Ракетные двигатели твердого топлива — старейшие среди семейства реактивных двигателей — предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части — камера и реактивное сопло.
Камера РДТТ одновременно служит и камерой сгорания, выдерживающей значительное давление, и местом хранения всего топлива. Давление в камере сгорания РДТТ обычно выше, чем в камере сгорания ДРД, так как его не ограничивают параметры топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий коэффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление находится в пределах от 30 до 100 кг/см2 .
Основной характерной особенностью РДТТ является их простота. Действительно, в этом случае отпадает необходимость в системе подачи топлива. Однако продолжительность работы такого двигателя ограничена всего несколькими секундами или даже долями секунды и редко превышает 1-2 минуты.
Вследствие этого такие двигатели нашли широкое применение в ускорителях, где необходимо получать очень высокие тяги в течение коротких промежутков времени. Двигатели, применяемые в этих целях, имеют меньший вес, чем силовые установки любого другого типа.
Применение РДТТ в качестве стартовых вспомогательных силовых установок на самолетах позволяет увеличить полезную нагрузку самолетов и сократить длину пробега при взлете.
С эксплуатационной точки зрения преимущество силовых установок с РДТТ заключается в том, что они всегда готовы для использования и не требуют заправки баков перед самым запуском, поэтому их применяют и в качестве основных двигателей на ракетных снарядах. Типичным примером может служить ракетный снаряд класса «земля-земля».
Появились также мощные баллистические твердотопливные ракеты, которыми вооружаются атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистические ракеты на твердом топливе.
Кроме этих достоинств есть весьма существенный недостаток. После запуска двигателя горение обычно продолжается до полного выгорания топлива; при этом изменение тяги следует вполне определенному закону и не поддается регулированию. Однако теоретически возможно регулированием давления в камере прекратить горение топлива и при желании снова возобновить его. Горение можно прекратить либо продувкой камеры, либо гашением пламени специальной жидкостью. Возобновить же горение можно только при использовании нового заряда воспламенителя. В настоящее время осуществимо своевременное выключение двигателя, но осуществление повторного воспламенения все еще остается сложной проблемой. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Скорость горения топлива не должна сколько-нибудь значительно меняться с изменением давления и температуры. Регулирование величины тяги РДТТ можно осуществлять лишь в определенных заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.
В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах – носителях, например, на ракете «Титан».
Важнейшим элементом РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных вида твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидное топливо представляет собой твердый однородный раствор органический веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюозы и нитроглицерина. Увеличение содержания нитроглицерина в таком растворе повышает удельный импульс двигателя, однако, увеличивается и взрывоопасность топлива, ухудшаются его стабильность и механические свойства заряда. Заряды из коллоидного топлива применяются чаще всего в небольших двигателях.
Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества — перхлорат аммония, перхлорат калия и другие. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя, в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый полибутадиеновый каучук и др.
Вторым горючим чаще служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны. Для приготовления смесевого топлива в жидкое горючее-связующее добавляют размельченные кристаллы окислителя, металлический порошок и другие добавки, полученный состав тщательно перемешивают и заливают в специальные формы или непосредственно в корпус двигателя, откуда предварительно откачивают воздух. Под действием специально введенных в смесь катализаторов связующее вещество полимеризуется и топливо превращается резиноподобную массу.
В ракетном двигателе, работающем на твердом топливе, топливо целиком расположено в камере сгорания в виде одного или нескольких блоков определенной формы, которые называются зарядами или шашками. Заряды удерживаются стенками камеры или специальными решетками, называемые диафрагмами.
Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.
Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение, у них площадь горения остается неизменной. Так получается, если шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Так получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания, нужно нарастание площади горения. Простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.
