Схема двигателя ракеты

Принципиальная схема двигателя ракеты Фау-2 [c.145]

СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ РАКЕТЫ А-4 [c.451]

На фиг. 182 представлена схема двигателя ракеты А-4 (описание см. 6) . [c.451]

Для создания таких ракет с требуемыми дальностью и скоростью полета необходимо значительно улучшить экономичность и уменьшить габариты двигателей, причем ограничение по размерам силовых установок для крылатых ракет очень жесткое. Для решения проблемы обеспечения большой дальности предполагается использование необычных компоновочных схем двигателей, а также разработка новых топлив с большой теплотворной способностью. [c.221]

Описаны новые концепции жидкостных ракетных двигателей (предназначенных в основном для космических летательных аппаратов многоразового использования или гиперзвуковых ракет), в том числе конструктивные схемы с центральным телом и соплом со сдвижным насадком и схема двигателя на двух горючих, одно из которых — высокоплотное — применяется для начального этапа полета, а другое — легкое — обладает высокими энергетическими характеристиками. Последняя схема позволяет использовать общую двигательную установку на протяжении всего полета. Обсуждаемые схемы дают больший простор для конструкторских решений и способствуют повышению характеристик ракет-носителей. [c.11]

Необходимо отметить, что приоритет в создании принципиальных схем различных типов реактивных двигателей принадлежит русской науке. Так, например, впервые ракетный двигатель твердого топлива, как двигатель летательного аппарата, был предложен в XIX в. Н. И. Кибальчич. Первая конструктивная схема жидкостной ракеты для межпланетных полетов была предложена К. Э. Циолковским в 1903 г. Еще при его жизни в 1930 г. был впервые построен и испытан в нашей стране жидкостный ракетный двигатель. [c.257]

Первый вариант 217/1 представлял собой ракету по нормальной самолетной схеме. Корпус ракеты имел цилиндрическую форму с обтекаемой носовой частью и слегка коническим отсеком на хвосте. Крыло свободнонесущего типа имело нижнее расположение. Хвостовое оперение состояло из стабилизатора, рулей высоты, киля и руля направления. В центральной части корпуса была расположена камера порохового ракетного двигателя. [c.265]

Всего бьшо сделано значительное количество пусков моделей и несколько пусков ракет 217 без приборов стабилизации и телемеханического управления (при этих полетах рули ракет закреплялись неподвижно). Ракета первого варианта 217/1 после старта значительно уходила в сторону от первоначального направления (на дальности в 1 километр до 100 метров), ложилась в плавный вираж, переходивший затем в падение. Ракета второго варианта 217/Н двигалась точно в плоскости пускового станка, не уходя никуда в сторону. После окончания горения порохового заряда двигателя ракета продолжала устойчивый полет по инерции, который ничем заметно не отличался от полета с двигателем. Бьшо отмечено, что симметричная схема ракеты с крыльями малого удлинения обладала гораздо большей устойчивостью по сравнению с другими схемами. [c.266]

Р и с. 9. Схема охлаждения двигателя ракеты АРО № 3 [c.19]

СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ ЗЕНИТНЫХ РАКЕТ [c.456]

Схема двигателя зенитной неуправляемой ракеты Тайфун i [c.459]

В общепринятой схеме расчета траектория полета ракеты разбивается на два основных участка 1) активный участок движения ракеты под действием реактивной тяги, тяготения и взаимодействия ракеты с окружающим ее воздухом и 2) пассивный участок движения ракеты под действием только тяготения и взаимодействия с окружающей средой при выключенном двигателе (исчерпании ресурсов топлива). Пассивный участок траектории при достижении ракетой достаточно большой высоты и выхода ее из плотных слоев атмосферы соответствует тому свободному от сопротивления воздуха участку полета ракеты, который был уже рассмотрен ранее в 92—94. [c.124]

Широкое применение находят и контакторы постоянного тока в схеме запуска двигателей автомобилей, грузовиков, автобусов, поенных ракет и самолетов. Эти контакторы однополюсные, с двумя прерывателями и с подвижным контактом мостового типа, соединенным с сердечником, расположенным в центре соленоидной катушки. Для облегчения размыкания они снабжены пружинами. Два неподвижных контакта размещены в противоположных концах корпуса таким образом, что когда подвижный контакт полностью замыкает цепь, они контактируют. Контакты в контакторах автомобилей медные или из медных сплавов. [c.430]

