Другие двигательные установки

При скоростях полета, превышающих скорость звука более чем в 3 раза, прямоточные двигатели оказываются более экономичными, чем какие-либо другие двигательные установки. [c.17]

ДРУГИЕ ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ [c.159]

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]

Расчет лонжеронного отсека. Лонжеронный отсек — это конструкция, в которой допускается потеря устойчивости обшивки раньше потери устойчивости продольных элементов (лонжеронов). Расстояние между лонжеронами уже не лимитируется устойчивостью обшивки. Число лонжеронов выбирают из других соображений. Так, в двигательных отсеках число лонжеронов обычно бывает минимальным и определяется конструкцией двигательной установки. В переходных отсеках число лонжеронов должно удовлетворять требованиям равномерной передачи нагрузок. Толщина обшивки в лонжеронном отсеке может быть минимальной — она определяется температурными и технологическими условиями. Например, чересчур тонкая обшивка сильно нагревается на активном участке полета — максимальная температура обшивки не должна быть выше той, при которой происходит значительное снижение механических характеристик материала. После потери устойчивости обшивка почти не участвует в передаче сжимаю-щих сил. Только узкая полоса обшивки, прилегающая к лонжерону, работает совместно с ним на сжатие. Эта часть обшивки называется п р и с о е д и н е н н о й обшивкой. Ее ширину обычно определяют по приближенной формуле [c.326]

В основе конструкции двигательной установки Стирлинга лежат принцип разделения горячей и холодной рабочих полостей и способ, с помощью которого рабочее тело направляется из одной полости в другую. Управлять этим потоком, искусственно поддерживая разность давлений в полостях, нежелательно, поскольку энергия, вырабатываемая двигателем Стирлинга, почти прямо пропорциональна давлению цикла, и, следовательно, падение давления уменьшает величину полезной механической работы, совершаемой двигателем. Поэтому для [c.20]

Для управления скоростью вращения КА широкое применение нашли реактивные двигательные установки, представляющие собой системы с одним или несколькими реактивными двигателями малой тяги, объединенные общей системой подачи топлива. Работа таких двигательных установок во многом определяется длительностью активного существования КА, многократными включениями в условиях орбитального вакуума и невесомости, а также ограничением габаритов и веса. Последнее и определяет главный недостаток реактивных двигательных систем, который заключается в постоянном расходовании рабочего тела, запасы которого в полете невосполнимы. Другим недостатком реактивных двигателей является отсутствие возможности регулирования тяги. Поэтому независимо от требований управляющих устройств двигатели при включении развивают одну и ту же тягу и один и тот же управляющий момент. [c.132]

В последние годы в зарубежной печати опубликовано несколько проектов КА длительного функционирования. Рассмотрение проекта фирмы Локхид показывает, что основными узлами конструкции аппарата должны быть цилиндрические и сферические секции, которые после вывода на орбиту отдельными элементами монтируются в единую конструкцию. При этом каждые две сферы с двумя цилиндрами между ними образуют типовой узел в виде гантели. Из трех таких гантелей, стыкуемых друг с другом в одной плоскости с помощью еще четырех цилиндров, и собирается космическая станция. Средняя гантель служит осью вращения всей станции с целью создания искусственной силы тяжести. С одной из сторон средней гантели размещается манипулятор-транспортер, стыковочный узел для космических ракет и шлюзовые камеры с входными и выходными люками для экипажей. В отсеках цилиндров средней гантели в условиях невесомости размещаются топливные баки, склады, а также вспомогательная энергетическая установка. На периферийных гантелях размещаются двигательные установки вращения станции, а также герметичные отсеки для космонавтов, аппаратуры связи, электронного оборудования и системы регенерации. Здесь же размещаются отсеки управления и ремонтные мастерские. [c.262]

Важным вопросом является техника сборки орбитальных станций, которые, очевидно, будут предусматривать использование модульной структуры, составленной из секции КА, которые были ранее разработаны. Подобное стремление к унификации подсказывает и другое возможное направление реализации В частности, рационально взять за основу стандартные конструктивные блоки, масса и габариты которых обусловливаются данными определенных ракет-носителей. Выведенные на околоземную орбиту модули или блоки во многих случаях нецелесообразно оснащать индивидуальными двигательными установками и системами управления движением, необходимыми для сближения и стыковки. Можно представить принципиально иное решение проблемы. Отдельные модули или блоки будущей станции на первом этапе будут выводиться ракетами-носителями в заданный район космического пространства на определенные орбиты, где расстояния между ними могут измеряться километрами. Дальнейшую работу по сближению объектов и их сборке в единый комплекс можно выполнить специальным аппаратом, так называемым космическим буксиром. Большие запасы топлива для системы двигателей, специальные радио- и телевизионные системы позволят орбитальному буксиру совершать маневры вместе с блоками, присоединяя их к общей конструкции. [c.263]

