вес ракетного двигателя. Вес ракетного двигателя


НУЖНЫ МОЩНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ

вернёмся в библиотеку?

НУЖНЫ МОЩНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ

Теоретически можно рассчитать любую орбиту для космической станции. Можно спроектировать станцию почти любого веса, размеров и конфигурации. Но все расчеты и планы могут остаться неосуществленными, если они не будут основаны на реальных возможностях ракетной техники. Чтобы «забросить» ОКС на орбиту целиком или по частям, потребуется несколько очень больших ракет-носителей с мощными ракетными двигателями.

До сих пор все космические рейсы выполнялись с помощью жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). С тех пор как более 30 лет назад на испытательном стенде заработал первый советский жидкостный двигатель, ракетная техника ушла далеко вперед. Первые такие двигатели едва-едва могли поднять в воздух самих себя, а сейчас гигантские многоступенчатые ракеты с ЖРД развивают первую и вторую космические скорости, имея не одну тонну полезной нагрузки. Бурный успех космонавтики последних лет связан с прогрессом ЖРД, ростом их тяговых возможностей и повышением надежности. Вес доставляемых на орбиту тел за какие-нибудь четыре года вырос почти в 100 раз — с 80 кг 1957 г. до 6,5 т в 1961 г. Спрашивается, не исчерпаны ли уже все возможности ЖРД с точки зрения дальнейшего повышения технических данных орбитальных кораблей можно ли будет с помощью ЖРД создать огромные космические станции на орбите вокруг Земли или понадобятся принципиально новые схемы получения реактивной тяги?

Как показано Циолковским, конечная скорость pакеты зависит от скорости истечения продуктов реакции компонентов рабочего тела двигателя и относительного веса топлива, имеющегося на ракете:

V = 2,3 w lg(Gнач/Gкон)

где V — конечная скорость полета ракеты;

      w — скорость истечения реактивной струи;

      Gнач и Gкон — начальный и конечный вес ракеты.

Для одноступенчатой ракеты (для которой и написана эта формула) будет действительно следующее равенство:

Gнач=Gкон + Gтопл

Скорость истечения из сопла ЖРД зависит от физических и химических свойств топлива, а также от температуры и давления в камере сгорания. Отношение весов Gнач/Gкон зависит также от свойств топлива и, кроме того, от совершенства конструкции ракеты.

С целью увеличения полезного груза и характеристической скорости ракеты сейчас широко применяются «ракетные поезда», как называл Циолковский многоступенчатые ракеты.

Проблема повышения скорости истечения, которая решается не без успеха, сама по себе не является главной при создании орбитальных ракет-носителей. Весьма существенны также требования к максимальной тяге двигателя и его надежности. Особенно важны, разумеется, они для первой ступени ракеты, когда полетный вес максимальный.

Ракета для вывода ОКС на орбиту должна иметь вполне определенный избыток тяги двигателя по сравнению с весом. С одной стороны, избыток тяги должен быть достаточным для подъема ракеты данного веса. Рассуждая теоретически, можно было бы иметь начальную тягу лишь немногим больше стартового веса ракеты. Но тогда время выведения будет очень большим, а это значит, что на преодоление земного притяжения будет затрачено слишком много энергии. Это приведет к перерасходу топлива и уменьшению веса полезной нагрузки. Но, с другой стороны, избыток тяги не должен быть слишком большим, для того чтобы перегрузки, возникающие при ускорении ракеты на подъеме, были в пределах допустимых.

Работы по созданию новых мощных ЖРД ведутся сейчас довольно широко. Известно, например, что американская фирма «Рокетдайн» испытывает ЖРД с тягой около 680 т. Трудности в доводке таких двигателей значительны, а требования к точности и надежности очень высоки.

Но и такой мощный двигатель, установленный на первой ступени ракеты-носителя, не смог бы поднять на орбиту полезный груз более 10-15 т. Где же выход? В применении испытанного способа повышения тяговооруженности ракет, т.е. в использовании на начальных и последних ступенях связок из нескольких ЖРД.

Идея связок возникла в свое время в связи с недостаточной мощностью имевшихся двигателей. Теперь она получила широкое распространение, и появление сверхмощных ЖРД не противоречит этой идее, а увеличивает ее возможности. Правда, у такой схемы есть недостатки. Хотя надежность одного двигателя в связке может быть даже выше надежности одного большого ЖРД, эквивалентного связке по тяге, общая надежность связки из нескольких двигателей может оказаться недостаточной. Система топливопитания связки значительно усложняется. И все-таки это единственный путь создания ракет со стартовым весом 600 т и более. Поэтому в последнее время, как отмечается в американской печати появилась тенденция к унификации жидкостных двигателей, т.е. к сокращению различных типов ЖРД с целью получения максимальной их надежности.

Имея небольшой ассортимент достаточно надежных двигателей разной мощности, можно было бы применять их во всевозможных комбинациях на тех или иных космических аппаратах.

Однако в этом направлении можно пойти и дальше, а именно осуществить унификацию не только двигателей, но и целых ступеней ракетных аппаратов различного целевого назначения, чтобы одни и те же стандартные ступени использовать в соответствующих комбинациях для создания самых разнообразных типов ракет-носителей.

Как считают американские специалисты, помимо увеличения надежности, применение принципа унификации при проектировании носителей даст большой выигрыш от снижения затрат, связанных с разработкой всевозможных космических систем.

