1.1.Принцип создания реактивной силы. Тяга ракетного двигателя

Тяга - ракетный двигатель - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 1

Тяга - ракетный двигатель

Cтраница 1

Тяга ракетного двигателя не зависит от скорости полета, лишь бы скорость истечения была постоянной. [1]

УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС тяги ракетного двигателя - отношение тяги РД к секундному массовому расходу рабочего тела. РД и рода топлива и является осн. УДЕЛЬНЫЙ ОБЪЕМ - величина v, равная отношению объема, занимаемого в-вом, к его массе: vtiV / um 1 / р, где dm - масса в-ва, заключенного в малом объемеdV, р - плотность в-ва. [2]

Определим отношение начальной тяги ракетного двигателя к начальному весу самолета. [3]

Определим далее отношение начальной тяги ракетного двигателя к начальному весу самолета. [4]

Внешние действующие силы - это тяга ракетного двигателя, аэродинамическая и управляющая силы, сила притяжения, центробежная сила и силы Кориолиса. Эти силы изменяются в зависимости от условий окружающей среды. Летательному аппарату с ракетной силовой установкой свойственны очень высокие предельная и крейсерская скорости, независимо от того, представляет собой этот летательный аппарат самолет, ракету, снаряд, космический корабль или искусственный спутник. В период работы силовой установки или во время работы двигателя движение является динамическим. Поскольку многие параметры, включая управляющие силы, устойчивость, коэффициент подъема, коэффициент сопротивления, высоту, угол полета, время горения, уровень тяги и окружающую среду, обычно различны для каждого вида средств передвижения, общего решения быть не может. Скорость и высота, достигаемые вертикально подымающимися летательными аппаратами и ракетными двигателями, определяются из основных уравнений движения. [5]

От каких факторов зависит сила тяги ракетного двигателя. [6]

Между прочим, по этой формуле определяется тяга ракетного двигателя. [7]

Из формулы (32.1) следует, что увеличение силы тяги ракетных двигателей теоретически можно получить различным путем: увеличивая либо площадь S выходного сечения, либо скорость истечения продуктов сгорания. Увеличение площади S выходного сечения приводит в то же время кг возрастанию силы сопротивления воздуха при движении ракеты через атмосферу и, следовательно, к торможению ракеты. Скорость истечения продуктов сгорания также не может быть увеличена беспредельно. [8]

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 общем случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление по каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы. [9]

Следует отметить, что хотя тяга ядерных ракетных двигателей невелика по сравнению с тягой химических ракетных двигателей, ядерный двигатель может работать в течение гораздо большего ( на много порядков) времени, чем ракетный двигатель с химическим топливом. Поэтому ЯРД является весьма перспективным типом двигателя для управляемых межпланетных космических кораблей. Для старта такого корабля с Земли, по-видимому, должны быть использованы двигатели с химическим топливом, а ЯРД используется для полета за пределами земного притяжения. [11]

Практическая необходимость изучения течения с химическими реакциями в сопле связана с проведением точных расчетов тяги ракетного двигателя. Ракетный двигатель состоит из камеры для сжигания топлива с расположенным за ней соплом ( см. рис. 2), в котором горячие продукты горения разгоняются до высокой скорости. Важной характеристикой ракеты является удельный импульс Isp, представляющий собой импульс, полученный ракетой при истечении из сопла единицы массы. Желательно иметь такие топлива, для которых значения / sp велики. Следовательно, параметр потока vz представляет значительный практический интерес. [12]

Это время кажется неправдоподобно большим, что указывает на практическую значимость полетов с оптимальным регулированием тяги ракетного двигателя. [13]

Подсчитано, что 1 кг полезного груза, выведенного на орбиту искусственного спутника, требует 100 кг тяги ракетного двигателя. В результате, на каждый 1 кг спутника приходится несколько сот килограммов различных вспомогательных конструкций, горючего, окислителя и пр. [14]

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 Ка - совершенства самолета. При произвольных значениях фо закон изменения массы определяется проще всего графически. [15]

Страницы: 1 2

www.ngpedia.ru

1.1.Принцип создания реактивной силы

ББК 39.65-02я73

К65 УДК 621.454.2.018(075.8)

Авторы: В. Г. Попов, Н. Л. Ярославцев

К65

Жидкостные ракетные двигатели /В.Г.Попов, Н.Л.Ярославцев.-М.: Издательско-типографский центр - «МАТИ» - КТУ им. К.Э. Циолковского , 2001, 171 с, ил. 103., табл. 3.ISBN5-230-21212-8

Даны классификация и характеристики жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Приведены основные схемы и параметры ракетных двигателей, особенности процессов горения, истечения и теплообмена в ракетных двигателях, сведения о конструкции основных узлов, агрегатов и систем автоматического регулирования ЖРД.

