Характеристики ракетных двигателей

Изложенные методы расчетов и экспериментальных оценок ракетных двигателей являются, конечно, идеализированными Если в ракетном топливе используются металлы или их соеда не-ния, то в процессе адиабатического расширения возможна конден сация некоторых продуктов сгорания. При конденсации выделяется тепло и уменьшается число молей газа. Из-за высокой скорости потока условия равновесия не выполняются. Для определения различных видов потерь в дополнение к обусловленным запаздыванием по температуре и скорости требуется знать скорость образования зародышей, конденсации (разд. 3.2) и химических реакций (разд. 3.3). Однако для веществ, образующихся при работе ракетного двигателя, и условий его работы указанные-скорости в общем случае неизвестны. В этом состоит основная трудность сравнения расчетных и действительных характеристик ракетного двигателя. [c.335]

ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ХИМИЧЕСКОМ ТОПЛИВЕ [c.15]

Отправной точкой любого анализа характеристик ракетного двигателя является уравнение тяги. Оно может быть получено на основе применения уравнения количества движения к стендовому ракетному двигателю (рис. 1). Предположим, что течение одномерно, а скорость на срезе сопла и ых и массовый расход топлива в двигателе т постоянны. Контрольная поверхность S, включающая плоскость среза сопла, ограничивает контрольный объем V. Сила тяги F действует в направлении, противоположном направлению вых, но в случае стендового [c.15]

Характеристики ракетных двигателей на химическом топливе [c.17]

Важной характеристикой ракетного двигателя является удельный импульс ), определяемый отношением [c.76]

ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ [c.184]

Мы уже показали влияние на характеристики двигателя таких факторов, как температура сгорания, молекулярный вес продуктов сгорания и степень расширения. Эти величины трудно измерить, поэтому по ним трудно и судить, какова будет действительная характеристика ракетного двигателя. Для того чтобы оценить двигатель, удобно пользоваться характеристическими параметрами. Такими параметрами являются [c.116]

ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ, РАБОТАЮЩИХ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ [c.200]

В книге рассматриваются методы анализа и расчета параметров и характеристики ракетных двигателей на жидком, твердом и твердо-жидком (гибридном) топливах для установившихся режимов работы. Особое внимание уделяется определению влияния различных факторов на основные характеристики двигателей и способам снижения разброса и отклонений этих характеристик. Проводится анализ характеристик двигателей различных типов и схем. [c.4]

Оценочные характеристики ракетных двигателей, применяемых для космического полета [c.440]

Из наличия допусков при производстве и управлении двигателем следует ожидать, что фактические характеристики ракетного двигателя, полученные при испытаниях, будут несколько отличаться от проектируемых значений. Если бы состав топливной смеси отличался от расчетного значения, то одна составляющая была бы израсходована раньше другой, в результате чего в момент выгорания топлива в баках оставалось бы некоторое количество топлива (одной его составляющей) и увеличился бы вес ракеты. Это вредно повлияло бы на конечную скорость, достижимую дальность и траекторию снаряда. Более того, работа при нерасчетном составе топливной смеси обычно вызывает уменьшение эффективности турбины и насоса, изменение в перепадах давлений в топливной системе и изменение удельного импульса. Следовательно, постоянство состава топливной смеси должно поддерживаться в очень узких пределах. [c.460]

Управление переменными начальными условиями для достижения заданных характеристик ракетного двигателя (поправки на переменную температуру окружающей среды, на изменяющуюся плотность топлива и производственные допуски при сборке). [c.461]

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 3 и 6 были рассмотрены идеальные процессы. На практике при движении жидкостей или газов в каналах проявляется влияние свойства вязкости и внешних по отношению к потоку сил трения на стенках канала. Это влияние сильно возрастает для длинных каналов, в связи с этим характерно стремление делать короткие сопла. С другой стороны, при очень коротких соплах сильно нарушается равномерность распределения скоростей, возникают резко выраженные неравномерные пространственные движения с возможными отрывами потока от стенок и появлением карманов с противотоками. Не только основные размеры и соответствующий градиент давления, но и форма контуров канала оказывают большое влияние на распределение скоростей внутри канала. Необходимо также учитывать шероховатость стенок канала и в некоторых случаях тепловые потоки сквозь их стенки (например, в соплах ракетных двигателей движущийся газ имеет температуру порядка 3000° К). В сверхзвуковых потоках основным источником потерь и неравномерностей могут являться скачки уплотнения. Внутри сопла такие скачки могут образовываться в зависимости от некоторых геометрических свойств контура канала и независимо от формы канала на нерасчетных режимах истечения (см. 6). В связи с этим в значениях средних по сечению характеристик потока в сопле могут наблюдаться отклонения от значений, рассчитанных но идеальной теории, изложенной в 3 и 6. [c.93]

