Камера, сопло и характеристики двигателя

КАМЕРА, СОПЛО И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ [c.156]

ГЛ. IV. КАМЕРА, СОПЛО И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ [c.162]

Приведенные зависимости наглядно иллюстрируют снижение импульса или тяги двигателя и возрастающее влияние роли реактивного сопла на характеристики двигателя при переходе от сверхзвукового к дозвуковому горению в камере сгорания. [c.350]

Пример 4.1.2. Определить тяговую характеристику управляющего двигателя с учетом инжекции при следующих данных число Маха в выходном сечении сопла Мд = = 3,53 диаметр сопла 1 = 10 см рабочее тело двигателя и инжектируемое вещество — воздух [к = к1= 1,4 Р — RJ= 287 Дж/(кг-град) То = Тоу= 300 К] углы поворота потока на выходе из сопла и отверстий для вдува соответственно = 4,5° Ру = = 6° давление в камере двигателя ро = 40 кгс/см (3,92-10 Па) общая площадь отверстий для инжекции 5у = 0,259 см , относительный расход вдуваемого газа [c.309]

Проектировать и изготавливать в виде отдельного узла камеры двигателя — блока головки. Вследствие этого, во-первых, технологические режимы термической обработки головки, как, например, пайки, могут отличаться от термических режимов изготовления блока камеры сгорания и сопла. Во-вторых, обеспечивается возможность проведения в ходе изготовления технологических испытаний на гидроустановках герметичности полостей, соответствия расходных характеристик, а также качества распыла и смешения техническим условиям до соединения головки с камерой сгорания. [c.128]

Главы обоих книг учебника имеют общую нумерацию. Первая книга содержит десять глав, в которых излагаются общие сведения о ракетных двигателях термодинамические и газодинамические основы рабочего процесса в камере ЖРД тяга характеристика ЖРД и топлива ЖРД основы расчетов термохимических свойств топлив дается расчет сгорания и истечения газов описываются процессы в камере ЖРД неустойчивость рабочего процесса, а также сопла ЖРД. [c.3]

П]ри проектировании жидкостного ракетного двигателя важным является разработка, определение и расчет основных проектных параметров и характеристик камеры двигателя, т.е. нахождение геометрических размеров и профиля контура камеры сгорания и сопла расчет дроссельно-высотных характеристик определение схемы и конструктивных параметров смесительной головки - выбор типа форсунок, их числа и схемы их расположения на головке расчет распределения компонентов по сечению смесительной головки и форс ун-кам нахождение показателей совершенства камеры сгорания и сопла и оценка ожидаемых энергетических характеристик камеры. [c.3]

Трудности решения проблемы охлаждения оказывают заметное влияние на развитие ЖРД, во многом обусловливая выбор компонентов топлива, конструкций камер сгорания, сопла, форсуночных головок, систем подачи, определяя в значительной степени ряд важнейших характеристик двигателей, таких, например, как давление в камере сгорания, удельный импульс, удельная масса и пр. [c.4]

Этот двигатель в настоящее время Достаточно широко известен, поэтому остановимся более подробно только на методах его охлаждения. Прежде всего американские специалисты уделили большое внимание выбору длины и конфигурации камеры сгорания и сопла, так как эти параметры существенно влияют на массу, теплопередачу и другие характеристики двигателя. [c.119]

Известна жидкостная двигательная установка с водоохлаждаемой камерой сгорания, характеризуемой таким же давлением, массой выхлопного потока и геометрией сопла, как и моделируемый двигатель твердого топлива. Кроме моделирования химического состава, можно хорошо воспроизвести тепловой поток за счет регулирования энтальпии газа, давления, внутренних характеристик сопла и определенных свойств выхлопного газа. Тепловой поток можно подсчитать исходя из эффективного коэффициента пленки, температуры стенок и адиабатической температуры стенок. [c.249]

Рассмотрим основные характеристики ДУ. Тяга двигателя есть результирующая сила давления продуктов сгорания на внутреннюю поверхность камеры сгорания и сопла за вычетом давления окружающей среды на их наружную поверхность. Направление действия тяги обратно истечению продуктов сгорания. Тяга — основная силовая характеристика любого РД. Она определяет летные возможности ЛА по дальности, скорости, маневренности и высотности полета. [c.117]