Для студентов высших учебных заведений, специализирующихся в области проектирования ракетных двигателей.

2705140400 - 255

К Без объявл.

038(01)-01

ББК 39.65-02я73

ISBN 5-230-21212-8

© «МАТИ» -Российский Государственный технологический Университет им.К.Э. Циолковского Издательско-типографский центр «МАТИ»- Российского государственного технологического университета им. К.Э.Циолковского

1. Принцип работы реактивного двигателя Основные понятия и определения

Возьмем замкнутый сосуд и создадим в нем избыточное давление Рк. Насосуд будет также действовать сила атмосферного давления Рн окружаю-шея среды, рис. 1.

Рис.1

Если силы давления Рк и Рн уравновешены жесткостью стенок сосуда, то оностанется в покое.

Выполним в сосуде отверстие, рис.2, при этом равновесие сил Рк и Рн

нарушится и сосуд придет в движение (трение между наружной поверхностью

в и окружающей средой не учитывается). В результате этого возникнет

реактивная сила R, величина которой пропорциональна скорости и массе рабо-

Рис.2

чего тела истекающего потока.

Потенциальная энергия избыточного давления будет преобразована в кинетическую энергию (Ек) истекающей струи. Реактивная сила R направлена в сторону, противоположную истечению реактивной струи.

На поверхность сосуда также действует сила, зависящая от величины давлений, воздействующих на его внутреннюю и наружную поверхности, т.е.

Р' = Рк - Рн.

Тяга двигателяявляется результирующей реактивной силыR и сил давлений Р', воздействующих на поверхность сосуда без учета сил внешнего аэродинамического сопротивления

Для создания реактивной силы необходимо наличие 3х элементов:

первичного источника энергии;
рабочего тела;
собственно двигателя, в котором происходят преобразования.

Реактивный двигатель - устройство, обеспечивающее перемещение летательного аппарата ЛА в пространстве, путем преобразования первичного источника энергии в кинетическую энергию реактивной струи.

Различают реактивные двигатели прямой инепрямой реакции.

Для двигателя непрямой реакции характерно наличие движителя -устройства, обеспечивающего реактивную силу, например, винт в турбовинтовом двигателе.

Для создания реактивной силы движитель и двигатель используют разные рабочие тела. В качестве рабочего тела могут использоваться:

1.2. Классификация ракетных двигателей (РД) На рис. 3 представлена классификация ракетных двигателей.

Рис.3

Если в качестве первичного источника энергии используется химическая реакция, то такой двигатель называется химическим.

Термическим РД называется двигатель, у которого энергия первичного источника преобразуется в тепло, а затем в кинетическую энергию истекающей струи. Химические РД являются термическими.

Структурные схемы ХРД и НХРД приведены на рис. 4

ХРД

(химический ракетный двигатель)

НХРД

(нехимический ракетный двигатель)

Г-

2-3-4-

Рис.4

совмещённый источник первичной энергии и рабочего тела;

источник первичной энергии;

камера энергопреобразователь;

ускоритель;

источник рабочего тела.

1.3. Тяга ракетного двигателя

Вывод формулы тяги ракетного двигателя базируется на Ш-м законе Ньютона, при условии, что поток рабочего тела по тракту рассматривается стадион арным.

Стационарным называется движение, при котором расход газа во всех поперечных сечениях канала одинаков и не зависит от времени, а параметры газа в указанных сечениях, включая входное, постоянны и также не являются функцией времени.

Тяга реактивного двигателя является равнодействующей сил давления газов на внутренние и наружные поверхности камеры двигателя. Она возникает в результате преобразования химической энергии топлива в кинетическую энергию, истекающих из камеры, продуктов сгорания.

Тяга в пустоте -=0, рис.5

Рис.5

Определим результирующую силу, воздействующую на стенки

где Fa - площадь среза сопла, м2.

камеры двигателя:

Воспользуемся теоремой импульсов - импульс силы равен изменению количества движения:

где: - масса израсходованного топлива, тн- начальная масса

двигательной установки, тк- конечная масса двигательной установки;- время работы двигательной установки;AWc, Wa - скорости газового потока на входе в сопло и на его срезе, соответственно, так какWa>>Wс.

где т - массовый секундный расход, кг/с;

где:- тяга ракетного двигателя в пустоте, Н;

Wэ.п.- эффективная скорость истечения в пустоте, м/с;

Рис.6

Тяга в условиях атмосферы

РнФ 0; рис.6

где:Wэн - эффективная скорость истечения при наличии давления окружающей среды, м/с.

1.4. Мощностные параметры ракетных двигателей 1.Мощность реактивной струи, Вт.

2.Мощность первичного источника энергии, Вт.

где:- коэффициент полезного действия двигательной установки.

1.5. Удельные параметры ракетных двигателей 1) Удельный импульс,(Н • с)/ кг

Удельный импульс является основным параметром, характеризующим совершенство конструкции и эффективность преобразования энергии в нём. Величина удельного импульса не зависит от тяги, создаваемой двигателем. Для химических ракетных двигателей величина удельного импульса лежит в диапазоне 2000/4000

Вышеприведённый вывод формулы тяги осуществлялся при условии её постоянства во время работы двигательной установки. Однако на практике это не соответствует действительности. На рис.7 приведена зависимость тяги двигательной установки от времени её полёта. (Iвзл, Iпол, Iпд - значения импульса ДУ на режимах взлёта, полёта и выключения, Iпд- импульс последействия).

Рис7

Суммарный импульс двигательной установки 1^, \н ■ с] можно оп-ршишь по следующим зависимостям:

Величину IПД стараются уменьшить, т.к. это обеспечивает точность доставки полезного груза к цели.

2) Удельный расход топлива, кг/Н • с .

Для химических ракетных двигателей величина удельного расхода топлива, существенно выше аналогичного параметра для воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Поэтому время работы ВРД существенно больше, чем ХРД.

3) Удельная мощность реактивной струи, Вт/Н.

4) Удельная масса ДУ, кг/Н, кг/Т.

где: М - масса ДУ без учёта топлива.

Величины удельной массы двигателей различных типов приведены

ниже:

1т=104Н.

Дополнительные параметры, характеризующие работу ракетного двигателя

Тип рабочего тела - выбирается в зависимости от области применения.
Время работы двигателя.

ЖРД - 1000с РДТТ - 200 - 300с Если двигатель обладает системой многократного включения, то задаётся количество включений и интервал времени между ними.

Отклонение величины тяги от её номинального значенияном-
Значения давлений в камере Рк и на срезе сопла Ра.
Величина суммарного импульса
Величина импульса последействия

studfiles.net

Тяга - ракетный двигатель - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 2

Тяга - ракетный двигатель

Cтраница 2

В реальных задачах управления полетами ракеты необходимо учитывать не только силы гравитации, сопротивления воздуха, воздействие сил, вызванных вращением Земли, но и возможность изменять силу тяги ракетного двигателя и направление движения. Все это приводит к созданию сложных математических моделей, исследование которых невозможно без применения ЭВМ. [16]

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 iVo, 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. [17]

С увеличением высоты полета тяга несколько возрастает вследствие увеличения W. От скорости полета тяга ракетного двигателя не зависит. [18]

Так как сила пропорциональна линейному ускорению ( Fma), а момент пропорционален угловому ускорению ( L / а), то измерение ускорения играет важную роль в широкой области приложений. Например, акселерометр может измерять тягу ракетного двигателя, момент на крыле самолета при выходе его из пикирования, вибрационные силы, действующие на качающийся стол, и силовые эффекты землетрясений. Эти и многие другие силы и моменты измеряются с помощью линейных и угловых акселерометров. [19]

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. [20]

Во всех рассмотренных случаях химическая, ядерная или электрическая энергия превращается в тепловую и затем в кинетическую энергию газового потока. Поток истекающих из сопла газов - продуктов химической реакции или специального рабочего тела - теплоносителя, наконец, поток плазмы или ионов, создает тягу ракетного двигателя. [21]

Если в дне ведра с водой проделать отверстие, то из него вниз вытекает струя воды. А если отверстие сделано в боковой стенке ведра. От каких факторов зависит сила тяги ракетного двигателя. [22]

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 точки -, 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 Ятах, сводятся или к простейшей задаче вариационного исчисления, или к вариационным задачам на условный экстремум. [23]

