Двигатели с двумя ступенями тяги

С энергетической точки зрения все турбины можно разделить на два основных типа с использованием энергии выходящего потока и с потерей энергии выходящего потока. К первому типу относится, например, турбина турбореактивного двигателя, так как в нём энергия выходяшей струи создаёт тягу двигателя. Последняя ступень стационарной паровой турбины, в которой не используется энергия выходящего пара, может служить примером турбины второго типа. [c.520]

Третья ступень S-IVB имеет массу 122 т (с переходником), в том числе 1O7 т топлива (жидкий водород и жидкий кислород). Она содержит один двигатель J-2, включающийся примерно на 160 с при выведении корабля Аполлон на околоземную орбиту ожидания и на 320 с при выведении его на траекторию полета к Луне. Имеются также два двигателя для осадки топлива (тягой по 1,45 тс). [c.280]

При рассмотрении вопроса о том, какое КБ возьмет на себя разработку этих камер, бьша учтена просьба Валентина Глушко, чтобы его бюро не отвлекалось на создание камер малой тяги параллельно с работами по основным двигателям, а также то обстоятельство, что в ОКБ Королева имелось подразделение во главе с Михаилом Мельниковым, которое уже создало работающий прототип требуемой рулевой камеры и соответствующий испытательный стенд. На каждом из боковых блоков первой ступени бьшо установлено по два однокамерных рулевых двигателя, на центральном блоке (второй ступени) — 4 рулевых двигателя. [c.427]

Выключение двигателя, как и запуск, может производиться в два приема. Сначала двигатель переводится на режим пониженной тягн. Это уменьшает опасность гидравлического удара при последующем резком срабатывании отсечных клапанов. Но главное заключается, конечно, в снижении разброса импульса последействия, влияющего на разброс по дальности, о чем уже говорилось ранее (см. стр. 63). Перевод двигателя на конечную ступень удобно производить, снижая подачу компонентов в газогенератор. С этим легко справляется регулятор расхода. Когда подходит пора выключать двигатель то. по соответствующему сигналу от системы управления, как это было при регулировании тяги, ослабляется регулирующая пружина 4 (рис. 3.21), и регулятор выводит газогенератор на рацион пониженного питания. Окончательное выключение производится закрытием отсечных клапанов Къ (рис. 3.20). [c.139]

Первая попытка включения ЖРД посадочной ступени оказалась неудачной, вместо 38 сек двигатель проработал 4 сек. Два последующих включения прошли нормально, ЖРД развил максимальную расчетную тягу и проработал до полного израсходования топлива. Испытания взлетной двигательной установки после отделения посадочной ступени также прошли успешно, ЖРД проработал 6 мин 59 сек. [c.115]

Торможение такого поезда лучше производить не отключая тяговые двигатели, т. е. в режиме тяги (сила тяги не более 30 % номинальной), а в случае наличия датчика № 418 рекомендуется выполнять первую ступень торможения в два этапа, чтобы не допустить концентрации тормозной силы в головной части поезда и полного сжатия поглощающих аппаратов (до закрытия) у вагонов, расположенных в средней части поезда. [c.128]

Остановка двигателя производится в два приема. Сначала игатель переводится иа конечную ступень с меньшей тягой пу- [c.455]

Двухступенчатая ракета, как и предлагал Королев, имела первую ступень (две боковушки ) на двух четырехкамерных ЖРД Р-11 ( С2.1100 ) с турбонасосной системой подачи топлива конструкции ОКБ-2 Алексея Исаева. Два ускорителя обеспечивали стартовую тягу порядка 65 тонн каждый. Масса первой ступени составляла 54 тонны. Двигатели обеспечивали доставку конструкции на высоту 17500 метров, где происходило разделение первой и второй ступеней. [c.84]

Специалисты фирмы разработали два различных варианта такой установки. В соответствии с первым двигатель малой тяги устанавливался в переходнике в хвостовой части планера. По другой —к ракете-носителю Титан 1П присоединялась новая (четвертая) ступень с двигателями тягой 7258 килограммов эта четвертая ступень могла использоваться для точного выведения на орбиту, а затем оставаться присоединенной к планеру и включаться повторно, чтобы обеспечить сход с орбиты. Этот последний вариант и был впоследствии отобран для рабочих вариантов системы Дайна-Сор . [c.188]

Тяжелый самолет-носитель (первая ступень) имел силовую установку, включающую четыре ТРД и четыре турбопрямоточных реактивных двигателя на керосине. Было предусмотрено дополнительное впрыскивание криогенных компонентов. Силовая установка орбитального самолета (вторая ступень) состояла из шесть двигателей, работающих на жидких кислороде и водороде. Четыре силовых двигателя имели тягу по 35 тонн, два двигателя управления — по 700 килограммов. Планировалось, что разделение ступеней будет происходить при скорости полета 7 Махов на высоте 35 километров. После этого самолет-носитель возвращается к месту старта, а орбитальная ступень по траектории, близкой к баллистической, выводится на рабочую орбиту. [c.538]

