Пиротехническая химия
Главная Начинающим пиротехникам Статьи Добавить статью Добавить материалы на сайт Поиск по сайту Карта книг Карта сайта
Книги в помощь
Военная история Изготовление и применение ВВ Пиротехника в военном деле Разное по пиротехнике Физика в пиротехнике Химия ВВ и составов
Новые книги
Яковлев Г.П. "122 мм самоходная пушка образца 1944 г." (Военное дело)

Суворов С. "Бронированная машина пехоты БМП -3 часть 1" (Военное дело)

Суарес Г. "Тактическое преимущество " (Военное дело)

Стодеревский И.Ю. "Автобиография записки офицера спецназа ГРУ " (Военное дело)

Соколов А.Н. "Альтернатива. Непостроенные корабли Российского императорского флота" (Военное дело)
Физические основы ракетного оружия - Алешков М.Н.
Алешков М.Н., Жуков И.П., Савин Н.В., Кукушкин Д.Д., Макаров О.П., Фомин Ю.Г. Физические основы ракетного оружия — M., Воениздат, 1972. — 312 c.
Скачать (прямая ссылка): a-foro.djvu
Предыдущая << 1 .. 5 6 7 8 9 10 < 11 > 12 13 14 15 16 17 .. 112 >> Следующая


дрП0Т = (0,25-=-0,15)х-к.

При равенстве сил удельной тяги двигателей всех ступеней скорость полета ракеты в конце активного участка траектории выражается зависимостью

Ъ = ?у, eg In (!-^)(1-:1)...(^^) - (2"15)

где Яу,. ср—среднее значение удельной тяги двигателей всех ступеней ракеты. Многоступенчатые ракеты применяются для резкого увеличения скорости, а следовательно, и дальности их полета.

\l = *'k1 + Яуц2 ІП l_~ — Дї'пот. (2-17)

Скорость ракеты к концу работы двіггателя первой ступени согласно формуле (2.13) будет равна

*'к> = /\д, In -г---Av1101, (2.16)

где Руді — удельная тяга двигателя первой ступени;

цк1—коэффициент наполнения двигателя первой ступени топливом.

Затем в работу включается двигатель второй ступени, который сообщает оставшимся ступеням ракеты дополнительную скорость, величина которой равна

1

где Яуд2 —удельная тяга двигателя второй ступени;

V-K2—коэффициент наполнения двигателя второй ступени топливом.

По окончании работы двигателя второй ступени и ее отделения в работу вступает двигатель третьей ступени (ракеты, принятые на вооружение за рубежом, имеют не более трех ступеней). На последней, третьей, ступени устанавливается головная часть с боевым зарядом.

Двигатель третьей ступени выключается, когда ракета достигает расчетной скорости, обеспечивая головной части полет на заданную дальность (полет до намеченной цели). Эта скорость ракеты будет равна

Vs = + Я 8 In -=-1---Дг>поТ. (2.18)

1 ГК.(

Таким образом, полная скорость трехступенчатой ракеты будет иметь вид

I

+Лдзіп-г=---^n0T- (2.19)

Приближенное значение полной дальности полета ракеты, вычисленное по скорости в конце активного участка траектории, можно получить по формуле

/: = (1,04-4- 1,07) 222,4 arc tg-. (2.20)

15,8 V 62,5 — 1.2

В существующих многоступенчатых ракетах зарубежных стран скорости головных частей, несущих боевые заряды, в момент отделения от песледней ступени двигателя светавля:вт несколько километров в секунду, а дальности полета до цели могут достигать 16 ТЫС. KjM И бОЛее.

*

Глава З

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВКАХ

РАКЕТ

3.1. ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ. КЛАССИФИКАЦИЯ

Двигательная установка (ДУ) ракеты предназначена для создания тяги по реактивному принципу. В двигательную установку включаются камера двигателя, топливные емкости, система наддува, система подачи топлива и системы управления и регулирования.

Камера двигателя — агрегат, в котором осуществляется сжигание топлива и преобразование тепловой энергии образующихся газов в кинетическую энергию струи для получения силы тяги.

Топливные емкости (баки) предназначены для размещения в них компонентов топлива, обеспечивающих работу двигателя. В двигателях па твердом топливе роль таких емкостей выполняет камера сгорания.

Система наддува — совокупность устройств, обеспечивающих поддержание требуемого давлення в топливных баках при работе двигательной установки.

Система подачи топлива—совокупность устроистЕ, обеспечивающих подачу топлива из баков в камеру двигателя с требуемым секундным расходом под необходимым давлением.

Системы управления и регулирования. Основные из них обеспечивают запуск и остановку двигательной установки, поддерживают заданный режим работы камеры двигателя и двигательной установки.

В ракетах на жидком топливе в двигательную установку включают также и силовую раму, которая необходима для передачи силы тяги на корпус ракеты, а также служит для правильной установки двигателя относительно корпуса ракеты. Двигательную установку без топливных емкостей и силовой рамы принято называть ракетным двигателем.

Наиболее существенным признаком, по которому можно разделить ракетные двигатели, является применяемое топливо, так как физические и химические свойства топлива — носителя энергии —¦ в значительной степени определяют общее устройство двигательной установки.

По этому признаку ракетные двигатели делят на две группы: химические и ядерные ракетные двигатели.

Ракетные двигатели, использующие химическую энергию, в зависимости от агрегатного состояния топлива делят на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и гибридные ракетные двигатели (ГРД).

В качестве топлива для ЖРД чаще всего применяются топлива раздельной подачи, состоящие из двух компонентов: горючего и окислителя. Могут употребляться также и унитарные топлива, представляющие собой химические соединения или смеси, которые при определенных условиях способны разлагаться с выделением тепла.

Двигатели, работающие на топливах раздельной подачи, различают также по типу применяемого окислителя; например, азот-нокислотные, кислородные и др. По способу подачи топлива в камеру двигатели могут быть с насосной н вытееннтельпой системами подачи.

Кроме того, двигатели классифицируют по назначению, по условиям эксплуатации н другим признакам.

РДТТ по способу размещения топливного заряда разделяют на однозарядные и двигатели с разделенными зарядами. По способу крепления заряда твердого топлива в камере двигателя различают двигатели с вкладным (свободным) и двигатели со скрепленными зарядами.
Предыдущая << 1 .. 5 6 7 8 9 10 < 11 > 12 13 14 15 16 17 .. 112 >> Следующая
Реклама
 
 
Авторские права © 2010 PiroChem. Все права защищены.