Однако раздельно проблема космического полета и проблема реактивного движения привлекают внимание специалистов разных стран. К этому времени был накоплен немалый опыт в практическом использовании твердотопливных ракет, но их изначально низкая энергетическая эффективность вызывала необходимость создания новых схем реактивных двигателей. Этому способствовал также поиск двигательных установок для аэростатов и самолетов, интенсивно шедший в XIX в. [c.435]

Если управление и стабилизация ракеты осуществляются поворотом основных двигателей, которые имеют значительную массу и момент инерции, то поперечные колебания корпуса и колебания двигателей вокруг оси подвеса оказываются взаимосвязанными. В упрощенном виде расчетную схему можно представить в виде неоднородного упругого стержня, на конце которого шарнирно подвешено и зафиксировано пружиной твердое тело — двигатель. [c.498]

Забегая несколько вперед, отметим, что динамические свойства топливопроводящего тракта зависят от динамических характеристик двигателя, режима его работы, уровня давления на входах в насосы (меняющегося в процессе пуска и от пуска к пуску) и других факторов, не относящихся к силовой схеме корпуса ракеты. [c.16]

Ядерный двигатель, работающий на термическом принципе, пока М0Ж 10 представить себе лишь как некоторую предположительную схему двигателя с отделенным от источника энергии запасом рабочего тела, Ядерное топливо — носитель высококои-центрированной энергии. На борту ракеты должен быть предусмотрен еще и специальны запас массы рабочего тела. Свойства его очевидны. Оно должно обладать способностью поглотить максимум энергии при ограниченной температуре, т. е. иметь высокую теплоемкость. [c.198]

К таким задачам, в частности, относится изменение тяги двигателя ракеты или космического аппарата с целью получения оптимальных характеристик их полета. Как известно, в применении к ЖРД такое регулирование освоено и применяется довольно часто. Для двигателей твердого топлива — несмотря на то, что эти двигатели значительно проще по схеме, чем жидкостные, — регулирование величины тяги осуществляется со значительно большим трудом и применяется реже. Однако выигрыш в ряде важнейших характеристик ракет и космических аппаратов при введении регулирования их двигателей столь очевиден и заметен, что интерес к проблеме регулирования РДТТ не ослабевает, о чем свидетельствуют довольно многочисленные публикации в этой области. [c.297]

Р и с. 8. Схема емкостного охлаждения двигателя ракеты "Мирак" [c.19]

Непосредственно к решению этой задачи приступили специалисты РНИИ, разработавшие и испытавшие ЖРД новой схемы в 1958—1959 гг. В результате появилась реальная возможность создать двигатели с давлением в камере, втрое превышавшим то, которое было на двигателях ракеты-носителя "Восток". Однако на пути к таким ЖРД стояла весьма сложная проблема охлаждения. [c.116]

Зенитная управляемая с земли ракета Вассерфаль имеет двигатель с тягой 8 т, работающий на самовоспламеняющемся топливе азотная кислота-Ьтонка с расходом около 42 кг/сек. Продолжительность работы двигателя около 40 сек. Двигатель имеет баллонную вытеснительную подачу. Схема двигателя показана на фиг. 183. [c.456]

На рисунке 54 б чувствительный элемент реагирует на изменение скорости полета. Он представляет собой резиновую мембрану, которая при наличии скорости под действием разности полного Рполн и статического р ст давлений прогибается вправо и штоком удерживает пружину усилителя во взведенном состоянии. Для того чтобы пружина усилителя не сработала на старте при V = О, эта пружина удерживается в верхнем положении собачкой и нитью до тех пор, пока не закончит свою работу двигатель, пережигающий нить. В данной схеме корпус ракеты разрезан вдоль. Две по- [c.76]