Силы, действующие на объект, могут вызываться движением через газовую среду или электромагнитное поле или же включением бортовой двигательной установки. Хотя простейшая математическая модель движения относительно одного притягивающего центра является отличной аппроксимацией физической задачи, когда объект движется в близкой окрестности небесного тела, однако учет других притягивающих центров позволяет аппроксимировать задачу более строго и получать более точные результаты. В частности, для анализа и синтеза траекторий космических объектов в окололунном и межпланетном пространствах необходимо подробно исследовать ограниченную задачу трех тел. [c.75]

Поскольку резервирование камер сгорания, турбонасосных агрегатов и других связано с большими трудностями конструктивного характера, иногда бывает целесообразным применить постоянное резервирование всего двигательного блока (общее резервирование). В этом случае собственно двигатель является лишь элементом двигательной установки, состоящей из нескольких двигательных блоков, работающих на топливе из общих баков. При отказе одного и более блоков установка сохраняет способность выполнять свою задачу. Найдем выражение для надежности двигательной установки при таком принципе резервирования. [c.26]

Одной из основных задач механики космического полета является расчет маневров космического аппарата (КА). Маневром называют целенаправленное изменение параметров движения КА, в результате которого первоначальная траектория свободного полета начальная орбита) меняется на некоторую другую конечная орбита или траектория полета). Обычно маневр осуществляется с помощью двигательной установки. Длительность работы, направление вектора тяги и число включений двигателя зависят от начальной и конечной орбит. При расчете маневра необходимо его оптимизировать, т. е. определить такие условия проведения маневра, при которых расход топлива оказывается минимальным. Это — наиболее часто встречающийся критерий оптимальности, хотя в некоторых задачах рассматриваются и другие критерии, например время перелета с одной орбиты на другую, обеспечение высокой точности конечных (терминальных) параметров движения п др. Для некоторых маневров оказывается возможным использовать вместо двигательной установки (или для частичного уменьшения расхода топлива) аэродинамические силы, возникающие при движении КА в атмосфере планеты. Например, торможение КА в атмосфере при совершении посадки, частичное торможение КА при переводе его с подлетной гиперболической траектории на орбиту спутника планеты, поворот плоскости движения в процессе непродолжительного погружения в атмосферу и т. п. [c.134]

Основными (маршевыми) ДУ (РД) называют двигательные установки, обеспечивающие основное увеличение скорости PH, искусственного спутника Земли (ИСЗ), космического корабля (КК) или космического аппарата (КА) при их разгоне и снижение скорости КК или КА при их торможении (например, для спуска с орбиты на Землю или для перевода КК или КА на орбиту спутника другой планеты или Луны). [c.11]

При использовании вытеснительной подачи давление в топливных баках больше, чем в камере двигателя. Это обусловливает, с одной стороны, понижение давления что снижает удельный импульс и приводит к большим размерам камеры, а с другой стороны, увеличение массы топливных баков (из-за большой толщины их стенок), что ограничивает область использования вытеснительной подачи двигательными установками с относительно небольшими значениями. [c.29]

Особенностью ЖРД, как и любой другой системы, является то, что он, являясь системой, включающей множество составных частей и элементов, сам входит как составная часть (или подсистема) в систему более высокого уровня — двигательную установку. В свою очередь, двигательная установка входит в состав ЛА, а ЛА — в состав комплекса ЛА. [c.383]

Базовый блок Базовый блок (рис. 1.26) десятой орбитальной станции, получившей впоследствии название "Мир" (ДОС-6) (20.02.86), по конструктивно-компоновочной схеме и габаритам подобен ОКС "Салют", Основу базового блока составляет герметический рабочий отсек с центральным постом управления и средствами связи и двумя индивидуальными каютами для экипажа, общей кают-компанией с рабочим столом и устройствами для подогрева воды и пищи. Там же находятся беговая дорожка и велоэргометр. В корпус отсека вмонтирована портативная шлюзовая камера. На наружной поверхности в районе рабочего отсека расположены две подвижные панели солнечных батарей. Третья панель (неподвижная) была смонтирована космонавтами в ходе полета. Герметический переходный отсек - шлюз для выхода в открытый космос расположен перед рабочим отсеком, имеет пять стыковочных портов для соединения с транспортными кораблями и научными модулями. Негерметичный - агрегатный отсек (двигательная установка и топливные баки) размещен по другую сторону от рабочего отсека. В середине приборно-агрегатного отсека находится переходная камера со стыковочным узлом. К нему впоследствии был пристыкован модуль "Квант". На поворотной штанге снаружи установлена остронаправленная антенна для связи с Землей через геостационарный спутник-ретранслятор. [c.87]

