slonam.ru Ракетные двигатели /В. Г. Попов, Н. Л. Ярославцев. М.: Издательско-типографский
Другие
Правовые
Компьютерные
Экономические
Астрономические
Географические
Про туризм
Биологические
Исторические
Медицинские
Математические
Физические
Философские
Химические
Литературные
Бухгалтерские
Спортивные
Психологичексие
добавить свой файл

страница 1 страница 2 ... страница 7 страница 8
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. ISBN 5-230-21212-8

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

1.1.Принцип создания реактивной силы

Возьмем замкнутый сосуд и создадим в нем избыточное давление Рк. На сосуд 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 он останется 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 силы R 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 и непрямой 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:



  • жидкая или газообразная окружающая среда;

  • топливо;

  • окружающая среда и топливо.

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-

1-

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 как Wa >> 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 атмосферыРн Ф 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

  1. Тип рабочего тела - выбирается в зависимости от области применения.

  2. Время работы двигателя.

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

  1. Отклонение величины тяги от её номинального значенияном-

  2. Значения давлений в камере Рк и на срезе сопла Ра.

  3. Величина суммарного импульса

  4. Величина импульса последействия

2. Формула Циолковского и её практическое применение

2.1. Идеальная скорость и массовые характеристики ракеты



Идеальная скорость - скорость, которую приобрел бы летательный аппарат, двигаясь прямолинейно, если бы весь запас энергии, находящийся на его борту, был бы израсходован на ускорение.

где: ,, - действительная скорость и её потери;





dVrp, dУАяр, dVynp - потери скорости гравитационные, аэродинамиче­ские и на управление, соответственно.


Первая космическая скорость VK , = 7900м/c





VК1+dVпк1=VК2 = 10200м/с

Идеальная скорость характеризует запас топлива на борту ра­кеты, необходимый для проведения определенного маневра.



Массовая характеристика ракеты

Массовые модели одно и двухступенчатых ракет приведены на рис. 8.





Рис.8

Условные обозначения: о. к, п, п.ф., коне, т, - массы стартовая, конечная, полезная, полезная фик­тивная, конструкции и топлива, соответственно.

Масса ракеты, находящаяся над ступенью, также называется полезной фиктивной нагрузкой.

Одноступенчатая ракета называется субракетой.

Количество субракет определяется требуемой дальностью доставки полезного груза. Так при использовании ЖРДУ для обеспечения дальности полёта до 1000 км используется 1 ступень, при дальности 1000 - 3000 км - 2 ступени, а при дальности более 3000 км - 3 ступени.

2.2. Относительные массовые характеристики субракет

1. Относительная масса полезного груза



11

2. Относительная масса конструкции

3. Относительная массатоплива



4. Число Циолковского - Z и модифицированное число Циолковско­


го -z:







2.3. Формула Циолковского

Предназначена для определения идеальной скорости ракеты. При выводе формулы Циолковского примем следующие допущения:

ракета летит прямолинейно;

гравитационные силы не рассматриваются;

давление окружающей среды отсутствует.

Рассмотрим расчётную схему исследуемого процесса, рис.9.


















Согласно первого закона Ньютона:

Рис.9


Согласно формуле тяги:

Знак «-» в вышеприведенной формуле указывает на снижение массы двигательной установки М за счет уменьшения массы топлива.









Если конструкция космического аппарата состоит из N субракет и при этом значения числа Циолковского и эквивалентной скорости для них одинако­вы, то изменение идеальной скорости можно рассчитать по формуле:





3. Рабочий процесс в химических ракетных двигателях

3.1. Аэрогазодинамический нагрев в полёте

При движении газа с гиперзвуковыми скоростями М>5 на процесс теп­лообмена существенное влияние оказывают явления диссоциации, рекомбина­ции и ионизации.

Диссоциация - процесс разложения молекулярных соединений и ато­мов на их составляющие. Процесс сопровождается значительным поглощением тепла.

