Двигательной установке

ДУ - двигательная установка

же, что кумароно-инденовые смолы. ИНДЁНТОР [англ, indentor, от лат. in -в, внутрь и dens (dentis) - зуб] -твёрдое тело (алмаз, закалённая сталь) определ. геом. формы (шар, пирамида, конус), вдавливаемое в поверхность образца при определении твёрдости материала. ИНДИВИДУАЛЬНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА - обеспечивает передвижение человека в воздухе или открытом космосе. Состоит из неск. импульсных ракетных двигателей, располож. в установке неподвижно в разных направлениях. Могут быть ручные, кресельные, ранцевые. Первый проект индивидуального ракетного устройства для полётов создал А.Ф. Андреев, получивший патент на него в 1924 по заявке 1921. ИНДИГО (исп. indigo, через лат. in-dicum, от греч. indikos - индийский) -кубовый краситель синего цвета; тёмно-синее кристаллич. в-во, /пл ок. 392 °С (с разложением), нерастворимо в воде, спирте. Известен с глубокой древности, ранее добывался

5 — панели солнечной батареи; в — датчик астроориентации; 7 — корректирующая двигательная установка; 8 — коллекторы пневмосистемы с управляющими соплами

«САЛИТ» — наименование серии сов. орбит, научных станций, осуществляющих полёты в околоземное космич. пространство с космонавтами и в автоматич. режиме. Первая станция «С.» была выведена на орбиту 19 апр. 1971 и совершала полёт до 11 окт. 1971. Общая масса станции «С.» после стыковки с транспортным кораблём — 25,6 т; длина 23 м, макс, диаметр корпуса 4,15 м, макс, поперечный размер по панелям солнечных батарей Им. Орбит, блок станции имел 2 герметичных отсека (переходной и рабочий) и негерметичный агрегатный отсек, в к-ром размещались топливные баки и корректирующая двигательная установка. В передней части переходного отсека располагался стыковочный агрегат для стыковки с транспортным кораблём; в отсеке установлена часть научной аппаратуры, в том числе звёздный телескоп. В рабочем отсеке размещена аппаратура и оборудование осн. бортовых систем: ориентации и управления движением, энергопитания, терморегулирования, жизнеобеспечения, управления бортовым комплексом, радиоаппаратура и др. Система ориентации и управления движением обеспечивала автоматич. и ручную ориентацию станции в нескольких режимах (орбитальную, астроориентацию, на Солнце), коррекцию орбиты, сближение и стыковку транспортного корабля со станцией. Энергопитание бортовой аппаратуры — от солнечных батарей и буферных аккумуляторных батарей. Комплекс радиосредств обеспечивал траекторные измерения, двустороннюю телеф. и телегр. связь с Землёй, передачу на Землю большого объёма телеметрич. информации и теле-виз. изображений (на борту имелись 4 передающие камеры), передачу на борт команд управления с Земли. Система управления бортовым комплексом включала логические автоматы, бортовую вычислительную машину и ряд пультов. Система терморегулирования — с внешними радиаторами (охладителем и подогревателем) — имела 2 жидкостных контура теплообмена и 6 холодильно-сушильных агрегатов. Регенерация атмосферы в жилых отсеках осуществлялась блоками хим. регенераторов и спец. фильтров. Комплекс средств жизнеобеспечения включал запасы пищи, воды, ассенизационно-са-нитарный узел, средства мед. контроля, стенд для физ. упражнений.

В кабине были установлены: аппаратура для обеспечения жизнедеятельности живых существ в полете и для регистрации параметров движения кабины на участке спуска (датчики ускорений, угловых скоростей, температур и др.), катапультируемый контейнер с парашютными системами, в котором находились биологические объекты и живые существа, оборудование для биологических экспериментов, часть аппаратуры системы ориентации, системы, обеспечивающие приземление кабины корабля и т. д. В приборном отсеке помещались радиотелеметрическая аппаратура управления полетом корабля, аппаратура терморегулирования, тормозная двигательная установка и пр. Для энергопитания приборов использовались химические источники тока и солнечные батареи, постоянно — при помощи специальной системы ориентации — обращенные к Солнцу независимо от положения корабля.

