Топлива для ракетно-прямоточных двигателей

Размотка В 65 Н нитевидных материалов 49/(00-38) рулонов 16/(00-10)) Размягчение, использование G ()1 (при исследовании или анализе материалов N 25/(04-06) в термометрии К 11/(06-68)) Разряд электрический (для нагрева F1 05 В 7/00-7/22 в системах для исследования или анализа материалов G 01 N 21/67) Ракетно-прямоточные двигатели F 02 К 7/18 Ракетные [двигатели (F 02 К (9/00-9/97 комбинированные с воздушно-реактивными двигателями 9/78) топливо для них С 06 В 47/(02-12) сопла F 02 К 9/97 установ- [c.158]

В учебном пособии изложены термо-аэродинамические основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей (РПД) для беспилотных летательных аппаратов. Значительное внимание уделено комплексному проектированию РПД, включая инженерные методы расчета выходных характеристик, и выбору типа топлива, а также определению оптимальных характеристик летательного аппарата и систем автоматического регулирования. Предлагаемые методы расчета оптимальных параметров летательного аппарата, РПД и систем автоматического регулирования обеспечивают максимальную дальность полета. [c.2]

В гл. IV, написанной Г. Ю. Мазингом, рассмотрены жидкие и твердые топлива для ракетно-прямоточных двигателей, в том числе топлива с металлическими добавками. [c.4]

ТОПЛИВА ДЛЯ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ [c.148]

Способы регулирования ракетных прямоточных двигателей зависят не только от типа применяемого топлива (твердое или жидкое), но и от назначения летательного аппарата. Рассмотрим возможные способы регулирования применительно к двум типам РПД. Для ракетных прямоточных двигателей, работающих на твердом топливе, с регулированием в двух сечениях — у диффузора и в критическом сечении первого контура. Если летательным аппаратом является зенитная управляемая ракета, для которой требуется обеспечить максимальную скорость разгона, то регулировать необходимо диффузор и критическое сечение таким образом, чтобы тяга была максимальной. Этому соответствуют максимальное значение коэффициента восстановления диффузора, отсутствие потерь на входе в диффузор и вполне определенное значение критического сечения сопла первого контура. Для избежания возникновения помпажного режима система автоматического регулирования дол- [c.320]

Система автоматического регулирования ракетно-прямоточного двигателя, работающего на твердом топливе, должна обеспечивать при различных режимах полетов летательного аппарата вполне определенное значение, близкое к ограничивать пом- [c.341]

По способу смещения с воздушным потоком и дожигания продуктов сгорания газогенератора различают схемы с эжекцией воздушного потока и без эжекции. В схеме с эжекцией (рис. 5.36, а) поток воздуха и продукты неполного сгорания перемешиваются в кольцевом канале, а процесс дожигания происходит в камере сгорания 3. В схеме без эжекции (рис. 5.36, б) смешивание воздуха с продуктами сгорания газогенератора и их дожигание происходит в одной камере сгорания. В зависимости от вида топлива различают ракетно-прямоточные двигатели [c.161]

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]

Более простым оказывается использование металлических добавок в твердых топливах. В настоящее время известен ряд рецептур твердых ракетных топлив с добавками 9—15% алюминия. С другой стороны, известен ряд топлив к прямоточным двигателям с очень высоким (50—65%) содержанием металлического горючего. Некоторые из этих составов приведены в табл. 4. 6 [4]. [c.160]

Понятие о точке переменной массы. Обычно в теоретической механике масса движущегося тела рассматривается как величина постоянная. Между тем можно указать много примеров движения тел, когда масса их изменяется с течением времени. При этом изменение массы может происходить путем отделения от те за его частиц или присоединения к нему частиц извне. Примерами подобного изменения массы движущегося тела являются в первом случае — ракеты разных классов, реактивные снаряды, ракетные мины и торпеды, во втором— движение какой-нибудь планеты, масса которой возрастает от падающих на нее метеоритов. Обе причины переменности массы одновременно действуют, например, в реактивном самолете с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, когда частицы воздуха засасываются в двигатель из атмосферы и затем выбрасываются из него вместе с продуктами горения топлива. Мы будем рассматривать только тот случай, когда процесс отделения от тела или присоединения к нему частиц происходит непрерывно. Тело, масса которого непрерывно изменяется с течением времени вследствие присоединения к нему или отделения от него материальных частиц, называют телом переменной массы. Если при движении тела переменной массы его размерами по сравне- [c.593]

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]

В гл. VIII Ю. И, Топчеев рассматривает системы автоматического регулирования ракетно-прямоточных двигателей, работающих на твердом и жидком топливе. [c.4]

Несколько упомянутых проектов РПД и весьма незначительное число опубликованных исследовательских работ ни в коей мере не исчерпывают всей проблемы развития одного из перспективных типов реактивных двигателей, каким является ракетно-прямоточный двигатель. Поэтому считают, что в области теории и конструкции РПД либо не решены совсем, либо решены частично такие частные проблемы, как влияние количества и размеров твердых частиц в продуктах сгорания ракетного контура на процессы смешения и горения образовавшейся топливо-воздушной смеси в камере дожигания и на рабочие характеристики двигателя разработка физической и математической модели процесса смешения продуктов неполного сгорания ракетного контура с эжектируемым воздухом теоретическая и конструктивная разработка механизма запуска двигателя определение пределов самовоспламенения топливо-воздушной смеси при различных условиях и режимах работы двигателя обоснование выбора топлива, обеспечивающего высокие тягоБо-экономические характеристики и устойчивую работу прямоточного контура в широком диапазоне полетных условий обоснование выбора длины камеры дожигания из условия обеспечения максимальной полноты сгорания. [c.16]

Особенностью задачи баллистического проектирования летательного аппарата с РПД (или ПВРД) является наличие двухступенчатой двигательной установки, что приводит к необходимости исследования оптимального сочетания работы ступеней двигательной установки при разгоне. Эта задача сводится к определению оптимума скорости перехода с ракетного на ракетно-прямоточный двигатель из условия обеспечения максимального количества топлива для маршевого участка и решается с помощью методов исследования функции на максимум. [c.272]

Ракетно-прямоточные двигатели (РПД) представляют собой комбинацию ПВРД и ракетного двигателя на жидком или твердом топливе, называемого газогенератором. Существенный недостаток ПВРД — невозможность самостоятельного старта ЛА с таким двигателем и низкая эффективность при дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета из-за малой степени сжатия, что в РПД частично устраняется за счет работы ракетного двигателя. [c.161]

Реактивные двигатели (РД) — это двигатели с газообразным рабочим телом, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания, расширяющихся в соплах и создающих силу тяги при истечении в сторону, противоположную движению аппарата. Существует классификация РД, в которой эти двигатели подразделяются на две основные группы воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Воздушно-реактивные двигатели подразделяют на компрессорные, или турбореактивные, и бескомп-рессорные — прямоточные и пульсирующие. В воздушно-реактивных двигателях окислителем топлива служит атмосферный воздух. Ракетные двигатели подразделяют на жидкостные и двигатели, работающие на твердом топливе. В ракетных двигателях окислитель топлива (например, жидкий кислород) находится на борту летательного аппарата [21, 24]. [c.154]

Принцип работы РПД заключается в том, что продукты неполного сгорания топлива, образующиеся при его сжигании в камере ракетного двигателя, используются в качестве горючего для прямоточного контура. Это горючее сжигается в воздухе, поступэ1Ьщем [c.10]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...