Рекомбинация - процесс обратный диссоциации; происходит с выде­лением тепла.

Существенная интенсификация данного процесса наблюдается при на­личии катализатора, в качестве которого можно рассматривать поверхность летательного аппарата (ЛА).



Ионизация - процесс отрыва свободных электронов от атомов.

При М<20 ионизируется менее 1% воздуха. Поэтому при указанных режимах полета влияние ионизации на теплообмен можно не учитывать.

В случае исследование теплообмена между поверхностью ЛА и газо­вым потоком при М<20 могут быть использованы зависимости, полученные в курсе «Термодинамика газовых потоков», с учетом влияния рассмотренных процессов на теплофизические свойства окружающей среды.

При движении ЛА с космическими или околокосмическими скоростя­ми в сильно разреженных слоях атмосферы протяжённость свободного пробе­га молекулы соизмерима, а в некоторых случаях превышает протяжённость летательного аппарата.

Такая зона полета называется областью свободномолекулярного пото­ка. При этом у поверхности ЛА отсутствует пограничный слой и математиче­ские зависимости полученные в курсе «Термодинамика газовых потоков», ста­новятся не применимы.

При полёте в области свободно молекулярного потока определяющим является критерий Кнудсена:

где: М и Re - критерии Маха и Рейнольдса, соответственно; к - показатель адиабаты.

В области свободномолекулярного потока величина критерия Кнудсе­на Кn >10.

При 0,1>Кn>0,01 у поверхности ЛА образуется тонкий пограничный слой скользящий вдоль неё, в котором наблюдается резкое изменение парамет­ров потока.

Процесс соударения между потоком и поверхностью ЛА характеризу­ется коэффициентом аккомодации А. Его величина зависит от параметров по­тока и состояния поверхности; характеризует относительную энергию, переда­ваемую от молекулы к поверхности ЛА при их соударении.

При проведении технических расчетов величина А принимается равной 0,9.

Процесс теплообмена в области свободно молекулярного потока с дос­таточной степенью точности характеризуется уравнением:



где:


- характеризует отношение скорости полёта ЛА к возможной скорости
молекулы;

- критерий Прандтля.

3.2. Реакции химически активных газов

Процессы расширения газов в значительной степени зависят от темпе­ратуры и химического состава этих газов. С этой точки зрения все газы можно разделить на две группы: реагирующие (активные) и не реагирующие (пассив­ные).

Активный газ — это газ, в котором при расширении происходят те или иные химические реакции; пассивный — расширяющийся без сопровождения химическими реакциями.

Обычно, химические реакции, происходящие в газах при их расшире­нии, отрицательно влияют на параметры термодинамического процесса и дви­гательной установки в целом. К таким реакциям относятся диссоциация, кон­денсация и ионизация.

Так как диссоциация (процесс разложения молекулярных соединений на составляющие элементы) протекает с поглощением большого количества тепла, то это приводит к снижению температуры потока, то есть уменьшению его общей энергетики, а, следовательно, к ухудшению основных параметров двигателя.

При расширении газового потока происходит снижение его температу­ры, а, следовательно, возможно явление конденсации — частичный переход рабочего тела из газообразного состояния в жидкое. Это отрицательно влияет на характеристики двигательной установки, уменьшая совершаемую газом по­лезную работу.

Наглядное представление возникновения потерь от конденсации пока­зано на рабочей диаграмме, рис.10.






Располагаемая работа

Потери располагаемой работы от конденсации Начало конденсации



Рис. 10

Ионизация — процесс отрыва электронов с внешних орбит электро­нейтральных атомов. Возникает при больших скоростях газового потока и обтекании им тел. Ионизация вызывает появление на выходе из сопла электро­заряженных частиц, вследствие чего наблюдается снижение тяги из-за взаи-

моотталкивания одноимённо заряженных ионов рабочего тела. Кроме того, в процессе эксплуатации корпус летательного аппарата приобретает высокий электрический потенциал, что может вызвать электрический разряд между корпусом этого ЛА и другими электронейтральными или противоположно за­ряженными телами. При этом могут образоваться мощные кратковременные дуговые разряды, порой приводящие к серьёзным последствиям. Даже просто нахождение корпуса ЛА под высоким электрическим потенциалом уже может быть небезопасно для экипажа и приборов. Поэтому в случае процесса иони­зации необходимо применять специальные устройства — нейтрализаторы, ко­торые усложняют конструкцию двигателя и увеличивают его массу.

