Ускорители старта с ЖРД

Жидкостные ракетные двигатели ввиду их малых размеров могут быть широко использованы как ускорители старта многих летательных аппаратов. Здесь в первую очередь следует отметить ускорители для летательных аппаратов, на которых в качестве основного двигателя используются прямоточные ВРД. [c.32]

Рис. 13.20. Вертикальный старт ВКС Шаттл с использованием двух твердотопливных ускорителей. На фотоснимке между Шаттлом и твердотопливными ускорителями виден бак для ракетного топлива, содержащий 101,8 т жидкого водорода и 606,6 т жидкого кислорода.

Ракетные двигатели практически применяются на ракетных снарядах ближнего, среднего и дальнего радиуса действия в качестве самолетных ускорителей — либо как часть смешанной двигательной установки (ракетный двигатель+турбореактивный двигатель) для высотных высокоскоростных самолетов-перехватчиков, либо в качестве вспомогательного двигателя, работающего лишь во время старта в качестве силовых установок сверхзвуковых рельсовых тележек, а также для управления движением ракетных снарядов и самолетов. [c.25]

Во многих случаях бывает выгодно или даже необходимо выполнять стартовый ускоритель за одно целое с корпусом ракеты. Такое решение может явиться результатом всестороннего исследования полетных характеристик ракеты при этом должны учитываться такие факторы, как аэродинамическая форма снаряда, перемещение его центра тяжести, а в некоторых случаях и его наименьшая эффективная дальность или опасность падения сбрасываемых ускорителей в районе старта. Таким образом, выбор между двигателем с двухступенчатой тягой и системой, состоящей из сбрасываемого ускорителя и маршевого двигателя, обычно определяется не относительной эффективностью каждой из этих систем (выражаемой в виде общего веса ракеты), а совокупностью многих других соображений. [c.348]

Профиль полета самолета-снаряда выглядел следующим образом. Старт Снарка осуществлялся при нулевом разбеге с помощью двух пороховых ускорителей с тягой по 14,9 тонны каждый, работающих в течение 4 секунд. Стартовый вес Снарка — 22,5 тонны. Набор расчетной высоты (18 километров) продолжался на участке примерно 200 километров. Затем следовал маршевый участок траектории, на котором работал ТРД, развивающий у земли тягу в 4950 килограммов. На расстоянии 150-200 километров от цели Снарк переходил в пикирование. Во время пикирования на цель от корпуса отделялась боеголовка с термоядерным или атомным зарядом [c.82]

Стартовала Буря вертикально с лафета, затем, в соответствии с заданной программой, проходила разгонный участок траектории, на котором управлялась газовыми рулями. Затем они сбрасывались и управление переключалось на воздушные рули. После разгона, когда скорость полета достигала нужного значения, воздушно-реактивный двигатель выходил на режим полной тяги, и на высоте 17,5 километра производилась расцепка ускорителей с маршевой ступенью. После этого полет корректировался с помощью системы автоматического астронавигационного управления типа Земля . [c.85]

Для старта и разгона маршевой ступени 42 ( М-42 ) до скорости запуска сверхзвукового прямоточного двигателя планировалось использовать четыре ускорителя 41 ( М-41 ) с ЖРД тягой по 55 тонн, разработанные на базе самолетных ускорителей СУМ . Двигатели первой ступени были разработаны в ОКБ-456 главного конструктора Валентина Глушко. [c.90]

После вывода ОС в намеченную точку ускоритель отделялся и падал в мировой океан. Диапазон высот рабочих орбит изменялся от минимальных порядка 200 километров до максимальных порядка 600 километров направление азимута запуска в связи с наличием ГСР определялось конкретным целевым назначением полета и в зависимости от точки старта могло варьироваться в пределах от О до 97°. Масса выводимого на орбиту полезного груза составляла 1300 килограммов. [c.252]

Для ранних разработок Лаборатории реактивного движения характерно наличие ускорителя старта — особого комплекса, позволяющего заметно увеличить тяговооружен-ность в момент старта. Ускоритель старта для ракет Прай-вит-А представлял собой стальной корпус с четырьмя 114-миллиметровыми артиллерийскими ракетами, запускаемыми одновременно. Снабженный отверстием в центре для прохода струи газов маршевого двигателя ракеты ускоритель создавал дополнительнзгю тягу при взлете свыше 9700 килограммов. На пусковой установке бьши предусмотрены приспособления, препятствующие вращению как ракеты, так и ускорителя. Для предотвращения чрезмерной перегрузки, которая неизбежно могла возникнуть, если запуск ускорителя происходил после запуска маршевого двигателя, ускоритель крепился на ракете с помощью срезной шпильки. [c.342]

Ускоритель старта ракеты Прайвит-Ф почти целиком повторял конструкцию ускорителя старта ракеты Прайвит-А , однако наличие крыльев и несущих поверхностей на ракете потребовало переделки пусковой установки. Новая установка имела ажурную конструкцию, выполненную из стали, с двумя рельсами снаружи вместо прежних четырех внутри. [c.343]

