Ракетный двигатель - твердое топливо
Cтраница 2
 |
Двигатель со щелевым зарядом. [16] |
Покажем, как определяется характерный размер для тепло-напряженных узлов на примере баллистической ракеты дальнего действия с ракетным двигателем твердого топлива. [17]
Жесткие ППУ применяют для изготовления способом заливки таких изделий, как корпуса управляемых снарядов, обтекатели антенн, каркасы пассажирских кресел, стержни при заливке заряда в корпус ракетного двигателя твердого топлива, трехслойные панели различного назначения. Определенные преимущества дает изготовление некоторых элементов несущих поверхностей и оперения самолетов в виде трехслойных конструкций, в которых силовой материал ( сталь, алюминий, титан, стеклоткань) служит обшивкой, а ППУ - заполнителем, придающим конструкции необходимую прочность и жесткость. Например, обшивка крыла беспилотного самолета КДМ-I ( США) выполнена из стеклоткани, а заполнитель - из ППУ, вспененного в стальной закрытой форме. Заполнитель отверждается после сборки его с обшивкой также в форме, нагреваемой до 100 С. [18]
 |
Влияние содержания смолы на разрывную прочность. [19] |
Сосуды, изготовленные из эпоксидных намоточных стеклопластиков, испытывались действием многократного внешнего цикличного давления. Корпус ракетного двигателя твердого топлива требует не более пяти циклов давления. [20]
Необходимо отметить, что приоритет в создании принципиальных схем различных типов реактивных двигателей принадлежит русской науке. Так, например, впервые ракетный двигатель твердого топлива, как двигатель летательного аппарата, был предложен в XIX в. Первая конструктивная схема жидкостной ракеты для межпланетных полетов была предложена К. Э. Циолковским в 1903 г. Еще при его жизни в 1930 г. был впервые построен и испытан в нашей стране жидкостный ракетный двигатель. [21]
Тугоплавкие, оплавляющиеся, сублимирующие и газифицирующиеся покрытия находят широкое применение в ракетной технике для защиты наружных поверхностей ракет от разрушения при входе их в плотные слои атмосферы. Эти покрытия применяются также для защиты внутренних поверхностей ракетного двигателя твердого топлива. Чтобы критическая часть сопла не изменяла своих размеров во время работы двигателя, ее выполняют из тугоплавкого материала, а остальные поверхности покрывают оплавляющимися, сублимирующими или газифицирующимися покрытиями. [22]
В настоящее время подготовку разработчиков по этому направлению осуществляют две кафедры Автоматизированные системы машиностроения и Теория полета и аэродинамика. К числу основных достижений первой из них относятся исследования внутри-камерных процессов в ракетных двигателях твердого топлива с учетом особенностей состава и формы зарядов и их воспламенения, функционирования ракетно-прямоточных и комбинированных двигателей и их воздухозаборных трактов, средств тепловой защиты камер ракетных двигателей и стволов артиллерийских орудий. Сюда же относятся достижения в области создания принципиально новых информационных технологий проектирования ракетного и артиллерийского оружия, использующих методы теории больших систем, системотехники, исследования операций, имитационного моделирования и теории принятия решений в условиях риска и неопределенности. [23]
Нестационарные режимы теплообмена так же широко распространены в технике, как и стационарные. Из технических задач, требующих расчетной оценки нестационарных режимов теплообмена, в качестве примеров можно назвать: определение температурного состояния стенок ракетного двигателя твердого топлива за период его работы для оценки их надежности; определение температуры ракетного аппарата при входе его в плотные слои атмосферы с той же целью; определение времени прогрева деталей до заданной температуры при термообработке, которое необходимо для наладки технологического процесса. [24]
Ценность гипотезы о времени запаздывания заключается в ее общности. Высокочастотные колебания ( с частотой большей, чем приблизительно 103 циклов в секунду) возникают под действием того же механизма ( распространение акустических волн), который уже обсуждался применительно к ракетным двигателям твердого топлива, с той разницей, что время запаздывания здесь связано с запаздыванием процесса превращения капель жидкого топлива в газообразные продукты, который в данном случае происходит во всей камере, а не только на поверхности. [25]
Не менее острой является проблема охлаждения стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя. В камере сгорания таких двигателей температура газа превышает 3000 С, и поэтому даже при наружном охлаждении стенок топливом возможен прогар сопла. Проблема тепловой защиты стенок сопла и камеры ракетного двигателя твердого топлива усложняется тем, что топливо не может быть использовано для внешнего охлаждения. [26]
В ЖРД жидкие компоненты топлива ( горючее и окислитель) подаются из топливных баков под большим давлением в специальную камеру сгорания, где в результате химического взаимодействия выделяется тепло и образуются газообразные продукты реакции, обладающие высокими давлением и температурой. Эти продукты в процессе расширения в сопле до атмосферного давления приобретают высокую кинетическую энергию, а возникающая при этом сила реакции используется для перемещения летательного аппарата. В ЯРД первичным источником энергии служит тепло ядерной реакции, а рабочее тело, обычно водород, не изменяя своего состава, нагревается до значительной температуры и затем приобретает высокую кинетическую энергию в процессе истечения из сопла. В ракетных двигателях твердого топлива используются в качестве рабочего тела твердые топлива, имеющие в своем составе горючие и окислительные компоненты, размещенные в камере сгорания. Время работы РДТТ ограничено запасом этого топлива. [27]
Страницы: 1 2