В РДТТ применяется пиротехническое, пирогенное и химическое зажигание топливного заряда. При пиротехническом зажигании электрозапал поджигает пиротехнический воспламенитель, от которого производится зажигание основного заряда. Пирогенное зажигание производится от газогенератора твердого топлива, который, по существу, представляет собой небольшой твердотопливный двигатель. Для химического зажигания в камеру вводится химически активная жидкость или газ – пусковой окислитель, что приводит к самовоспламенению.
Плотность твердых топлив на 20 – 80% выше, чем плотность жидких топлив. Это преимущество твердых топлив отчасти компенсирует их более низкий единичный импульс.
В РДТТ топливо всегда тесно связано с кожухом двигателя. Поэтому отношение суммарного импульсаI к общему весу двигателяG ДВ (включая и вес топлива G Т ) определяет качество двигателя. Оно связано с единичным импульсом I ЕД и с комплексом D, представляющим собой соотношение веса топлива к общему весу двигателя, следующим соотношением:
I\G ДВ = GТ IЕД \GДВ = I D ,
D = GТ \GДВ
Величина D лежит в пределах от 0,4 до 0,95. Для большинства современных конструкций D = 0,86.
Если увеличить давление сгорания, то единичный импульс также увеличится, но одновременно возрастет и пассивный вес двигателя (D уменьшится). Поэтому наилучшим будет тот двигатель, у которого соотношение этих величин будет оптимальным.
www.ronl.ru
Ракетные двигатели твердого топлива - старейшие среди семейства реактивных двигателей - предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части - камера и реактивное сопло. Камера РДТТ одновременно служит и камерой сгорания, выдерживающей значительное давление, и местом хранения всего топлива. Давление в камере сгорания РДТТ обычно выше, чем в камере сгорания ДРД, так как его не ограничивают параметры топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий коэффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление находится в пределах от 30 до 100 кг/см2.Основной характерной особенностью РДТТ является их простота. Действительно, в этом случае отпадает необходимость в системе подачи топлива. Однако продолжительность работы такого двигателя ограничена
Вторым горючим чаще служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны. Для приготовления смесевого топлива в жидкое горючее-связующее добавляют размельченные кристаллы окислителя, металлический порошок и другие добавки, полученный состав тщательно перемешивают и заливают в специальные формы или непосредственно в корпус двигателя, откуда предварительно откачивают воздух. Под действием специально введенных в смесь катализаторов связующее вещество полимеризуется и топливо превращается резиноподобную массу.В ракетном двигателе, работающем на твердом топливе, топливо целиком расположено в камере сгорания в виде одного или нескольких блоков определенной формы, которые называются зарядами или шашками. Заряды удерживаются стенками камеры или специальными решетками, называемые диафрагмами.Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение, у них площадь горения остается неизменной. Так получается, если шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Так получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания, нужно нарастание площади горения. Простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.В РДТТ применяется пиротехническое, пирогенное и химическое зажигание топливного заряда. При пиротехническом зажигании электрозапал поджигает пиротехнический воспламенитель, от которого производится зажигание основного заряда. Пирогенное зажигание производится от газогенератора твердого топлива, который, по существу, представляет собой небольшой твердотопливный двигатель. Для химического зажигания в камеру вводится химически активная жидкость или газ – пусковой окислитель, что приводит к самовоспламенению.Плотность твердых топлив на 20 – 80% выше, чем плотность жидких топлив. Это преимущество твердых топлив отчасти компенсирует их более низкий единичный импульс.В РДТТ топливо всегда тесно связано с кожухом двигателя. Поэтому отношение суммарного импульса I к общему весу двигателя GДВ (включая и вес топлива GТ) определяет качество двигателя. Оно связано с единичным
импульсом IЕД и с комплексом D, представляющим собой соотношение веса топлива к общему весу двигателя, следующим соотношением:I\GДВ = GТIЕД\GДВ = ID,D = GТ\GДВВеличина D лежит в пределах от 0,4 до 0,95. Для большинства современных конструкций D = 0,86.
Если увеличить давление сгорания, то единичный импульс также увеличится, но одновременно возрастет и пассивный вес двигателя (D уменьшится). Поэтому наилучшим будет тот двигатель, у которого соотношение этих величин будет оптимальным.
www.coolreferat.com
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
(перенаправлено с «»)Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 24 июля 2015; проверки требуют 14 правок.
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 24 июля 2015; проверки требуют 14 правок. 
Твердото́пливный раке́тный дви́гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива; иногда неправильно пишется как «твёрдотопливный») использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.
Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива, как правило на основе дымного пороха. В период между первой и второй мировыми войнами начинается принятие на вооружение легких твердотопливных ракет на основе нитроцеллюлозных топлив. После Второй Мировой войны началось бурное развитие ракетной техники как военного так и космического назначения.
Достоинствами твердотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.
Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД; как правило, больший уровень вибраций при работе, по сравнению с ЖРД, большое количество агрессивных веществ в выхлопе наиболее распространённых топлив с перхлоратом аммония.
Твердотопливные ступени никогда не использовались в советской и российской космонавтике, однако широко применялись и применяются в ракетной технике других стран. В основном это элементы первой ступени (боковые ускорители):
В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры ( или реже натриевой селитры) и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.
В настоящее время существуют программы для расчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «SRM» авторства Ричарда Накки (существует и русскоязычная версия).
Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).
encyclopaedia.bid
Ракетные двигатели твердого топлива - старейшие среди семейства реактивных двигателей - предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части - камера и реактивное сопло. Камера РДТТ одновременно служит и камерой сгорания, выдерживающей значительное давление, и местом хранения всего топлива. Давление в камере сгорания РДТТ обычно выше, чем в камере сгорания ДРД, так как его не ограничивают параметры топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий коэффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление находится в пределах от 30 до 100 кг/см2.Основной характерной особенностью РДТТ является их простота. Действительно, в этом случае отпадает необходимость в системе подачи топлива. Однако продолжительность работы такого двигателя ограничена
всего несколькими секундами или даже долями секунды и редко превышает 1-2 минуты.Вследствие этого такие двигатели нашли широкое применение в ускорителях, где необходимо получать очень высокие тяги в течение коротких промежутков времени. Двигатели, применяемые в этих целях, имеют меньший вес, чем силовые установки любого другого типа.Применение РДТТ в качестве стартовых вспомогательных силовых установок на самолетах позволяет увеличить полезную нагрузку самолетов и сократить длину пробега при взлете.С эксплуатационной точки зрения преимущество силовых установок с РДТТ заключается в том, что они всегда готовы для использования и не требуют заправки баков перед самым запуском, поэтому их применяют и в качестве основных двигателей на ракетных снарядах. Типичным примером может служить ракетный снаряд класса «земля-земля».
Появились также мощные баллистические твердотопливные ракеты, которыми вооружаются атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистические ракеты на твердом топливе.Кроме этих достоинств есть весьма существенный недостаток. После запуска двигателя горение обычно продолжается до полного выгорания топлива; при этом изменение тяги следует вполне определенному закону и не поддается регулированию. Однако теоретически возможно регулированием давления в камере прекратить горение топлива и при желании снова возобновить его. Горение можно прекратить либо продувкой камеры, либо гашением пламени специальной жидкостью. Возобновить же горение можно только при использовании нового заряда воспламенителя. В настоящее время осуществимо своевременное выключение двигателя, но осуществление повторного воспламенения все еще остается сложной проблемой. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Скорость горения топлива не должна сколько-нибудь значительно меняться с изменением давления и температуры. Регулирование величины тяги РДТТ можно осуществлять лишь в определенных заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры.
В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах – носителях, например, на ракете «Титан».Важнейшим элементом РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных вида твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидное топливо
представляет собой твердый однородный раствор органический веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюозы и нитроглицерина. Увеличение содержания нитроглицерина в таком растворе повышает удельный импульс двигателя, однако, увеличивается и взрывоопасность топлива, ухудшаются его стабильность и механические свойства заряда.
