Работа сопла ракетного двигателя

Известно, что оптимальным режимом работы сопла ракетного двигателя является расчетный режим истечения, когда давление газов в выходном сечении совпадает с атмосферным давлением на данной высоте. Однако при работе двигателя на различных высотах возникают нерасчетные режимы истечения газов. Типичным нерасчетным режимом работы сопла с большим расширением является стендовое испытание двигателя при нормальном атмосферном давлении рд. Оболочка сопла в этом случае оказывается нагруженной переменным по длине перепадом давлений Ро — который может вызвать потерю [c.358]

РАБОТА СОПЛА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.173]

В работе [78] сообщалось, что частицы окиси алюминия в продуктах истечения из ракетного двигателя являются в основном сферическими со средним диаметром мк среднемассовый диаметр частиц составлял 2—3 мк. Имеется ограниченное количество данных, подтверждающих, что конденсированные частицы в камере ракетного двигателя существенно мельче, чем за срезом сопла, что, по-видимому, связано с конденсацией или агломерацией в сопле. Теоретический метод расчета распределения по размерам частиц окиси алюминия в продуктах истечения из сопла ракетного двигателя предложен в работе [215]. [c.325]

Температурное состояние стенок камеры н сопла ракетного двигателя твердого топлива во время его работы является примером нестационарного температурного поля. [c.246]

Тугоплавкие покрытия применяются для защиты таких элементов конструкции, которые в процессе работы не должны изменять своей формы и размеров. К таким элементам относится, например, горловина сопла ракетного двигателя, [c.469]

Неохлаждаемая часть сопла ракетного двигателя изготовлена из легированной стали толщиной 2 мм. Физические характеристики материала 1 = 17 Вт/(м К) с — ==0,5 кДж/(кг К) р = 7900 кг/м . Найти закон изменения температуры стенки сопла во времени и определить температуры на внешней и внутренней поверхностях стенки через 5,5 с после начала работы двигателя. Адиабатная температура стенки со стороны газов 2800 К. Начальная [c.186]

В более тяжелых условиях работают некоторые детали прямоточных — воздушно-реактивных и ракетных двигателей, а также некоторые элементы конструкций турбореактивной турбины и форсажной камеры (лопатки турбин, хвостовые юбки, заслонки форсунок, сопла ракетных двигателей поверхности управления в ракетах с твердым топливом). Для изготовления этих деталей, работающих при температурах до 1370° С, можно использовать молибден и ниобий и их сплавы, но при более высоких температурах пригодны лишь тантал и вольфрам. Для работы нри температурах выше 1370° С наибольший интерес представляют снлавы тантала, которые имеют сравнительно высокую пластичность при таких температурах, а по жаропрочности почти не уступают вольфраму. К сожалению, тантал очень мало распространен в природе. [c.479]

Под эффективной работой жидкостного ракетного двигателя подразумевается кинетическая энергия струи газов, вытекающих из сопла [c.276]

Степень воздействия применяемого бортового оружия на работу силовой установки зависит также от режима полета. На рис. 3.20 показаны области I и П высот и скоростей полета, где можно ожидать повышенного влияния температурного воздействия на устойчивость работы силовой установки. Область I соответствует большим высотам и малым скоростям полета. Ей свойственны, как указывалось, малые запасы газодинамической устойчивости по компрессору. Она характерна также и тем, что расход воздуха, проходящего через двигатель, в этой области существенно снижается с увеличением высоты полета, тогда как количество газов в струе за ракетой с высотой сохраняется неизменным, а конус раствора струи газов, вытекающих из сопла ракетного двигателя, увеличивается. Это приводит к относительному увеличению доли горячих газов, попадающих на вход в двигатель. В области П преимущественное влияние оказывает малый запас газодинамической устойчивости компрессора или воздухозаборника. В указанных областях могут устанавливаться те или иные ограничения по пуску ракет определенных типов. [c.114]

При расчетах и анализе работы жидкостного ракетного двигателя приходится пользоваться различными коэффициентами. Наибольшее значение для анализа работ двигателя представляет термический к. п. д. Для расчета удельной тяги пользуются коэ( )-фициентом камеры и коэффициентом сопла с с. [c.109]

При работе тепловых двигателей, компрессоров, холодильных установок, высокоскоростных летательных аппаратов отдельные части и узлы этих установок нагреваются. Для того чтобы конструкция работала надежно, необходимо предусмотреть меры, которые установили бы предел росту температуры. В противном случае нормальная работа таких установок может прекратиться, так как конструкционные материалы при нагревании теряют прочность и при определенной температуре разрушаются. Например, если не предусмотреть специальных мер для защиты камеры сгорания и сопла, то ракетный двигатель разрушится в течение долей секунды. Баллистическая ракета, входящая в плотные слои атмосферы, без тепловой защиты ее головной части и стенок корпуса разрушится в течение нескольких секунд, так как температура ее головной части при этом достигает нескольких тысяч градусов. [c.6]

В камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя специальными насосами подаются жидкое топливо и жидкий окислитель. В камере сгорания топливо сгорает, а образовавшиеся при этом газообразные продукты сгорания при движении по соплу расширяются по адиабате 12 (рис. 1.32,6). При работе ракетного двигателя на расчетном режиме давление газов на срезе сопла оказывается равным (точка 2) давлению внешней среды. [c.63]

Ракетные двигатели легки, могут работать в пустоте и способны развивать в течение короткого времени очень большие тяги, практически недостижимые для двигателей других типов. Например, в настоящее время имеются жидкостные ракетные двигатели с одним соплом, развивающие в полете тягу до 800 Т. На больших современных космических ракетах на первой ступени ставится несколько таких двигателей. Существуют ракетные двигатели на твердом топливе, которые развивают тягу в несколько тысяч тонн. [c.130]

Масштаб времен на кривой ползучести может быть самым различным. Расчетная долговечность стационарных паровых турбин составляет десятки лет, ползучесть же сопла реактивного ракетного двигателя под действием намного более высоких напряжений и температур развивается во много раз быстрее, но ведь и время работы такого двигателя составляет несколько минут. Конечно, и механические модели, используемые в расчетах на длительную и кратковременную ползучесть, должны отличаться друг от друга. [c.50]

Что касается принципиально новых путей развития ракетных двигателей, то здесь надо иметь в виду следуюш,ее. Ракетные двигатели неэкономичны при малой скорости. Только когда скорость полета становится соизмеримой со скоростью истечения газа из реактивного сопла, экономичность двигателя, подсчитанная по полезной работе, отданной ракете, и по расходу горючего, становится удовлетворительной. Таким образом, первая ступень ракеты — носителя космического объекта — всегда неэкономична. Если учесть, что она работает, как правило, еш,е в атмосфере (при высоте меньше 100 км), то будет понятно стремление использовать для работы двигателя первой ступени окружаюш,ий воздух, т.е. наравне с ракетным двигателем применять также и воздушно-реактивный или ракетно-прямоточный. Возможно также использование эффекта дожигания поверхностного слоя струи, всегда содержаш,его несгоревшее топливо, охлаждаюш,ее реактивное сопло. [c.229]

Задача 13.12. Гипотетический ракетный двигатель с идеальным соплом Лаваля 5кр= 0,01 м , р =1 0т Па, 7 =2 00 К, к=1,4, R—287 Дж/кг К работает на высоте Н=30 им. Определить тягу R и площадь среза сопла S при расчетном режиме работы Рс—Рн, а также процент OR снижения тяги при уменьшении площади среза сопла в 10 раз и б7 кр при использовании сужающегося сопла. Ответ 5с = 1,59 м , R-IJ3- Ю Н 6 = 3,9 6/ кр=26,5%. [c.255]

Понятно, что степень расширения сопла лимитируется весовыми характеристиками. Увеличение размеров сопла приводит к увеличению веса, а если выигрыш в удельной тяге не перекрывает весовых потерь, то незачем сопло.дальше и увеличивать. В какой-то мере на выборе размеров сопла может сказаться и увеличение поверхности его охлаждения, хотя вблизи выходного сечения от проточного охлаждения можно бывает и вовсе отказаться. Но главное не в этом. До си. пор мы не обращали особого внимания на то, что ракетный двигатель (в данном случае речь идет о двигателе стартовой ступени ракеты-носителя) работает в условиях внешнего атмосферного давления, кстати, переменного по траектории. [c.180]

Это общее уравнение тяги ракетного двигателя является основным. Когда давление в выходном сечении сопла равно давлению в окружающей среде (сопло работает в расчетном режиме, Ра=Рн), формула тяги упрощается и принимает вид [c.48]

Рассмотрим ракетный двигатель, сопло которого работает в расчетном режиме на данной высоте. Его тяга изменяется линейно в зависимости от давления окружающей среды. Таким образом, [c.111]

На фиг. 2. 25 показано изменение тяги в зависимости от высоты для ракетного двигателя, развивающего тягу 1000 кг на расчетной высоте 10 000 м (рк=30 кг/см , рн=0,271 кг см на высоте 10 000 л, =1,24. Отсюда мы имеем /а//кр=И,76 и С =1,632). Как видно, тяга возрастает с увеличением высоты очень существенно. Это увеличение тем больше, чем выше расчетная высота работы сопла. [c.111]