Порядок упрощенного расчета жидкостной ракеты. Для расчета жидкостного ракетного двигателя необходимо количественное задание трех групп параметров, а именно а) размеров сопла и камеры сгорания, б) коэффициента теплопередачи и технических характеристик системы охлаждения и в) гидравлических и геометрических параметров инжектора. Мы будем рассматривать здесь только основные размеры двигателя. [c.428]

Для того чтобы получить требуемые конкретные характеристики, основные составляющие жидкостного ракетного двигателя, а именно, топливная система, баки, камера сгорания с соплом и система управления, могут быть спроектированы, несмотря на все многообразие систем, устройств и размеров. Нет видимых пределов величине тяги. По-видимому, осуществимы ракетные двигатели с тягой 3 ООО ООО фунтов. [c.472]

Дроссельными характеристиками ТРД называют зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа оборотов двигателя при заданной программе регулирования. Эти характеристики обычно дополняют кривой часового расхода топлива, а также кривой изменения температуры газа за турбиной. Последняя дает возможность судить о степени надежности в эксплуатации камеры сгорания, турбины и реактивного сопла двигателя. Таким образом, дроссельные характеристики изображают в виде кривых [c.12]

Сначала разберем особенности характеристик ТРД, полученных расчетом без использования характеристик элементов двигателя компрессора, камеры сгорания, турбины и реактивного сопла, — учитывая лишь изменение газодинамических потерь во входном устройстве на. сверхзвуковых скоростях полета. [c.55]

Рассмотренные выше пульсирующие детонационные двигатели, по крайней мере, в принципе могут работать, начиная с нулевой скорости полета летательного аппарата (ЛА). В то же время теоретическое предсказание их тяговых характеристик, в частности, удельного импульса /др из-за сложности определяющих их газодинамических процессов опирается на различные упрощающие допущения. Так, в работе [13], посвященной численному моделированию нестационарного процесса в одиночной детонационной камере и в пристыкованном к ней сопле клапанного ПДД, принимается, что идеальное перемешивание воздуха и топлива происходит мгновенно, а инициирование детонации моделируется введением в части камеры высоких давления и [c.104]

Линейность дроссельной характеристики вблизи номинального расхода хорошо подтверждается экспериментами. Однако при глубоком дросселировании, т, е. при расходах, существенно меньших номинала, полученное соотношение становится неверным, и действительная дроссельная характеристика имеет вид кривой, показанной на рис. 4.15 пунктиром. Связано это, понятно, с тем, что при малых давлениях в камере начинает сказываться заметное увеличение степени диссоциации продуктов сгорания и соответственно снижение температуры. При глубоком дросселировании в сопле могут образоваться ударные волны, а также возможен срыв в автоколебательный режим. Поэтому для каждого двигателя существует свой порог как дросселирования, так и форсирования, а диапазон допустимого изменения давления в камере определяется в основном по результатам стендовых испытаний. [c.186]

Размеры ракетного двигателя с горящим по торцу зарядом можно легко рассчитать, зная характеристики топлива и выбранное давление в камере сгорания рк. Площадь критического сечения сопла связана с величиной тяги уравнением (29) гл. 2 [c.253]

Строго говоря, уравнение (41) справедливо только в тех случаях, когда на обоих участках работы двигателя используется одно и то же топливо или, по-крайней мере, топлива с одинаковыми характеристиками продуктов сгорания (т. е. с одинаковыми величинами с или Сд и ). Однако различие в характеристиках продуктов сгорания обычно не играет существенной роли, и поэтому в большинстве случаев приближенное соотношение (4Г.) остается пригодным и тогда, когда используются два различных топлива. Из соотношения (4Г) следует, что большие значения отношения величин тяги всегда приводят к большим значениям отношения давлений в камере двигателя, а следовательно, и к увеличению пассивного веса камеры. Необходимо принять соответствующие меры для того, чтобы минимальное давление в камере не было ниже той величины, которая является нижним пределом для данного топлива. Кроме того, если двигатель предназначен для работы на постоянной высоте, то оптимальное расширение должно быть выбрано таким образом, чтобы избежать чрезмерного перерасширения и отрыва потока на маршевом участке работы сопла. В этом отношении задача облегчается для некоторых снарядов типа земля—воздух , у которых маршевый двигатель работает при очень низком давлении окружающей среды. [c.350]

В результате этих колебаний тяга двигателя может непрерывно меняться по величине и направлению вследствие того, что сопло будет работать на нерасчетных режимах при низких давлениях в камере. Поэтому результаты стендовых испытаний при таких условиях часто обнаруживают большой разброс точек, так что становится невозможным предугадать действительные полетные характеристики ракеты. [c.629]

Не утомляя читателя наукообразностью и в то же время не упрощая реальных физических и технических проблем, автор последовательно анализирует физико-химические и механические характеристики топлив, процессы в камере сгорания и сопле на режимах запуска, установившейся работы и выключения, рассматривает проблемы неустойчивости горения, охлаждения и управления вектором тяги, описывает современные и перспективные схемы и конструкции ЖРД и РДТТ с учетом технологических аспектов их изготовления и иллюстрирует изложение примерами применения ракетных двигателей на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. В тех случаях, когда это возможно, автор рассматривает жидкостные и твердотопливные двигатели совместно, что нетипично для отечественной научной и учебной литературы, но весьма желательно для расширения кругозора и улучшения взаимопонимания между специалистами по ЖРД и РДТТ. [c.7]

Большинство камер ЖРД имеет наружное охлаждение, при кото-, ром осуществляется проток охладителя по охлаждающему тракту, образованному между внутренней и наружной оболочками или стецками камеры сгорания и сопла, С ростом давления в камере и повышением энергетических характеристик двигателя для обеспечения надежной теплозащиты стенок камеры требуется интенсификация наружного проточного охлаждения. Это достигается увеличением скорости течения охладителя, развитием теплоотдающей поверхности стенки с помощью ее оребрения, турбулизацией потока, например путем создания искусственной шероховатости тракта. Кроме того, при интенсивном наружном охлаждении требуется, чтобы внутренняя стенка была достаточно тонкой [c.100]

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]

Одновременно с изменением скорости полета меняется температура торможения набегаюихего потока и отно сительный подогрев газов в камере дожигания. Так, с уменьшением скорости полета температура торможения набегаюш его потока падает и при постоянной температуре торможения газов, вытекающих из сопла второго контура, относительный подогрев увеличивается. Скачки уплотнения при увеличении относительного подогрева перемещаются ко входу в диффузор, уменьшая при этом коэффициент расхода воздуха и тягу двигателя. С уменьшением же относительного подогрева скачки уплотнения перемещаются внутрь диффузора. Увеличивая или уменьшая подачу топлива или горячего газа, можно менять процессы дожигания в камере двигателя и соответственно с этим изменять степень относительного подогрева газа. Поэтому в РПД даже при постоянной скорости полета скачки уплотнения будут изменять свое расположение в диффузоре и оказывать определенное влияние на тяговые характеристики двигателя. [c.318]

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]

В экспериментальных исследованиях [20, 81] использовались два типа модельных РДТТ а) двигатель, снабженный смотровым окном (рис. 49) и двумя соплами разного размера, причем через малое сопло продукты сгорания истекали на режиме установившегося горения, а большое сопло служило для резкого сброса давления в камере сгорания с целью гашения топлива (внезапное открытие этого сопла достигалось с помощью специального пиротехнического устройства или быстрым разрушением разрывной мембраны) б) двигатель, снабженный двумя последовательно расположенными соплами, причем последнее сопло, укрепляемое на шарнире и удерживаемое болтом с надрезом, было сбрасываемым (рис. 50). Для измерения характеристик переходного процесса в РДТТ и фиксации гашения использовались малоинерционные датчики давления и вы- [c.98]

Заключение. Создана математическая модель новой схемы сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного двигателя -СПДПД . Пульсирующий нестационарный процесс в нем инициируется периодическими изменениями режима подачи топлива, а специальный источник зажигания нужен лишь для запуска. Нестационарное течение в цилиндрической детонационной камере и в сопле рассчитывается интегрированием уравнений одномерной нестационарной газовой динамики с помощью монотонной разностной схемы второго порядка аппроксимации с выделяемыми явно детонационными волнами и главными контактными разрывами. Для сравнения характеристик СПДПД и его стационарных альтернатив с до- и сверхзвуковым го- [c.111]

