Двигательная установка ракеты

Под двигательной установкой ракеты понимается совокупность всех устройств, предназначенных для движения ракеты. Она состоит из самого ракетного двигателя (РД), баков для хранения топлива, средств (систем) по- [c.7]

В связи с уменьшением количества компонентов топлива и упрощением двигательной установки ракеты на однокомпонентном топливе будут надежнее. [c.319]

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАКЕТЫ [c.7]

Одна из главных особенностей ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) заключается в том, что весь запас топлива двигателя размещается непосредственно в камере сгорания. Это является не только конструктивным отличием РДТТ от двиг 1телей других типов, но и определяет характер его работы, энергетические характеристики двигательной установки ракеты, связанные с возможностью перехода горения во взрыв [371. [c.77]

Между тем, облако реактивных газов, помимо вредного воздействия на окружающую среду, представляет опасность для обслуживающего персонала двигательной установки, затрудняет действие современных оптических, лазерных, инфракрасных средств наведения на цель, демаскирует ракету как на старте, так и на траектории полета. [c.188]

Далее можно отметить, что все криогенные СРТ обладают вообще весьма высокими показателями по массовому удельному импульсу тяги — от 3040 м/с до 4720 м/с (310—480 с), в среднем около 3740 м/с (380 с). По объемному удельному импульсу их показатели очень высоки, от 3930 до 5900 м/с (400—600 с), в среднем около 4520 м/с (460 с). Эта цифра указывает на очень большую компактность конструкции ракетной установки с такими топливами. Расчеты, сделанные для ракеты Аполлон , показывают, что габариты двигательной установки ракеты для кислородводородного топлива имеют 5,56 м в диаметре, 13,5 м по длине [62]. Тогда как размеры этой же установки для смешанных топлив уменьшаются до 3,5—4,5 м в диаметре и 9,2 м в длину, соответственно масса установки сокращается почти в два раза. На опыте двигателя Атлас — Кентавр американские специалисты [60] считают, что использование СРТ снижает длину в 1,23 раза, по диаметру — в 2,5 раза. Масса снижается с 3800 до 1830 кг по сравнению с двигательной установкой на жидком топливе. Особенно важным является снижение расходов на проектирование и доводку двигательной установки с СРТ затрачивается около 17 млн. долл., а на жидкое топливо около 37 млн. долл. Среди будущих смешанных топлив, как показывает табл. 5.1, преобладает использование гидридов, особенно гидрида бериллия и лития. Кроме того, широко внедряются пластмассы, фторопласт и метанол ( —СНг—). Применение гидрида бериллия со фтором и его производными особенно перспективно и может обеспечить удельный импульс тяги до 4620 м/с (470 с), т. е. столько же дает фторводородное топливо. В этом случае можно будет исключить применение водорода, эксплуатация которого вызывает трудности. Однако токсичность пары фтор — бериллий должна учитываться [40, 59]. [c.208]

При применении в качестве парогаза генераторного газа, получаемого из основных компонентов топлива, схема двигательной установки значительно упрощается. В этом случае уменьшается число компонентов, которые необходимо брать на борт ракеты, и отпадает необходимость устанавливать на ракете дополнительный топливный бак. Генераторный газ получают в устройстве, подобном жидкостному аккумулятору давления. [c.28]

Следует отметить, что охлаждение представляло серьезную проблему даже для двигателя ракеты ФАУ-2, который работал при давлении в камере сгорания 16 кг/см . Современные ракетные двигатели работают с давлением в камере сгорания, в несколько раз большим. Повышение давления в камере сгорания повышает экономичность работы двигателя и уменьшает вес двигательной установки, но в [c.38]

Перекись водорода широко применяется для получения парогаза для работы турбонасосного агрегата двигательной установки ракеты. К топливу, обеспечивающему работу ТНА, предъявляются требования с одной стороны, иметь достаточно высокие энергетические показатели, чтобы при минимальных расходах обеспечить работу насосов с другой— иметь относительно невысокую температуру сгорания. Наибольшее распространение как однокомпонентное топливо для привода турбонасосного агрегата получила 80—85% перекись водорода. При разложении 80% пе)ре-киси водорода получается парогаз с температурой 450— 500° С. Помимо перекиси, при получении парогаза расходуется катализатор. Для разложения одного килограмма перекиси расходуется 0,05 кг жидкого катализатора, представляющего собой 35% спиртовой раствор КаМп04 (перманганат натрия). [c.57]

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]

Предлагаемая книга содержит описание последних достижений в области ракетных двигателей на химическом топливе, включая характеристики двигательных установок, свойства топлив и технологию их промышленного изготовления, механизм горения и устойчивость, совместимость двигателя с ракетой, управление направлением и величиной тяги. Уже имеются специальные монографии и по твердым топливам [103, 178], и по жидким [67] здесь, пожалуй, впервые оба эти типа ракетных двигателей рассмотрены совместно. Кроме того, в книге показано, как изложенные теоретические принципы применяются на практике к высокоэффективным двигательным установкам (ДУ) ракет-носителей и космических летательных аппаратов. [c.13]

Большие количества жидкого кислорода расходуются в двигательных установках космических ракет. Например, потребление кислорода в 1967 г. для ракетной техники в США, по опубликованным данным, составило 1654 млн. (16,3% общего произ водства кислорода в США за этот год). Для космических исследований также расходуется много жидкого азота и жидкого гелия. [c.22]

Расчеты показывают, что в ракетах средней дальности однокомпонентное топливо с удельным импульсом 225 сек. эквивалентно двухкомпонентному топливу с удельным импульсом 250 сек., что объясняется простотой устройства двигательной установки, работающей на однокомпонентном топливе. [c.319]

В гл. 10 рассмотрены вопросы регулирования модуля и вектора тяги как для РДТТ, так и для ЖРД. Заключительная часть книги (гл. 11 и 12) посвящена применению ЖРД и РДТТ для осуществления космических полетов и содержит анализ ряда космических программ. Рассматриваются, в частности, двигательные установки ракеты-носителя Ариан и воздушно-космического самолета (ВКС) Спейс Шаттл , двигатели межорби-тальных транспортных аппаратов и вспомогательные двигательные установки космических орбитальных станций, обсуждаются достижения Японии в области ракетного двигателестроения. [c.14]

Пролив компонентов при заправке ракеты или появление течи в трпливных трубопроводах двигательной установки легко могут привести к пожару. Поэтому эксплуатация самовоспламеняющихся топлив требует особенно тщательных мер по предупреждению случайного смешения их компонентов. [c.51]

Принципы использования пороховой ракеты в качестве авиадвигателя для создания силы тяги летательного аппарата были разработаны в XIX в. Револю-циопер-народоволец Н. И. Кибальчич, приговоренный царским правительством к смертной казни за участие в покушении на Александра II в 1881 г., предложил в качестве двигательной установки летательного аппарата ракетный двигатель. В качестве горючего должен был применяться медленно горящий порох. [c.506]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология