Характеристики некоторых РН (Раздаточные материалы)
Описание файла
Файл "Характеристики некоторых РН" внутри архива находится в папке "Раздаточные материалы". Документ из архива "Раздаточные материалы", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "топлива и теория рабочих процессов в жрд" из 8 семестр, которые можно найти в файловом архиве МГТУ им. Н.Э.Баумана. Не смотря на прямую связь этого архива с МГТУ им. Н.Э.Баумана, его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе "остальное", в предмете "топлива и теория рабочих процессов в жрд" в общих файлах.
Онлайн просмотр документа "Характеристики некоторых РН"
Текст из документа "Характеристики некоторых РН"
Табл. 1. — Характеристики двухкомпонентных жидких ракетных топлив и ЖРД для давления в камере сгорания 15 МПа и давления на выходе из сопла 0,05 МПа
Состав топлива | Плотность, кг/м3 | Температура сгорания, К | Средний показатель изоэнтропы расширения продуктов сгорания в камере | Расходный комплекс, м/с | Удельный импульс, м/с | ||||
| окислитель | горючее | Массовое соотношение компонентов топлива | Коэффициент избытка окислстеля | ||||||
| На Земле | В пустоте | ||||||||
Кислород | 95%-ный этиловый спирт | 1 ,781 | 0,90 | 988 | 3504 | 1, 140 | 1731 | 3159 | 3346 |
| Керосин | 2,726 | 0,80 | 1036 | 3799 | 1,146 | 1797 | 3283 | 3475 | |
| Несимметричный диметилгидразин | 1 ,923 | 0,90 | 988 | 3799 | 1,136 | 1840 | 3381 | 3586 | |
| Аммиак | 1 ,409 | 1 ,00 | 892 | 3116 | 1,188 | 1785 | 3178 | 3344 | |
| Водород | 5.556 | 0,70 | 345 | 3483 | 1,194 | 2348 | 4164 | 4378 | |
| 27%-ный раствор четырёхокиси азота в азотной кислоте | Керосин | 5,335 | 1 ,00 | 1394 | 3224 | 1,148 | 1575 | 2874 | 3041 |
| 20%-ный раствор четырёхокнси азота в азотной кислоте | Несимметричный дяметилгидразин | 3,200 | 0,95 | 1273 | 3219 | 1,175 | 1649 | 2961 | 3120 |
| Четырёхокись азота | Несимметричный диметилгидразин | 2,919 | 0,95 | 1189 | 3516 | 1 , 156 | 1711 | 3115 | 3291 |
| Аэрозин-50 | 2,127 | 0,95 | 1200 | 3441 | 1,174 | 1742 | 3137 | 3305 | |
| Пентаборав | 3,059 | 0,70 | 1086 | 3981 | 1 ,127 | 1787 | 3291 | 3496 | |
| 30% четырёхокч- си азота + 70% тетранитрометана | Несимметричный диметилгидразин | 3,682 | 0,95 | 1302 | 3525 | 1,148 | 1676 | 3061 | 3238 |
| 98%-ная перекись водорода | Керосин | 7 ,393 | 1 ,00 | 1317 | 2981 | 1 ,161 | 1655 | 2993 | 3161 |
| 80% керосина +20% пентаборана | 2,169 | 1 ,00 | 1261 | 2908 | 1 , 197 | 1735 | 3070 | 3227 | |
| Пентаборан | 1 ,978 | 0,30 | 993 | 2777 | 1 ,096 | 1817 | 3412 | 3645 | |
| Хлорная кислота | Несимметричный диметилгидразин | 3, 187 | 0,95 | 1358 | 3596 | 1,146 | 1691 | 3091 | 3272 |
| Пентафторнд хлора | Гидразин | 2,717 | 1 ,00 | 1532 | 4254 | 1 ,252 | 1931 | 3340 | 3490 |
ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ ракеты-носителя (космического аппарата) — скорость, которую приобрели бы ракета-носитель и (или) космический аппарат под действием тяги РД в идеальном случае — при отсутствии других сил (тяготения, сопротивления атмосферы и т. д.), ориентации вектора тяги РД в одном и том же направлении и движении по прямой. X. с. для одноступенчатых и составных ракет определяется Циолковского формулой. Действит. скорость ракеты V отличается от X. с. на размер потерь, связанных с влиянием силы тяжести, наличием атмосферы и угла атаки:
V= W V1V2V3
где W — характеристическая скорость; V1 ,V2 ,V3 — потери скорости, связанные с влиянием указанных факторов.
Для РН скорость в конце участка выведения составляет 75—85% характеристической скорости. При данном уд. импульсе РД характеристическая скорость определяет количество израсходованного рабочего тела, поэтому иногда говорят о затратах X. с. (напр., затраты X. с. на том или ином участке полёта, манёвр КА).
Характеристическая скорость для различных видов космических полётов с Земли, км/с
-
Выведение КЛ на низкую круговую орбиту ......... 9,2—10
-
Выведение КА на эллиптическую орбиту с высоким апогеем (40-60 тыс. км) ....... 12,3-12,8
-
Выведение КЛ на стационарную орбиту ............. 13, 7-14,6
-
Выход КА за пределы сферы действия Земли (искусственная планета) .......... 12,5—13
-
Облёт Луны. . . . . . . . . . .12,5-13,5
-
Выведение КЛ на селеноцентрическую орбиту (спутник Луны) 13,8—14.5
-
Полёт КА к Луне с посадкой на её поверхность . ....... .15,5—16,5
-
Осуществление лунной экспедиции с возвращением к Земле (с торможением атмосферой) 18 , 5—19 , 5
-
Пролёт КЛ вблизи Марса (Венеры) или полёт с посадкой на Марс (Венеру) с торможением атмосферой ....... 13,5—14,5
-
Осуществление марсианской экспедиции с возвращением к Земле (с торможением атмосферой) ............ 22-24
-
Выход КА за пределы Солнечной системы .......... 18,5—19
ЦИОЛКОВСКОГО ФОРМУЛА —ионное уравнение движения ракеты, определяющее её характеристическую скорость; опубликована К. Э. Циолковским и 1903 в работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами». Но Ц. ф. определяется макс. скорость, которую может получить одноступенчатая ракета в идеальном случае, когда её полёт происходит не только вне пределов атмосферы, но и вне пределов поля тяготения Земли. Циолковский считает нач. скорость ракеты равной нулю. Ц. ф. часто записывается в виде:
Vmaxu ln (Mo / Mк) u ln(1 Mт / Мк)
где u — эффективная скорость истечения продуктов сгорания из сопла РД; Мo — нач. (стартовая) масса ракеты; Мк — масса ракеты без топлива (в конце работы РД на активном участке траектории полёта ракеты); Мт — масса выгоревшего топлива.
Ц. ф. даёт только верх. границу скорости ракеты. Действит. конечная скорость всегда будет меньше вследствие неизбежных потерь (преодоление силы тяготения при подъёме ракеты, сил аэродинамич. сопротивления и др.). Ц. ф. распространяется также на составные ракеты, для отд. ступеней которых харак-теристич. скорости складываются:
где i — номер ступени; m — число ступеней ракеты; кi= Мкi /Мo i — относит. конечная масса ступени (при вычислении суммарная масса последующих ступеней считается полезным грузом); зависит главным образом от конструктивного совершенства РД, ракеты, вида применяемого топлива и относит, массы полезного груза (для ступени составной ракеты — относит, массы последующих ступеней).
Фундаментальная Ц. ф. показывает, что скорость, приобретённая ракетой при прямолинейном движении и отсутствии внеш. сил, прямо пропорциональна эффективной скорости истечения реактивной струи, т. е. осн. характеристике РД — удельному импульсу тяги, а также логарифму относит, конечной массы. Т. о., возможности ракеты в первую очередь определяются уд. импульсом её РД и массовым совершенством её конструкции. Ц. ф. можно пользоваться и в том случае, если силы сопротивления и силы тяжести малы по сравнению с реактивной силой. ЦИОЛКОВСКОГО ЧИСЛО — отношение массы рабочего запаса топлива Мт к конечной массе Мк ракеты или её ступени. Ц. ч. однозначно связано с относит. конечной массой ракеты (ступени) кМк / Мо соотношением Мт /Мк =11/к
Ц. ч.— один из осн. параметров, входящих в формулу Циолковского; зависит гл. обр. от конструктивного совершенства ракеты, вида применяемого топлива и относит, массы полезного груза (для ступени составной ракеты — относит. нач. массы последующих ступеней).
| Окислитель | Горючее | Марка, двигателя | Страна, фирма | Км | Рп/Рз ,кН | Л, МПа | J,. •V м/с | Тип подачи | Время работы | Число ЖРД в ДУ | Назначение ДУ |
| F2 , ж | NH3 , ж | РД-301 | СССР | 2,7 | 98,1/— | 11,8 | 3928/— | Н | 750 | 1 | Верхняя ступень РН, разгонные блоки КА |
| О2 , ж | 75% С2Н5ОН | РД-100 | СССР | 1,4 | 307/267 | 1,59 | 2325/ 1990 | Н | 65 | 1 | РН Р-1 |
| 92% С2Н5ОН | РД-103 | СССР | 500/432 | 2,39 | 2430/ 2160 | Н | 120 | 1 | РН Р-5 м, геофизические ракеты | ||
| Керосин | РД-107 | СССР | 2,47 | 1006,2/ 821 | 5,85 | 3080/ 2520 | Н | 140 | 4 | Первая ступень РН «Восток» | |
| РД-108 | СССР | 2,39 | 918/745 | 5,1 | 3090/ 2430 | Н | 320 | 1 | Вторая ступень РН «Восток» | ||
| РД-111 | СССР | 1628/ 1407 | 5,85 | 3110/ 2700 | Н | 1 | Первая ступень РН «Космос» | ||||
| F-1 | США, «Рокетдайн» | 2,27 | 7776/ 6770 | 7,78 | 2982/ 2602 | Н | 168 | 5 | Первая ступень РН «Са-турн-V» | ||
| Н-1 | США, «Рокетдайн» | 2,23 | 1023/ 912 | 4,86 | 2901/2583 | Н | 155 | 8 | Первая ступень РН «Сатурн-1» и «Сатурн-1 в» | ||
| LR-89-NA | США, «Рокетдайн» | 2,25 | 876/823 | 2693/2530 | Н | 2 | Первая ступень РН «Атлас» | ||||
| LR-105-NA | США, «Рокетдайн» | 2,27 | 375/267 | 5,1 | 3025/2153 | Н | 1 | Вторая ступень РН «Атлас» | |||
| PS-27 | США, «Рокетдайн» | 2,24 | - /921 | 4,81 | - /2884 | Н | 223 | Первая ступень РН «Торад- Дельта» | |||
| РД-170 | СССР | 2.6 | 8060/ 7400 | 24,5 | 3295/3020 | Н | 150 | 4 | Первая ступень РН «Энергия» | ||
| ндмг | РД-119 | СССР | 1,5 | 105 | 7,89 | 3450/ - | Н | 260 | 1 | «Вторая ступень РН «Космос» | |
| Н2 , ж | РД-56 | СССР | 6,2 | 73,9 | 5,9 | 4306 | Н | 1000 | 1 | Разгонные блоки КА | |
| РД-122 | СССР | 1 | 1900/ 1475 | 22,0 | 4464/3465 | Н | 600 | 4 | Вторая ступень РН «Энергия» | ||
| Y-2 | США, «Рокетдайн» | 5,5 | 1023/ - | 5,38 | 4168/ - | Н | 480 | 5 | Вторая ступень РН «Сатурн-V» | ||
| Р-10А-33 | США, «ПраттУитни» | 5,0 | 66,78/ - | 3,2 | 4354/ - | Н | 450 | 2 | Верхняя ступень РН «Атлас-Центавр» | ||
| SSME | США, «Рокетдайн» | 6,0 | 2130/ 1668 | 20,7 | 4464/3562 | Н | 520 | 3 | Маршевый двигатель ОР «Спейс Шаттл» | ||
| НМ-7А | Франция, SEP | 4,5 | 61.5/ - | 3,05 | 4342/ - | Н | 565 | 1 | Третья ступень РН «Ариан-5» | ||
| НМ-60 | Франция, SEP | 5,1 | 1025/ 775 | 9,81 | 4238/3200 | н | 500 | Первая ступень РН «Ариан-5» | |||
| LE-5 | Япония, «Мицубиси» | 5,5 | 103,5/ - | 3,63 | 4340/ - | Н | 370 | Вторая ступень РН Н-1 | |||
| LE-7 | Япония, «Мицубиси» | 6,0 | 932/ - | 14,7 | 4405/ - | Н | 315 | Первая ступень РН Н-1 | |||
| НМО3+ окислы азота | Продукт переработки керосина | РД-214 | СССР | 3,97 | 635/730 | 4,36 | 2590/2255 | Н | 140 | 1 | Первая ступень РН «Космос» |
| РД-216 | СССР | - | 1728/ 1469 | 7,35 | 2857/ 2429 | Н | 170 | 1 | Первая ступень РН «Космос» | ||
| Керосин | РД-219 | СССР | 2,5 | 883/ - | 7,35 | 2875/- | Н | 125 | 1 | Вторая ступень РН «Космос» | |
| Горючее на основе аминов | С5.4 | СССР | 3,07 | 15,83/ - | 5,55 | 2610/ - | Н | 44,6 | 1 | Тормозная ДУ КК «Восток» и «Восход» | |
| С2.720 | СССР | 3,23 | - /34,3 | 6,4 | - / 2286 | Н | 55,0 | 1 | ДУ специального назначения | ||
| С5.5 | СССР | 3,2 | 45,5/ - | 6,28 | 2725/ - | Н | 43,0 | 1 | Корректирующая и тормозная ДУ для КА «Луна-4», «Луна-14» | ||
| НДМГ | 11Д417 | СССР | 1,8 | Основной Блок 18,95— 7,135 | 8,3 | 3080— 5020 | Н | 680 | 2 | ДУ для управления КА от Земли к Луне и обратно («Лу на-15», «Луна-24») | |
| 2,4 | Блок малой тяги 3,43— 2,06 | 0,9 | 2490—2440 | В | 30 | ||||||
| 11Д414 | СССР | 2,6 | 1,98/ - | 1,18 | 2661/ - | В | 40 | 1 | Корректирующая ДУ для ИСЗ «Молния-1» | ||
| С5. 45 | СССР | 2,6 | 1,98/ - | 1,2 | 2661/ - | В | 53,0 | 1 | Корректирующая ДУ для КА «Зонд-1», «Венера-8»» и др. | ||
| N2O4 | НДМГ | С5.61 | СССР | 1,84 | 18,8/ - | 9,22 | 3070/ - | Н | 53,0 | 1 | ДУ для взлета и возвращения КА «Луна-16», «Луна-20» и «Луна-24» с лунным грунтом |
РД-253 | СССР | 1635/ 1474 | 14,7 | 3100/2795 | Н | 130 | 6 | Первая ступень РН «Протон» | |||
| 11Д425 | СССР | 1,9 | 7,05-18,89/ - | 9,5 -13,5 | 2850/3090 | Н | 560 | 1 | Корректирующая тормозная ДУ для коррекции траектории КА («Марс-2» и «Марс-3») | ||
| 11Д425А | СССР | 1,9 | 9,86-18,89/ - | 9,5-14,9 | 2870-3090/ - | Н | 565 | 1 | Корректирующая тормозная ДУ для коррекции траектории ЛА («Марс-4» — «Марс-9» и «Венера-9»—«Венера-14») | ||
| 11Д426 | СССР | 1,85 | 3,09/ - | 0,91 | 2881/ - | В | 570 | 1 | Долговременная ДУ для коррекции орбиты спутников | ||
| AJ-10-118K | США, «Аэроджет» | 41,2/ - | 0,854 | 3129/ - | Н | 450 | Вторая ступень ПН «Торад-Дельта» | ||||
| «Викин V» | Франция | 694/ 612 | 5,69 | — | Н | 142 | Первая ступень РН «Ариан-3» | ||||
| «Викинг IV» | Франция | 760/ - | 5,69 | 2900/ - | Н | Вторая ступень РН «Ариан-3» | |||||
| ММГ | R-1-E | США, «Маккарт» | 0,108/ - | 0,746 | 2845/ - | В | 1500 | Двигатель ориентации ОК «Спейс Шаттл» | |||
| OMS | США, | 26,68/ - | 0,863 | 3100/ - | В | 1250 | 2 | Вторая ступень ДУ орбитального маневрирования ОК «Спейс Шаттл» | |||
| Аэрозин-50 | LR-87-AJ-5 | США, «Аэроджет дженерал» | 1,93 | 1054/ 956 | 5,4 | 2810/2533 | Н | 155 | 2 | Первая ступень РН «Титан 2» | |
| LR-91-AJ-5 | США,«Аэроджет дженерал» | 1,8 | 445/ - | 5,7 | 3043/ - | Н | 180 | 1 | Вторая ступень РН «Титан 2» | ||
| AJ-10-138 | США, «Аэроджет дженерал» | 2,0 | 35,6/ - | 0,7 | 2960/ - | В | 440 | 2 | Верхняя ступень РН «Транжейдж» | ||
| AJ-10-137 | США,«Аэроджет дженерал» | 1,6 | 97.5/ - | 0,7 | 3060/ - | В | До 585 | 1 | Маршевый ЖРД КК «Аполлон» | ||
| Н2О2, (85— 87%) | Керосин | «Гамма-8» | Англия | 8.2 | 256/ 222 | 4,8 | 2457/ 2130 | Н | 130 | 1 | Первая ступень РН «Блэк Эрроу» |
