Статьи с меткой: «ракета»

Всего статей: 0

ИМПУЛЬС ПОСЛЕДЕЙСТВИЯ

Рубрики: Понятия на букву И

impuls 350x155 ИМПУЛЬС ПОСЛЕДЕЙСТВИЯ

ИМПУЛЬСНЫЙ ЖРД

ИМПУЛЬС ПОСЛЕДЕЙСТВИЯ — импульс РД от команды на выключение РД до прекращения тяги. Наличие И. п. затрудняет получение с необходимой точностью заданного значения конечной скорости ракеты в конце активного участка полета, поэтому стремятся уменьшить И. п. и особенно его разброс. Для этого либо ЖРД выключается через промежуточную ступень, либо компоненты топлива, находящиеся в топливных магистралях РД, после выключения подачи выдуваются за борт ракеты, либо принимаются меры
к быстрому выключению цодачи и т. п. Для уменьшения И. п. РДТТ быстро сбрасывается давление газа в камере сгорания, вследствие чего резко прекращается горение топлива.

Метки: , ,

Автор: 18.05.2010 Комментарии: 0

ИЛЛЮМИНАТОРЫ

Рубрики: Понятия на букву И

illumin 350x262 ИЛЛЮМИНАТОРЫ

ИЛЛЮМИНАТОРЫ

ИЛЛЮМИНАТОРЫ — герметичные окна в кабине КК. Обычно имеют круглую форму, служат для наблюдения изнутри КК за окружающим пространством, осуществления навигации, ориентации корабля, проведения фото- и киносъемок. И. спускаемых аппаратов, к-рые должны выдерживать высокие темп-ры, возникающие на участке спуска (при движении аппарата в атмосфере), изготовляются из спец. видов термостойкого стекла.

Метки: , ,

Автор: 18.05.2010 Комментарии: 0

КОЭФФИЦИЕНТ ИЗБЫТКА ОКИСЛИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

Рубрики: Понятия на букву К

КОЭФФИЦИЕНТ ИЗБЫТКА ОКИСЛИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ — это отношение суммарного весового (в молях) количества окислит, элементов (кислорода, фтора и др.), содержащихся в компонентах ракетного топлива, к их суммарному стехиометрия, количеству, при к-ром получаются только продукты полного сгорания. Один из осн. параметров ракетного топлива, существенно влияет на темп-ру и состав продуктов реакции. Ср. значение И. о. э. к. при горении топлива в камере сгорания < 1, но в большинстве случаев близко к ней (определяется необходимостью получения макс, значения уд. тяги или макс, эффективности, а в случае ЖРД также условием охлаждения камеры двигателя). Иногда в разных зонах камеры сгорания и газогенератора (по радиусу и по длине) ЖРД создаются разные величины (эпюры)

Метки: , ,

Автор: 18.05.2010 Комментарии: 0

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Рубрики: Понятия на букву Ж

zhidkostnyj raketniy dvig 262x350 ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ЖРД

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД) — РД, работающий на жидком ракетном топливе. Предложен К. Э. Циолковским в 1903. Осн. двигатель совр. космонавтики (см. Ракетный двигатель). Первые отечеств. ЖРД ОРМ и ОРМ-1 построены и испытаны в ГДЛ в 1930—31. В дальнейшем ГДЛ—ОКБ разработало мощные двигатели (РД-107 и мн. др.), обеспечившие полеты первых ИСЗ, ИСС, ИСЛ, первых космонавтов, всех сов. геофизич. И космич. ракет в 1947—67.

Совр. ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, турбонасосного агрегата, газогенератора или парогазогенератора, системы автоматики, органов регулирования, химич., пиротехнич. или электрич. зажигания, вспомогат. агрегатов (теплообменники, смесители, приводы), телеметрия, датчиков, двигат. рамы и др. В зависимости от назначения ЖРД могут иметь разл. характеристики: тягу — от долей г (микроракетные двигатели) до сотен т, уд. тягу — примерно от 150 сек для однокомпонентных топлив до 460 сек для двухкомпонентных топлив и до 500 сек для трехкомпонентных  топлив, уд. вес двигателя 7—20 кг/т, уд. вес ТНА 10—40 г/л.с, габариты — от единиц см до неск. м, вес — от г до то, с однократным запуском и многократным, одно- и многокамерные.

Метки: , , ,

Автор: 16.02.2010 Комментарии: 0
Copyright © 2009-2019. Все права защищены.
Перепечатка материалов без прямой активной ссылки на SPRAVTURS.RU запрещена!
Яндекс цитирования