3.3. Потери в химических ракетных двигателях

Рассмотрим идеальный ABCD и реальный abcd циклы РД в рабочей P-V диаграмме, рис. 11.



Рис.11

АВ - изохорический процесс сжатия компонентов топлива в магистралях и турбонасосном агрегате (ТНА);

ВС - изобарный процесс с подводом тепла Qi; горение топлива в камере его рания;



CD - адиабатический процесс расширения газа в канале сопла; DA - изобарный процесс с отводом тепла Q2, происходящий за пределами дви­гателя;

Площади ABCD и abсd - работы реального и идеального циклов РД, соответ­ственно;

Площадь аАВв - потери на сжатие; Площадь ЬСс - потери в камере сгорания; Площадь CDdc - потери в канале сопла;

16

Потери в камере обусловлены:

а) диссоциацией;

б) трением газа о стенки камеры;

в) неполнотой сгорания топлива;

г) разгоном газового потока по тракту камеры.

Снижение потерь, обусловленных процессом диссоциации, может осущест­вляться путем:

а) использования топлив, не склонных к процессу диссоциации;

б) увеличения давления в камере сгорания до 300МПа.
Потери в канале сопла обусловлены:

а) конденсацией;

б) трением потока о стенки сопла;

в) непараллельностью течения потока относительно оси камеры;

г) неадиабатичностью процесса.

3.4. Скорость истечения газов из сопла ракетного двигателя



Из теории газового потока известно, что для каждого поперечного се­чения канала при установившемся режиме течения выполняется условие: сум­ма энтальпии i газового потока и его кинетической энергии Ек остается ве­личиной постоянной.
































































Степень расширения газав канале сопла равна:








тогда:































Термический КПД:







Коэффициент тяги:

где:


К - безразмерный коэффициент тяги, характеризующий увеличение силы тяги за счёт расширяющейся части сопла;

B=f(k)




где:- относительная степень расширения сопла.

3.5. Оценка эффективности процессов в химических ракетных двигателях

Для оценки качества работы ракетных двигателей используются энер­гетические коэффициенты полезного действия (к.п.д.)и импульсные коэф­фициенты потерь



Энергетические к.п.д. г\ - учитывают совершенство процесса преобра­зования теплоты в работу, а импульсные коэффициенты потерь- потери энергии в элементах камеры ракетного двигателя.





1.Суммарный коэффициент полезного действия:

где Lц - работа, совершаемая ракетным двигателем за цикл (эквивалентна площади abcd на рабочей P-V диаграмме, см. рис. 11). Нраб - теплота, выделяемая двигателем за цикл.

где - энергетический к.п.д. импульса давления;



- энергетический к.п.д. в канале сопла;
- энергетический к.п.д. процесса расширения;

- термический к.п.д.

2.Импульсный коэффициент потерь в камере сгорания:

Индексы «и» и «д» соответствуют идеальным и действительным зна­чениям параметра.

Принято считать, что; , тогда



3.Импульсный коэффициент потерь в канале сопла:

где: Кр - коэффициент тяги;

Нижний предел изменения величинысоответствует ДУ с малыми тягами, а верхний - с большими тягами.

4. Импульсный коэффициент потерь удельного импульса:



4. Характеристики ракетного двигателя

4.1. Дроссельная характеристика ракетного двигателя

Зависимость тяги и удельного импульса двигателя от массового се­кундного расхода топлива при постоянной высоте полета и неизменном соот­ношении компонентов топлива называется дроссельной характеристикой ра­кетного двигателя.