Наконец, самые сложные задачи возникают в тех случаях, когда необходимо учитывать причины, вызывающие изменение движения. Для запуска искусственного спутника Земли ракета-носитель должна стартовать вертикально. Затем ее движение становится все более быстрым вследствие тяги работающих двигателей и одновременно изменяется направление полета, которое все больше приближается к горизонтальному. Все операции, выполняемые до момента выведения спутника на орбиту: старт, отделение отработавших ступеней ракеты, изменение направления полета - можно осуществить только в том случае, если для каждого этапа полета заранее были определены и учтены причины изменения движения: тяга основных ракетных двигателей, масса ракеты, изменяющаяся по мере выработки топлива, работа вспомогательных устройств, обеспечивающих заданное направление полета. [24]

Поэтому высокоскоростные сжимаемые потоки взвесей в большинстве публикаций не рассматривались, за исключением работ, связанных с характеристиками ракетных двигателей на твердом топливе. Как правило, твердое топливо содержит алюминий, используемый главным образом для стабилизации процесса горения. Это является наиболее важным условием, определяющим точность и надежность управляемых снарядов, в которых обычно используются ракетные двигатели на твердом топливе. До 40 % веса продуктов сгорания в таких ракетах составляют мелкие конденсированные частицы. Ясно, что эти частицы ( в основном алюминиевые) не могут совершать работу расширения и вызывают потери тяги ракетного двигателя, связанные с их ускорением в процессе расширения. Диаметр частиц обычно составляет - 1 мкм, но может существенно меняться. В камере сгорания размер частиц может составлять всего 0 1 мкм, но вследствие взаимных столкновений возможно укрупнение частиц до 2 - 5 мкм на выходе из сопла. Это обусловливается сильной агломерацией частиц при взаимных столкновениях в условиях высокой температуры продуктов сгорания на выхлопе. Эрозия горловины ракетных сопл также представляет 4серьезную проблему [1], однако дополнительно образующиеся частицы незначительно влияют на характеристики ракетного двигателя. [25]

При неупругом ударе вся ваша кинетическая энергия относительного движения обращается в нуль. Она расходуется частично на нагрев ударившихся тел, частично на их деформацию - на перелом ноги, например. Но в формулу кинетической энергии входят только масса и относительная скорость и совсем не входит сила тяжести. Но скорость есть скорость, независимо от причины, ее породившей. Поэтому не имеет значения, что при падении на корабль скорость определялась не ускорением свободного падения, а ускорением тяги ракетного двигателя. [26]

Ракета Аджена применяется как последняя ступень носителей Титан-2, - 3 и Атлас. Передняя часть выполнена из листов магниевого сплава толщиной / 11 8 мм и продольных подкрепляющих элементов - стрингеров. Задняя часть отсека изготовлена также из листов магниевого сплава, но не имеет подкреплений. На торцах неподкрепленного 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. [27]

Страницы: 1 2

www.ngpedia.ru

Реактивная тяга - это... Что такое Реактивная тяга?

Реактивная тяга — сила, возникающая в результате взаимодействия двигательной установки с истекающей из сопла струей расширяющихся жидкости или газа, обладающих кинетической энергией[1].

В основу возникновения реактивной тяги положен закон сохранения импульса. Реактивная тяга обычно рассматривается как сила реакции отделяющихся частиц. Точкой приложения её считают центр истечения — центр среза сопла двигателя, а направление — противоположное вектору скорости истечения продуктов сгорания (или рабочего тела, в случае не химического двигателя) . То есть, реактивная тяга:

Реактивное движение в природе

Среди растений реактивное движение встречается у созревших плодов бешеного огурца. При созревании растения его плод отцепляется от плодоножки. Под большим давлением из плода выбрасывается жидкость с семенами, которая направлена в противоположное направление движению плода[3].

Среди животного мира реактивное движение встречается у кальмаров, осьминогов, медуз, каракатиц, морских гребешков и других. Перечисленные животные передвигаются, выбрасывая вбираемую ими воду.

Величина реактивной тяги

Формула при отсутствии внешних сил

Если нет внешних сил, то ракета вместе с выброшенным веществом является замкнутой системой. Импульс такой системы не может меняться во времени.

$~\vec{F}_p = m_p \cdot \vec{a} = -\vec{u} \cdot \frac{\Delta m_t}{\Delta t}$ , где

— масса ракеты $~\vec{a}$ — её ускорение $~\vec{u}$ — скорость истечения газов $~\frac{ \Delta m_t}{\Delta t}$ — расход массы топлива в единицу времени

Поскольку скорость истечения продуктов сгорания (рабочего тела) определяется физико-химическими свойствами компонентов топлива и конструктивными особенностями двигателя, являясь постоянной величиной при не очень больших изменениях режима работы реактивного двигателя, то величина реактивной силы определяется в основном массовым секундным расходом топлива.[1]

Доказательство

До начала работы двигателей импульс ракеты и горючего был равен нулю, следовательно, и после включения сумма изменений векторов импульса ракеты и импульса истекающих газов равна нулю: $~m_p \cdot \Delta \vec{v} + \Delta m_t \cdot \vec{u}$ , где

$\Delta \vec{v}$ — изменение скорости ракеты

$~m_p \cdot \Delta \vec{v} = -\Delta m_t \cdot \vec{u}$

Разделим обе части равенства на интервал времени t, в течение которого работали двигатели ракеты:

$~m_p \cdot \frac{\Delta \vec{v}}{\Delta t} = -\frac {\Delta m_t}{\Delta t} \cdot \vec{u}$

Произведение массы ракеты m на ускорение ее движения a по определению равно силе, вызывающей это ускорение:

$~\vec{F}_p = m_p \cdot \vec{a} = -\vec{u} \cdot \frac{\Delta m_t}{\Delta t}$

Уравнение Мещерского

Если же на ракету, кроме реактивной силы $~\vec{F}_p$ , действует внешняя сила $~\vec{F}$ , то уравнение динамики движения примет вид:

$~m_p \cdot \frac{\Delta \vec{v}}{\Delta t} = \vec F + \vec{F}_p \Leftrightarrow$ $~m_p \cdot \frac{\Delta \vec{v}}{\Delta t} = \vec F + (-\vec{u} \cdot \frac{\Delta m_t}{\Delta t})$

Формула Мещерского представляет собой обобщение второго закона Ньютона для движения тел переменной массы. Ускорение тела переменной массы определяется не только внешними силами $~\vec{F}$ , действующими на тело, но и реактивной силой $~\vec{F}_p$ , обусловленной изменением массы движущегося тела:

$~\vec{a}= \frac{\vec{F}_p+\vec{F}}{m_p}$

Формула Циолковского

Применив уравнение Мещерского к движению ракеты, на которую не действуют внешние силы, и проинтегрировав уравнение, получим формулу Циолковского[4]:

$\frac{m_t}{m}= e^ \frac{\vec{v}}{\vec{u}}$

Релятивистское обобщение этой формулы имеет вид:

$\frac{m_t}{m}=\left (\frac{\vec{c}+\vec{v}}{\vec{c}-\vec{v}}\right)^ \frac{\vec{c}}{2\vec{u}}$ , где $\vec{c}$ — скорость света.

См. также

Примечания

Ссылки

dikc.academic.ru

Способ регулирования тяги ракетного двигателя

Способ относится к ракетно-космической технике и преимущественно может быть использован в ракетных двигателях малой тяги. Способ основан на импульсном изменении тяги. В процессе работы двигателя обеспечивают непрерывную подачу рабочего тела в камеру. К рабочему телу в камере двигателя подводят энергию от внешнего источника посредством дугового разряда периодическими импульсами. При этом продолжительность импульсов определяют по формуле где Рэф - требуемая величина эффективной тяги двигателя; PMIN - тяга двигателя при отсутствии подвода энергии от внешнего источника; РМАХ - тяга двигателя при непрерывном подводе энергии от внешнего источника; Т - периодичность следования импульсов. Способ позволяет существенно повысить экономичность ракетного двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и преимущественно может быть использовано в ракетных двигателях малой тяги.