Угловой стабилизацией называется движение КА вокруг центра масс на тех участках траектории, где полет протекает со значительными ускорениями при коррекции орбиты, переходе с одной орбиты на другую, переходе на траекторию спуска и т.д. В эти сравнительно кратковременные моменты, когда работает двигательная установка, для обеспечения нужного направления приращения скорости необходимо сохранять неизменным пространственное угловое положение КА. [c.241]

Работа камеры ЖРД обеспечивается пневмогидравлической системой (ПГС) двигательной установки. Под ПГС понимается совокупность пневмогидравлических устройств и магистралей, обеспечивающих хранение топливных компонентов и газа на борту ЛА, их подачу в КС и ГГ двигателя под заданным давлением и с определенным расходом, запуск и останов двигателя, а также выполнение некоторых других операций, определяемых назначением и спецификой эксплуатации Л А. В свою очередь, ПГС состоит из ряда систем, среди которых по функциональному назначению можно выделить следующие основные системы подачи топлива, наддува топливных баков, запуска, останова, регулирования и некоторые вспомогательные — заправки, блокировки, продувки, аварийного слива и др. [c.101]

Насосы вместе с турбиной объединяются в единый турбонасос-ный агрегат (ТНА), обеспечивающий подачу топлива в камеры сгорания (КС), ЖГГ и другие агрегаты двигательной установки. В зависимости от сложности двигательной установки, в насосную систему подачи могут входить несколько различных ТНА и автономных агрегатов (вспомогательные насосы, энергоисточники, регулирующие элементы и др.). [c.141]

Специфика работы ЖРД обусловливает наличие ряда характерных особенностей, которые необходимо учитывать при выполнении пневмогидравлического расчета двигательной установки. К таким особенностям можно отнести применение многофазных топлив, наличие газа в топливе, широкий диапазон изменения эксплуатационных температур и ряд других. Вследствие этого общие методы расчета должны быть дополнены рядом специальных положений. [c.284]

На границе устойчивости системы ЖРД согласно гидродинамической теории изменяется время преобразования и возникает нестационарный режим. Таким образом, с одной стороны, время турбулентного горения, имеющее принципиальное значение в диффузионной теории, раскрывает более глубоко физико-химическую природу временных характеристик гидродинамической теории устойчивости, а с другой стороны, при использовании методов этой теории можно выяснить влияние различных параметров двигательной установки на время турбулентного горения. [c.137]

Другой пример двигательной установки трехкратного включения представлен на рис. 10.11. [c.439]

Влияние две на окружаюигую среду огромно. По имеющимся оценкам в г. Лос-Анджелесе (США) в 1968 г. автомобили выбрасывали в атмосферу только за один день 1700 т углеводородов, 9500 т СО и 620 т NO,. Борьба с вредными выбросами ведется по трем направлениям усовершенствование технологии топлива, технологии двигателей и технологии очистки выхлопных газов. По-видимому, к ним следует добавить четвертое — правильная текущая эксплуатация и контроль за состоянием автомобилей. Необходимо убрать с дорог устаревшие, работаюише на пределе автомобили, что явится существенным шагом на пути снижения уровня вредных выбросов. Проблема эмиссии требует системного подхода, направленного на улучшение всех компонентов. В будущем возможно настанет момент, когда усовершенствование ДВС достигнет своего предела и потребуется замена ДВС другими двигательными установками. Ряд автомобилестроительных фирм уже занимался или занимается поиском таких решений. В качестве альтернативы рассматриваются паровые и газовые турбины, двигатели внешнего сгорания и электрические двигатели, работающие от аккумуляторных батарей. [c.70]

Катализаторы в сочетании с РВГ и другими методами могут, правда с большими затратами, обеспечить снижение вредных выбросов автомобилей до определенного уровня. В перспективе можно ожидать либо замены бензина метаном, пропаном пли иным топливом, либо перехода от ДВС к двигательным установкам с меньшей эмиссией. Каждое из этих решений означает кард1тнальное изменение современного технологического уровня и повлечет за собой серьезные экономические последствия — уже по одной этой причине принятие таких решений можно ожидать лишь в далекой перспективе. [c.66]