В приборном отсеке находились приборы радиооборудования, аппаратура управления кораблем и аппаратура терморегулирования, источники электропитания, жидкостная тормозная двигательная установка и резервный пороховой тормозной двигатель. С наружной стороны корпуса отсека были размещены двигатели системы ориентации корабля, радиатор системы терморегулирования, антенны радиосистем и баллоны со сжатым кислородом и воздухом для вентиляции скафандров космонавтов и для аварийных нужд. В конструкции корабля предусматривалось отделение приборного отсека при выходе на траекторию снижения [3].

Двигательная установка такого газотурбовоза получилась очень компактной. Она не имеет тяжелого компрессора, сидящего на валу газовой турбины. Ей не нужен электромотор для пуска в действие.

Этому предложению не придал значения и известный английский изобретатель X. Максим, который осуществил очередную попытку построить самолет. Его машина имела гигантские размеры: взлетный вес около 3,6 т, общая площадь крыльев 400 м2, двигательная установка — две паровые машины мощностью по 180 л. с., экипаж 3 человека. Максим впервые в реальной конструкции применил схему биплана. Для разбега была сооружена рельсовая дорожка длиной 550 м. Испытания, проведенные в июле 1894 г., окончились аварией [18, с. 29].

двигательная установка с комбинацией обычной газогенераторной (для RP-1) и замкнутой (для водорода) схем. В обоих двигателях предусмотрено по два газогенератора с избытком горючего, вырабатывающих рабочее тело турбин. Газ после турбин двигателя открытой схемы подается в донную область центрального тела. Тяга двигателей регулируется через мощность турбин регулятором расхода окислителя в газогенератор. Струйные преднасосы обеспечивают требуемое давление на входах в основные топливные насосы. Проводилась оптимиза-» ция числа модулей для двигателя тягой 20000 кН при отношении тяг наружных камер к суммарной тяге на уровне земли, равном 0,65, с учетом удельного импульса и относительной массы конструкции. Управление полетом предполагается осуществлять за счет разнотяговости модулей, предельное ускорение для космической ракеты-носителя многократного использования полагалось равным 3g. Результаты оптимизации представлены в табл. 17.

Разнотяговость может быть создана путем применения базового тягового модуля, включающего камеру сгорания, турбо-насосный агрегат, поверхность расширения и блок управления. В целом двигательная установка должна содержать четное, число модулей. Оптимальной признана схема ДУ с 4 модуля-ми. Охлаждение обеспечивается жидким водородом; на втором этапе полета небольшая доля водорода внутренней камеры4* сгорания обеспечивает охлаждение неработающей камеры.

Твердотопливная двигательная установка межорбитального буксира IUS, предназначенного для перевода 2500 кг полезной нагрузки с низкой околоземной орбиты на геостанционар-ную, состоит из двух двигателей: крупного РДТТ нижней ступени с 9700 кг топлива и РДТТ меньших размеров верхней ступени с 2720 кг топлива. На рис. 147, а схематически показана конструкция такого двухступенчатого разгонного летательного аппарата, оснащенного 2 сферическими РДТТ (диаметром 2,337 м и 1,60 м соответственно). Меньший двигатель имеет сопло с раздвижным выходным раструбом. К нему, как и к другим элементам конструкции, предъявляется требование высокой надежности вследствие большой стоимости полезной нагрузки; другое требование — малые полетные ускорения (меньше 5g), что связано с относительно продолжительным временем горения. На рис. 147,6 показана конструкция большего двигателя (меньший двигатель имеет аналогичную конструкцию), а в табл. 21 приведены основные параметры обоих двигателей.

