Охлаждение жидкостного ракетного двигателя

В методических указаниях приведен пример поверочного расчета охлаждения жидкостного ракетного двигателя с использованием электронных таблиц. [c.2]

Цели настоящих методических указаний по проведению расчета охлаждения жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) таковы [c.3]

ОХЛАЖДЕНИЕ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.187]

Этот раздел посвящен наиболее распространенному методу охлаждения жидкостных ракетных двигателей, при котором в качестве охлаждающих агентов используют либо горючее, либо окислитель, либо оба компонента топливной смеси. При этом охлаждающая жидкость циркулирует либо по рубашке охлаждения, либо по винтовому каналу, расположенному вдоль всей поверхности камеры сгорания и сопла (см. фиг. 7.34). [c.442]

ОХЛАЖДЕНИЕ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 39. ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ КУРСА ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ Передача тепла [c.231]

Не менее острой является проблема охлаждения стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя. В камере сгорания таких двигателей температура газа превышает 3000° С, и поэтому даже при наружном охлаждении стенок топливом возможен прогар сопла. Проблема тепловой защиты стенок сопла и камеры ракетного двигателя твердого топлива усложняется тем, что топливо не может быть использовано для внешнего охлаждения. [c.245]

Конвективное охлаждение используется в жидкостных ракетных двигателях. Здесь применяется система разомкнутого типа использованное в качестве охладителя топливо поступает затем в камеру двигателя и там сгорает. [c.467]

Кроме жидкостных ракетных двигателей, конвективное охлаждение используется также при создании высокотемпературных турбин и высотной радиоаппаратуры. Для охлаждения лопаток газотурбинного двигателя возможно использование разомкнутой воздушной системы или замкнутой жидкостной системы. Для охлаждения радиоаппаратуры можно применять разомкнутую воздушную систему или конвективное испарительное охлаждение. [c.467]

Пористое охлаждение можно использовать ддя защиты отдельных элементов летательных аппаратов или жидкостных ракетных двигателей. [c.479]

Пленочное охлаждение используется как дополнительное средство защиты стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя, когда конвективное охлаждение не обеспечивает снижения температуры стенок до необходимой величины. В качестве охладителя обычно используется горючее. [c.480]

Конвективное охлаждение часто используется в камерах сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а также в стационарных высокотемпературных промышленных установках (плазмотронах и др.). Здесь применяются системы трубчатого охлаждения, состоящие из разветвленной сети каналов или труб, расположенных под нагреваемой поверхностью и находящихся в тесном контакте с ней. Через трубы непрерывно прокачивается жидкий или газообразный охладитель. Максимальное количество тепла, поглощенное такой системой, зависит от теплопроводности материала стенки, расхода и теплоемкости охладителя. В ЖРД применяется обычно система разомкнутого типа использованное в качестве охладителя топливо поступает затем в камеру сгорания двигателя и там сгорает. [c.14]

Пленочное охлаждение используется обычно как дополнительное средство защиты стенок камер сгорания и сопл жидкостных ракетных двигателей, когда конвективное охлаждение не обеспечивает необходимого снижения температуры стенок. [c.16]

Основные особенности лучистого теплообмена в условиях ЖРД. В жидкостных ракетных двигателях процесс горения и истечения протекает, как известно, при значительных температурах и давлениях. В этих условиях ПС являются мощным источником лучистой тепловой энергии, которая воспринимается сравнительно холодными (при наружном охлаждении) стенками КС и сопла в виде лучистого теплового потока. [c.45]

ТЕПЛОЗАЩИТА СТЕНОК КАМЕРЫ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И РАСЧЕТ ОХЛАЖДЕНИЯ [c.53]

Тепловая защита элементов конструкции относится к числу основных проблем ракетной техники. В наиболее серьезной и бескомпромиссной форме вопросы тепловой защиты предстали перед создателями уже самых первых жидкостных ракетных двигателей. Затем стала необходимой тепловая защита отделяющихся головных частей и спускаемых аппаратов. Пришлось решать эту задачу и при создании первых баллистических ракет па твердом топливе. Но на том дело не кончилось. Теперь и в жидкостных ракетных двигателях уже невозможно ограничиться тепловой защитой только камеры. Необходимо думать и об охлаждении газогенераторов и о тепловом режиме лопаток турбины. [c.187]

Такая система охлаждения, имеющая несомненную аналогию с тепловой защитой теплокровных живых организмов, в жидкостных ракетных двигателях, однако, распространения не получила. Пористые камеры сложны в изготовлении, имеют большой вес и низкую прочность. О такой тепловой защите можно еще говорить как о предположительно перспективной для спускаемых с орбиты космических аппаратов, и то при условии реального весового выигрыша. Но тепловая защита спускаемых аппаратов реализуется в настоящее время другим вполне надежным способом, с помощью термостойких покрытий, что в принципе роднит ее с тепловой защитой сопел твердотопливных двигателей. [c.195]

Наиболее распространенным способом тепловой защиты является конвективное охлаждение теплонапряженной поверхности. В этом случае поверхность омывается с одной стороны высокотемпературным потоком газа и охлаждается жидкостью или газом с другой стороны (рис. 18.1). Конвективное охлаждение широко используется для тепловой защиты камер сгорания и сопел жидкостных ракетных двигателей, лопаток и дисков турбин газотурбинных реактивных двигателей, оптических систем лазерных установок. [c.428]

Рассмотрим вначале некоторые схемы охлаждения, применяемые в ЖИДКОСТНЫЙ ракетных двигателях. [c.442]

Рассматривается развитие работ по решению проблемы теплозащиты жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), проводившихся в разных странах с конца XIX в до настоящего времени Приводится ряд малоизвестных методов охлаждения ЖРД, исследуются особенности и закономерности этого развития. Анализируются первые идеи, трудности, стоявшие на пути практических работ, рассматриваются современные зарубежные достижения в области теплозащиты ЖРД. [c.2]

Тепловая защита жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), включающая в себя собственно теплозащиту и охлаждение, — традиционно одна из сложнейших проблем ракетно-космической техники. Трудности ее решения обусловлены в основном тем, что работа этих двигателей сопровождается весьма высокими температурами, давлениями и скоростями газового потока. Своей высокой теплонапряженностью они заметно выделяются из всего класса тепловых машин — на современных ЖРД температура продуктов сгорания достигает 4000 К, давление в камере превышает 20 МПа, а скорость истечения газов из сопла составляет около 4500 м/с. [c.4]

Все рассмотренные в настоящем разделе идеи не получили в свое время широкого распространения, стали известны лишь сравнительно недавно, и не оказали практически никакого влияния на развитие жидкостных ракетных двигателей. Поэтому началом работ по решению проблемы охлаждения этих двигателей следует считать 1903 г., т.е. время появления статьи К.Э. Циолковского "Исследование мировых пространств реактивными приборами". [c.9]

Жидкостные ракетные двигатели, созданные или начавшие создаваться в СССР в 50-е гг., позволяли решать подавляющее большинство задач, стоящих перед советскими специалистами по выводу в космос полезных нагрузок. Система охлаждения, применявшаяся на уже упомянутых двигателях РД-107, РД-108, РД-214, давала возможность обеспечить сохранность материальной части лее совершенных двигателей, имевших, например, давление в камерах, превышающее достигнутое в 50-е гг. В начале 60-х гг. специалистами ГДЛ-ОКБ был сдан в эксплуатацию ЖРД РД-119, имевший давление в камере, равное 80 кгс/см (8,15 МПа), и использовавшийся на второй ступени ракеты-носителя "Космос". Одновременно был создан двигатель РД-111, имевший такое же давление в камере, как и РД-119, и двигатель РД-219 с давлением, составляющем 75 кгд/см (7,15 МПа). [c.116]