Таким образом, к концу 90-х годов XIX в. Циолковский и Гансвиндт независимо друг от друга пришли к выводу об использовании сил реакции как движительного средства для осуществления полета в космическом цространстве и в первом приближении рассмотрели основные задачи проектирования космического корабля. В то же время ни ранние работы Циолковского, ни предложения Гансвиндта не стали основанием научной теории космонавтики. Физическая, и в частности энергетическая, сущность космического полета рассмотрена в них недостаточно глубоко, не подкреплена математическим аппаратом. Как следствие этого, не была найдена схема двигательной установки, которая смогла бы сделать космический полет хотя бы теоретически реальным. Тем не менее эти работы создали предпосылки для создания теоретических основ космонавтики. [c.436]

Индикаторы [G 01 <<)ля измерения (линейных размеров В 3/22-3/28 работы или мощности ДВС, паровых и других двигателей L 23/00-23/32) испытание и калибровка для измерения давления текучей среды L П100-21/02 , пружинные L 23/02 уровня жидкости F 23/00-23/76 в устройствах для измерения давления текучей среды (L 19/08-19/12, 23/00-23/32 испытание L 27/02)) использование для установки изделий при подаче их к станкам В 65 Н 9/18, 9/20 для контроля температуры и вязкости расплава, их установка В 22 D 2/00 натяжения нитевидных материалов В 65 Н 59/00, 59/02 (работы клапанов, кранов и задвижек К 37/00) смазочных систем N 29/00-29/04) F 16 смазочных систем двигателей F 01 М 1/18-1/28, 11/10-11/12 утечки топлива в ракетных двигательных установках [c.86]

Пневмогидравлическая схема двигательной установки представлена на рис. 175. В этом варианте двигательная установка имеет четыре бака. Гидразин находится в баке под начальным давлением газа наддува (азот) 2,4 МПа. Система работает в вытеснительном режиме без дополнительного поднаддува. В процессе вытеснения топлива из бака давление в подушке снижается вплоть до 5-кратного снижения уровня тяги. Дублированы клапаны, каталитические решетки и др) гие элементы конструкции двигателя. Четыре двигательных модуля могут работать парами А—С или В—Z), дублируя друг друга. Каждый модуль содержит один ЖРД для формирования орбиты космического аппарата и три двигателя для управления положением. Удельный импульс основного двигателя на номинальном режиме 234 с при среднем удельном импульсе за весь срок службы 228 с. Для двигателей ориентации удельный импульс на номинальном режиме составляет 232 с при расчетном среднем удельном импульсе 200 с. Тяга двигателей зависит от текущего давления наддува (рис. 176). Продолжительность минимального импульса двигателя формирования орбиты 40 мс, двигателей ориентации 20 мс. [c.267]

В работе [147] кислородо-водородная двигательная установка сравнивалась с двумя другими, в которых используется электролиз воды, различавшимися применением электрического диафрагменного насоса и баллона с гелием в качестве средств обеспечения циркуляции воды. При высоте эксплуатационной орбиты космической станции 500 км ежегодный импульс, необходимый для поддержания орбиты, составляет 6,5x10 Н с. Эта цифра и фигурировала в расчетах для управления положением и парирования возмущений, вызванных, к примеру, причаливанием. Уровень тяги двигателей должен лежать в пределах 7—450 Н. Предлагается использовать два двигателя тягой по 13,5 Н при соотношении компонентов 5, обеспечиваюш их [c.277]

Перед i ny KOM КА на Землю или перед посадкой на другую планету аппарату необходимо сообщить тормозной импульс при строгой ориентации его осей. Так, в наиболее простом и надежном варианте системы управлейия спуском [17] тормозная двигательная установка может быть включена только тогда, когда одна из >сей КА направлена на Солнце. [c.14]