К первой труппе относятся фунищо-нальные параметры, характеризующие основные термогазодинамические процессы в двигателе и внешние условия его работы температура и давление воздуха и газа на входе и выходе компрессора, камеры сгорания, турбины, форсажной камеры, реактивного сопла частоты вращения роторов каскада низкого и высокого давления полное давление на входе в двигатель или число Маха полета реальные термогазодинамические характеристики атмосферы на высоте полета. [c.425]

Компоновкой ТНА в составе двигателя обеспечиваются наилучшие гвдрогазодинамические характеристики магистралей от баков к насосам, в ЖГГ, камеру сгорания, подвода рабочего тела к турбине и т.п. Газовод после турбины двигателя без дожигания оканчивается соплом или системой сопл, дающих дополнительный импульс тяги. [c.192]

Струйные насосы из-за низкого КПД целесообразно применять в двигателях с дожиганием, тж как увеличение мощности турбины при подаче активной жидкости высокого давления на эжектор практически не снижает энергетических характеристик ДУ. На рис. 10.24, а приведена конструкция эжектора с двенадцатью соплами, расположенными по окружности камеры смешения под углом а = 18°. При соотношении расхода активной жидкости к эжектируемой до 25 % напор основного потока возрастает на 250. .. 280 Дж/кг. КПД такого устройства на оптимальном режиме достигает не более 0,15. Малая напорная способность эжекторов ТНА (обычно не более 300 Дж/кг) при КПД от 0,08 до 0,2 ограничивает их применение как в современных БНА, так и в качестве предвключенной ступени ТНА. [c.224]

Для многих современных ЖРД стала обязательной система управления вектором тяги (УВТ). Эта система вызвала появление разнообразнЬ1х конструктивных решений. Она может быть обеспечена специальной конструкцией карданной подвески камеры или всего двигателя устройством специальных управляющих сопл, работающих на генераторном газе, особенно после выхлопа из ТНА дополнением основного двигателя специальными рулевыми двигателями малой тяги и т. п. Введение системы УВТ усложняет конструкцию двигателя, но, с другой стороны, дает большой выигрыш в летных характеристиках ракеты. [c.352]

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]

Мы видели, что температура жидкости, применяемой в качестве охладителя, не должна превышать ее температуру кипения или, по крайней мере, температура стенки Ту, ж должна оставаться ниже определенной величины, выше которой начинается пузырьковое кипение. Таким образом, мы можем определить предельную температуру (7 г ж)пр. Для Г , ж> (7 г ж)пр удельный тепловой поток ф р резко возрастает. Эта переходная точка связана с величиной Фкр, равной Фи пр — удельному тепловому потоку при верхнем пределе, соответствующем пузырьковому кипению. Эту величину ф пр можно использовать в качестве критерия при расчете охлаждающей способности топливного компонента. Вообще говоря, следует отметить, что величина Ф пр имеет максимум при определенном давлении, а при изменении давления в пределах от О.З до 0,7 критического давления она меняется незначительно. Фи пр уменьшается с увеличением температуры жидкости Г и увеличивается с повышением скорости жидкости V. Величина Фи пр может также возрастать из-за образования отложений на стенках охлаждающего тракта при протекании по нему охлаждающей жидкости. Всестороннее сравнение различных топливных смесей нельзя провести, рассматривая только свойства жидкостей. В работе [55] проведено сравнение различных топлив с теоретической точки зрения при использовании их в стандартном двигателе, имеющем следующие характеристики тяга 25 г давление в камере сгорания 20 кг1см характеристическая длина 100 см диаметр критического сечения сопла 31 см отношение площадей поперечного сечения камеры и критического сечения сопла /к//кр=2 1 отношение площадей выходного и критического сечений сопла /а//кр=7 1 полуугол сужающейся части сопла 30 полуугол расширяющейся части сопла 15° потеря давления в системе охлаждения равна 5,25 кг1см . Данные, полученные в работе [55], приведены в табл. 15. [c.457]

Уравнеиие расходной (дроссельной) характеристики жидкостного ракетного двигателя можно получить из уравнения тяги, если считать, что скорость на срезе сопла не зависит от величины рао-Х Ода. Такое предположение для идеального двигателя является вполне справедливым в реальном двигателе скорость истечения может зависеть от расхода в основном за счет изменения давления в камере и связанных с изменением давления качеством распыла, степенью диссоциации и другими менее существенными причинами. [c.124]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...