В действительности при работе ракетного двигателя изменение массо­вого секундного расхода топлива т сопровождается изменением парамет­ров потока по тракту двигателя (Wa , Ра, Тк). Однако, т.к. изменение т на стабилизированном участке полета незначительно, то принимают:

Определим зависимость



-импульс давления







Дроссельные характеристики представляют собой семейство прямых с угловым коэффициентом А, зависящим от скорости на срезе сопла, рис.12.

Зона нежелательной работы





Рис.12

При массовом секундном расходе, согласно полученной

графической зависимости, рис. 12, тяга принимает отрицательные значения. В действительности этого не наблюдается, т.к. в этом случае существенным об­разом меняется режим истечения (отрыв потока от стенок сопла), что обу­славливает положительные значения тяги. При работе ЖРД существует неко­торое значение массового секундного расхода, меньше которого работа двигательной установки является нежелательной в течение длительного перио­да времени.





Зависимость удельного импульса Iуд от массового секундного расхода т представлена на рис. 13

При работе двигателя целесообразно поддерживать постоянной вели­чину удельного импульса даже при изменении массового секундного расхода. Это возможно за счет обеспечения следующих мероприятий:

поддержание постоянным перепада давления на форсунках;

поддержание постоянным давления в камере, Pк=const;

обеспечение работы двигательной установки на расчетном режиме.




Рис.13

Мероприятия, обеспечивающие изменение протекания дроссель­ной характеристики.






Рис.14


1.Изменение вида топлива, рис.14

2.Изменение площади среза сопла, рис. 15





Рис.15




4.2. Высотная характеристика

Высотная характеристика - зависимость тяги и удельного импульса от высоты полета при постоянном значении массового секундного расхода и не­изменном соотношении компонентов топлива.





Рис. 16

На рис. 16 представлена зависимость давления окружающей среды Рн от высоты Н.

На рис. 16 приведены зависимости тягии удельного импульса Iуд

от высоты полёта. Необходимо отметить, что при малых высотах полёта из-за сильного перерасширения газа наблюдается отрыв потока от стенок сопла, что учтено при построении высотной характеристики.



Рис.17

4.3. Режимы работы сопла

1) Расчетный режим, Ра = Рн, рис. 18а

2) Режим недорасширения, рис. 186.

Режим недорасширения наблюдается при полете летательного аппа­рата по траектории выше расчетной.

3) Режим перерасширения, Ра < Рн . рис. 18а.

Режим перерасширения наблюдается при полете летательного аппа-г-о-э по траектории ниже расчетной.





а)




б)




в)

Рис. 18

Влияние высотности сопла на протекание высотной характеристики

Высотность сопла определяется расчетным значением давления на срезе сопла Ра; чем меньше Ра, тем высотность сопла больше.

1) Возьмём серию сопел для которых справедливо соотношение



, при условии

2) Для сопла с относительной степенью расширения - F1 на рас­четной высоте - Н1 наблюдается расчетное значение тяги - -Ун,1, ко­
торое является для него максимальным, рис.19.

3)Рассмотрим сопло, у которого относительная степень расшире­ния , причемТак как, то и

4) Точки с экстремальными значениями тяг соединим кривой, ко­
торая будет являться высотной характеристикой всережимного со­
пла, рис.19








Рис.19 5.

Общие сведения о ЖРД

5.1. Системы космических летательных аппаратов

Различают следующие типы космических летательных аппаратов: 1) Баллистические ракеты (Б.Р.). Обеспечивает доставку полезного груза к цели без вывода на орбиту.






Б.Р.

26

2) Ракетоносители (Р.Н.).

Обеспечивает доставку полезного груза к цели с выводом на орбиту.






Р.Н.

а) Последовательная схема.

б) Пакетная схема.













3) Многоразовые транспортные космические аппараты (МТКА). Назначение такое же, как у Р.Н.




