Жидкостного ракетного

'- жидкостного пространства;

V3 — объем греющей камеры; У0 — объем паро-жидкостного пространства; Уж — объем жидкости в паро-жидкостном пространстве; Си — масса корпуса греющей камеры; С„ — масса изоляции греющей камеры; G3 — масса металла поверхности нагрева;

Представляет также интерес работа И. Чермака, В. Гануша и других 37. В ней приведены линеаризованные уравнения сохранения массы и энергии в дифференциальной форме для паро-жидкостных пространств в области ниже критической. При математическом описании выпарных установок уравнения сохранения массы и энергии паро-жидкостного пространства необходимо дополнить уравнением баланса растворенного вещества. Кроме этого, уравнения сохранения должны учитывать непрерывный отвод жидкости из выпарного аппарата, который не учитывается авторами при математическом описании динамики паро-жидкостного пространства.

Рассмотрим теперь методику математического описания паро-жидкостного пространства выпарного аппарата 39> *°.

где Уж, У„, F^, F0 — объемы жидкости, пара под зеркалом испарения и над ним, паро-жидкостного пространства; р'", р" — плотности жидкости и пара.

Для паро-жидкостного пространства, также как и для греющей камеры аппарата, запишем уравнение энергетического баланса (1,3). Изменение суммарного теплового потока паро-жидкостного пространства испарителя равно

Изменение суммарной внутренней энергии паро-жидкостного пространства равно:

Полное равновесие теплового режима паро-жидкостного пространства ^ достигается лишь при совместном выполнении условий

При работе выпарного аппарата с другими аппаратами МВУ расход вторичного пара определяется на основе совместного рассмотрения уравнений для паро-жидкостного пространства 1-го аппарата и греющей камеры (г + 1) -го аппарата (см. гл. III).

На рис. 8 представлена зависимость коэффициента oclf характеризующего инерционность па-ро-жидкостного пространства выпарного аппарата, от уровня при постоянной температуре. Из графика видно, что при изменении уровня в аппарате на ± 0,1 м коэффициент инерционности аг изменяется на ±10,4%. Следовательно, при изменении уровня в аппарате ах может рассматриваться постоянным лишь при небольших отклонениях уровня от исходного равновесного состоя-необходимо рассматривать как ли-

Представляет интерес оценка влияния на инерционность паро-жидкостного пространства тепловых емкостей жидкости Тж, пара Тп и металла TG:

3)Г. жидкостного ракетного двигателя- агрегат, в к-ром при сгорании или разложении (термич., каталитич. и др. способом) топлива или его компонентов вырабатывается горючий газ (или парогаз) для привода турбонасосного агрегата, наддува топливных баков и др. целей. ГАЗОГЕНЕРЙРУЮЩИЙ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ - то же, что автогазовый выключатель.

а — турбокомпрессорного с подводом теплоты при р — const; б — процесс истечения рабочего тела из сопла жидкостного ракетного двигателя

В камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя специальными насосами подаются жидкое топливо и жидкий окислитель. В камере сгорания топливо сгорает, а образовавшиеся при этом газообразные продукты сгорания при движении по соплу расширяются по адиабате 12 (рис. 1.32, б). При работе ракетного двигателя на расчетном режиме давление газов на срезе сопла оказывается равным (точка 2) давлению внешней среды.

новый вид пилотируемого реактивного летат. аппарата с несущей поверхностью (в частности, крылатого), предназнач. для полёта в атмосфере и в космич. пространстве. Сочетает св-ва самолёта и КЛА. Рассчитан на многократное использование; должен взлетать с аэродрома, разгоняться до космич. скорости, совершать полёт в космич. пространстве и возвращаться с посадкой на аэродром. Осн. назначение В.-к. с.—обслуживание пилотируемых орбит, станций и смена их экипажа. Многоразовое использование В.-к. о. обеспечит его большие эффективность и экономичность в сравнении с совр. ракетами-носителями. В качестве силовой установки В.-к. с. предполагается сочетание возд.-реактивного двигателя (для полёта в атмосфере) и жидкостного ракетного двигателя (для полёта в космич. пространстве). Проводится исследование проблем, связанных с созданием В.-к. с., и разрабатываются отд. проекты.

