Системы подачи жидкостных ракетных двигателей

СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ [c.333]

Рис. 5.3. Схема жидкостно-ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива

Для подачи жидкого компонента в камеру ГРД могут быть использованы практически все типы соответствующих систем жидкостных ракетных двигателей. В соответствии с этим по типу системы подачи жидкого компонента можно различать ГРД [c.190]

Как и в схемах жидкостных ракетных двигателей для ГРД с насосной системой подачи должно быть предусмотрено некоторое повышение давления в баке [c.191]

Примерно также можно оценить и соотношение между областями рационального применения вытеснительных и насосных схем подачи жидкого компонента топлива. Для жидкостных ракетных двигателей вытеснительные системы подачи целесообразно использовать при малых значениях импульса тяги / = РТд (Тд — время работы двигателя), так как с увеличением импульса I растет объем баков и влияние их массы на общие массовые характеристики. Это положение справедливо и для ГРД, однако поскольку здесь в баке содержится только часть топлива, доля массы системы подачи в общей массе двигателя будет меньше, чем для ЖРД. и область рационального применения вытеснительных систем должна быть для ГРД шире, чем для жидкостных двигателей (рис. 11.5). [c.193]

Процесс сжатия и подачи компонентов в жидкостных ракетных двигателях осуществляется в основном двумя способами или вытеснением компонентов из баков за счет создания в них избыточного давления, илн за счет сжатия и подачи компонентов насосами. Первый тип системы подачи будем называть вытеснительной подачей, а второй — насосной. [c.22]

Предлагались два основных варианта, различающихся по составу разгонной ступени с ракетными двигателями на твердом топливе однократного применения и с жидкостными ракетными двигателями с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Предусматривалось спасение разгонных ступеней с ЖРД после приводнения их в океане и повторное использование после восстановления. [c.450]

Основными конструктивными элементами двигательной установки с жидкостным ракетным двигателем являются камера двигателя, баки с жидкими компонентами топлива и система подачи топлива. Камера двигателя состоит из головки с форсунками, камеры сгорания и сопла. [c.132]

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]

Управление входом в атмосферу осуществляется с помощью шести жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) (5, 15 - двигатели тангажа), которые работают на самовоспламеняющемся топливе, состоящем из окислителя (четырехокись азота) и горючего (аэрозин-50). Система подачи топлива - вытеснительная. Это фактически две сдублированные системы, которые работают одновременно и каждая из них может обеспечить управление положением корабля в случае выхода из строя другой. [c.60]

Фиг. 2.36. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с тремя камерами сгорания и общей системой подачи (5ЕРН481).

Можно ожидать, что все эти агрегаты и элементы системы подачи жидкого компонента топлива ГРД будут подобны соответствующим агрегатам топливных систем жидкостных ракетных двигателей, что должно проявиться и в подобии соответствующих уравнений. Преобразуя с учетом этого уравнения агрегатов ЖРД, приведенные ранее, к виду, более удобному и чаще применяемому для агрегатов гибридного двигателя, получим следующие уравнения. [c.202]

Схемы ракетных двигателей показаны иа рис, 4.26. Основными элементами жидкостного ракетного двигателя (рис.4.26,а) являются одна или несколько камер сгорания 10 с соплами Л и система подачи компонентов топлива, включающая баки 4 с топливом и 2 с окислителем, насосы 5 подачи топлива и 7 подачи окислителя, турбина 6 привода насосов, бак / и редуктор 3 газа турбины, топливная формунка 9 и форсунки 8 окислителя. [c.178]

Для маневрирования ОС на орбите использовался основной жидкостный ракетный двигатель тягой 1500 килограммов, а также два аварийных тягой по 40 килограммов. Для ориентации и управления служили микродвигатели с автономной системой подачи топлива—малоразмерные ЖРД в двух блоках по три сопла тягой 16 килограммов и пять сопел тягой 1 килограмм. Все двигатели орбитального самолета работали на высококипящем топливе (азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин). Количество топлива, которое при этом требовалось системе управления, определялось из длительности орбитального полета — порядка двух суток. [c.253]

Так как топливные контейнеры по весу составляют большую часть снаряда, то их анализ заслуживает особого внимания конструктора. В полете внутреннее давление на стенки баков обусловлено либо гидравлическим напором топлива за счет инерционных сил при ускорении снаряда плюс давление подпора для эффективной подачи топлива к двигателям в жидкостных ракетных системах, либо давлением газов горящего топлива в твердотопливных ракетных системах. Следовательно, нужно найти форму сосуда, имеющего наименьший вес при данном давлении, с учетом или без учета гидростатического напора. Безотносительно к другим факторам, наилегчайшим сосудом при данном объеме будет сферическая оболочка, которая имеет наименьшую площадь при данном объеме и наименьшие напряжения в стенках приданном внутреннем давлении. Эту форму нужно незначительно изменить, если потребуется учесть гидростатический напор. На рис. 17.5 показана зависимость отношения веса цилиндрического бака к весу сферического бака и отношения радиуса цилиндрического бака к радиусу сферического бака от удлинения ) цилиндрического бака при равных значениях объемов баков и максимальных [c.565]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...