Ракетно-прямоточный двигатель

Рис. 3. Области применения летательных аппаратов с поршневыми (7), турбовинтовыми 2), турбореактивными (5), турбореактивными с дожиганием (4), прямоточными 5) и ракетными (6) двигателями. М — число Маха .

Ракетно-прямоточные двигатели (РПД), где ракета разгоняется стартовым ракетным двигателем до скоростей, в несколько раз превышающих скорость звука, после чего включается прямоточный двигатель, в котором процесс горения идет за счет горючего, помещенного в баках [c.7]

На топливе, состояш,ем из 50%-ной суспензии магния, проводились успешные летние испытания самолета с прямоточным двигателем. Суспензия состояла из 50% 0,6 и 1,5-микронного магния в авиационном керосине ЛР-4 с кажущейся вязкостью 7000 и 8000 сантипуаз. Полеты опытного самолета с прямоточным двигателем и ракетным запуском прошли успешно. [c.142]

Требования, предъявляемые к топливам для газовых турбин, на первый взгляд весьма близки к рассмотренным выше для прямоточных реактивных двигателей наличие большой энергии, низкий молекулярный вес продуктов сгорания, хорошая воспламеняемость и эффективное стабильное горение. Существенно различаются требования только в отношении температуры сгорания, что обусловлено предельной рабочей температурой неохлаждаемой турбины. Сравнительно низкая температура (примерно в 3—4 раза ниже температуры в камере сгорания прямоточного ракетного двигателя) достигается значительным отклонением состава смеси от стехиометрического, или, другими словами, применением одного компонента в качестве разбавителя и охлаждающей среды. Поскольку рабочая температура в турбине определяется конструктивными факторами, низкий молекулярный вес продуктов сгорания практически утрачивает в этом случае свое значение. Теоретические соображения и опыт показывают, что низкий молекулярный вес продуктов сгорания обычно достигается при работе турбины на богатой смеси. [c.106]

С. т. прямоточного воздушно-реактивного двигателя растет с увеличением скорости полета. С. т. турбореактивных двигателей с увеличением скорости на малых скоростях немного уменьшается, а затем начинает расти. С. т. жидкостного ракетного двигателя и ракетного двигателя твердого топлива не зависит от скорости полета. В этом и заключается основное преимущество реактивных двигателей по сравнению с винтомоторными установ- [c.559]

В современных реактивных двигателях — турбореактивных, прямоточных и жидкостных ракетных двигателях топливо используется для охлаждения двигателя, а в турбореактивных двигателях также и для охлаждения масла двигательной системы. [c.77]

Предполагается, что энергию атомарной ассоциации, которую можно получить в верхних слоях атмосферы, можно будет использовать в специальных прямоточных ракетных двигателях. При движении ракеты с большой скоростью (в 7—10 раз большей скорости звука) разреженная атмосфера должна поступать в передний диффузор двигателя, где будет сжиматься до 0,5—1 ат за счет скоростного напора и далее попадать в камеру сгорания, где при контакте кислорода с катализатором (газообразным N0 или тяжелыми металлами) должна выделяться энергия за счет ассоциации атомов кислорода в молекулы. [c.202]

Твердые топлива для ракетно-прямоточного двигателя, представляющего собой органическое сочетание в единой конструкции ракетного и прямоточного двигателя, наряду с высокой теплотворной способностью должны иметь также достаточно высокую собственную тягу. С этой целью необходимо обеспечить высокую температуру продуктов сгорания топлива за счет собственного окислителя и достаточное количество газообразных продуктов сгорания. Поэтому топлива для РПДТ содержат в своем составе значительное количество окислителя. [c.259]

Топливо FIP-1 (ракетный керосин) рекомендуется дпя ракетного двигателя, например двигателя первой ступени ракетоносителя Аполлон . Реактивные го )ючие JP-6 и JP-1 представляют собой термически стабильные керосины снецпальной очистки. JP-6 рекомендуется для скоростей полета 1800—2400 км/час (тяжелый керосин) для самолетов с прямоточным двигателем и скоростей 2400—3(Ю0 км/час, JP-1 представляет собой горючее с малым содержанием ароматических углеводородов, обладающее высокой по. шотой сгорания. [c.154]

