Статьи с меткой: «ракета»

Всего статей: 0

УСТАНОВКА РАКЕТЫ

Рубрики: Понятия на букву У

ustrakety УСТАНОВКА РАКЕТЫ

УСТАНОВКА РАКЕТЫ

УСТАНОВКА РАКЕТЫ на пусковую систему космодрома производится установщиками или грузоподъемными кранами. Включает в общем случае подъем РН из горизонт, положения в вертикальное и сближение опор пусковой системы и опорных элементов РН до соприкосновения с целью передачи веса РН на пусковую систему. Сближение осуществляется или опусканием РН механизмами установщика, или подъемом опор пусковой системы, причем его выполнение нередко затрудняется сложными колебаниями РН и, следовательно, и ее опорного торца под действием ветровой нагрузки. При использовании кранов РН обычно собирают на пусковой системе из отдельных ступеней, эту операцию наз. вертик. сборкой РН; возможна также установка кранами РН в собранном виде. После У.Р. производится вертикализация ракеты.

Метки: ,

Автор: 30.09.2010 Комментарии: 0

ТОРМОЗНОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Рубрики: Понятия на букву Т

ТОРМОЗНОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — РД для торможения КЛА. Направление тяги Т.Р.Д. обратно обычному и направлено против вектора скорости полета (ретроракетный двигатель). Применяется для схода с орбиты при посадке, а также для торможения отдельных ступеней многоступенчатых ракет при их разделении. В качестве Т.Р.Д. используются ЖРД и РДТТ.

Метки:

Автор: 19.09.2010 Комментарии: 0

ТОПЛИВНЫЙ ОТСЕК

Рубрики: Понятия на букву Т

toplotsek 350x228 ТОПЛИВНЫЙ  ОТСЕК

ТОПЛИВНЫЙ ОТСЕК

ТОПЛИВНЫЙ  ОТСЕК —отсек ракеты или ракетной ступени, в к-ром размещаются баки с осн. компонентами топлива — окислителем и горючим. В Т.О. с несущими баками стенки баков являются одновременно внешней оболочкой ракеты и силовым элементом, воспринимающим продольные силовые нагрузки и изгибающие моменты, действующие на корпус ракеты. Несущие баки соединяются между собой и с др. отсеками ракеты, напр. с хвостовым отсеком или головной частью, с помощью силовых «юбок», оканчивающихся торцевыми стыковочными шпангоутами.

Метки: , ,

Автор: 18.09.2010 Комментарии: 0

«ТИТАН»

Рубрики: Понятия на букву Т

titan 350x325 «ТИТАН»

«ТИТАН»

«ТИТАН» — серия амер. РН, созданных на базе МБР «Титан». «Т. -2» — двухступенчатая РН, применялась для запусков КК «Джеминай»; стартовый вес ок. 150 т, общая длина ок. 33 М. 1-я ступень имеет 2 ЖРД с суммарной тягой 195 т, топливо — четырехокись азота и аэрозин-50. 2-я ступень имеет ЖРД с тягой 45 т (на том же топливе). «Т. -ЗС» — четырехступенчатая РН; отличается от «Т. -2» наличием дополнит.  ускорителя из 2 блоков с РДТТ с суммарной тягой 900 т, являющихся 1-й ступенью. 4-я ступень — «Транстейдж» весом ок. 13 т; имеет ЖРД с тягой 7,2 т (топливо — четырехокись азота и аэрозин-50), рассчитанный на повторные запуски в полете. Стартовый вес «Т. -ЗС» ок. 630 т. Вес полезного груза, выводимого на низкую орбиту ИСЗ, ок. 10 т. При проведении летной отработки использовалась для группового запуска связных и др. ИСЗ.

Метки: ,

Автор: 17.09.2010 Комментарии: 0

ТЕПЛОТВОРНОСТЬ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Рубрики: Понятия на букву Т

ТЕПЛОТВОРНОСТЬ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА — количество тепла, выделяющегося на 1 кг ракетного топлива при его разложении или полном сгорании, при заданном избытка окислительных элементов коэффициенте. Т.Р.Т. определяется при пост. давлении и условии, что темп-ра начальных и конечных веществ одинакова (21°или 25°). Т.Р.Т.  зависит от коэфф. избытка окислит. элементов и имеет макс. величину при значении этого коэфф., равном 1. Обычно принимают низшую Т.Р.Т. , при к-рой не учитывается теплота конденсации водяных паров в продуктах сгорания. Т.Р.Т.  характеризует макс.  количество тепла, выделяющееся при разложении или сгорании топлива. В камерах сгорания РД Т.Р.Т.  полностью не реализуется из за несовершенства системы смесеобразования, а высокая темп-ра продуктов сгорания приводит к диссоциации их компонентов. Осн. характеристика ракетного топлива — удельная тяга, существенно зависит от Т.Р.Т., но одна Т.Р.Т.  ее не определяет, т. к. работоспособность продуктов сгорания зависит также от их состава. При коэфф. избытка окислит. элементов, равном 1, Т.Р.Т.  приблизительно равна: для твердых ракетных топлив 1000—2500 ккал/кг, для жидких — 1500—3000 ккал/кг (притом больше для топлив на основе фтора); при горении металлов в кислороде или фторе Т.Р.Т. может достигать 5000—5700 ккал/кг, напр. для кислорода с бериллием — 5720 ккал/кг, а фтора с литием — 5650 ккал/кг.

Метки: ,

Автор: 13.09.2010 Комментарии: 0
Copyright © 2009-2019. Все права защищены.
Перепечатка материалов без прямой активной ссылки на SPRAVTURS.RU запрещена!
Яндекс цитирования