Регулирование тяги ракетного двигателя необходимо для поддержания требуемого значения тяги при изменении условий работы двигательной установки и для изменения тяги с целью обеспечения заданного режима полета ракеты или космического аппарата. Существующие способы регулирования тяги ракетных двигателей в широком диапазоне (глубокое дросселирование) приводят к существенному снижению экономичности и увеличению массогабаритных характеристик двигательных установок. В связи с этим проблема эффективного регулирования тяги ракетных двигателей является одной из важных проблем, возникающих при создании и использовании ракетно-космической техники. Известен способ регулирования тяги ракетного двигателя (см. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования. - М.: Машиностроение, 1968. С. 252), заключающийся в отключении одной или нескольких камер многокамерного двигателя. Недостатками данного способа являются большая дискретность изменения тяги и большая масса многокамерного двигателя. Известны способы регулирования тяги ракетного двигателя (см. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели: Основы проектирования. - М.: Машиностроение, 1968. С. 252-254), заключающиеся в изменении расхода рабочего тела через камеру двигателя посредством изменения числа оборотов турбонасосного агрегата, дросселирования расхода рабочего тела в камеру, отключения части форсунок, закольцовки части расхода рабочего тела, уменьшения давления в баках с рабочим телом. Недостатком данных способов является существенное снижение экономичности двигателя при отклонении расхода рабочего тела от номинального значения. Это обусловлено тем, что изменение расхода рабочего тела приводит к изменению давления в камере и, как следствие, к нерасчетному режиму работы сопла. Работа сопла в нерасчетном режиме сопряжена с потерей удельного импульса двигателя (см. Кулагин И.И. и др. Теория жидкостных реактивных двигателей. МО СССР, 1972. С. 160-166; Феодосьев В.И., Синярев Г.Б. Введение в ракетную технику. М.: Оборонгиз, 1961. С. 269-271). Наряду с этим, снижение расхода рабочего тела жидкостных ракетных двигателей сопряжено со снижением перепада давления на форсунках. В результате ухудшается смесеобразование компонентов топлива в камере, что также приводит к снижению экономичности двигателя. Кроме того, данные способы не могут быть использованы в жидкостных ракетных двигателях малой тяги, так как для таких двигателей значительное снижение давления в камере от номинального приводит к неустойчивости процесса горения. Наиболее близким к заявляемому изобретению следует считать способ регулирования тяги ракетного двигателя (см. Беляев Н.М., Белик Н.П., Уваров Е.И. Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1979. С. 17, 34-41), предусматривающий периодическое включение и выключение двигателя (импульсный режим работы двигателя). При импульсном режиме работы двигателя его эффективная тяга (постоянная во времени тяга, эквивалентная импульсному режиму) определяется соотношением Рэф=кЗРНОМ, (1) (приложение 2 к решению о выдаче патента, з. 2002113479/06), где РНОМ - номинальное значение тяги двигателя; кЗ - коэффициент заполнения импульсного режима, представляющий собой отношение времени работы двигателя при одном включении к времени между последовательными включениями двигателя. Измерение эффективного значения тяги обеспечивают путем изменения коэффициента заполнения импульсного режима. Данный способ позволяет регулировать тягу двигателя в широком диапазоне. При этом он может быть использован как в двигателях большой тяги, так и в двигателях малой тяги. Существенным недостатком данного способа является его низкая экономичность. Это обусловлено тем, что запуск и выключение двигателя сопряжены с неэффективным использованием рабочего тела. Во-первых, запуск и выключение двигателя протекают при пониженных давлениях в камере. Вследствие этого камера работает в режиме перерасширения, что сопряжено со снижением удельного импульса. Во-вторых, процесс запуска и выключения жидкостного ракетного двигателя связан с ухудшением распыла, испарения и смешения компонентов топлива. В-третьих, при запуске и выключении двигателя соотношение компонентов топлива существенно отличается от оптимального значения, что приводит к неполноте сгорания топлива. Поскольку при использовании данного способа процессы запуска и выключения двигателя составляют значительную часть времени его работы, снижение экономичности двигателя является весьма существенным. Целью настоящего изобретения является устранение отмеченного недостатка прототипа, т.е. повышение экономичности ракетного двигателя. Указанная цель достигается следующим образом. В способе регулирования тяги ракетного двигателя, основанном на импульсном изменении тяги в процессе работы двигателя, обеспечивают непрерывную подачу рабочего тела в камеру. К рабочему телу в камере двигателя подводят энергию от внешнего источника посредством дугового разряда периодическими импульсами. При этом продолжительность импульсов определяют в зависимости от требуемой величины эффективной тяги двигателя. Зависимость тяги двигателя Р от времени t при использовании предлагаемого способа представлена на фиг.1. Эффективную тягу двигателя Рэф для данного случая можно определить следующим образом:

где PMIN - тяга двигателя при отсутствии подвода энергии от внешнего источника; PMAX - тяга двигателя при непрерывном подводе энергии от внешнего источника; Т - периодичность следования импульсов; tИ - продолжительность импульсов. Из представленного выражения видно, что при изменении продолжительности импульсов подвода энергии от внешнего источника tИ в пределах от 0 до Г эффективная тяга двигателя изменяется, соответственно, в пределах от РMIN до PMAX. Из выражения (2) получаем формулу для определения продолжительности импульсов подвода энергии от внешнего источника в зависимости от требуемой величины эффективной тяги двигателя:

Предлагаемый способ обеспечивает возможность регулирования тяги ракетного двигателя в широком диапазоне. При этом, в отличие от прототипа, регулирование тяги не требует многократного запуска и выключения двигателя, так как регулирование тяги осуществляется при непрерывной подаче рабочего тела в камеру двигателя. В результате устраняются потери удельного импульса, связанные с работой сопла в режиме перерасширения, ухудшением смесеобразования компонентов топлива и отклонением соотношения компонентов от оптимального значения. Кроме того, подвод энергии к рабочему телу от внешнего источника посредством дугового разряда повышает температуру рабочего тела на входе в реактивное сопло, что приводит к увеличению скорости истечения рабочего тела из реактивного сопла. Благодаря этому существенно повышается экономичность ракетного двигателя. Таким образом, достигается цель предлагаемого изобретения. Схема устройства, реализующего предлагаемый способ регулирования тяги ракетного двигателя, представлена на фиг.2. Устройство включает в себя камеру двигателя 1, которая связана с системой хранения и подачи рабочего тела 2. Камера двигателя 1 снабжена электродами 3, связанными через коммутирующее устройство 4 с источником электрической энергии 5, в качестве которого может быть использована, например, солнечная батарея. Коммутирующее устройство 4 через программно-временное устройство 6 связано с бортовым комплексом управления 7 летательного аппарата. Регулирование тяги двигателя осуществляется следующим образом. В процессе работы двигателя система хранения и подачи рабочего тела 2 обеспечивает непрерывную подачу рабочего тела в камеру двигателя 1. В камере двигателя 1 к рабочему телу подводится энергия от источника электрической энергии 5 посредством дугового разряда между электродами 3 периодическими импульсами. Импульсный подвод энергии обеспечивается за счет периодического включения и выключения коммутирующего устройства 4 по команде от программно-временного устройства 6. Настройка программно-временного устройства 6 осуществляется бортовым комплексом управления 7. При отклонении эффективной тяги двигателя от требуемого значения бортовой комплекс управления 7 обеспечивает определение нового значения продолжительности импульсов подвода энергии от источника электрической энергии 5 по формуле (3) и обеспечивает соответствующую настройку программно-временного устройства 6. В результате коммутирующее устройство 4, управляемое программно-временным устройством 6, изменяет продолжительности импульсов подвода энергии от источника электрической энергии 5, что обеспечивает приведение эффективной тяги двигателя к требуемому значению.

Формула изобретения

Способ регулирования тяги ракетного двигателя, основанный на импульсном изменении тяги, отличающийся тем, что обеспечивает непрерывную подачу рабочего тела в камеру двигателя, а к рабочему телу в камере подводят энергию от внешнего источника посредством дугового разряда периодическими импульсами, продолжительность которых определяют по формуле

где Рэф - требуемая величина эффективной тяги двигателя; PMIN - тяга двигателя при отсутствии подвода энергии от внешнего источника; РМАХ - тяга двигателя при непрерывном подводе энергии от внешнего источника; Т - периодичность следования импульсов.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