Заряды из коллоидного топлива применяются чаще всего в небольших двигателях.Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества - перхлорат аммония, перхлорат калия и другие. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя, в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый полибутадиеновый каучук и др.
Вторым горючим чаще служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны. Для приготовления смесевого топлива в жидкое горючее-связующее добавляют размельченные кристаллы окислителя, металлический порошок и другие добавки, полученный состав тщательно перемешивают и заливают в специальные формы или непосредственно в корпус двигателя, откуда предварительно откачивают воздух. Под действием специально введенных в смесь катализаторов связующее вещество полимеризуется и топливо превращается резиноподобную массу.В ракетном двигателе, работающем на твердом топливе, топливо целиком расположено в камере сгорания в виде одного или нескольких блоков определенной формы, которые называются зарядами или шашками. Заряды удерживаются стенками камеры или специальными решетками, называемые диафрагмами.Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение, у них площадь горения остается неизменной. Так получается, если шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Так получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания, нужно нарастание площади горения. Простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.В РДТТ применяется пиротехническое, пирогенное и химическое зажигание топливного заряда. При пиротехническом зажигании электрозапал поджигает пиротехнический воспламенитель, от которого производится зажигание основного заряда. Пирогенное зажигание производится от газогенератора твердого топлива, который, по существу, представляет собой небольшой твердотопливный двигатель. Для химического зажигания в камеру вводится химически активная жидкость или газ – пусковой окислитель, что приводит к самовоспламенению.Плотность твердых топлив на 20 – 80% выше, чем плотность жидких топлив. Это преимущество твердых топлив отчасти компенсирует их более низкий единичный импульс.В РДТТ топливо всегда тесно связано с кожухом двигателя. Поэтому отношение суммарного импульса I к общему весу двигателя GДВ (включая и вес топлива GТ) определяет качество двигателя. Оно связано с единичным
импульсом IЕД и с комплексом D, представляющим собой соотношение веса топлива к общему весу двигателя, следующим соотношением:I\GДВ = GТIЕД\GДВ = ID,D = GТ\GДВВеличина D лежит в пределах от 0,4 до 0,95. Для большинства современных конструкций D = 0,86.
Если увеличить давление сгорания, то единичный импульс также увеличится, но одновременно возрастет и пассивный вес двигателя (D уменьшится). Поэтому наилучшим будет тот двигатель, у которого соотношение этих величин будет оптимальным.
en.coolreferat.com
Прикладное значение имеют сплавы четырех тугоплавких металлов молибдена, вольфрама, тантала и ниобия. Наиболее интенсивно работы по разработке сплавов на основе этих элементов проводились в период с 1950 по 1965 г. Именно тогда были разработаны многие промышленные сплавы молибдена, ниобия и тантала. Слабым местом этих сплавов было и до сих пор остается недостаточно высокое сопротивление окислению, что, в свою очередь, стимулировало разработку систем защитных покрытий для этих сплавов. Вольфрам, молибден и их сплавы имеют достаточно высокую температуру вязко-хрупкого перехода, однако этот недостаток можно преодолеть с помощью соответствующей механической обработки, понижающей температуру перехода до приемлемых значений. Конструкционные сплавы ниобия и тантала нашли применение в жидко- и твердотопливных ракетных двигателях. В этом случае недостаточная стойкость сплавов к окислению не имеет особого значения, так как они подвергаются лишь относительно кратковременному воздействию высоких температур и происходит это, как правило, на большой высоте, где парциальное давление кислорода очень мало. [c.341]
