Давления в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя

ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.138]

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]

Произвести тепловой расчет жидкостного ракетного двигателя с тягой на земле 12 000 кг. Топливо окислитель — 98ч/о-ная азотная кислота, горючее — керосин состава 0 =0,865 =0,135 Ор=0. Коэффициент избытка окислителя а —0,8. Давление в камере сгорания Р2 — 30 ата, давление на срезе сопла / з=0,9 ата. Экспериментальные коэффициенты 9 =0,92 о о = 0,95, [c.215]

Теплонапряженность современного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) чрезвычайно высока по мощности, приходящейся на единицу объема камеры сгорания, ЖРД в тысячи раз превосходит стационарные тепловые установки. Такая теплонапряженность ЖРД связана с высоким давлением и температурой газов в камере сгорания, причем развитие и совершенствование двигателей ведет к дальнейшему возрастанию этих параметров. [c.356]

Объем жидкого топлива пренебрежимо мал по сравнению с объемом продуктов сгорания. Кроме того, топливо, являясь жидкостью, практически не сжимается в интервале давлений от р до р2- С учетом отмеченных обстоятельств при описании идеального термодинамического цикла жидкостного ракетного двигателя объемом подаваемого в камеру сгорания топлива, так же как и работой сжатия (при нулевом объеме), пренебрегают. В связи с этим процесс 1-2 сжатия и подачи жидкого топлива в камеру сгорания в идеальном цикле, принимаемый изохорным, совпадает с осью ординат 1-2 на рис. 95, а). [c.223]

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]

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]

Коэффициент полезного действия 100% не может быть достигнут в атмосфере Земли, так как для этого требуется расширение в вакуум. Процесс расширения должен окончиться тогда, когда давление в невозмущенной струе вытекающей жидкости достигает давления окрул ающей атмосферы при этом в газе остается большое число хаотически движущихся со случайно направленными скоростями молекул, которые не создают полезной тяги. Так как ракетный двигатель использует рабочее вещество, работающее при перепаде давлений между камерой сгорания и окружающей средой, то он может рассматриваться как тепловая машина нри анализе его действия следует принимать во внимание термодинамические процессы. Основным физическим явлением при таком рассмотрении является истечение газообразного вещества через канал с одновременным изменением формы энергии, заключенной в этом веществе. Это может иметь место как при впрыске жидкости в камеру сгорания с последующим выхлопом через сопло для жидкостной ракеты, так и при выделении газа с поверхности твердого вещества для твердотопливной ракеты. [c.399]

Теперь перейдем к более серьезным проблемам. Как известно, в жидкостных ракетах основную массу их веса составляет жидкое топливо. И это породило множество сложных проблем. Между тем оказывается, решение их лежало на поверхности, вернее, в баке, заполненном жидкостью. Просто топливные баки ракет нужно разделить на отсеки. Но, опять-таки, это - кажущаяся простота. Решение необходимо обосновать сложными математическими расчетами, определить закономерность явления. А на оболочку камеры сгорания этого топлива действуют высокие температуры и давления, которые являются переменными во времени и пространстве. Поэтому для камер сгорания ракетного двигателя, реакторов и трубопроводов атомных станций и других сооружений характерны сильные вибрации, которые способны привести к динамическому разрушению конструкций. [c.53]

В качестве примера приложения теории, изложенной в этой главе, исследуем распределение давления вдоль камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. На протяжении всей главы мы пренебр бгали величиной скорости газа на входе в сопло во всех [c.138]

Жидкостный, ракетный двигатель, работающий на жидком кислороде и керосине (соотношение компонентов Ф=0,43854), должен развивать тягу 5000 кг на уровне моря. Давление в камере сгорания принято равным 20 ат. При этом давлении продукты сгорания имеют следующце характеристики [c.140]

Фостер (Foster) [18] использовал реальные ракетные жидкостные двигатели, чтобы провести исследование давления в перерасширенных соплах. На рис. 12.26 показана обычная кривая отношений площадей и давлений и показаны изменения отношения площадей в плоскости срыва при давлении в камере сгорания согласно кривой на рис. 12.3, для сопла с полууглом раствора 15°. Абсолютная величина статического давления в плоскости срыва была 5 фунт/дюйм , в то время как внешнее давление было 14 фунт/дюйм . [c.436]

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]

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]

Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В этих двигателях горючее (например, керосин, спирт, гидразин, жидкий водород) и окислитель (например, жидкий кислород, азотная кислота, перекись водорода) помещаются в отдельных баках. Совокупность горючего и окислителя называется ракетным топливом. С помощью специальных насосов или под давлением горючее и окислитель подаются в камеру сгорания. Истечение продуктов сгорания происходит через особой формы раструб, называемый соплом (рис. 5). Иногда двигатель может содержать несколько камер (каждая со своим соплом), объединенных общей системой подачи топлива. Многокамерность позволяет, при той же тяге, уменьшать общую длину двигателя и, в конечном счете, облегчить ракету. Четырехкамерными, например, являются советские двигатели РД-107 и РД-108, которые используются в советских ракетах Восток с 1957 г. [1.7]. [c.35]

Камерой жидкостного ракетного двигателя называют агрегат ЖРД, в котором компоненты топлива или продукты газогенерации в результате химических реакций преобразуются в продукты, создающие при истечении реактивную силу. Камера ЖРД состоит из камеры сгорания и сопла. В камере сгорания камеры ЖРД температура продуктов сгорания может достигать 4000 К, а давление - 20 МПа и более. [c.27]

Де Хэвиленд Спектр (фиг. 1.14). Жидкостный ракетный двигатель Де Хэвиленд Спектр — это однокамерная установка, в которой компактно размещены все насосы, клапаны и механизмы управления. В качестве горючего в данном случае используется керосин, а окислителем служит перекись водорода. Воспламенение инициируется и поддерживается посредством пропускания окислителя через катализатор (серебро), который разлагает перекись водорода на перегретый пар и кислород. Высокое давление и температура, которые при этом создаются в камере сгорания, обеспечивают воспламенение керосина (тепловое воспламенение). [c.41]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...