Для периодического измерения уровня в бункерах нрименяется указатель уровня пыли типа УПБ-1, устройство которого показано на рис. 5-8. Основной частью указателя является автоматическая электролебедка, содержащая управляющую колонку 1, асинхронный двигатель 2 с двухступенчатым редуктором, барабан 5, сидящий на выходном валу первой ступени редуктора, и закрепленный одним концом на барабане стальной трос 4. Выходной вал 5 второй ступени редуктора связан тягой 6 с находящимся в колонке многоточечным переключателем. В колонке, кроме того, расположены реверсивный магнитный пускатель, конечные выключатели двигателя и два промежуточных реле, управляющих направлением вращения вала двигателя. [c.369]

Орбитальный корабль имеет самолетную конструкцию (рис. 2.35). В головной части находится кабина для экипажа, а средняя часть представляет собой контейнер для транспортируемого груза. На орбитальном корабле, кроме трех главных двигателей второй ступени, установлено два жидкостных маневровых двигателя тягой по 2,7 тс. Сопла этих двигателей видны на рис. 2.34. Орбитальный корабль оснашен также и системой [c.101]

Именно переход на высокие давления в камере позволил за последние два десятилетия существенно поднять удельную тягу двигателей за счет увеличения коэффициента кр (4.22), не говоря уж о переходе на более высококачественные топлива (расходный комплекс 3). Но здесь все-таки уместно подчерк 1уть и различие между двигателями стартовых ступеней и двигателями последующих ступеней носителя, работающими в верхних слоях атмосферы или вообще за ее пределами. Ясно, что для последних выдерживать достаточно высокое давление на выходе из сопла нет необходимости. В условиях окружающего вакуума поток может беспрепятственно расширяться, и никакого скачка в сопло извне не проникнет. А поскольку давление на выходе ра можно допустить очень низким, то высокая степень расширения потока ро/ра достигается при относительно невысоком давлении в камере ро. Это важное обстоятельство как раз и позволяет для космических ступеней применять вытеснительную подачу, конечно, если это целесообразно по ряду соображений, связанных с многократностью запуска и соображениями надежности. [c.181]

Заключительный 3.4 разбит на два идеологически дополняющих друг друга раздела. Первый из них посвящен полету ракеты с большой реактивной тягой и, как следствие, с большим ускорением. Второй, наоборот, — полету с малой тягой и с малым ускорением. Плоские уравнения движения уточняются для различных важных частных случаев. Кроме того, первый раздел знакомит с интересной задачей о движении многоступенчатых ракет, о распределении масс ступеней для придания составной ракете максимальных скоростных показателей. При исследовании полета с малым ускорением в свободном полете и в поле тяготения анализируются оптимальные режимы работы двигателей КА с помощью решения условных вариационных задач. [c.77]

МПТ-84/39, возбудитель МВТ-25/9, вспомогательный генератор МВГ-25/11 и тяговые двигатели ДК-304Б. Схема управления аналогична схеме тепловоза ТЭ 1 и имеет следующие основные отличия от неё число тяговых двигателей на каждой секции уменьшено до четырёх, по два на каждой тележке в схеме предусмотрена возможность запуска и остановки дизелей обеих секций с любого поста управления одновременное включение кнопок управления на двух постах исключено путём применения кнопочных выключателей с замками введена добавочная ступень изменения возбуждения возбудителя на втором положении контроллера для уменьшения толчка силы тяги при переходе на 3-е положение добавлены электротермометр воды, электроманометр масла и электропневматиче-ское управление жалюзями и включением муфты вентилятора холодильника добавлен амперметр с шунтом в цепи нагрузки генератора. [c.502]

На предварительной ступени двигатель работал с типичным оглушающим шумом, похожим на шум водопада пламя, разбиваемое пирамидальным дефлектором, разбрасывалось во все стороны на много метров. Тяга составляла около 7 тонн, и этого, конечно, бьшо недостаточно, чтобы поднять ракету, весяшую почти в два раза больше. Но целью предварительной ступени являлся не действительный пуск ракеты, а показ того, что двигатель работает нормально. Если двигатель функционировал без перебоев, тут же включался парогазогенератор и начинал работать турбонасосный агрегат, создававший необходимое давление для подачи компонентов топлива в камеру сгорания. Чтобы поднять это давление до уровня, обеспечивающего переход к главной ступени пуска , требовалось около 3 секунд. За это время резко увеличивалось пламя, вырывающееся из сопла двигателя, нарастал шум, а тяга поднималась с 7 до 27 тонн, заставляя ракету оторваться от земли. [c.149]

В качестве блоков первой ступени используются два возвращаемых мпогосекционных твердотопливных двигателя. Они крепятся к центральному блоку второй ступени. Твердотопливные блоки по своему устройству схожи со стартовыми блоками ракеты Титан-1ИС (рис. 2.32), но управление вектором тяги осуществляется поворотом сопел. Каждый блок обеспечивает стартовую тягу около 1200 тс. [c.100]

На второй ступени установлен разгонный блок Сеп-taurD. Два двигателя фирмы Pratt Whitney RL-lOA-3-3 используют в качестве компонентов топлива О2/Н2 и создают тягу в вакууме 134 кН. [c.147]

Главная двигательная установка орбитальной ступени включает три двигателя, работающие на жидких водороде и кислороде. В хвостовой части фюзеляжа, рядом с ЖРД главной двигательной установки, размещаются два ракетных двигателя системы орбитального маневрирования тягой. Кроме того, с обеих сторон хвостовой части фюзеляжа над крылом пристыковывается по одному РДТТ системы аварийного спасения. Они сбрасываются на заданной высоте. [c.452]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...