В табл. 2 приведены различные проектные варианты использования унифицированных ступеней американской ракеты «Сатурн» и даны соответствующие веса полезных нагрузок для различных задач, начиная от запуска обитаемого спутника Земли и кончая осуществлением мягкой посадки космического аппарата на Луну [35].

Каждая ступень ракеты имеет связку из нескольких жидкостных двигателей, причем на второй и третьей ступенях установлены одинаковые двигатели фирмы «Рокетдайн», а на четвертой и пятой — однотипные двигатели фирмы «Пратт Уитни». Проектные характеристики отдельных ступеней ракеты «Сатурн» приведены в табл. 3.

Улучшенный вариант ракеты «Сатурн» С-1В должен выводить на орбиту высотой 480 км полезную нагрузку около 14 т.

Тaблица 2

Задача, выполняемая ракетой-носителем «Сатурн»Полезная нагрузка ракеты, кг

Вариант С-1 (3 ступени) S1+S4+S5

Вариант С-2 (4 ступени) S1+S3+S4+S5Вариант С-3 (5 ступеней) S1-S2+S3-S4+S5Вариант С-4 (3 ступени)       Вариант С-5 (3 ступени) S1B+S2+S4B
Вывод станции на земную орбиту высотой 480 км9980204002500040000До 100000
Доставка контейнера с приборами на орбиту вокруг Луны5440----
Вывод ракеты на межпланетную орбиту40807700--До 40000
Вывод спутника на суточную орбиту вокруг Земли20404080---
Осуществление мягкой посадки на Луну10902270---

Таблица 3

 Ступени

S1S2S3S4S5
Марка двигателяН-1J-2J-2XLR-115XLR-115
Фирма-изготовительРокетдайнРокетдайнРокетдайнПратт-УитниПратт-Уитни
ТопливоКеросин + жидкий кислородЖидкий водород + жидкий кислородЖидкий водород + жидкий кислородЖидкий водород + жидкий кислородЖидкий водород + жидкий кислород
Количество двигателей в связке 84262
Тяга связки двигателей, кг8×85400=6832004×90700=3628002×90700=1814006×6800=408002×6800=13600

Надежность двигателя Н-1 «Рокетдайн» на основании большой серии опытных испытаний оценивается 96,5%. Надежность связки из восьми таких двигателей, устанавливаемой на первой ступени, значительно меньше и составляет лишь 75%. При проектировании первой ступени была предусмотрена возможность продолжения полета и при отказе одного или двух двигателей, причем получение расчетной конечной скорости всей ракеты обеспечивается увеличением времени работы верхних ступеней. Фирма «Рокетдайн» стремится повысить надежность первой ступени путем замены связки из восьми двигателей Н-1 одним большим двигателем F-1 тягой 680 т. Конечно, и двигатель F-1 можно использовать в связках. Предполагается, что ракеты с четырьмя, шестью или восемью двигателями F-1 в первой ступени (проект «Нова») будут иметь полезную орбитальную нагрузку соответственно 113, 170 и 227 т. Реализация подобных проектов позволит обойтись одной ракетой при создании крупных ОКС.

Контуры ракеты-носителя «Сатурн» в трехступенчатом варианте показаны на рис. 11.

Рис. 11. Трехступенчатая ракета «Сатурн»:1 — центральный бак; 2 — наружный бак; 3 — поворотный двигатель; 4 — неподвижный двигатель; 5 — тормозные посадочные двигатели; 6 — обтекатель

В конструктивном отношении наиболее интересна первая ступень, которая представляет собой самую сложную и дорогостоящую часть всей ракеты-носителя. Используемая во всех вариантах ракеты и имеющая специальную парашютную, роторную или парусную систему приземления, она может быть применена многократно. Эта система, обеспечивающая постепенное гашение скорости и плавную посадку, в парашютном варианте состоит из восьми тормозных пороховых двигателей нескольких парашютов и большого надувного баллона для посадки на воду.

По мнению конструкторов, возможность многократного применения первой ступени носителя существенно снизит общие затраты на запуск и выведение на орбиту космических аппаратов.

Конструктор ракет Браун, например, считает, что сохранение первой ступени для изучения узлов ракеты «Сатурн» даст больше данных, чем телеметрическая информация, полученная через 1000 каналов во время запуска.

Данные табл. 3 обращают наше внимание на то, что двигатели первой ступени работают на хорошо освоенном топливе (керосин плюс жидкий кислород), а в двигателях всех последующих ступеней в сочетании с кислородом используется более эффективное горючее — жидкий водород.

Почему же водородно-кислородные двигатели, применение которых явится важным шагом вперед в строительстве ЖРД, ставятся лишь на верхние ступени ракеты-носителя «Сатурн»?

Прежде всего это выгодно с энергетической точки зрения. Дело в том, что энергия газовой струи, истекающей из сопла ракетного двигателя, наиболее полно используется тогда, когда скорость истечения близка к скорости полета.

Если скорость истечения больше скорости полета, покидающая ракетный двигатель струя газов уносит с собой и рассеивает в пространстве некоторый избыток энергии. По-другому ведет себя выходящая из сопла струя, когда скорость истечения продуктов сгорания меньше скорости ракеты: струя как бы «волочится» за ракетой и «притормаживает» ее.