Первоначально выбранный ускоритель старта оказался недостаточно эффективным, поэтому он был заменен одним из вариантов морской ракеты, известной под названием Тайни Тим , для чего была увеличена тяга ее двигателя, а также подвергнуты изменению стабилизаторы и головная часть. В первом варианте ракета Тайни Тим имела двигатель, обеспечивавший тягу примерно в 13500 килограммов в течение 1 секунды, но после изменения конструкции двигатель ее стал развивать тягу до 22700 килограммов за время немногим больше полсекунды. [c.345]

На рис. 10.07 показан один из вариантов наклонного старта самолета. Перед стартом самолет устанавливается на наклонных направляющих. К хвостовой части фюзеляжа снизу подвешивается стартовый ракетный ускоритель, ось которого пересекает ось фюзеляжа под углом <р и проходит через центр тяжести самолета. После запуска и прогрева основного двигателя (ТРД) его тягч доводится до максимальной и одновременно включается ускоритель, тяга которого превышает вес самолета в несколько раз. Самолет начинает двигаться вдоль направляющих, причем после схода с них направление движения сохраняется, так как поперечная составляющая Py Ksin p силы тяги ускорителя играет роль подъемной силы. Аэродинамическая подъемная сила практически [c.271]

Дальность полета ракеты Редстоун составляла примерно 320-400 километров. Поскольку эта ракета имела значительно большие габариты, чем ракета Фау-2 (длина—21,2 метра, диаметр — 1,8 метра, размах стабилизаторов—4,4 метра, стартовый вес — 18 ООО килограммов, тяга ракетного двигателя при старте —29500 килограммов), боевая часть должна была весить не менее 5 тонн. Большая полезная нагрузка делала ракету Редстоун почти идеальным ускорителем — вернее, первой ступенью — для весьма сложных и тяжелых опытных многоступенчатых ракетных систем. Например, она могла бы нести многоступенчатую систему связок ракет на твердом топливе, и надо сказать, что этот эксперимент не замедлил состояться. Вечером [c.371]

Реактивная тяга дозвукового ПВРД изменяется примерно пропорционально квадрату скорости полета статическая тяга при равна нулю к самостоятельному старту ПВРД неспособны. Для разгона летательных машин с ПВРД применяются ракетные и турбореактивные ускорители. [c.281]

Сверхзвуковые ПВРД, так же как и дозвуковые прямоточные двигатели, неспособны к самостоятельному старту. Сверхзвуковые ПВРД должны быть разогнаны до начальной скорости при помощи специального ускорителя. Наиболее эффективным средством разгона СПВРД является ракетный ускоритель. Снаряды типа воздух—воздух и воздух—земля, запускаемые со скоростных самолетов, не нуждаются в ускорителях. [c.306]

При старте с земли на ракетоплане могла быть достигнута высота 13 —16 км. Для облегчения взлета с земли предполагалось применить пороховой ракетный ускоритель взлета с тягой 150 кгс, работы по созданию которого велись под руководством В. И. Дудакова с 1930 г. сначала в ГДЛ, а затем в РНИИ. Еще в 1931 г. в СССР было произведено около 100 взлетов легкого учебного самолета У-1 с пороховыми ракетными ускорителями, а в 1933 г. государственные испытания прошел бомбардировщик ТБ-1 с шестью пороховыми ускорителями, работа которых позволила уменьшить длину разбега при взлете самолета массой 7 т с 330 до 80 м, т.е. разбег самолета сократился почти в четыре раза [7]. Опыт эксплуатации пороховых ускорителей на самолетах был [c.399]

Основу концепции МРКС составляет двухступенчатая многоразовая всеазимутальная ракета-носитель (МВРН) вертикального старта, отличительными особенностями которой являются использование многоразового возвращаемого ракетного ускорителя (ВРУ) первой ступени совершающего горизонтальную посадку в районе старта, и одноразового блока выведения (БВ) второй ступени, выводящего полезную нагрузку на условную орбиту с параметрами, обеспечивающими при любом азимуте пуска падение БВ в зоне, антиподной точке старта. [c.116]

Подводные лодки-носители КР оборудованы устройствами для подачи ракет из ангара на стартовую установку в нерабочем положении последняя помещается в надстройке, вблизи ракетопогрузочного люка. Стартовая установка представляет собой короткие направляющие, с которых ракета стартует, при помощи пороховых ускорителей. Перед запуском ракеты крышка люка ангара должна закрываться для предохранения контейнера от возможного воздействия газовой струи и ударной волны, возникающей при включении ускорителей. Для предо- [c.253]