вают топливо для автомоб., тракторных и др. двигателей внутр. сгорания. Этот тип Г. применяется редко в связи с громоздкостью оборудования и малой эффективностью генераторного газа как горючего для двигателей автомобилей, тракторов и т. п. машин. Г. жидкостного ракетного двигателя — агрегат, в к-ром при сгорании или разложении топлива или его компонентов вырабатывается газ с темп-рой 200—900 "С, служащий рабочим телом для привода турбонасосного агрегата, наддува топливных баков и т. д.

КАМЕРА (позднелат. camera — комната, от греч. kamara — свод, комната со сводом) — 1) К. в горном деле — подземная горная выработка сравнительно больших поперечных размеров и небольшой длины. К. предназначаются: для размещения оборудования (К. насосная, К. вентиляторная, подземная подстанция и др.), для хоз. или сан. целей (К. ожидания, диспетчерская, мед. пункт и др.), для размещения В В при проведении взрывных работ камерными зарядами и др. 2) К. ракетного двигателя — осн. агрегат, создающий реактивную силу при истечении из него рабочего тела. Состоит из К. сгорания и сопла, обычно соединённых в одно целое. В К. сгорания жидкостного ракетного двигателя через смесит, головку, являющуюся её составной частью, впрыскиваются компоненты топлива. В К. сгорания твердотопливного ракетного двигателя находится весь заряд топлива. При работе ракетного двигателя в К. сгорания создаются давления, достигающие неск. десятков МПа (сотен кгс/смг). Темп-pa газа в К. сгорания 2000—4500 С. 3) К. колеса — см. Шина. 4) Назв. киносъёмочного и фотографического аппаратов.

ЭЖЕКТОР (франц. ejecteur, от ejecter — выбрасывать) — струйный аппарат, в к-ром для отсасывания газов или жидкостей используется кине-тич. энергия другого газа или жидкости. Эжектор-ным принципом действия характеризуется работа мн. машин для перемещения газов и жидкостей (напр., струйных насосов). Э. используется также для подачи топлива в камеру жидкостного ракетного двигателя.

Так, еще до середины 80-х годов появилось несколько проектов реактивных летательных аппаратов тяжелее воздуха. fB 1872 г. испанский исследователь Ф. Ариас предложил схему атмосферного летательного аппарата с жидкостным ракетным двигателем на од-нокомпонентном топливе [2]. В 1881 г. Н. И. Кибальчич в России создал эскизный проект такого же летательного аппарата с твердотопливным ракетным двигателем, заряды в который подаются последовательно. В первой половине 80-х годов русский инженер С. С. Неждановский рассмотрел несколько схем реактивных двигателей, включая (впервые в мире) предложенную схему ракетного двигателя на двухкомпонентном жидком топливе [3,с. 124, 125]. Все эти проекты возникли независимо один от другого, но в свое время не были опубликованы (за исключением схемы Ариаса), ни один из них не привлек внимания научной общественности и не получил конструктивного развития. Однако объективно идея жидкостного ракетного двигателя, которая впоследствии нашла применение для космических полетов, к середине 80-х годов уже существовала.

независимого действия сил) впервые дана теория полета космической ракеты и сделан вывод о необходимости и возможности осуществления космического полета с помощью жидкостного ракетного двигателя.

Глава 7 посвящена рассмотрению механизма горения жидких ракетных топлив (ЖРТ) и начинается с феноменологического описания модели горения; далее кратко рассмотрена модель горения капли распыленного топлива и представлена полная модель горения в камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), которая затем используется для описания конкретного рабочего процесса, а полученные результаты сравниваются с данными экспериментальных исследований.

Глава 7 посвящена рассмотрению механизма горения жидких ракетных топлив (ЖРТ) и начинается с феноменологического описания модели горения; далее кратко рассмотрена модель горения капли распыленного топлива и представлена полная модель горения в камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), которая затем используется для описания конкретного рабочего процесса, а полученные результаты сравниваются с данными экспериментальных исследований.

Теплонапряженность современного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) чрезвычайно высока: по мощности, приходящейся на единицу объема камеры сгорания, ЖРД в тысячи раз превосходит стационарные тепловые установки. Такая теплонапряженность ЖРД связана с ВБТСОКИМ давлением и температурой газов в камере сгорания, причем развитие и совершенствование двигателей ведет к дальнейшему возрастанию этих параметров.

Рекомендуем ознакомиться:

Жесткость умягчаемой

Жаропрочных алюминиевых

Жесткости амортизирующего

Жесткости характеристики

Жесткости конечного

Жесткости материала

Жесткости напряженного

Жесткости относительно

Жесткости прочности

Меню:

Главная страница Термины