При запуске орбитального тела скорость ракеты-носителя увеличивается от нуля до первой космической, что при скорости истечения w = 2500 м/сек соответствует изменению отношения скорости движения к скорости истечения от нуля примерно до трех. Отсюда следует, что топлива, дающие большие скорости истечения (таким топливом и является водород, у которого w = 4000 м/сек), рациональнее всего применять на верхних ступенях, работающих при высоких скоростях полета. Первая же ступень большую часть времени работает при скоростях полета значительно меньших скорости истечения, и повышать их невыгодно из-за роста перегрузок и сопротивления атмосферы. Заметим, что применение водорода на верхних ступенях существенно снижает потребную тягу первой ступени. Так, при проектировании ракетной системы «Сатурн» было подсчитано, что использование для двигателей второй ступени не водорода, а керосина потребовало бы увеличения тяги первой ступени на 70%. Если же керосин применить также и на третьей ступени, то тягу двигателей первой ступени пришлось бы утроить.

Есть еще одна причина, препятствующая применению водорода на первой ступени. Дело в том, что водород как горючее обладает существенным недостатком — он имеет низкий по сравнению с другими горючими удельный вес. Поэтому для хранения водорода на борту ракеты требуются очень большие емкости. Происходит утяжеление конструкции за счет баков. По этой причине водород очень долго вообще не рассматривался как топливо для двигателей. Для первой ступени утяжеление может быть настолько существенным, что прирост конечной скорости ракеты за счет применения водорода будет совершенно незначительным из-за уменьшения отношения масс (см. формулу Циолковского). Другое дело на верхних ступенях, где требуются значительно меньшие запасы горючего. Увеличение объема и веса баков этих ступеней при использовании водорода не скажется сколько-нибудь заметным образом на отношении масс, а значит, увеличит прирост скорости ракеты.

Это не значит, однако, что невозможно дальнейшее совершенствование двигателей первой ступени. Улучшение характеристик этих двигателей будет, несомненно, достигнуто за счет более совершенной организации процессов горения и истечения продуктов сгорания. Возможности здесь еще далеко не исчерпаны. Например, установлено, что минимальные потери при истечении достигаются тогда, когда в реактивном сопле происходит полное расширение, т.е. давление на выходе равно давлению в окружающем пространстве. У двигателей, устанавливаемых на нижних ступенях ускорителей и работающих в широком диапазоне изменения атмосферного давления, потери тяги могут быть довольно существенными за счет перерасширения или недорасширения газовой струи в выходном реактивном сопле. Потери эти в применяемых соплах (так называемых соплах Лаваля), обычно нерегулируемых, объясняются тем, что при изменении высоты полета, а следовательно, и давления среды давление струи в выходном сечении сопла остается неизменным. Внутри такого сопла поток газов как бы зажат и почти не «чувствует» изменения высоты полета. Переход от сопел Лаваля к соплам нового типа позволит заметно улучшить высотные характеристики ракетных двигателей.

Контуры обычного сопла Лаваля и сопел нового типа показаны на рис.12. В соплах нового типа газовая струя обладает способностью как бы подстраиваться под изменяющиеся условия внешней среды: на малых высотах она поджимается, а на больших расширяется так, что давление в выходном сечении сопла непрерывно меняется по высоте вместе с изменением атмосферного давления. Формы струи в соплах с центральным телом и центральной вставкой, характерные для различных высот полета, показаны на рис. 12, а, б пунктирными линиями.

Рис. 12. Типы сопел ракетных двигателей:а — сопло с центральной вставкой; б — сопло с центральным телом; в — обычное сопло Лаваля

Помимо улучшения высотных характеристик, применение сопел нового типа должно дать ощутимый выигрыш в размерах и весе двигателя, поскольку уже первые опыты с подобными соплами показали, что их можно делать вдвое короче по сравнению с соплами Лаваля такой же тяги.

Как видим, возможности применения ЖРД еще далеко не исчерпаны. И можно не сомневаться, что мы будем свидетелями осуществления новых грандиозных полетов в космос с помощью испытанных и надежных жидкостно-ракетных двигателей.

Однако в последние годы в зарубежной печати все чаще говорят об использовании для выведения космических аппаратов и создания ОКС некоторых других типов двигателей.

Несколько лет назад инженеры снова вернулись к тем типам ракет, которые отошли на второй план после изобретения ЖРД. Речь идет о пороховых ракетах, или, как их называют теперь, ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ). Современных ракетостроителей эти двигатели привлекли своей конструктивной и эксплуатационной простотой. Для таких двигателей не нужны гигантские баки с жидким топливом, а значит, не нужны насосы, обилие топливных магистралей, форсунок и пр. Отсюда и высокая надежность РДТТ (по оценкам американских специалистов — до 99%). Правда, РДТТ, использующие энергию сгорания специальных порохов, дают несколько меньшие скорости истечения по сравнению с ЖРД, а для достижения одинаковой конечной скорости ракета с РДТТ оказывается на 30-50% тяжелее ракеты с ЖРД. Но так как ракеты на твердом топливе требуют существенно меньших затрат на изготовление и обслуживание, нежели жидкостные ракеты, то, как оказывается по подсчетам американских специалистов, каждый килограмм взлетного веса пороховой ракеты стоит вдвое дешевле [19].

Появившийся вновь интерес к РДТТ объясняется также значительным улучшением технологии изготовления пороховых зарядов за последние годы. Раньше заряд твердого топлива, состоящий из частичек горючего и окислителя, отливался или прессовался в виде отдельной шашки, покрываемой сверху негорючим материалом, и закладывался затем в камеру сгорания. При этом по соображениям обеспечения прочности двигателя необходимо было иметь довольно толстые, а следовательно, и тяжелые стенки камеры. Между стенками камеры сгорания и пороховой шашкой оставался значительный зазор, и поэтому, несмотря на большой общий вес, двигатель получался все же недостаточно прочным — в заряде возникали напряжения и появлялись трещины. Создание твердых топлив с резиноподобным связующим веществом [20] позволило в корне изменить технологический процесс отливки зарядов и снаряжения двигателей. Появилась возможность заливать заряд непосредственно в камеру двигателя. Заряд такого топлива, который в отличие от обычных порохов назвали смесевым, после затвердения (полимеризации) оказывается плотно связанным со стенками камеры, а это допускает применение легких тонких стенок. Специальные связующие вещества придают заряду высокие прочностные свойства и уменьшают тепловые и механические напряжения. При этом отставания пороховой массы от стенок камеры не происходит и опасность самовоспламенения сводится к минимуму.