Наличие в окружающем пространстве геометрических ограничений (преград) для струи является дополнительным фактором, который существенно влияет на состояние системы. Открытые преграды в виде отражателей, конфигураций разделяющихся ступеней ракет и других элементов конструкций, в которых реализуется струйное течение, могут быть различных форм и размеров. Наиболее изученными экспериментально и теоретически являются плоские преграды, установленные под углом Ф к оси сопла (см. рис. 1.3, а). Такие преграды делятся на безграничные и ограниченные (цилиндр с плоским торцем [9, 10]) при этом угол Ф может изменяться от отрицательных значений до 90 (см. рис. 1.3, б). Если плоская преграда расположена под отрицательным углом, то натекание на нее возможно только при больших поперечных размерах струи. В противном случае преграда вырождается в экран и омывается окружающим газом. В процессе формирования струйного течения (увеличения поперечных размеров струи) такой экран может стать преградой. Разнообразные виды отражателей и преград для струй ракетных двигателей рассматриваются в работе [11 [c.15]

Двигатели, не использующие для своей работы ни энергию, ни рабочее тело из окружающей среды, относятся к классу ракетных двигателей (РД). Поэтому под РД понимается машина (установка), создающая тягу путем преобразования любого вида энергии (источник которой вместе с запасом рабочего тела находится на борту летательного аппарата) в кинетическую энергию рабочего тела, отбрасываемого от двигателя через реактивное сопло в окружающую среду. [c.18]

Работу ракетного двигателя можно представить в виде последовательности квазиравновесных процессов, таких как нагревание топлива, его горение, расширение продуктов сгорания до давления истечения из сопла. Особенность их состоит в зависимости химического состава продуктов сгорания от условий проведения процесса. Термодинамика позволяет рассчитать равновесный молекулярный состав газов на каждом из этапов работы двигателя, если известны необходимые свойства исходных веществ и продуктов сгорания. В итоге удается отделить термодинамические задачи от газодинамических и оценить удельную тягу двигателя при заданном топливе или, не прибегая к прямому эксперименту, подобрать горючее и окислитель, обеспечивающие необходимые характеристики двигателя. Другой пример — расчет электропроводности низкотемпературной газовой плазмы, являющейся рабочим телом в устройствах для магнитно-гидродинамического преобразования теплоты в работу. Электропроводность относится к числу важнейших характеристик плазмы она пропорциональна концентрации заряженных частиц, в основном электронов, и их подвижности. Концентрация частиц может сложным образом зависеть от ис- ходного элементного состава газа, температуры, давления и свойств компонентов, но для равновесной плазмы она строго рассчитывается методами термодинамики. Что касается подвижности частиц, то для ее нахождения надо использовать другие, нетермодипамические методы. Сочетание обоих подходов позволяет теоретически определить, какие легкоионизирующиеся вещества и в каких количествах следует добавить в плазму, чтобы обеспечить ее требуемую электропроводность. [c.167]

Тугоплавкие, оплавляющиеся, сублимирующие и газифицирующиеся покрытия находят щирокое применение в ракетной технике для защиты наружных поверхностей ракет от разрушения при входе их в плотные слои атмосферы. Эти покрытия применяются также для защиты внутренних поверхностей ракетного двигателя твердого топлива. Чтобы критическая часть сопла не изменяла своих размеров во время работы двигателя, ее выполняют из тугоплавкого материала, а остальные поверхности покрывают оплавляющимися, сублимируюш,ими или газифицирующимися покрытиями. [c.474]

Появление сверхзвуковых летательных аппаратов, ракетных двигателей и т. п. усилило интерес к процессам теплопроводности при нестационарном режиме. В ряде случаев расчет тепловой защиты головной части ракеты или стенок камеры сгорания и сопла двигателя целесообразно )зести с учетом нестацйбнарности режима. Дело в том, что летательные аппараты и их двигатели в ряде случаев работают в течение очень короткого времени и поэтому тепловые процессы в элементах их конструкции не успевают выйти на стационарный режим. [c.60]

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]

При работе ракетного двигателя иа так называемом расчетном режиме давление газов иа срезе сопла оказываеч ся равным (в точке 4) давлению окружающей среды. Поэтому отдача теплоты окружающей среде (холодному источнику теплоты) происходит при давлении p - --- [c.304]

Однако на практике в ракетных двигателях, предназначенных для работы на больших высотах (и тем более в космическом пространстве), невозможно обеспечить расчетные режимы истечения газа из сопла, так как требуемая для этого площадь выходного сечения оказывается чрезмерно большой. Например, при давлении внутри камеры сгорания р = 100 кПсм [c.124]

Как показали исследования, спектр шума свободной струи является практически сплошным, он в значительной мере зависит от расположения точки измерения. Высокочастотный шум создается участками струи, расположенными вблизи сопла, низкочастотный шум — участками газового потока, находящимися ниже по течению струи. Интенсивный шум создается при выхлопе и всасывании газов. Такой шум возникает при работе компрессоров, пневматических инструментов, турбореактивных, ракетных двигателей и др. Эти шумы являются следствием вихреобразо-вания и пульсации давления. [c.152]

Большое практическое значение эта проблема имеет при исслё довании неустойчивых процессов в различных двигательных и энергетических установках. Как известно, в жидкостных ракетных двигателях процесс горения в камере сгорания может стать неустойчивым в той или иной степени, что сопровождается колебаниями давления, температуры и скорости потока, продуктов сгорания. Такой неустойчивый режим работы двигателя может привести к увеличению местных значений коэффициентов теплоотдачи как в камере сгорания, так и в сопле двигателя. Вследствии этого температура отдельных элементов конструкций двигателя может увеличиться до предельных значений, при которых происходит его разрушение. ч [c.3]

В ЖРД жидкие компоненты топлива (горючее и окислитель) подаются из топливных баков под большим давлением в специальную камеру сгорания, где в результате химического взаимодействия выделяется тепло и образуются газообразные продукты реакции, обладающие высокими давлением и температурой. Эти продукты в процессе расширения в сопле до атмосферного давления приобретают высокую кинетическую энергию, а возникающая при этом сила реакции используется для перемещения летательного аппарата. В ЯРД первич1ным источником энергии служит тепло ядерной реакции, а рабочее тело, обычно водород, не изменяя своего состава, нагревается до значительной температуры и затем приобретает высокую кинетическую энергию в процессе истечения из сопла. В ракетных двигателях твердого топлива используются в качестве рабочего тела твердые топлива, имеющие в своем составе горючие и окислительные компоненты, размещенные в камере сгорания. Время работы РДТТ ограничено запашм этого топлива. [c.9]

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]

Истребитель-перехватчик 302 . У создателей истребителя с жидкостным ракетным двигателем БИ имелись конкуренты в самом РНИИ. Еще до войны в Реактивном институте бьша начались работы по проектированию истребителя с необычной силовой установкой, состоявшей из одного разгонного ЖРД и двух прямоточных воздушно-реактивных двигателей с прямоугольными управляемыми соплами под крылом. Таким бьш самолет по проекту 1940 года, задуманный как первый в мире истребитель с составной реактивной группой. [c.287]

Термодинамические ракетные двигатели, использующие сублимацию твердых веществ, представляют собой емкость, заполненною твердым веществом с высокой упругостью паров, т. е с высокой степенью сублимации Внутри такой емкости всегда будет поддерживаться давление цасыщетюго пара при данной температуре К емкости присоединяются клапанная система и тяговые сопла. Отличительными особенностями данной ДУ являются небольшая масса, простота конструкции и надежность в работе. [c.248]

Продолжительность работы ракетных двигателей различна от долей секунды до десятка минут. Для непродолжительного времени работы— ДО нескольких десятков секунд — более всего подходят пороховые ракеты (ракеты с РДТТ). Ракеты с ЖРД применяются в основном тогда, когда время работы двигателя должно быть более продолжительным. Для регенеративного охлаждения камеры сгорания и сопла можно использовать один из жидких топливных компонентов. В ракетных двигательных установках, работающих на жидком топливе, применяются две различные системы подачи компонентов в камеру сгорания вытеснительная и турбонасосная. Для того чтобы избежать чрезмерного утяжеления баков в случае применения вытеснительной системы подачи компонентов, приходится ограничивать количество сжатого газа, который служит для вытеснения компонентов из баков. Поэтому при более продолжительном времени работы двигателя выгоднее использовать турбонасосную систему подачи. [c.25]

ДЛЯ жидкостного ракетного двигателя, работающего на азотной кислоте и углеводородном горючем (соотношение компонентов Ф=0,3 Г = 3000°К 1 = 27 к=1,2). При р =р = 30 кг1см сопло работает в расчетном режиме на уровне моря р =р = 1,033 кг1см ). [c.128]

Камера ракетного двигателя, как известно, р 1звивает максимальный удельный импульс при работе на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла оказывается равным давлению внешней среды. [c.16]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...