Важнейшей практической характеристикой данных компонент топлива, совершенства процесса горения и истечения газа в ракетном двигателе является удельная тяга, представляющая собой величину тяги, снимаемой двигателем с килограмма расходуемого за одну секунду топлива [c.128]

В настоящее время применение молибдена и его сплавов основывается главным образом на его тугоплавкости и большой прочности, а также на отличных тепловых и электрических характеристиках. Молибден и сплавы на его основе находят применение в качестве материала деталей, работающих в вакууме или других средах, не содержащих кислород, например в среде отходящих пороховых газов соплового аппарата ракетных двигателей, в среде расплавленных щелочных металлов и т. п. [c.78]

Для определения полей скорости и давления при С. т. около тел вращения и профилей немалой толщины, внутри сопел ракетных двигателей и сопел аэродинамич. труб и в др, случаях С. т. пользуются численным методом характеристик и др. численными методами решения ур-ний газовой динамики. При использовании быстродействующих вычислит, машин становится возможным расчёт трёхмерных С. т., напр. расчёт обтекания тел вращения под углом атаки, сопел не-круглого сечения и др. [c.430]

Описаны новые концепции жидкостных ракетных двигателей (предназначенных в основном для космических летательных аппаратов многоразового использования или гиперзвуковых ракет), в том числе конструктивные схемы с центральным телом и соплом со сдвижным насадком и схема двигателя на двух горючих, одно из которых — высокоплотное — применяется для начального этапа полета, а другое — легкое — обладает высокими энергетическими характеристиками. Последняя схема позволяет использовать общую двигательную установку на протяжении всего полета. Обсуждаемые схемы дают больший простор для конструкторских решений и способствуют повышению характеристик ракет-носителей. [c.11]

Предлагаемая книга содержит описание последних достижений в области ракетных двигателей на химическом топливе, включая характеристики двигательных установок, свойства топлив и технологию их промышленного изготовления, механизм горения и устойчивость, совместимость двигателя с ракетой, управление направлением и величиной тяги. Уже имеются специальные монографии и по твердым топливам [103, 178], и по жидким [67] здесь, пожалуй, впервые оба эти типа ракетных двигателей рассмотрены совместно. Кроме того, в книге показано, как изложенные теоретические принципы применяются на практике к высокоэффективным двигательным установкам (ДУ) ракет-носителей и космических летательных аппаратов. [c.13]

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 гл. 1 характеристики ракетных двигателей на химическом топливе рассматривались в общем виде с учетом влияния процессов химического превращения, включая неравновесные химические реакции. В этой главе рассмотрены главным образом методы прогнозирования реальных характеристик горения ТРТ с учетом различных потерь и основных эффектов, вызывающих отклонение от идеальных характеристик ТРТ, таких, как эрозионное горение, вращение РДТТ и деформация заряда. Описываемые методы разработаны Межведомственной комиссией по ракетным двигателям на химическом топливе (США) во второй половине 1960-х гг. и описаны в работе [122J. С тех пор эти методы не претерпели каких-либо существенных изменений, хотя база данных значительно расширилась [26] и разработаны более сложные вычислительные программы, такие, как SPP (программа расчета характеристик ТРТ [34, 52, 105]). [c.102]

В основе расчета параметров и характеристик ракетного двигателя лежат положения теории расчета агрегатов и элементов, составляющих двигатель. Предполагается, что читатель знаком с этими положениями, и поэтому они излагаются кратко и только там, гдеэто необходимо для пояснения особенностей решения основной задачи — определения параметров всего двигателя в целом. [c.5]

Филлипс Б., Тэнджер Г. Влияние неравномерной температуры пороховой шашки на баллистические характеристики ракетного двигателя на твердом топливе. — Сб. Ракетная техника , 1962, № 6, м. 49—68. [c.219]