В то же время Михаил Тихонравов, потеряв интерес к новой цели проекта, отошел от этих работ и начал заниматься составными ракетами. В 1947 году он разработал схему многоступенчатой ракеты, названную им пакетом . Она отличалась от эскадрильи ракет Константина Циолковского тем, что все входяш ие в нее одиночные ракетные блоки были связаны друг с другом конструктивно уже на старте и взлетали вместе. Но при этом все двигатели питались из баков только половины ракетных блоков. Носле их опорожнения и отброса оставшаяся часть продолжала полет с полными баками. [c.28]

Рис. 13.2а. Схема газобаллонной системы подачи топлива жидкостного двигателя ракеты Аэроби-Хи , работающего на двухкомпонентном топливе. Окислитель — красная дымяшая азотная кислота, топливо — смесь анилина и фур-фуролового спирта, состав топливной смеси 65 35. Тяга на уровне моря 4100 фунтов, удельный импульс 198 сек.

Рис. 15.1. Схема типичной ракеты с ядер-HbSM двигателем.

Конечно, от рассмотренной нами схемы электрора -кетного двигателя до действительных его конструкций расстояние не меньше, чем от увеселительной пороховой шутихи до современной космической ракеты. И главное отличие состоит в том, что разгоняются в магнитном поле соленоида не металлические стерженьки, а плазма. [c.187]

Наиболее общим реактивным движущимся аппаратом является воздушно-реактивный двигатель, схема которого изображена на фиг. 76. Спереди засасывается масса т, со скоростью г/], затем она подогревается сгоранием топлива и извергается со скоростью V2- Масса за счёт топливаувели-чивается до mi-1--f- т . Если =0, то система обращается в ракету, если то = О, то система обращается в тоннельное воздушное [c.426]

Не утомляя читателя наукообразностью и в то же время не упрощая реальных физических и технических проблем, автор последовательно анализирует физико-химические и механические характеристики топлив, процессы в камере сгорания и сопле на режимах запуска, установившейся работы и выключения, рассматривает проблемы неустойчивости горения, охлаждения и управления вектором тяги, описывает современные и перспективные схемы и конструкции ЖРД и РДТТ с учетом технологических аспектов их изготовления и иллюстрирует изложение примерами применения ракетных двигателей на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. В тех случаях, когда это возможно, автор рассматривает жидкостные и твердотопливные двигатели совместно, что нетипично для отечественной научной и учебной литературы, но весьма желательно для расширения кругозора и улучшения взаимопонимания между специалистами по ЖРД и РДТТ. [c.7]

ЖРД, применяемые в космической технике, по своему назначению можно разделить на три категории для выведения на орбиту, для межорбитального перехода и для управления положением на орбите. Из маршевых ЖРД, используемых для выведения, будут рассмотрены только кислородо-водородные — от двигателей небольших тяг (RL-10, НМ-7 и LE-5) до маршевого двигателя ВКС Спейс Шаттл с последующим сравнением их параметров. Мощные двигатели стартовых ступеней ракет-носителей типа F-1 неоднократно описывались в литературе и здесь рассматриваться не будут. Ожидается, что на ракетах-носителях следующего поколения вместо них будут использоваться ЖРД, подобные тем, схемы которых рассмотрены в гл. 9. [c.243]

RL-10 — один из первых кислородо-водородных ЖРД его создание относится к 1960-м гг. Более 160 экземпляров этого ЖРД использовались в различных полетах, главным образом в качестве маршевого двигателя второй ступени ракеты-носителя Атлас-Центавр , в программе изучения Луны космическими аппаратами Сервейтор и в запусках автоматических межпланетных станций. ЖРД работает по испарительному циклу ( безгенераторная схема), когда жидкий водород преобразуется в газообразное состояние, проходя через охлаждающий тракт сопла и камеры сгорания, и вращает, турбину (рис. 152). Другой интересной особенностью этого двигателя является большая степень расширения сопла (е = 40 для модификации, RL-10A-3), требующая полуторной длины охлаждающего тракта. В этом варианте жидкий водород через коллектор, размещенный между критическим сечением и срезом сопла, поступает в охлаждающий тракт и течет к срезу сопла, а после этого — в обратном направлении, к смесительной головке. На участке между коллектором и срезом сопла трубок в два раза больше, чем в камере сгорания. Трубки для протока водорода в противоположные стороны расположены через [c.244]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...