как мы указывали [см. формулу (32)], при малых фо закон изменения массы, а следовательно, и закон программирования тяги ракетного двигателя определяется показательной функцией и зависит только от коэффициента К — совершенства самолета. При произвольных значениях фо закон изменения массы определяется проще всего графически. Зная, что при оптимальном движении [c.208]

Определим далее отношение начальной тяги ракетного двигателя к начальному весу самолета. Будем иметь [c.215]

Тяга ракетного двигателя. Если скорость истекающего газа нормальна к направлению вектора импульса во входном сечении (рис. 1.3.12), то согласно выражению (3.39) составляющая действующей на сопло силы в направлении, противоположном направлению истекающей струи, т. е. тяга сопла, равна [c.66]

Грузоподъемность крана 30 т Грузоподъемная сила 3 кН Сила, приложенная к задвижке шлюза, равна 480 Н Сила поверхностного натяжения воды равна 0,012 Н Сила тяги ракетного двигателя составляет 36-10 Н Вращающийся момент инерционного элемента равен 18 Н-м [c.67]

В заключение заметим, что обычное ощущение силы тяжести, весомости (в земных условиях) имеет ту же природу, что и перегрузка в космическом полете. Как это ни может показаться парадоксальным, весомость любого предмета в обычных условиях также определяется полностью величиной внешней поверхностной силы — силы реакции опоры (предмет сжат) или подвеса (предмет растянут). Тот факт, что сила реакции пассивна , а сила тяги ракеты активна , совершенно несуществен. Натяжение троса, на котором неподвижно висит кабина лифта, из пассивного может стать активным, когда лифт начнет подниматься, но во всех случаях ускорение падения предметов, наблюдаемое внутри кабины, полностью определяется внешней поверхностной силой — натяжением троса — и равно по величине сообщаемому этим натяжением ускорению (т. е. равно этой силе, деленной на массу лифта). В частности, это верно и в случае, когда лифт неподвижен (коэффициент перегрузки равен единице). Нет разницы между действиями натяжения троса и силы тяги ракетного двигателя, а сила притяжения лифта к Земле никакой роли в наших рассуждениях не играла ). [c.82]

Лобовая тяга ракетного двигателя зависит от природы топлива, от давления в камере сгорания и от конструкции камеры и сопла. [c.18]

Удельный расход, или удельная тяга ракетных двигателей, зависит от природы топлива, давления в камере и от конструкции двигателя. Удельный расход, или удельная тяга, воздушно-реактивных двигателей зависит от природы горючего, конструкции двигателя, скорости и высоты полета (фиг. 9). [c.20]

Выражение (15.235) показывает, что для увеличения силы тяги ракетного двигателя необходимо [c.492]

Тогда удельная сила тяги ракетного двигателя равна [c.494]

Удельная сила тяги ракетного двигателя, рассчитанная по формуле (15.239), является идеальной. Ее можно получить при отсутствии потерь в нем (в камере сгорания и сопле). Так как в камере сгорания и в сопле всегда имеют место потери энергии, и величина их в среднем определена для двигателей определенных схем, действительная удельная сила тяги Руд.д определяется как произведение теоретической удельной силы тяги Руд на коэффициент (р, учитывающий потери энергии в камере сгорания и сопле [c.494]

Зная, как изменяется давление воздуха с высотой, можно установить зависимость силы тяги ракетного двигателя с высотой. Полагая Ро = О, выражение (15.243) можно записать в виде [c.499]

На рис. 15.72 представлен график изменения силы тяги ракетного двигателя с высотой. На высоте 30 км давление воздуха практически равно нулю, а сила тяги двигателя на 10% больше, чем на уровне моря. [c.499]

Выражение (15.265) показывает, что сила тяги ракетного двигателя прямо пропорциональна давлению Рк газа в камере сгорания двигателя и площади критического (минимального) сечения 5к сопла. Эти зависимости представлены на рис. 15.73. [c.501]