Разгонная ступень будет состоять из семи баков ракеты Титан и двух двигателей ЖРД Р-1 общей тягой 900 т, работающих на жидком кислороде и керосине. Вторая ступень будет включать три бака ракеты Титан , питающих один двигатель тягой 225 т. Интересным является то, что для разгона тяжелых ракетных систем до высот 15—20 км предполагается применять турбореактивные и прямоточные двигатели, которые обеспечат достижение скорости до 1200 м1сек. Применение разгонных ВРД позволит увеличить полезную нагрузку. [c.32]

Разгон ракеты весом несколько сотен тысяч тонн осуществляется на участке рельсового пути длиной 20—30 км с помощью мощных турбо-реактив-ных двигателей до скоростей 400—600 м1сек, после чего включаются прямоточные двигатели, которые работают до высоты 15—20 км, затем уже начинают действовать ракетные двигатели. [c.139]

Практическая необходимость этих исследований, так же как и изучения стоячих детонационных волн, вызвана пониманием того, что обычно воздушно-реактивные двигатели не будут функционировать при больших сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях из-за чрезмерного нагрева. Так как во мноих случаях воздушно-реактивные двигатели обладают экономическими преимуществами перед ракетными, представляет интерес разработка прямоточных реактивных двигателей, которые будут работать при таких высоких скоростях Проекты прямоточ- [c.225]

Прямоточный ВРД СОСТОИТ из входного диффузора, топливного коллектора с форсунками, камеры сгорания с зажигающим устройством и стабилизатором и выходного сопла. ПВРД не имеет статической тяги. Для запуска ПВРД ему надо сообщить определенную скорость при помощи ракетного ускорителя. Набегающий поток воздуха тормозится в диффузоре двигателя, что увеличивает статическое давление и повышает температуру сжатого воздуха. Топливо через форсунки топливного коллектора впрыскивается в поток воздуха обычно навстречу потоку. В отличие от ТРД в ПВРД имеется зона смесеобразования, ограниченная расстоянием от коллектора до стабилизатора. В этой зоне подготовляется топливно-воздушная смесь. За стабилизатором топливно-воздушная смесь воспламеняется и сгорает. Скорость вытекающих газов превышает скорость набегающего потока воздуха. Получающийся при этом прирост количества движения создает реактивную тягу двигателя. [c.127]

Изучение физико-химических и термохимических свойств алюминийалкилов позволило зарубежным исследователям выявить возможность их применения для создания новых или повышения эффективности известных топливных систем ракетных и реактивных двигателей. Имеются сообщения, что триметилалюминий служит хорошим компонентом топливной системы для предотвращения заглохания в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, а его 15—20%-ные растворы в различных реактивных топливах обеспечивают надежное воопламенение на больших высотах [16]. Указывается также, что со смесями пропан — воздух и керосин— воздух триметил- и триэтилалюминий обеспечивают очень небольшое запаздывание зажигания при исключительно низком температурном пределе зажигания. Использование алюминийалкилов в качестве самостоятельных топлив позволяет значительно повысить эффективность топлива. При этом оно обеспечивает большую мощность при меньших соотношениях топливо — воздух, чем углеводородные топлива [1, 14, с. 81 17—19]. В результате применения в качестве топлива низших алюминийалкилов массу ракетного устройства можно уменьшить на 60% [20, 21]. Особенно перспективна смесь, состоящая из 20% алюминийалкила и 80% жидкого пропилена. Как указывают авторы [22], она удобна при использовании дистанционного контроля зажигания, например, для запуска реактивных двигателей, даже при очень низких температурах. Эти соединения более экономичны и подвижны, чем ранее используемая смесь соединений щелочных металлов [14, с. 82]. Имеются сведения, что скорость распространения пламени у триметил- и триэтилалюминия во много раз больше, чем у углеводородных топлив, и горят такие топлива в три раза быстрее, чем обычные ракетные топлива на углеводородной основе [21]. [c.238]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология