Cтраница 1
Камера ракетного двигателя изготовлена из стали марки 1Х18Н9Т с толщиной стенки 610 мм. Определить, через, какие промежутки времени температура на внутренней поверхности стенки достигает значений tWl 800 и 1600 С и на наружной поверхности значения 2 600 С, если в начальный момент температура стенки равна, 20 С. [1]
Камера ракетного двигателя изготовлена из титана ( 6 10 мм) и имеет защитное покрытие из ZrO2 ( бп1 мм) с газовой стороны. Установлено, что необходимая прочность стенки обеспечивается, если в слое толщиной 3 мм со стороны наружной поверхности температура не превышает 800 С. [2]
Камера ракетного двигателя, изготовленная из нержавеющей стали 1Х18Н9Т толщиной 6 5 мм, имеет защитное покрытие из А12О3 с газовой стороны. [3]
Надежность камеры ракетного двигателя обеспечивается прочностью наружного слоя ее стенки с определенной толщиной ( точка В расположена на внутренней границе этого слоя, см. рис. 24.5); в этом случае срок службы камеры определяется временем, когда температура в этом слое остается ниже заданного значения. [4]
Сравнить между собой камеры ракетных двигателей, изготовленные из различных материалов с одинаковой толщиной стенки 6 10 мм. [5]
Намотка цилиндрических баллонов давления или камер ракетных двигателей производится обычно под двумя углами. Его величина зависит от геометрических параметров днища. Намотка под этим углом обеспечивает прочность в осевом направлении. Другой вид укладки материала под углом 90 к оси цилиндра обеспечивает необходимую прочность цилиндрической секции в окружном направлении. [6]
КОМПОНЕНТ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА-каждое из веществ, раздельно подводимых в камеру ракетного двигателя и составляющих ракетное топливо. [7]
Известно большое число жидких веществ, пригодных для сжигания в камере ракетного двигателя, однако только сравнительно немногие из них получили практич. Это объясняется высокими требованиями, предъявляемыми к топливам. Важнейшими из этих требований являются: большая теплота сгорания, возможно большая плотность, низкая темп-ра замерзания, небольшая вязкость, малая агрессивность по отношению к конструкционным материалам, стабильность при хранении и транспортировке и безопасность в обращении. [8]
КОМПОНЕНТ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА - каждое из веществ, раздельно подводимых в камеру ракетного двигателя и составляющих в совокупности ракетное топливо. Ракетное топливо может быть одно -, двух - и многокомпонентным. [9]
На основе произвольного лагранжево-эйлерова метода численно изучаются нестационарные процессы, протекающие в камере ракетного двигателя на твердом топливе, имеющей сложную внутреннюю конфигурацию. Этот метод допускает расчет таких течений газа, при которых происходит перемещение контактных границ в процессе горения топлива, что приводит к изменению во времени внутренней конфигурации камеры двигателя. [10]
На практике абляция возникает при входе космических летательных аппаратов в атмосферу, в камерах ракетных двигателей, при лазерном воздействии на твердое тело, в стволах артиллерийских орудий. [11]
Есть конструкции, где материал находится под действием чрезвычайно высоких температур, как, например, оболочки камер воздушно-реактивных и ракетных двигателей. Имеются конструкции, где, напротив, рабочие температуры оказываются низкими. [12]
В работе [78] сообщалось, что частицы окиси алюминия в продуктах истечения из ракетного двигателя являются в основном сферическими со средним диаметром - 1 мк; среднемассовый диаметр частиц составлял 2 - 3 мк. Имеется ограниченное количество данных, подтверждающих, что конденсированные частицы в камере ракетного двигателя существенно мельче, чем за срезом сопла, что, по-видимому, связано с конденсацией или агломерацией в сопле. [13]
Одним из главных вопросов, возникающих при исследовании нестационарных процессов в камерах ракетных двигателей, является вопрос о вибрационном горении или нелинейной неустойчивости работы двигателя. Это явление сопровождается периодическим изменением давления, что приводит, как правило, к увеличению среднего давления, изменению времени работы двигателя. [14]
Особенно интересен случай слабой дефлаграции. Он позволяет оценить границу устойчивого горения в техническом устройстве, например в гипотетической камере ракетного двигателя, работающего в режиме индукции. Под режимом индукции здесь понимается горение, при котором прогретый газ воспламеняется после истечения периода индукции химической реакции, зависящей от температуры по закону Аррениуса. [15]