Вопрос 4.8. Почему сила тяги ВРД зависит от скорости полета Ш в, а сила тяги ракетного двигателя не зависит Есть ли разница в расчете силы тяги ВРД в условиях старта и ЖРД в полете [c.71]

Рассмотрим п р и м ер использования толщин вытеснения и потери импульса при оценке влияния пограничного слоя на тягу ракетного двигателя. Опустим ряд деталей (1]. Пусть идеальное плоское сопло Лаваля рассчитано для получения тяги R = Gu (штрихпунктир на рис. 15.3). При реальном течении в сопле Лаваля возникает пограничный слой и тяга уменьшится, по сравнению с расчетной, за счет уменьшения расхода и скорости жидкости в пограничном слое. Для восстановления тяги до расчетной при неизменных р и Г и рс = рп необхо- [c.274]

ТЯГА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Движение точки переменной массы [c.17]

Местная закрутка потока широко используется в энергетических установках и других технических устройствах для организации и интенсификации различных процессов. Закрутка является эффективным средством стабилизации пламени в камерах сгорания авиационных двигателей, используется для интенсификации тепло- и массообмена в каналах, защиты стенок камеры и стабилизации электрической дуги в плазмотронах [ 18] и т. д. Ёольшие перспективы имеет использование закрутки в вихревых МГД-генераторах, для регулирования тяги ракетных двигателей [ 30], удержания тяжелых атомов урана в камерах ядерных энергетических установок [35], в химической, нефтяной, газовой и других отраслях промышленности. [c.7]

В нек-рьтх случаях — изменением направления тяги ракетных двигателей. Недостатки ракетных тележек — высокая стоимость оборудован1тя и эксперимента, большие ускорения, де]1ствующие па модель и измерительную аппаратуру, а также трудность полу )ения чисел Л/>5. [c.169]

Для управления полетом требуется изменять величину и направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в разных пределах — от нескольких процентов для маршевых двигателей ускорителя до 1 10 при посадке на Луну или другие планеты ( Рейнджер , лунный модуль КК Аполлон , ЖРД RL-10) и до 1 100 при встрече и стыковке космических аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять положение космического аппарата, создавая моменты по углам тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена вызывают поворот относительно его продольной оси. В общеЫ случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление пО каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы отклонением вектора тяги маршевого двигателя, тогда как уп равление по каналу крена требует наличия по меньшей мере двух газовых рулей в сопле или двух сопел. [c.200]

Ракета Аджена применяется как последняя ступень носителей Титан-2, -3 и Атлас . Основной отсек корпуса представляет собой цилиндрическую оболочку диаметром 0=1500 мм, состоящую из двух частей. Передняя часть выполнена из листов магниевого сплава толщиной /i=l,8 мм и продольных подкрепляющих элементов — стрингеров. Задняя часть отсека изготовлена также из листов магниевого сплава, но не имеет подкреплений. Толщина оболочки здесь Л=2,5 мм. На торцах яеподкрепленного отсека имеются шпангоуты. К заднему шпангоуту по периметру прикреплен блок баков. Через этот шпангоут на корпус передается усилие от тяги ракетного двигателя. Расчетная нагрузка для корпуса — сжимающая. [c.315]

Для класса прямолинейных движений уравнение И. В. Мещерского содержит одну свободную (управляющую) функцию — закон изменения массы точки. Если принять дополнительную гипотезу о постоянстве относительной скорости отбрасываемых частиц (гипотеза Циолковского), тогда закон изменения массы точки однозначно определяет программу изменения тяги реактивного двигателя. Задача определения законов изменения массы точк№, при которых некоторые интегральные характеристики движения становятся оптимальными, есть по существу задача оптимального программирования величины тяги двигателя. Как было показано в 2 этой главы, задачи программирования тяги ракетного двигателя, обеспечивающего Ящах, сводятся или к простейшей задаче вариационного исчисления, или к вариационным задачам на условный экстремум. [c.171]