В Процессе испытания поддерживаются постоянными. Однако в практических приложениях очень часто приходится оценивать прочность конструкций в условиях, когда напряжения и темпе-тура определенным образом меняются во времени (пуски и остановки различных агрегатов, работа на траектории твердотопливного ракетного двигателя и т. д.). Поэтому необходимо установить закономерности длительной прочности при одноосном напряженном состоянии в условиях переменного нагружения. [c.124]
Министерство обороны выявило проблемы, которые необходимо решить в рамках существующей программы обеспечения инфраструктуры. К ним относятся проект твердотопливного ракетного двигателя, создание и испытание технологии существующих стратегических систем и систем будущего, усовершенствованные средства оценки и наблюдения, системы командования и управления, проектирование, разработка и производство защищенных от излучения узлов. [c.411]
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ [c.144]
| Рис. 26. Разрез твердотопливного ракетного двигателя фирмы Геркулес (США), предназначенного для продувания балластных цистерн. |  |
ТРД — твердотопливные ракетные двигатели [c.7]
Третья группа включает в себя азотную кислоту, перекись водорода и некоторые другие жидкости, не требующие специального охлаждения. Как окислитель, так и горючее, относящиеся к этой группе, не требуют специальной изоляции или других специальных мер для хранения в снаряде. Эти топлива могут быть полезны в тех случаях, когда проходит большой промежуток времени до использования двигательной системы, например в случае посадки па планету. Для некоторых из этих задач могут быть также пригодны твердотопливные ракетные двигатели. [c.465]
Хотя твердотопливный ракетный двигатель является, в некоторых отношениях, более сложной по сравнению с жидкостным двигателем химической системой, такой [c.473]
| Рис. 14.1. Составные части твердотопливного ракетного двигателя времен второй мировой войны. |  |
Управление тягой двигателя. Величины давления и тяги твердотопливного ракетного двигателя являются функциями температуры окружающей среды (см. раздел 14.4.2). К сожалению, изменение величины тяги в зависимости от температуры усложняет управление снарядом и заметно затрудняет расчет режима полета. В свою очередь, это уменьшает надежность управления и приводит к дополнительным затратам време-при разработке больших баллистических и космических снарядов оказывается целесообразным температурное кондиционирование двигателя до его использования, что, конечно, будет улучшать положение. [c.493]
Сложность управления. Чувствительность величины тяги к температуре топлива, характерная только для твердотопливного ракетного двигателя, заметно усложняет закон регулирования тяги И вычислительное устройство управления снарядом, если не может быть осуществлено температурное кондиционирование двигателя. Это является проблемой твердотопливного двигателя жидкостный ракетный двигатель свободен от указанного недостатка. [c.497]
Н а д е ж н о с т ь. То, что высококачественные твердотопливные ракетные двигатели ) имеют вероятность отказа в работе в восемь раз меньшую, чем газогенераторный или жидкостный ракетный двигатель, является существенным фактором. Это сравнение основано только на изучении работы двигателей, исключая нарушения в работе системы управления, и предполагает, что осечки при воспламенении производят такие же разрушения, как и прогорание камеры двигателя. [c.499]
Если в ближайшем будущем будет разработан практически пригодный метод управления тягой твердотопливных ракетных двигателей, то эти двигатели окажутся вполне удовлетворительными для большинства будущих баллистических снарядов — как межконтинентальных, так [c.501]
В данной главе речь идет в основном о жидкостных ракетных системах, так как они особенно пригодны для больших снарядов и летательных аппаратов. Вплоть до последнего времени твердотопливные ракетные двигатели не применялись в больших масштабах и даже при большом увеличении размеров твердотопливных шашек очень большие ракетные системы будут, возможно, по-прежнему содержать в своем составе жидкостные двигатели в качестве по крайней мере первых ступеней, пока не появятся новые силовые установки. С другой стороны, твердотопливные двигатели имеют ряд преимуществ и кажутся конструктивно легко выполнимыми. [c.572]