На пути создания крупных ракет-носителей с РДТТ для выведения орбитальных станций еще много нерешенных проблем. К ним относят, например, увеличение мощности и продолжительности работы, уменьшение удельного веса РДТТ. Существующие РДТТ могут работать, как правило, не больше 30-40 сек. Для выведения на орбиту тяжелой ОКС этого времени явно недостаточно. Его требуется увеличить по крайней мере в три-четыре раза. Правда, увеличение времени работы двигателя потребует интенсивного охлаждения стенок камеры и сопла двигателя. Здесь нет жидкого топлива, с помощью которого охлаждаются камеры сгорания ЖРД, поэтому требуются специальные системы охлаждения. В качестве эффективного способа может быть использовано испарение какого-либо металла, в жидком состоянии подаваемого на стенки сопла. Проведенные за рубежом исследования показали, что двигатели, у которых сопла охлаждаются испарением жидкого лития или магния, могут работать в течение 80 сек при температуре пламени до 3400°С.

При создании РДТТ большой мощности конструкторы сталкиваются с чрезвычайно большими весами, затрудняющими транспортировку двигателей к месту старта.

На помощь приходит так называемое секционирование, т.е. двигатель собирается из отдельных секций непосредственно на пусковой площадке. Учитывая кратковременность работы РДТТ, их выгоднее применять на первых ступенях космических ракет-носителей [32]. Один из зарубежных проектов вывода на орбиту высотой 560 км орбитальной станции весом 13,3 т предусматривает применение РДТТ в качестве стартовых двигателей ракеты-носителя «Титан-3». Каждый из двух пятисекционных двигателей длиной 21 м, диаметром около 4,5 м и весом около 250 т разовьет тягу около 600 т и будет работать 1,5 мин.

Способ секционирования, как отмечается в американской печати, даст возможность создать РДТТ с огромной тягой — до 4000 т и более. Конечно, это снова приведет к определенным трудностям. Транспортировка секций, сборка и установка таких двигателей на ракете будут очень сложны, ведь вес двигателей достигнет многих сот тонн при длине до 100 м и диаметре около 10 м.

В последнее время исследуется возможность использования для выведения спутников на орбиту воздушно-реактивных двигателей (ВРД), получивших широкое применение в авиации. Считают, что применение ВРД снизит стартовый вес ракеты-носителя, поскольку в качестве окислителя будет использоваться атмосферный воздух. Кроме того, появится возможность использовать подъемную силу крыла, так как траектория полета будет довольно пологой. Следует помнить о том, что при возвращении на Землю ступени с ВРД с целью ее повторного использования не понадобятся дополнительные тормозные установки, а может быть, и парашюты. Для спуска и посадки потребуется лишь небольшой запас топлива.

Предварительные расчеты некоторых ученых показывают, что из всех типов ВРД наиболее подходящими для данной цели являются прямоточные, а также комбинированные двигатели — ракетно-прямоточные и турборакетные. Обыкновенные турбокомпрессорные ВРД, установленные на первой ступени, не дадут выигрыша в стартовом весе и вряд ли будут когда-нибудь использоваться при выведении больших орбитальных станций.

Как известно, прямоточные ВРД не могут работать на месте и при малых скоростях полета. Однако на скоростях, соответствующих числам М от 2 до 6, эти двигатели очень эффективны до высот 40 км. В связи с этим их предлагают устанавливать на второй ступени многоступенчатой ракеты-носителя.

В одном из опубликованных в печати проектов [26] рассматривается трехступенчатая ракета, у которой первая и третья (последняя) ступени работают на жидком топливе, а вторая ступень имеет крылья и снабжена прямоточными двигателями. Жидкостные двигатели первой ступени поднимают ракету на высоту 12 км, одновременно разгоняя ее до скорости 300 м/сек. На этой скорости запускаются прямоточные двигатели второй ступени, обеспечивающие разгон ракеты до 4000 м/сек по относительно пологой траектории. В конце работы второй ступени ракета достигает высоты около 30 км. С этой высоты начинает работать третья ступень, траектория полета ракеты становится более крутой, а отделившаяся вторая крылатая ступень плавно снижается и производит посадку на Землю.

Практическая реализация подобных проектов вызовет, видимо, значительные трудности. Дело в том, что пока еще не удается обеспечить устойчивую работу прямоточного двигателя в широком диапазоне скоростей полета. Кроме того, обшивка ракеты, летящей с высокой скоростью на относительно малой высоте, будет подвержена значительному аэродинамическому нагреву.

Рис. 13. Схема ядерного двигателя с твердыми тепловыделяющими элементами:1 — подача рабочего тела; 2 — сопло; 3 — отражатель; 4 — замедлитель с ядерным горючим

Как известно, при использовании ЖРД на борту ракеты-носителя необходимо иметь два компонента топлива — горючее и окислитель. В этом отношении большой интерес представляет ядерный ракетный двигатель (ЯРД), который работает на однокомпонентном рабочем теле, а главное, дает высокую удельную мощность. По своей схеме такой двигатель отличается от ЖРД только тем, что нагрев его рабочего тела происходит не в камере сгорания, а в ядерном реакторе (рис. 13). При этом отпадает одно из препятствий для получения высоких скоростей истечения, свойственное ЖРД, для которого очень важно удачно выбрать сочетание компонентов топлива. Чем легче топливо, чем меньше его молекулярный вес, тем больше можно получить скорость истечения из двигателя. В ЯРД можно применять рабочее тело с самым малым молекулярным весом, например водород или гелий. К сожалению, максимальная температура рабочего тела, от которой также зависит скорость истечения и тяга двигателя, ограничена стойкостью применяемых ядерных и конструкционных материалов. Поэтому вопросы охлаждения занимают здесь еще более важное место, чем в ЖРД.

Известно, что чистый уран плавится при температуре 1130°С, а это явно недостаточно для ракетного двигателя. Если в качестве активной массы реактора применять окись урана (температура плавления 2750°С), то можно получить достаточно эффективный ЯРД с твердыми тепловыделяющими элементами. Но и такая температура не предел для ЯРД. Рассматривается возможность создания реакторов с жидкими тепловыделяющими элементами, позволяющими нагревать рабочее тело до температур намного выше 3000°С. Наиболее высокая температура нагрева может быть получена в так называемом газофазном реакторе (температура выше 3500°С) [13].

По соображениям безопасности для экипажа ракеты с ядерным двигателем необходимо иметь мощную антирадиационную защиту, что, конечно, в значительной мере увеличит стартовый вес. И еще одно условие: в целях предотвращения загрязнения атмосферы радиоактивными продуктами реактивной струи ядерный двигатель желательно включать лишь на значительной высоте. Эти недостатки делают применение такого двигателя на первой ступени ракеты неудобным и крайне нежелательным. Хотя в настоящее время ядерные ракетные двигатели находятся в стадии разработки, тем не менее многие проекты ракет-носителей для выведения ОКС предусматривают их применение. Так, по американскому проекту «Ровер» на третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн» С-2 предполагается установить ядерный двигатель, что позволит вывести на орбиту высотой 560 км ОКС весом 31 т.

В зарубежной печати встречаются также сообщения о проектах очень мощных ракет на ядерном горючем для выведения сверхтяжелых орбитальных станций. Например, проект под условным названием «Антарес» задуман с целью исследования возможности выведения на орбиту полезного груза весом до 2500 т, а проект «Альдебаран» имеет целый создание космических систем для запуска орбитальной станции весом 30 000 т. Сейчас эти цифры кажутся нам совершенно фантастическими, но разве не фантастикой казалась еще недавно возможность посылки почти тонны полезного груза к Марсу?

Далее...

epizodsspace.narod.ru

Тяга ракетного двигателя - Энциклопедия по машиностроению XXL

Удельная тяга ракетного двигателя определяется выражением  [c.313]

В ракетных двигателях в отличие от предыдущих видов двигателей оба компонента топлива — горючее и окислитель — транспортируются вместе с двигателем. Сила тяги ракетного двигателя поэтому не зависит ни от скорости движения двигателя, ни от свойств окружающей среды и всегда равна рУо, это же значение она сохраняет и в безвоздушном пространстве. Таким образом, ракетный двигатель— единственный двигатель, пригодный для космических и межпланетных полетов. Ракетные двигатели работают как на твердом, так и на жидком топливе. В качестве твердого топлива часто используют, например, особые сорта пороха. Ракеты с двигателем на твердом топливе обладают тем преимуществом, что они могут заправляться задолго до запуска и длительное время находиться на стартовых площадках, готовые взлететь в любой момент. В космических исследованиях основная роль принадлежит пока ракетам с двигателем на жидком топливе.  [c.115]

Из формулы (32.1) следует, что увеличение силы тяги ракетных двигателей теоретически можно получить различным путем увеличивая либо площадь 5 выходного сечения, либо скорость истечения продуктов сгорания. Увеличение площади 5 выходного сечения приводит в то же время к. возрастанию силы сопротивления воздуха при движении ракеты через атмосферу и, следовательно, к торможению ракеты. Скорость истечения продуктов сгорания также не может быть увеличена беспредельно. Как показывают расчеты, наибольшая возможная скорость истечения при использовании химических топлив составляет около 5,5 км/с.  [c.115]

Для реактивной тяги ракетного двигателя выше ( 8 гл. I) было получено выражение  [c.245]

Так как = 0 на твердых границах, то, пренебрегая малым количеством движения поступающих в камеру сгорания в жидком или твердом виде с большой плотностью компонент горючего, из (10.1) и (10.2) найдем основную формулу для тяги ракетного двигателя  [c.123]

Из двух последних формул ясно, что удельная тяга существенно зависит от калорийности топлива, т. е. от величины г , от перепада давления р /р в двигателе и довольно чувствительно зависит от показателя адиабаты Пуассона у продуктов горения. Из формулы для Вуд в случае расчетного сопла вытекает, что при прочих равных условиях удельная тяга растет с ростом у. (Для атомарных газов у = 5/3, для газов с молекулярным строением, молекулы которых имеют повышенное число степеней свободы, имеем 1 у 5/3.) Очевидно, что удельная тяга ракетного двигателя совсем не зависит от скорости полета и слабо зависит от высоты полета (через величину р ). При увеличении высоты полета давление р сохраняется, а давление ра падает, поэтому удельная тяга несколько возрастает за счет уменьшения ро.  [c.129]

Несколько более сложной является задача об устойчивости свободного стержня, находящегося под действием тяги ракетного двигателя (рис. 89). Здесь при равно- х мерном распределении масс не существует форм равновесия в связанной системе координат. При силе  [c.133]

С увеличением высоты полета тяга несколько возрастает вследствие увеличения W. От скорости полета тяга ракетного двигателя не зависит.  [c.48]

Есть несколько возможностей регулирования тяги ракетного двигателя, вытекающих из самой формулы тяги  [c.211]

Применение методов вариационного исчисления к важнейшим задачам техники привело к обогаш,ению содержания этих методов. Некоторые из полученных результатов оказались совершенно неожиданными и эмпирически трудно доказуемыми. Так, например, были открыты оптимальные пунктирные режимы изменения силы тяги ракетного двигателя, т. е. такие режимы, когда экстремалями задачи оказались весьма своеобразные разрывные функции .  [c.36]

Более трудные, но гораздо более разнообразные задачи современной ракетодинамики сводятся к изопериметрическим задачам вариационного исчисления. Отметим, например, задачу о программировании тяги ракетного двигателя, при которой реализуется минимальное время полета при заданной наклонной дальности до цели. Если изложение этой задачи связать с развитием современных зенитных управляемых ракет, то лекция проходит очень хорошо.  [c.206]

Варьируемой, или свободной, функцией будет закон изменения массы самолета или, при выполнении гипотезы Циолковского о постоянстве относительной скорости отбрасываемых частиц, закон программирования тяги ракетного двигателя. Достаточно большое число обследованных нами нелинейных задач механики методами оптимизации свободных функций дают нам право для следующего, чисто эмпирического утверждения если система нелинейных уравнений механики не содержит свободных функций, то целесообразно такие функции ввести тем или иным приемом, учитывая физические особенности задачи. Конечно, введение новых функций обычно повышает порядок системы, но возможность замкнуть систему при помощи условий оптимальности дает хороший способ получения аналитических решений .  [c.198]

Определить закон программирования тяги ракетного двигателя ф = ф(0 так, чтобы время полета самолета при работающем двигателе было максимальным. Математически эта задача сводится к определению класса функций /=/(и) таких, чтобы Т = Ттах- Из аналитической структуры (16) легко понять, что определение f=f v) является простейшей задачей вариационного исчисления.  [c.202]

Это время кажется неправдоподобно большим, что указывает на практическую значимость полетов с оптимальным регулированием тяги ракетного двигателя. На фигуре 39 даны графики безразмерного максимального времени полета —в функции 1е для различных значений фо.  [c.205]

Определим отношение начальной тяги ракетного двигателя к начальному весу самолета.  [c.207]

Как мы указывали [см. формулу (32)], при малых фо закон изменения массы, а следовательно, и закон программирования тяги ракетного двигателя определяется показательной функцией и зависит только от коэффициента К — совершенства самолета. При произвольных значениях фо закон изменения массы определяется проще всего графически. Зная, что при оптимальном движении  [c.208]

Определим далее отношение начальной тяги ракетного двигателя к начальному весу самолета. Будем иметь  [c.215]

Тяга ракетного двигателя. Если скорость истекающего газа нормальна к направлению вектора импульса во входном сечении (рис. 1.3.12), то согласно выражению (3.39) составляющая действующей на сопло силы в направлении, противоположном направлению истекающей струи, т. е. тяга сопла, равна  [c.66]

Грузоподъемность крана 30 т Грузоподъемная сила 3 кН Сила, приложенная к задвижке шлюза, равна 480 Н Сила поверхностного натяжения воды равна 0,012 Н Сила тяги ракетного двигателя составляет 36-10 Н Вращающийся момент инерционного элемента равен 18 Н-м  [c.67]

В заключение заметим, что обычное ощущение силы тяжести, весомости (в земных условиях) имеет ту же природу, что и перегрузка в космическом полете. Как это ни может показаться парадоксальным, весомость любого предмета в обычных условиях также определяется полностью величиной внешней поверхностной силы — силы реакции опоры (предмет сжат) или подвеса (предмет растянут). Тот факт, что сила реакции пассивна , а сила тяги ракеты активна , совершенно несуществен. Натяжение троса, на котором неподвижно висит кабина лифта, из пассивного может стать активным, когда лифт начнет подниматься, но во всех случаях ускорение падения предметов, наблюдаемое внутри кабины, полностью определяется внешней поверхностной силой — натяжением троса — и равно по величине сообщаемому этим натяжением ускорению (т. е. равно этой силе, деленной на массу лифта). В частности, это верно и в случае, когда лифт неподвижен (коэффициент перегрузки равен единице). Нет разницы между действиями натяжения троса и силы тяги ракетного двигателя, а сила притяжения лифта к Земле никакой роли в наших рассуждениях не играла ).  [c.82]

Лобовая тяга ракетного двигателя зависит от природы топлива, от давления в камере сгорания и от конструкции камеры и сопла.  [c.18]

Удельный расход, или удельная тяга ракетных двигателей, зависит от природы топлива, давления в камере и от конструкции двигателя. Удельный расход, или удельная тяга, воздушно-реактивных двигателей зависит от природы горючего, конструкции двигателя, скорости и высоты полета (фиг. 9).  [c.20]

Выражение (15.235) показывает, что для увеличения силы тяги ракетного двигателя необходимо  [c.492]

Тогда удельная сила тяги ракетного двигателя равна  [c.494]

