АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомДругоеЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция

Двигательные установки ракет

Читайте также:
  1. II. Программные установки в движениях декабристов и народников: общее и особенное.
  2. Возможности inf-файлов для установки программ.
  3. Выбор расчетного режима холодильной установки
  4. Выбор способа охлаждения холодильника и схемы холодильной установки
  5. Глава 3. Оценочные диспозиции (Ценностные установки)
  6. Електроустановки житлових, громадянських адміністративних та побутових будинків. Терміни та визначення.
  7. Значение диаграммы холодильных агентов для анализа работы холодильной установки и ее обслуживания
  8. Измерительные приборы и установки
  9. Конструктивные и аэродинамические схемы ракет
  10. КОНСТРУКЦІЯ І ПРИНЦИП ДІЇ ЛАБОРАТОРНОЇ УСТАНОВКИ автоматизованого приводу компресора
  11. Мерцает по курсу ракеты Земля.

1. Назначение и классификация двигательных установок ракет

Все ракеты независимо от типа аэродинамической схемы и конструктив­ных особенностей снабжены реактивными двигателями. Реактивный двигатель служит для преобразования химической энергии топлива в тепловую, а затем в кинетическую энергию газовой струи. В результате истечения газов из сопла двигателя образуется реактивная сила, перемещающая ракету в пространстве.

Схема классификации реактивных двигателей приведена далее.

В ракетных двигателях горючее и окислитель находятся на борту ракеты. В воздушно-реактивных на борту ракеты находится только горючее. Окислите­лем является воздух.

 

2. Устройство и действие двигательных установок ракет

Схема жидкостного реактивного двигателя (ЖРД) приведена на рис. 1.16. Сжатый воздух, находящийся в воздушном баллоне, через редуктор (обеспе­чивающий снижение давления) вытесняет двухкомпонентное топливо в камеру сгорания Здесь топливо, образуемое горючим и окислителем, распыляется с помощью форсунок и поджигается воспламенителем. Существуют и такие топ­лива, которые самовоспламеняются. В этом случае воспламенитель отсутству­ет. Образовавшиеся газы и обеспечивают движение ракеты.

 

Рис. 1.16. Структурная схема жидкостного реактивного двигателя

 

 
Рис. 1.17. Структура реактивного двигателя твердого топлива

Схема реактивного двигателя твердого топлива (РДТТ) изображена на рис. 1.17. В этом двигателе применяется унитарное топливо, включающее в себя и горючее, и окислитель. Оно располагается в самой камере сгорания. Топливо может иметь форму шашек, соответствующих диаметру и длине камеры сгорания, цилиндров или труб. Форма определяет площадь поверхности горения, а значит, и силу тяги двигателя. Воспламенение топлива может производиться пиропатроном.

Схема турбореактивного двигателя (ТРД) показана на рис. 1.18. Воздухозаборник раке­ты направляет воздушный поток в компрес­сор двигателя. Компрессор включает в себя 7...17 вращающихся дисков с лопатками (степеней сжатия воздуха). Он обеспечивает повышение давления воздуха в 4-5 раз и на­гнетает его в камеру сгорания. Кислород воз­духа является окислителем.

Сюда же подается и горючее, в резуль­тате чего в камере сгорания образуется воз­душно-топливная смесь. При возгорании смеси выделяются газы, проходящие через турбину в сопловую часть двигателя. Потоки газа вращают турбину и диски компрессора, закрепленные на общей оси. В сопле газы расширяются и истекают в атмосферу с большой ско­ростью, создавая реактивную тягу.

Прямоточный воздушно-реактив­ный двигатель (ПВРД) компрессора и турбины не имеет. В этом случае не­большое сжатие воздуха происходит за счет движения ракеты.

Пульсирующий воздушно-реактив­ный двигатель (ПуВРД) подобен ПВРД, но в нем между воздухозаборником и

камерой сгорания установлена перегородка с системой клапанов. Эти клапаны периодически открываются, подавая одновременно воздух и горючее в камеру сгорания. Горение топлива происходит чередующимися вспышками. В резуль­тате этого тяга двигателя создается импульсно - истечение газов - импульси-рующее.

 

 

Топливо ЖРД может состоять из следующих компонентов:

  1. Жидкие горючие вещества:

 

а) анилин

 

б) гидразингидрат

 

в)диметилгидразин

 

г) смесь 50% триэтиламина и 50% ксилидина и др.

2. Окислители:

а) жидкий кислород (O2);

б) азотная кислота (HNO3)

в) четырехокись (N2O4) азота;

г) перекись водорода (H2O2);

д) смесь: азотной кислоты и четырехокиси азота, и др. Жидкие горючие вещества богаты углеродами, а окислители - кислоро­дом. Смесь триэтиламина и ксилидина называется “Тонка-250” и является са­мовоспламеняющейся. Все окислители являются агрессивными веществами, что усложняет работу с ними. Для снижения агрессивности в эти вещества до­бавляют ингибиторы: ортофосфорную кислоту, йод, серную кислоту.

Топливо для РДТТ - это или нитроглицериновые (бездымные) пороха, на­зываемые баллистными, или следующие смесевые вещества:

1. Перхлорат калия (76%) + асфальт (17%) + нефть (7%).

2. Перхлорат аммония (80%) + каучук (20%).

3. Нитрат аммония (80%) + каучук (18%) + катализатор (2%), и др. Для улучшения процесса горения в твердое топливо добавляют катализа­торы: соли некоторых металлов, сажу и другие вещества.

 

 

3. Основные параметры двигательных установок ракет

К числу основных параметров двигательных установок относятся:

- сила тяги;

- удельная тяга;

- коэффициент весового совершенства.

 

Силой тяги Pт называется равнодействующая сил давления газов, рас­пределенная по всей внутренней поверхности камеры сгорания двигателя:

 

 

где М*- секундный расход газов, кг/с; wа -скорость истечения газов в выход­ном сечении сопла, м/с (может достигать 3000 м/с); Sa - площадь выходного

 

сечения, см2 (обычно составляет 10... 20 см2); рa -давление газов в выход­ном сечении сопла, Па; р - давление окружающей среды, Па.

В ракетах ВМФ применяются двигатели с тягой 5000.400 000 Н. Одна и та же тяга может быть создана при различном расходе топлива, поэтому со­вершенство двигателя и эффективность его работы оценивают удельной тягой

 

 

которая составляет 3000...4000 м/с.

 

Коэффициентом весового совершенства двигателя альфа дв называют отно­шение массы двигателя m дв к массе топлива mт, располагаемого на ракете:

Этот коэффициент лежит в пределах 0,1... 0,2.

 

 


1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | 10 |

Поиск по сайту:



Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Студалл.Орг (0.006 сек.)