На рассматриваемом этапе в мировом жидкостном ракетном двигателе-строении появился целый ряд новых тенденций освоение новых топлив (высоко- и низкокипящих), появление двигателей нового класса — ЖРД для космических аппаратов создание двигателей с предельно высокими давлениями продуктов сгорания. Все эти факторы приводили к усложнению проблемы охлаждения, которая в СССР и в США решалась своим путем. В качестве основного вида охлаждения космических ЖРД в СССР была выбрана схема регенеративного охлаждения, позволяющая существенно повышать удельный импульс за счет повышения давления продуктов сгорания в США такие ЖРД создавались без использования регенеративного охлаждения, при низких давлениях в камерах, но при больших степенях расширения сопла, что позволяло компенсировать в некоторой степени потери в удельном импульсе из-за низких давлений. В целом удельный импульс советских ЖРД для космических аппаратов был выше, чем у американских. [c.125]

Анализ, проведенный в предыдущих главах, позволяет сделать и некоторые выводы об особенностях взаимодействия науки и техники в процессе развития работ по охлаждению ЖРД. При этом, разумеется, под наукой понимаются не все научные направления, а лишь те из них, которые оказывали непосредственное или опосредованное влияние на решение проблемы охлаждения ЖРД, а под техникой условно понимается лишь одна ее отрасль — жидкостные ракетные двигатели. [c.133]

Посмотрите, как выглядит настоящий ракетный двигатель (рис. 4). Его краткое обозначение РД-107, а устанавливался он на первой ступени прославленной советской ракеты Восток . Как устроен РД-107 В нижней части его в виде четырех больших и двух маленьких перевернутых вытянутых бокалов размещены камеры сгорания. Большие — это основные, а маленькие — рулевые. Сверху находится агрегат, который подает топливо к камерам. Он имеет насосы, вращаемые турбиной, и поэтому называется турбо-насосным. Топливо, применяемое на РД-107, — керосин и кислород. Керосин — это горючее, а кислород — окислитель. Кислород охлажден до жидкого состояния, и поэтому весь двигатель носит название жидкостного ракетного двигателя (сокращенно ЖРД). Содержится топливо в баках на самой ракете. Баки на рисунке не показаны. Сгорая в камере и превращаясь в газ, топливо с огромной скоростью выбрасывается из сопла и создает внушительную тягу — 102 т [c.14]

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]

Теплопередача. Для жидкостной ракетной системы возможно регенеративное охлаждение камеры сгорания и сопла. Это является определенным преимуществом с точки зрения требования большого времени сгорания топлива, например для того, чтобы избежать аэродинамического нагрева или осевых ускорений снаряда выше значений, безопасных для приборов и экипажа. С другой стороны, сейчас используются твердотопливные двигатели с теплоизолированным соплом, которые сравнимы с жидкостными системами по суммарной длительности действия многоступенчатых ракет, когда каждое сопло используется в течение определенной части полного времени горения. [c.495]

Следует отметить, что, кроме С.С. Неждановского, в конце XIX в. идею о жидкостном ракетном двигателе высказал также испанский изобретатель Ариас, разработавший проект такого двигателя и в 1872 г. сделавший соответствующее сообщение в печати. Однако Ариас ничего не писал о методах решения проблемы охлаждения, по-видимому, недооценив ее значение. [c.9]

Выгорание горловины сопла ракетного двигателя. Пороховые ракетные двигатели — в принципе простые устрой-, ства. Они состоят в основном из длинной трубы, содержащей ракетное топливо. Один конец ее закрыт, а другой сообщается с атмосферой через сверхзвуковое сопло (рис. 5-10). Газы, образующиеся при горении ракетного топлива внутри камеры, имеют высокую температуру и большое давление (порядка 3 400° К и 13 790 KHjM ). При движении через сопло они отдают его стенке значительное количество тепла. Ради сохранения простоты двигателя инженер избегает осложнять ее специальными устройствами для жидкостного охлаждения сопла. [c.172]

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]

При анализе как жидкостных, так и твердотопливных систем возникают проблемы, связанные с неустановившимся температурным режимом, Горячие газы твердотопливного двигателя рано или поздно соприкоснутся с внешней оболочкой ракеты в жидкостных ракетных системах, использующих сжиженные газы, будет возникать резкий перепад температур между поверхностями, соприкасающимися с охлажденными жидкими газами, и поверхностями, подверженными дейстЕию аэродинамического нагрева. [c.573]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...