Удельная сила тяги ракетного двигателя, рассчитанная по формуле (15.239), является идеальной. Ее можно получить при отсутствии потерь в нем (в камере сгорания и сопле). Так как в камере сгорания и в сопле всегда имеют место потери энергии, и величина их в среднем определена для двигателей определенных схем, действительная удельная сила тяги Руд.д определяется как произведение теоретической удельной силы тяги Руд на коэффициент (р, учитывающий потери энергии в камере сгорания и сопле  [c.494]

Зная, как изменяется давление воздуха с высотой, можно установить зависимость силы тяги ракетного двигателя с высотой. Полагая Ро = О, выражение (15.243) можно записать в виде  [c.499]

На рис. 15.72 представлен график изменения силы тяги ракетного двигателя с высотой. На высоте 30 км давление воздуха практически равно нулю, а сила тяги двигателя на 10% больше, чем на уровне моря.  [c.499]

Выражение (15.265) показывает, что сила тяги ракетного двигателя прямо пропорциональна давлению Рк газа в камере сгорания двигателя и площади критического (минимального) сечения 5к сопла. Эти зависимости представлены на рис. 15.73.  [c.501]

Вопрос 4.8. Почему сила тяги ВРД зависит от скорости полета Ш в, а сила тяги ракетного двигателя не зависит Есть ли разница в расчете силы тяги ВРД в условиях старта и ЖРД в полете  [c.71]

Рассмотрим п р и м ер использования толщин вытеснения и потери импульса при оценке влияния пограничного слоя на тягу ракетного двигателя. Опустим ряд деталей (1]. Пусть идеальное плоское сопло Лаваля рассчитано для получения тяги R = Gu (штрихпунктир на рис. 15.3). При реальном течении в сопле Лаваля возникает пограничный слой и тяга уменьшится, по сравнению с расчетной, за счет уменьшения расхода и скорости жидкости в пограничном слое. Для восстановления тяги до расчетной при неизменных р и Г и рс = рп необхо-  [c.274]

ТЯГА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Движение точки переменной массы  [c.17]

Местная закрутка потока широко используется в энергетических установках и других технических устройствах для организации и интенсификации различных процессов. Закрутка является эффективным средством стабилизации пламени в камерах сгорания авиационных двигателей, используется для интенсификации тепло- и массообмена в каналах, защиты стенок камеры и стабилизации электрической дуги в плазмотронах [ 18] и т. д. Ёольшие перспективы имеет использование закрутки в вихревых МГД-генераторах, для регулирования тяги ракетных двигателей [ 30], удержания тяжелых атомов урана в камерах ядерных энергетических установок [35], в химической, нефтяной, газовой и других отраслях промышленности.  [c.7]

В нек-рьтх случаях — изменением направления тяги ракетных двигателей. Недостатки ракетных тележек — высокая стоимость оборудован1тя и эксперимента, большие ускорения, де]1ствующие па модель и измерительную аппаратуру, а также трудность полу )ения чисел Л/>5.  [c.169]

Для управления полетом требуется изменять величину и направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в разных пределах — от нескольких процентов для маршевых двигателей ускорителя до 1 10 при посадке на Луну или другие планеты ( Рейнджер , лунный модуль КК Аполлон , ЖРД RL-10) и до 1 100 при встрече и стыковке космических аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять положение космического аппарата, создавая моменты по углам тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена вызывают поворот относительно его продольной оси. В общеЫ случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление пО каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы отклонением вектора тяги маршевого двигателя, тогда как уп равление по каналу крена требует наличия по меньшей мере двух газовых рулей в сопле или двух сопел.  [c.200]

Ракета Аджена применяется как последняя ступень носителей Титан-2, -3 и Атлас . Основной отсек корпуса представляет собой цилиндрическую оболочку диаметром 0=1500 мм, состоящую из двух частей. Передняя часть выполнена из листов магниевого сплава толщиной /i=l,8 мм и продольных подкрепляющих элементов — стрингеров. Задняя часть отсека изготовлена также из листов магниевого сплава, но не имеет подкреплений. Толщина оболочки здесь Л=2,5 мм. На торцах яеподкрепленного отсека имеются шпангоуты. К заднему шпангоуту по периметру прикреплен блок баков. Через этот шпангоут на корпус передается усилие от тяги ракетного двигателя. Расчетная нагрузка для корпуса — сжимающая.  [c.315]

Для класса прямолинейных движений уравнение И. В. Мещерского содержит одну свободную (управляющую) функцию — закон изменения массы точки. Если принять дополнительную гипотезу о постоянстве относительной скорости отбрасываемых частиц (гипотеза Циолковского), тогда закон изменения массы точки однозначно определяет программу изменения тяги реактивного двигателя. Задача определения законов изменения массы точк№, при которых некоторые интегральные характеристики движения становятся оптимальными, есть по существу задача оптимального программирования величины тяги двигателя. Как было показано в 2 этой главы, задачи программирования тяги ракетного двигателя, обеспечивающего Ящах, сводятся или к простейшей задаче вариационного исчисления, или к вариационным задачам на условный экстремум.  [c.171]

Экономичность Р. д. оценивают величиной удельного расхода топлива, т. е. отношением расхода ра1)очего тела к тяге Суд = Ср/Й [кГ опл/ "тяги ]- ракетных двигателей эта величина фактически эквивалентна обратной величине удельной тяги. У ВРД оценка экономичности проводится по расходу горючего, к-рый составляет небольшую часть от расхода рабочего тела в двигателе, ибо для ВРД Ср = С + Ср, где С, Ср — секундные расходы воздуха и горючего, т. е. Судврд = Ср/Д [кГ опл/ - тяги - Удельный расход ВРД, как и удельная тяга, зависит от скорости полета.  [c.380]