С момента старта до высоты 4 километров в случае ава рии космонавт катапультировался из спускаемого аппарата неотделенного от ракеты, лицом к потоку . При этом работали пороховые ускорители, через 0,4 секунды выстреливался стабилизируюш ий парашют, а через 2 секунды — основной, и космонавт отделялся от кресла, имея запасный парашют, который мог раскрыть по своему усмотрению. [c.34]

По аэродинамической компоновке Регулус II представлял собой самолет- утку со стреловидным крылом малого удлинения. При стартовом весе 10,4 тонны максимальная дальность полета составляла 1600 километров (с подкрыльными баками), а максимальная скорость — 1920 км/ч. Практический потолок у самолета-снаряда Регулус II достигал только 15-18 километров, что при уже существовавших средствах ПВО делало его уязвимым. Снаряд имел автономную систему управления и был снабжен одним маршевым турбореактивным двигателем J-79 с форсажной камерой. Для старта использовался твердотопливный ускоритель тягой 52160 килограммов и временем работы 4 секунды. [c.83]

Рассматривался также вариант точечного старта с помо-ш ью ускорителей обш ей тягой до 360 тонн. Наклон ускорителей под углом около 53° к горизонту мог обеспечить отрыв самолета с места, разгон в течение 15 секунд до скорости 550 км/ч и набор высоты 300 метров на дистанции [c.127]

Для старта самолета-снаряда использовались стартовые твердотопливные ускорители ПРД-52 с тягой по 80000 килограммов. Стартовые двигатели устанавливались на направ-ляюш ей пусковой установки и образовывали стартовый агрегат РАТ-52 . За время работы от 3,75 до 5 секунд стартовые ускорители сообш али самолету скорость порядка 165-170 км/ч и выводили его на высоту 100 метров. Ускорители, по мере падения их тяги, после отделения самолета от пусковой установки разворачивались вокруг точек крепления к самолету и самостоятельно отделялись от него. [c.225]

Предполетная подготовка и запуск Ястреба производились на стартовой установке СУРД-1 , которая могла буксироваться тягачом МАЗ-537 . Перед пуском выполнялись предусмотренные проверки бортовых систем и в автопилот вводилась заранее рассчитанная программа полета Самолет поднимался в стартовое положение под углом 12° к горизонту. Включался маршевый двигатель и выводился на максимальный, затем на форсажный режим работы. Самолет при этом удерживался на установке единственным специальным болтом. Далее командир стартового расчета производил пуск. Одновременно срабатывали оба пороховых ускорителя, и аппарат, срезая спецболт, сходил с установки. Через несколько секунд после старта отработавшие ускорители отстреливались. Далее разведчик летел в автоматическом режиме. [c.231]

В качестве ракетно-космического комплекса, которому предстояло доставить экспедиционный корабль к Марсу, Боно предлагал гигантский ускоритель на химическом топливе Ромбус ( Rombus ), заправляемый на околоземной орбите высотой 320 километров. Стартовая масса комплекса — 3965 тонн. Па участке разгона корабль должен будет сбросить четыре опустевших топливных бака. Через 200 дней после старта, выйдя на околомарсианскую орбиту высотой 555 километров, корабль избавится еще от двух баков при этом масса его составит 985 тонн. Затем произойдет отделение 25-ТОННОГО экспедиционного корабля, на котором экипаж из трех астронавтов совершит высадку на Марс. Этот корабль имел очень незначительный обитаемый объем и мог обеспечить лишь 20-дневное пребывание астронавтов на поверхности красной планеты. В перспективе можно было бы продлить время пребывания до года, загодя доставив на Марс необходимые запасы продовольствия, кислорода и воды. [c.384]

В ходе летных испытаний с помощью телеметрической системы контролировались следующие параметры напряжение накопительного конденсатора, работа систем инициирования, разрядный ток в ускорителе и излучение истекающей плазмы. Летные испытания на вертикально стартующих ракетах подтвердили работоспособность двигательной установки в космических условиях. Основные характеристики двигательной установки средняя тяга — 310 Н (причастоте повторения импульсов 1/6 Гц), средняя потребляемая мощность 1,4 Вт, цена тяги - около [c.192]

Для обеспечения наклонного старта ЛА под углом 9о требуется большая начальная тяговооруженность (Ро= Ю. .. 30), так как иначе в момент схода ЛА с наклонных направляющих ПУ проекция тяги стартового двигателя на вертикаль Р sin 0о может оказаться недостаточной для уравновешивания веса ЛА Со, в результате чего может возникнуть недопустимая просадка (снижение траектории) ЛА. Наклонные ПУ обычно применяются для ЗУР и других ЛА, использующих для старта ускорители с мощными РДТТ. Наклонные ПУ по сравнению с вертикальными [c.17]

Так как для работы ПуВРД требуется на входе достаточный скоростной напор, старт ЛЛ с ПуВРД осуп1ествляется с. помощью разгонных ускорителей либо путем сброса с самолета-носителя. В настоящее время применение ПуВРД возможно для малоразмерных ДПЛА. [c.159]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...