Экономичность Р. д. оценивают величиной удельного расхода топлива, т. е. отношением расхода ра1)очего тела к тяге Суд = Ср/Й [кГ опл/ "тяги ]- ракетных двигателей эта величина фактически эквивалентна обратной величине удельной тяги. У ВРД оценка экономичности проводится по расходу горючего, к-рый составляет небольшую часть от расхода рабочего тела в двигателе, ибо для ВРД Ср = С + Ср, где С, Ср — секундные расходы воздуха и горючего, т. е. Судврд = Ср/Д [кГ опл/ - тяги - Удельный расход ВРД, как и удельная тяга, зависит от скорости полета. [c.380]

Урожайность зерновых достигла 18 пудов с гектара Масса зерна равнялась 18 ц Масса бетона составила 14-10 кгс-сУм Грузоподъемность крана 3 тс Грузоподъемная сила 3 тс Сила, приложенная к задвижке шлюза, равна 48,9 кгс Сила поверхностного натяжения воды равна 200 дин Сила тяги ракетного двигателя составляет 3,6-10 сн Вращающийся момент инерционного элемента равен 1 76 кгсм или 18-10 дин-с [c.67]

Кроме силы тяги ракетного двигателя (или суммарной тяги сразу нескольких двигателей) иа космический летательный аппарат действуют еще многие силы притяжения Земли и небесных тел, сопротивление атмосферы, световое давление и т д. Эффект действия всех сил выражается в ускорении, которое получает аппарат. Это результирующее ускорение складывается из ускорений, сообщаемых каждой силой в отдельности. Эффекты действия различных сил мы подробно рассмотрим в последующих главах, а сейчас нас будет интересовать только ускорение от тяги, или реактивное ускорение ар Согласно второму закону механики а =Р1т, где Р — величина силы тяги, а т — масса ракеты или космического аппарата в некоторый момент времени. Эта масса по мере израсходования рабочего тела, конечно, уменьшается, а значит, реактивное ускорение, вообще говоря, увеличивается (чтобы оно не изменялось, нужно было бы одновременно уменьшать соответствующим образом силу тяги). Удобной характеристикой ракеты является начальное реактивное ускорение, сообщаемое силой тяги в момент начала движения а о=Р1то, где т — начальная масса ракеты. [c.25]

Дальность полета ракеты Редстоун составляла примерно 320-400 километров. Поскольку эта ракета имела значительно большие габариты, чем ракета Фау-2 (длина—21,2 метра, диаметр — 1,8 метра, размах стабилизаторов—4,4 метра, стартовый вес — 18 ООО килограммов, тяга ракетного двигателя при старте —29500 килограммов), боевая часть должна была весить не менее 5 тонн. Большая полезная нагрузка делала ракету Редстоун почти идеальным ускорителем — вернее, первой ступенью — для весьма сложных и тяжелых опытных многоступенчатых ракетных систем. Например, она могла бы нести многоступенчатую систему связок ракет на твердом топливе, и надо сказать, что этот эксперимент не замедлил состояться. Вечером [c.371]

Выражение (15.239) показывает, что удельная сила тяги ракетного двигателя (единичный импульс двигателя) зависит от температуры газов в камере сгорания, молярной массы газов и степени расширения газов в сопле Рк/Ро- Чем выше температура газов в камере сгорания Гк, тем больше скорость их истечения с. Температура газов в камере сгорания ракетного двигателя зависит от тепловой эфс ктивности (теплоты сгорания) топлива. Чем меньше молярная масса газов, истекаюпщх из сопла двигателя, тем также больше удельная сила тяги. Если принять Рк/Ро = idem, то удельная сила тяги ракетного двигателя полностью определяется характеристиками топлива. Поэтому удельная сила тяги характеризует термодинамические свойства топлива. [c.495]

Величина Р = гПсС представляет собой основную часть силы тяги ракетного двигателя. Как правило, сила тяги ракетного двигателя является постоянной величиной. Если Р> Р, то ракета будет двигаться с ускорением. [c.504]

Сила тяги ракетных двигателей (ЖРД, РДТТ), в которых атмосферный воздух не используется и количество движения рабочего тела изменяется от О до определяется по формуле [c.71]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...