Твердотопливные заряды ракетных двигателей обычно представляют собой толстостенные полые цилиндры, скрепленные с оболочкой двигателя. Внутренний контур поперечного сечения заряда имеет звездообразную форму с острыми углами в вершинах звездообразных вырезов. Наружный контур сечения заряда иногда имеет углубления нри наличии каналов вблизи оболочки. Одной из основных нагрузок, действуюш их на заряд, является внутреннее давление, возникающее при горении топлива. Дополнительные нагрузки создаются изменениями температуры. Полная пространственная задача обычно слишком сложна, чтобы ее можно было решить аналитически или даже экспериментально. Но если пренебречь торцевыми эффектами ), то среднюю часть заряда можно рассматривать как находящуюся в условиях плоской деформации, благодаря чему полезные результаты может дать исследование плоских моделей по форме поперечного сечения заряда. [c.327]
В 1881 г. Н. И. Кибальчич в России создал эскизный проект такого же летательного аппарата с твердотопливным ракетным двигателем, заряды в который подаются последовательно. В первой половине 80-х годов русский инженер С. С. Неждановский рассмотрел несколько схем реактивных двигателей, включая (впервые в мире) предложенную схему ракетного двигателя на двухкомпонентном жидком топливе [3, с. 124, 125]. Все эти проекты возникли независимо один от другого, но в свое время не были опубликованы (за исключением схемы Ариаса), ни один из них не привлек внимания научной общественности и не получил конструктивного развития. Однако объективно идея жидкостного ракетного двигателя, которая впоследствии нашла применение для космических полетов, к середине 80-х годов уже существовала. [c.435]
Тара [В 65 (подача (листового материала для изготовления тары В 41/(00-18) к месту упаковки и расстановка В 43/(42-62)) складная D 6/16-6/26, 8/14 способы и устройства для наполнения В с термоизоляцией D 81/38 удаление пыли из тары В 55/24 упаковка изделий из материалов в нее В 1/00-1/48, 3/00-3/36, 5/00-5/12 упаковочные машины с устройствами для изготовления тары В 1/02, 3/02, 5/02 устройства, предотвращающие ее повторное наполнение D 49/(00-12) формирование, подача, открывание, расправление и т. п. в процессе упаковки В 43/(00-10) > для радиоактивных веществ G 21 F 5/00-5/04] Тараны гидравлические F 04 F 7/02 Градуировка приборов G 12 В 13/00 Твердость, исследование OIN 3/40-3/54 Твердотопливные ракетные двигатели F 02 К 9/08-9/40 Твердые ( пористые материалы, изготовление С 08 J 9/00 припои для пайки металлов В 23 К 35/28 сорбенты В 01 J 20/(00-34) частицы, разделение с использованием электростатического эффекта В 03 С 7/00-7/12) Текучие среды [выбор для гидравлических передач F 16 Н 41/32 горючие, использование для соединения пластических материалов В 29 С 65/26 измерение сейсмических волн V 1/(133, 137) в измерительных приборах В 13/(00-24) для испытания устройств на герметичность М 3/00-3/36) G 01 (в муфтах сцепления D 31/00, 33/00 в передачах Н (39-47)/00) F 16 для очистки и обогрева грохотов и сит В 07 В 1/55, 1/58 сжатых текучих [c.186]
Существует ряд явлений, родственных Э., в к-рых перенос носителей заряда осуществляется не электрич. полем, а градиентом темп-ры (см. Термоэлектрические явления), звуковыми волнами (см, Акустоэлектрический эффект), световым излучением (см. Увлечение электронов фотонами) и т. п. Э. жидкостей, газов и плазмы обладает рядом особенностей, отличающих её от Э. твёрдых тел (см. Электрические разряды в газах, Электрический пробой. Электролиз). Э. М. Эпштейн. ЭЛЕКТРОРАКЁТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (электрореактивные двигатели, ЭРД)—космич. реактивные двигатели, в к-рых направленное движение реактивной струи создаётся за счёт электрич, энергии, Электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) включает собственно ЭРД, систему подачи и хранения рабочего вещества и систему, преобразующую электрич. параметры источника электроэнергии к номинальным для ЭРД значениям я управляющую функционированием ЭРД, ЭРД—двигатели малой тяги, действующие в течение длит, времени (годы) на борту космич. летательного аппарата (КЛА) в условиях невесомости либо очень малых гравитац. полей. С помощью ЭРД параметры траектории полёта КЛА и его ориентация в пространстве могут поддерживаться с высокой степенью точности либо изменяться в заданном диапазоне. При эл.