Схема вытесНительной подачи топлива в двигательной установке с жидкостным ракетным двигателем: / - баллон со сжатым газом; 2 -редуктор; 3- топливные баки; 4 - клапаны; 5 -камера сгорания; 6 -пояса подачи горючего для внутреннего охлаждения; 7- сопло

Схема насосной подачи топлива в двигательной установке с жидкостным ракетным двигателем: /-топливные баки; 2 - газогенератор; 3-турбонасосный агрегат; 4- форсунки; 5- камера сгорания; 6- сопло

Глубина регулирования по моменту для такой муфты составит величину порядка 20 (при работе на воде). Значит, при работе одного двигателя в двух-двигательной установке к. п. д. гидромуфтового привода будет

Прежде чем подробно рассмотреть схему и конструкцию этого двигателя (SSME), целесообразно остановиться на всей двигательной установке этого воздушно-космического самолета/ показанного на рис. 157. Она состоит из двух твердотопливных ускорителей, конструкция которых описана в разд. 11.3,. нескольких небольших РДТТ, предназначенных для отделения ТТУ, и трех маршевых ЖРД, работающих на криогенных компонентах и размещенных на орбитальной ступени. Жидкие кислород и водород поступают к ним из подвесного блока топливных баков. Кроме того, на орбитальной ступени установлены система орбитального маневрирования (СОМ), которая будет подробно рассмотрена в разд. 12.5.1, и реактивная система управления (РСУ), состоящая из 38 основных и 6 верньерных ЖРД (см. разд. 12.6.1). ЖРД этих систем работают на долго-хранимых компонентах, баки которых также находятся на орбитальной ступени.

К двигательной установке для межорбитального перехода предъявляются очень высокие требования в отношении надежности; каждый ЖРД имеет тройное резервирование по клапанам, которое обеспечивает герметичность топливных магистралей до удаления полезной нагрузки на безопасное расстояние от орбитальной ступени.

Целесообразно завершить книгу разделом о двигательной установке космической станции [147]. Эта двигательная установка на кислороде и водороде работает совместно с системой обеспечения жизнедеятельности, энергетической установкой и системой обслуживания межорбитального буксира.

Прежде чем подробно рассмотреть схему и конструкцию этого двигателя (SSME), целесообразно остановиться на всей двигательной установке этого воздушно-космического самолета/ показанного на рис. 157. Она состоит из двух твердотопливных ускорителей, конструкция которых описана в разд. 11.3,. нескольких небольших РДТТ, предназначенных для отделения ТТУ, и трех маршевых ЖРД, работающих на криогенных компонентах и размещенных на орбитальной ступени. Жидкие кислород и водород поступают к ним из подвесного блока топливных баков. Кроме того, на орбитальной ступени установлены система орбитального маневрирования (СОМ), которая будет подробно рассмотрена в разд. 12.5.1, и реактивная система управления (РСУ), состоящая из 38 основных и 6 верньерных ЖРД (см. разд. 12.6.1). ЖРД этих систем работают на долго-хранимых компонентах, баки которых также находятся на орбитальной ступени.

К двигательной установке для межорбитального перехода предъявляются очень высокие требования в отношении надежности; каждый ЖРД имеет тройное резервирование по клапанам, которое обеспечивает герметичность топливных магистралей до удаления полезной нагрузки на безопасное расстояние от орбитальной ступени.

Целесообразно завершить книгу разделом о двигательной установке космической станции [147]. Эта двигательная установка на кислороде и водороде работает совместно с системой обеспечения жизнедеятельности, энергетической установкой и системой обслуживания межорбитального буксира.

В сухом отсеке осевая сила Л' складывается из сил инерции и сил аэродинамического сопротивления. В сечениях передних и средних отсеков корпуса осевые силы обычно возрастают по мере выгорания горючего вследствие увеличения осевой перегрузки. Наиболее нагруженным сечением корпуса является, как правило, сечение, примыкающее к двигательной установке. На рис. 10.1 изображены кривые, отражающие изменение осевой силы для различных сечений в функции безразмерного времени t полета. " .

Вещество, герметически изолированное в двигательной установке и используемое для реализации термодинамических процессов, а также процессов теплопередачи, обусловленных принципом Стирлинга.