www.findpatent.ru

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

тяга ракетного двигателя n

1) Av. Raketenmotorschub, Raketentriebkraft

2) milit. Raketenschub, Raketentriebwerkschub

3) aerodyn. Schub von der Rakete

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

тяга разгона
тяга ракетной системы

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

Удельная тяга — ракетного двигателя, отношение тяги, развиваемой ракетным двигателем, к секундному массовому расходу топлива; показатель эффективности двигателя в (н․сек)/кг [(кгс․сек)/кг]. У. т. лучших жидкостных ракетных двигателей (1976) достигает 4,5 … Большая советская энциклопедия
коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… … Энциклопедия «Авиация»
коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… … Энциклопедия «Авиация»
коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… … Энциклопедия «Авиация»
коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… … Энциклопедия «Авиация»
Реактивная тяга — (реактивная сила) сила реакции (отдачи) струи, создаваемая в результате истечения газов (или другого рабочего тела) из сопла реактивного двигателя. Реактивная тяга приложена непосредственно к корпусу ракетного двигателя и без каких либо… … Морской словарь
Коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д. Полный коэффициент полезного действия (η)0,… … Энциклопедия техники
РЕАКТИВНАЯ ТЯГА — РЕАКТИВНАЯ ТЯГА, сила, которая создается в результате действия ПРОПЕЛЛЕРА, РЕАКТИВНОГО или РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ. Пропеллер самолета придает воздуху движение вперед, реактивные и ракетные двигатели отбрасывают газы назад. Тяга же действует в… … Научно-технический энциклопедический словарь
реактивный двигатель — двигатель, тяга которого создаётся реакцией (отдачей) вытекающей из него струи рабочего тела. Под рабочим телом применительно к двигателям понимают вещество (газ, жидкость, твёрдое тело), с помощью которого тепловая энергия, выделяющаяся при… … Энциклопедия техники
Сопло Лаваля — Истечение сверхзвуковой струи из сопла ракетного двигателя RS 68 на огневых испытаниях. NASA, США. Сопло Лаваля техническое приспособление, разгоняющее проходящий по нему га … Википедия
Сверхзвуковое сопло — Истечение сверхзвуковой струи из сопла ракетного двигателя RS 68 на огневых испытаниях. NASA, США. Сопло Лаваля техническое приспособление, которое служит для ускорения газового потока проходящего по нему до скоростей, превышающих скорость звука … Википедия

universal_ru_de.academic.ru

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

тяга ракетного двигателя

1) Astronautics: lift of rocket motor, motor thrust, rocket power, rocket thrust

2) Makarov: rocket reaction

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

тяга разгонного аппарата
тяга ракетного двигателя системы аварийного прекращения полёта

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

Удельная тяга — ракетного двигателя, отношение тяги, развиваемой ракетным двигателем, к секундному массовому расходу топлива; показатель эффективности двигателя в (н․сек)/кг [(кгс․сек)/кг]. У. т. лучших жидкостных ракетных двигателей (1976) достигает 4,5 … Большая советская энциклопедия
коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… … Энциклопедия «Авиация»
коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… … Энциклопедия «Авиация»
коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… … Энциклопедия «Авиация»
коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… … Энциклопедия «Авиация»
Реактивная тяга — (реактивная сила) сила реакции (отдачи) струи, создаваемая в результате истечения газов (или другого рабочего тела) из сопла реактивного двигателя. Реактивная тяга приложена непосредственно к корпусу ракетного двигателя и без каких либо… … Морской словарь
Коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д. Полный коэффициент полезного действия (η)0,… … Энциклопедия техники
РЕАКТИВНАЯ ТЯГА — РЕАКТИВНАЯ ТЯГА, сила, которая создается в результате действия ПРОПЕЛЛЕРА, РЕАКТИВНОГО или РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ. Пропеллер самолета придает воздуху движение вперед, реактивные и ракетные двигатели отбрасывают газы назад. Тяга же действует в… … Научно-технический энциклопедический словарь
реактивный двигатель — двигатель, тяга которого создаётся реакцией (отдачей) вытекающей из него струи рабочего тела. Под рабочим телом применительно к двигателям понимают вещество (газ, жидкость, твёрдое тело), с помощью которого тепловая энергия, выделяющаяся при… … Энциклопедия техники
Сопло Лаваля — Истечение сверхзвуковой струи из сопла ракетного двигателя RS 68 на огневых испытаниях. NASA, США. Сопло Лаваля техническое приспособление, разгоняющее проходящий по нему га … Википедия
Сверхзвуковое сопло — Истечение сверхзвуковой струи из сопла ракетного двигателя RS 68 на огневых испытаниях. NASA, США. Сопло Лаваля техническое приспособление, которое служит для ускорения газового потока проходящего по нему до скоростей, превышающих скорость звука … Википедия

universal_ru_en.academic.ru

1.1.Принцип создания реактивной силы. Тяга ракетного двигателя

Тяга - ракетный двигатель - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 1

Тяга - ракетный двигатель

1.1.Принцип создания реактивной силы

1.3. Тяга ракетного двигателя

Тяга - ракетный двигатель - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 2

Тяга - ракетный двигатель

Реактивная тяга - это... Что такое Реактивная тяга?

Реактивное движение в природе

Величина реактивной тяги

Формула при отсутствии внешних сил

Доказательство

Уравнение Мещерского

Формула Циолковского

См. также

Примечания

Ссылки

Способ регулирования тяги ракетного двигателя

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

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

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

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

Смотрите также