Наряду стягой важной характеристикой ракетного двигателя является удельная тяга, представляющая собой отношение тяги двигателя к весовому секундному расходу топлива [c.59]

Полная теория, связывающая расчетные параметры головки с характеристиками ракетного двигателя и явлениями в камере сгорания, еще не разработана поэтому подход к проектированию и разработке головок жидкостных ракетных двигателей является в основном эмпирическим. Все же имеющиеся в наличии данные позволяют выделить несколько вaяi-ных параметров, которые влияют на качество и рабочие характеристики головок. Некоторые из них указываются в литературе. [c.457]

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]

Сочетание таких высоких метрологических характеристик (2кмО > 800, at =i2,5, S (ц.) = 0,02, W . 0,005 %) практически иллюстрирует возможности аппаратуры ПРВТ в обеспечении высокого пространственного разрешения и уникальной чувствительности к локальным дефектам и разноплотностям при условии использования высокоинтенсивных источников рентгеновского излучения с энергией, близкой к оптимальной. Аналогичные результаты были получены и при контроле ракетных двигателей меньших размеров. [c.459]

Наиболее перспективными областями применения таких материалов являются прочные корпуса глубоководных аппаратов, крылья высокоскоростных самолетов, корпуса ракетных двигателей, турбинные лопатки и т. д. В частности, в докладе приводится сравнение весовых и прочностных характеристик корпуса второй ступени ракеты Минитмен с LID = 2,9, выполненного из титана, композитного материала, состоящего из смол различных типов, армированных волокнами бора в продольном направлении и стеклянными волокнами AF-994 — в окружном направлении. Оказалось, что во втором случае корпус на 20% легче (вес соответственно 146 и 117 ка) и на 15% жестче (Е1 соответственно 15-10 и 18,9-10 кПсм ). Одним из интересных и перспективных направлений в создании высокопрочных и термостойких материалов является создание композитных материалов на основе связующего металла, имеющего более высокую температуру плавления, по сравнению с армирующим материалом — волокнами бора. [c.355]

ПЛАЗМЕННЫЕ ДВИГАТЕЛИ — космич, реактивные (ракетные) двигатели с рабочим веществом в плазменной фазе, использующие для создания и ускорения потока плазмы электрич. энергию. П. д. представляют собой соответствующим образом оптимизированные плазменные ускорители. П, д.— составная часть семейства злектроракетных двигателей (ЭРД), в к-рое входят также ионные и эл.-нагревные двигатели. При эл.-магн. ускорении плазмы скорость истечения существенно превосходит тепловую скорость, характерную для хим. (тепловых) ракетных двигателей, что в соответствии с ф-лой Мещерского — Циолковского (см. Механика тел переменной массы) расширяет диапазон достижимых характеристич. скоростей и увеличивает долю полезной нагрузки на космич. летат, корабле (КЛА). П. д. функционируют на борту КЛА в условиях невесомости либо очень малых гравитац. полей. П. д. имеют малую тягу (10" —Ю Н), работают длит, время (>10 ч) при большом числе включений. С учётом огранич. возможностей совр. космич. энергетики осн. критериями оптимизации П. д. являются весовые и габаритные характеристики злектроракетных двигат, установок (ЭРДУ), ресурс их работы, энергетич. цена тяги и/2т (и — скорость истечения, т) = Ри 2П — тяговый кпд, где Р — тяга, N — потребляемая электрич. мощность), уменьшающаяся при заданной скорости истечения по мере роста т . [c.609]

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]

Изложение начинается с краткого обзора принципов работы ракетного двигателя и более детального рассмотрения характеристических параметров двигателей при неравновесных химических реакциях (гл. 1). В гл. 2 описаны характеристики твердых ракетных топлив (ТРТ), технология их промышленного производства и методы экспериментального исследования затрагиваются также вопросы взрывоопасности ТРТ. В гл. 3, посвященной исследованиям механизма горения, приведены основные уравнения теоретической модели горения в ракетном двигателе на твердом топливе (РДТТ). Эта модель использована в гл. 4 для описания процесса воспламенения твердотопливного заряда. Кроме того, в гл. 4 приведен обзор исследований по воспламенению и гашению зарядов ТРТ. Далее, в гл. 5, рассмотрены проблемы расчета характеристик РДТТ. В эту главу включены разделы, посвященные модели внутренней баллистики двигате- [c.13]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...