-магн. либо эл.-статич. ускорении скорость истечения реактивной струи в ЭРД значительно выше, чем в жидкостных или твердотопливных ракетных двигателях это даёт выигрыш в полезной нагрузке КЛА. Однако ЭРД требуют наличия источника электроэнергии, в то время как в обычных ракетных двигателях носителем энергии являются компоненты топлива (горючее и окислитель). В семейство ЭРД входят плазменные двигатели (ПД), эл.-хим. двигатели (ЭХД) и ионные двигатели (ИД). [c.590]
В своей компактной и методологически изящно построенной книге автор, профессор Хайфского технологического института, рассматривает все основные процессы в жидкостных и твердотопливных ракетных двигателях, проблемы их конструирования, а также перспективные технические решения, схемы и конструкции двигателей. В тех случаях, когда это возможно, автор рассматривает жидкостные и твердотопливные двигатели совместно. Книгу отличают комплексный подход, тщательность отбора материала н четкость изложения. [c.4]
Рабочий процесс твердотопливного ракетного двигателя можно разделить на три стадии воспламенение заряда, квазистацио-нарный режим и догорание. Для квазистационарного режима используется модель одномерного адиабатического течения. [c.102]
На протяжении пятнадцати лет А.Ф. Сидоров руководил проводившимися в ИММ УрО РАН работами по созданию эффективных методов математического моделирования газодинамических и акустических процессов в камерах сгорания твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ). Он был научным руководителем ряда комплексных тем по исследованию колебательных процессов в РДТТ, выполняемых силами шести организаций. [c.11]
До 1985 г. на космодроме Куру эксплуатировался один стартовый комплекс (ELA-1) для ракеты-носителя Ариан-Г без навесных стартовых твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ). [c.94]
Вскоре выяснилось, что разрывы МЛ и внутренние изломы - характерные особенности вариационных задач, решаемых ОММЛ. В 32] было обращено внимание на особенности, которые возникают при варьировании положения точек излома контура, обтекаемых с образованием пучков волн разрежения. Там же дан способ правильного выполнения соответствующих операций. Как впервые установлено в [33], к оптимальным контурам с внутренними изломами приводит решение задачи профилирования сверхзвуковой части сопла максимальной тяги для твердотопливных ракетных двигателей, в продуктах сгорания которых содержится большое количество отстающих от газа твердых частиц. Аналогичная ситуация возможна при протекании с конечными скоростями в продуктах сгорания неравновесных химических реакций [34. [c.365]
В качестве силовой установки для Ц-1 избрали твердотопливный ракетный двигатель ПРД-1500 тягой 1500 килограммов, созданный конструкторским коллективом инженера Ивана Картукова. По габаритам, весу и, главным образом, по большому значению развиваемой тяги и приемистости он наилучшим образом отвечал кратковременным расчетным режимам программы исследовательских и экспериментальных полетов. Двигатель устанавливался в хвостовой части самолета под оперением. Время его работы — 8-10 секунд. Это обеспечивало горизонтальный полет со скоростью до 900 км/ч. [c.309]
Твердотопливный ракетный двигатель состоит из корпуса с соплом, заряда твердого топлива (II) и воспламенителя. ТТ может быть смесевым и двухос- [c.246]