Ошибки системы управления складываются из ошибок, вызываемых разбросом тяг двигателей, ошибок датчиков, усилителей и других органов системы управления. Все эти вместе взятые погрешности приводят к тому, что один аппарат относительно другогр будет выведен с опре- деленным рассеиванием. Фигура рассеивания (шар или эллипсоид) определяется составляющими ошибок по высоте и скорости. Размеры эллипсоида свидетельствуют о точности работы системы управления устройства вывода яа орбиту (ракеты) и точности момента запуска. Для устранения погрешностей вывода и предназначена бортовая система управления стыковкой, которая решает ряд задач, предшествующих стыковке поиск и обнаружение ранее запущенного космического аппарата, слежение за ним с требуемой точностью измерение дальности до него, измерение относительной скорости его перемещения, измерение угловых координат и первых производных от них, т. е. скоростей изменения этих параметров. Все эти данные поступают в бортовое счетно-решающее устройство, которое вырабатывает сигналы, управляющие работой основной двигательной установки и двигателями малой тяги, а также системой ориентации. Эти задачи должны быть выполнены таким образом, чтобы космические аппараты подошли друг к другу стыковочными узлами на расстоянии в несколько метров [27] при относительной скорости перемещения не более 0,1...0,5 м/с, и только тогда подается сигнал на заключительный импульс тяги, приводящей к соединению аппаратов и захлопыванию стыковочных замков. [c.88]

Другим примером программы мягкой посадки может служить программа, которая использовалась при полетах американских космических аппаратов серии Сервейер (рис. 80). Масса аппарата Сервейер равнялась 950 кг, причем две трети ее приходилось на тормозную двигательную установку. Аппараты выводились на траектории полета к Луне с помощью ракет-носителей типа Атлас—Центавр . Через три дня полета на расстоянир 1600 км от поверхности Луны двигатели системы ориентации развертывали аппарат таким образом, чтобы тяга тормозного двигателя была направлена прямо противоположно скорости. Одновременно включалась телекамера, передававшая на Землю каждые 3 с одно изображение участка лунной поверхности. Камера позволяла установить место посадки с точностью порядка 1,6 км. На высоте 83 км, когда скорость аппарата равнялась 2,62 км/с, включался тормозной двигатель, работа которого прекращалась на высоте 8500 м ( 2700 м) при скорости 122 м/с (+38 м/с). Включались верньерные двигатели. [c.216]

Бригада, где работали И. Ф. Флоров, К. Д. Бушуев и другие, определила баллистические характеристики ракеты, ее назначение, геометрию. Конструкторы сделали общие чертежи, воспроизвели пневмогидравлическую схему двигательной установки, разобрались в системе управления. У двигателистов ОКБ еще больше окрепла вера в необходимость разрабатывать свои ракетные двигатели — простейшие по конструкции, одноразовые, нерегулируемые. Работа над двигателями упрощенной конструкции без повторного запуска началась тут же... [c.394]

В носовой части "Бурана" расположены герметическая вставная кабина (объемом 73 м ) для экипажа (на двух - четырех человек) и пассажиров (до 6 человек), отсеки бортового оборудования и носовой блок двигателей управления. Среднюю часть занимает грузовой отсек с открывающимися наверх створками, где размещаются манипуляторы для выполнения погрузочно-разгрузочных и монтажно-сборочных работ и различных операций по обслуживанию космических объектов. Под грузовым отсеком расположены агрегаты систем энергоснабжения и обеспечения температурного режима. В хвостовом отсеке установлены агрегаты двигательной установки,топливныебаки, агрегаты гидросистемы. В конструкции "Бурана" использованы алюминиевые сплавы, титан, сталь и другие материалы. На внешней поверхности ОК имеется теплозащитное покрытие, которое рассчитано на многоразовое использование. На менее подверженную нагреву верхнюю поверхность устанавливается гибкая теплозащита, а другие поверхности покрыты теплозащитными плитками, изготовленными на основе волокон кварца и выдерживающими температуру до 1300 °С. В особо теплонапряженных зонах (в носках фюзеляжа и крыла, где температура достигает 1500... 1600 °С) применен композиционный материал типа углерод-углерод. Этап наиболее интенсивного нагревания ОК сопровождается образованием вокруг него слоя воздушной плазмы, однако, конструкция ОК не прогревается к концу полета более чем до 160 °С. Каждая из 36 ООО плиток спроектирована под конкретное место установки, обусловленное теоретическими обводами корпуса ОК. Для снижения тепловых нагрузок выбраны также большие значения радиусов затупления носков крыла и фюзеляжа. Расчетный ресурс конструкции - 100 орбитальных полетов. [c.80]

Достоинства автономных систем наддува обусловлены независимостью работы системы наддува от условий работы других систем ЖРД и сводятся к возможностям доводки отдельно от двигательной установки, простоте регулировки на ракете, независимости параметров наддува от режима работы ЖРД, подбору оптимальных параметров газа наддува. Часть агрегатов системы наддува может быть размещена на наземных стартовых установках и связана с топливными баками через соответствующие магистрали (бортовые разъемы), герметизирующиеся после старта ракеты. [c.119]