МТКА

КА).

4) Межорбитальные транспортные космические аппараты (МоТ-



Обеспечивает вывод полезного груза на более высокие, чем Р.Н., космические орбиты.

МоТКА


5) Искусственные спутники земли (ИСЗ).




исз

6) Лунные космические аппараты (ЛКА), межпланетные космиче­ские аппараты (МпКА)..




ЛКА, МпКА





5.2. Классификация и схемы ЖРД


Одна из возможных классификаций ЖРД (по способу получения рабочего тела для турбины ТНА) представлена на рис.20.

Рис.20

Условные обозначения к рис.20:

ВСПК - вытеснительная система подачи компонентов, рис.21; 1-ЖРД с газогенератором, работающим на автономном топливе, рис.22; 2-ЖРД с газогенератором, работающим на основных компонентах топ­лива, рис.23;

3-ЖРД без газогенератора с газификацией охладителя в зарубашечном про­странстве, рис.24; 4-ЖРД с двумя газогенераторами, рис.25.

В зависимости от агрегатного состояния компонентов ( «Ж» -жидкость или «Г» - газ), поступающих в камеру сгорания, все конструктивные схемы ЖРДУ можно условно классифицировать на «Ж - Ж», «Ж -Г» или «Г -Г». Необходимо отметить, газификация компонента способствует улучшению энергетических показателей ЖРДУ.

В ЖРД с ВСПК, рис.21, рабочее тело (инертный газ) из газового акку­мулятора давления 1 через редукторы 2 направляется в баки окислителя и го­рючего 3. Далее окислитель поступает в смесительную головку 4 камеры, а горючее в зарубашечное пространство, образованное двойными стенками ка­меры ЖРД.

Основным преимуществом данной схемы является конструктивная простота (отсутствие ТНА). Однако, для ЖРД работающих по указанной схеме характерны сравнительно невысокие значения тяги и удельного импульса, что

29



Рис.21





Рис.22

определило ее применение в качестве двигателей ориентации. Кроме того, в связи с нагруженностью баков для компонентов избыточным давлением они выполняются толстостенными, что приводит к существенному ухудшения мас­совых характеристик ЖРДУ в целом.

В данной конструктивной схеме ЖРДУ, рис.22, в качестве рабочего тела приведения во вращение турбины 1 ТНА используется перекись водорода . поступающая в парогазогенератор 8 и разлагающаяся в нём под действи­ем катализатора перманганата калия К Mg04 с образованием парогаза при температуре 600 - 800К. Парогаз направляется на лопатки турбины, обеспечи­вая вращение насосов 2, 3, 4 и, следовательно, подачу компонентов в комеру сгорания ЖРД - 5. Генераторный газ из турбины выбрасывается через патрубок 6 а сопло 7 за пределы двигателя. В некоторых ЖРД, работающих по указан-ной схеме, генераторный газ использовался для создания управляющих усилий для ориентации ЛА в пространстве и для создания дополнительной тяги путём его введения в расширяющуюся часть сопла. Данная конструктивная схема ЖРДУ использовалась до 70 годов двадцатого столетия.



Рис23


Особенностью данной конструктивной, рис.23, схемы является более эффективное использование генераторного газа, путём его подачи в смеситель-ную головку камеры через газовод 9. В зависимости от соотношения компо-нентов (величины коэффициента избытка окислителя - а), подаваемых в газо­генератор, он может быть окислительного или восстановительного типа. Дав-ление в полости турбины должно быть выше давления в смесительной головке на величину гидравлического сопротивления газовода.

Конструктивная схема ЖРД, представленная на рис.24, используется, когда в качестве одного из компонентов применяется жидкий водород, который проходя через систему последовательно расположенных насосов (снижение вероятности взрыва при резком повышении давления компонента), направляет-









страница 1 страница 2 ... страница 7 страница 8
скачать файл

Смотрите также:



© slonam.ru, 2018