И тем ие менее, ракетные сисюмы появились иа свет по крайней мере иа полвека позже первых двигателей виутреииего сгорания. Мощные твердотопливные ракетные двигатели стали осваиваться позже жидкостных. И эта историческая последовательность технической реализации определяется, конечно, не тем, что недосуг было , а степенью сложности проблем, к решению которых должна была быть подготовлеил паука и техника всем ходом своего развития. [c.96]Будем различать двигатели с регулируемой и нерегулируемой тягой. Нерегулируемую в полете тягу имеют твердотопливные ракетные двигатели и некоторые типы жидкостных двигателей сравнительно малых тяг. Ре1 улирование тяги на траектории применяется только в жидкостных двигателях. [c.284]
Итак, для характеристики, имеющей участок с отрицательной произвотной, при переходе скорости через значение v (рис. к1,б) происходит смена устойчивого процесса па неустойчивый. При скорости, больщей иг, процесс снова приобретает устойчивость. Аналогичное явление, в частности, можно наблюдать и при работе твердотопливных ракетных двигателей. Такие переходы возможны и в законах движения ракеты. [c.362]
Запуск в США первого искусственного спутника Земли Эксплорер-1 СОСТОЯЛСЯ 1 февраля 1958 года на мысе Канаверал. Масса ИСЗ 8,3 кг. По орбите он вращался вместе с последней ступенью ракеты-носителя (общая масса 14 кг). Масса установленной на спутнике аппаратуры 4,5 кг. Спутник доставлен на орбиту четырехступенчатой ракетой-носителем Юпитер-С ( Юнона-1 ). Стартовая масса PH 28,5 т, сила тяги 370 кН. Первая ступень снабжена ЖРД, работающим на гидразине и жидком кислороде остальные три ступени оборудованы твердотопливными ракетными двигателями. [c.135]
Во втором разделе, изложенном Е. Б. Волковым и Р. С. Судаковым, рассматриваются вопросы расчета и оценки показателей надежности ряда основных агрегатов жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей (камер сгорания, баков, тур-бонасосных агрегатов, элементов автоматики — для ЖРД корпуса, заряда, теплозащитного покрытия — для РДТТ). [c.3]
Ракетный блок 1-й ступени занимает особое место среди новых проектно-конструкторских решений, так как проектировался унифицированным для семейства ракет-носите-лей среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. В соответствии с техническими требованиями, выдвинутыми к ракет-но-космическому комплексу, Энергия-Буран должен быть многоразовым и использоваться в полете не менее десяти раз. Применительно к ракетному блоку с жидкостным ракетным двигателем такое требование было предъявлено впервые в мировой практике. В результате всесторонних исследований была выбрана парашютно-реактивная схема возвращения блока после его отделения от ракеты-носителя. Элементы средств возвращения (парашютная система, твердотопливные ракетные двигатели мягкой посадки и разделение параблока на моноблоки, посадочное устройство, система управления возвращением) расположены частично внутри отсеков блока А , большей частью — под крупногабаритными обтекателями, установленными на его наружной поверхности. [c.478]
В 1915—1916 гг. Годдард впервые провел экспериментальные исследования со стальными камерами порохового ракетного двигателя с целью определения их КПД и скорости истечения. После завершения этих экспериментов Годдард создал окончательный вариант своей монографии, опубликованной Смитсонианским институтом в Вашингтоне в 1919 г. (вышла в свет в 1920 г.) [14]. Однако в этой публикации все вопросы теоретической космонавтики (как и применения жидкостных ракет) отошли на второй план. В том же 1920 г. Годдард представил в Смитеонианский институт доклад О дальнейшей разработке ракетного метода исследования космического пространства (опубликован в 1970 г. [6, с. 413—430]), в котором рассмотрены вопросы применения кислородно-водородного топлива, получения ионизированной реактивной струи, создания солнечнозеркальной энергетической установки и др. Начиная с 1917 г. Годдард занимался конструированием твердотопливной многозарядной (с магазином патронов) ракеты, рассматривая ее поначалу как прототип высотной космической ракеты. [c.442]
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]
mash-xxl.info