В техническом языке слову двигатель сопутствует обоб-ш,аюи1,ий термин двигательная установка . Это—вся совокупность средств, создающих тягу. Понятие двигательной установки включает в себя все двигатели, если их несколько, силовые узлы компоновки двигателей, элементы системы наддува топливных баков вместе с магистралями, соединяющими двигатели с баками, механизмы по1юрота управляющих двигателей, иногда даже с силовыми приводами, и многое другое, в зависимости от конкретной схемы. [c.105]

Номинальная (допустимая) глубина регулирования Р доп должна быть меньше, чем предельное значение й, по крайней мере на 20. .. 25 %, что обусловлено необходимостью учета температурного диапазона эксплуатации, разбросов характеристик свойств самого топлива (например, для одного из отечественных топлив уровень давления, разделяющий границу зоны обычного горения от зоны с обратной зависимостью, характеризуется повышенным разбросом (2. .. 2,5 МПа), связанным, по-видимому, с особенностями механизма горения и рядом других факторов). Следовательно, на основе уже созданных составов нельзя рассчитывать на достижение в двигательной установке номинальной глубины регулирования более 2. Таким образом, чтобы реализовать ЭУТТ, например, с Р = 10, потребовалось бы разработать топливо с уменьшением скорости горения больше чем в 12 - 15 раз Все изложенное о возможном механизме образования обратной зависимости свидетельствует, что такого диапазона невозможно достичь. [c.74]

Система управления Бурана после отделения его от центрального блока PH Энергия выводит корабль на заданную орбиту, полностью обеспечивает орбитальный полет корабля, в том числе осуществляет ориентацию и стабилизацию корабля, управляет процессом сближения его и стыковки с другими космическими объектами, обеспечивает работу бортовых манипуляторов, осуществляет контроль за работой всех бортовых систем планера корабля и его двигательной установки, управляет процессом сбора информации и передачи ее на Землю, наконец, осуществляет перевод корабля на траекторию спуска, управляет процессами спуска, предпосадочного маневрирования, захода на посадку, вывода корабля на глиссаду посадки и самой посадкой, включая процессы выравнивания, касания, пробега, торможения, остановки и самовыключения. Первый полет Бурана в автоматическом беспилотном режиме состоялся в ноябре 1988 года. [c.53]

Маршевая двигательная установка состоит из трех кислородно-водородных ЖРД SSME фирмы Ro ketdyne. Тяга, создаваемая двигателями на Земле, 3 х 1700 = 5100 кН и соответственно 3 х 2090 = 6270 кН на высоте. Максимальная продолжительность непрерывной работы 8 минут. Общий ресурс 7,5 часов. ЖРД рассчитан на 55 полетов. Имеются также ЖРД для выполнения маневров на орбите тягой по 27 кН и 44 ЖРД ориентации тягой по 3,9 или 0,11 кН. ЖРД маневрирования обеспечивают довыведение ступени на орбиту после отделения центрального топливного бака, коррекцию орбиты, сближение с другими орбитальными объектами и торможение для схода с орбиты. [c.142]

Основные силовые установки самолетов. Ракетные двигатели в качестве основных силовых установок ставятся обычно на самолетах-перехватчиках. Для обеспечения полета на крейсерском режиме на таких самолетах имеются обычно другие двигатели (турбореактивные). Продолжительность работы ракетных двигателей самолетов-перехватчиков ограничена примерно десятью минутами. Рассмотрим в качестве примеров двигательные установки SEPR630 и Де Хэвиленд Спектр . [c.39]

Наиболее очевидным методом использования распада радиоактивных изотопов является их применение в качестве источника тепла для разогрева рабочей газовой смеси до высокой температуры. Недостатком этого метода является то, что мы не можем управлять интенсивностью выделения тепла. Для того чтобы предотвратить расплавление или испарение радиоактивного изотопа — источника тепла, когда он не используется, нужны вспомогательные системы охлаждения. Другим недостатком является то, что удельная мощность радиоактивных изотопов, которые можно использовать, слишком мала, если подходить с точки зрения требований к ракетным двигательным установкам. Короче говоря, использование радиоактивных изотопов в ракетных двигателях не имеет заманчивых перспектив, исключая случай большой продолжительности работы двигателя малой тяги (речь идет об ионном двигателе — проект SNAP). [c.69]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...