Урожайность зерновых достигла 18 пудов с гектара Масса зерна равнялась 18 ц Масса бетона составила 14-10 кгс-сУм Грузоподъемность крана 3 тс Грузоподъемная сила 3 тс Сила, приложенная к задвижке шлюза, равна 48,9 кгс Сила поверхностного натяжения воды равна 200 дин Сила тяги ракетного двигателя составляет 3,6-10 сн Вращающийся момент инерционного элемента равен 1 76 кгсм или 18-10 дин-с  [c.67]

Кроме силы тяги ракетного двигателя (или суммарной тяги сразу нескольких двигателей) иа космический летательный аппарат действуют еще многие силы притяжения Земли и небесных тел, сопротивление атмосферы, световое давление и т д. Эффект действия всех сил выражается в ускорении, которое получает аппарат. Это результирующее ускорение складывается из ускорений, сообщаемых каждой силой в отдельности. Эффекты действия различных сил мы подробно рассмотрим в последующих главах, а сейчас нас будет интересовать только ускорение от тяги, или реактивное ускорение ар Согласно второму закону механики а =Р1т, где Р — величина силы тяги, а т — масса ракеты или космического аппарата в некоторый момент времени. Эта масса по мере израсходования рабочего тела, конечно, уменьшается, а значит, реактивное ускорение, вообще говоря, увеличивается (чтобы оно не изменялось, нужно было бы одновременно уменьшать соответствующим образом силу тяги). Удобной характеристикой ракеты является начальное реактивное ускорение, сообщаемое силой тяги в момент начала движения а о=Р1то, где т — начальная масса ракеты.  [c.25]

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]

Выражение (15.239) показывает, что удельная сила тяги ракетного двигателя (единичный импульс двигателя) зависит от температуры газов в камере сгорания, молярной массы газов и степени расширения газов в сопле Рк/Ро- Чем выше температура газов в камере сгорания Гк, тем больше скорость их истечения с. Температура газов в камере сгорания ракетного двигателя зависит от тепловой эфс ктивности (теплоты сгорания) топлива. Чем меньше молярная масса газов, истекаюпщх из сопла двигателя, тем также больше удельная сила тяги. Если принять Рк/Ро = idem, то удельная сила тяги ракетного двигателя полностью определяется характеристиками топлива. Поэтому удельная сила тяги характеризует термодинамические свойства топлива.  [c.495]

Величина Р = гПсС представляет собой основную часть силы тяги ракетного двигателя. Как правило, сила тяги ракетного двигателя является постоянной величиной. Если Р> Р, то ракета будет двигаться с ускорением.  [c.504]

Сила тяги ракетных двигателей (ЖРД, РДТТ), в которых атмосферный воздух не используется и количество движения рабочего тела изменяется от О до определяется по формуле  [c.71]

mash-xxl.info

вес ракетного двигателя - это... Что такое вес ракетного двигателя?

 вес ракетного двигателя

Astronautics: rocket-unit weight

Универсальный русско-английский словарь. Академик.ру. 2011.

  • вес разряда
  • вес ракетного двигателя в снаряжённом состоянии

Смотреть что такое "вес ракетного двигателя" в других словарях:

  • Реактивный ранец — (или ракетный ранец; англ.  …   Википедия

  • Джет-пак — Реактивный ранец Реактивный ранец (или ракетный ранец), (англ. jet pack, rocket pack, rocket belt и др.) персональный летательный аппарат, носимый на спине, позволяющий человеку подниматься в воздух посредством реактивной тяги. Тяга создаётся за… …   Википедия

  • Джетпак — Реактивный ранец Реактивный ранец (или ракетный ранец), (англ. jet pack, rocket pack, rocket belt и др.) персональный летательный аппарат, носимый на спине, позволяющий человеку подниматься в воздух посредством реактивной тяги. Тяга создаётся за… …   Википедия

  • Ракетный ранец — Реактивный ранец Реактивный ранец (или ракетный ранец), (англ. jet pack, rocket pack, rocket belt и др.) персональный летательный аппарат, носимый на спине, позволяющий человеку подниматься в воздух посредством реактивной тяги. Тяга создаётся за… …   Википедия

  • Scramjet — Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат X 43 (рисунок художника). «Гиперзвуковой двигатель» (англ. Supersonic Combustion RAMJET scramjet) вариант Прямоточного Воздушно Реактивного Двигателя («ПВРД»), который отличается от обычного… …   Википедия

  • Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель — летающей лаборатории ГЛЛ АП на МАКС 2009 …   Википедия

  • Ракета — У этого термина существуют и другие значения, см. Ракета (значения). Ракета носитель Протон Ракета (от итал.  …   Википедия

  • Введение10 —         Гранатометы винтовочные, подствольные, противотанковые         Гранатомет это огнестрельное оружие, предназначенное для стрельбы гранатой снарядом, снаряженным взрывчатым веществом или иным наполнителем, например зажигательной или дымовой …   Энциклопедия стрелкового оружия

  • Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в… …   Википедия

  • Оппортьюнити — Mars Exploration Rover B …   Википедия

  • Спирит (марсоход) — У этого термина существуют и другие значения, см. Спирит. Спирит Mars Exploration Rover A …   Википедия

universal_ru_en.academic.ru