Исследование работоспособности двухконтурного СПВРД выполнено на основании разработанной модели газодинамического процесса двигателя. Полетные условия транспортной космической системы (ТКС): М = 2,5 - 6,5; высота Н = 18 - 30 км. Элементами управления двигателем являлись входное устройство 1-го контура, реактивное сопло 1-го контура и входное устройство 2-го контура. В качестве топлива использован авиационный керосин Т-6. В качестве характерных параметров использованы расходы газа через 1-й и 2-й контуры, а также внутренняя и располагаемая тяга двигателя. Результаты расчетов показали, что: располагаемая тяга двигателя, по видимому, достаточна для ускорения ТКС в диапазоне М = 2,5 - 6,5 и высоты Н = 18 - 30 км; начиная с режима М = 5,0, Н = 28,0 км наблюдается сильное падение тяги, так что при М = 6,5 располагаемое значение тяги составило меньше 1000 кг; значение тяги двигателя на заключительном участке полета (от М = 5,0 до М = 6,5) может быть существенно поднято путем использования специальных топлив, имеющих высокую скорость сгорания.

  Повний текст PDF - 1.13 Mb    Зміст випуску     Цитування публікації

  Якщо, ви не знайшли інформацію про автора(ів) публікації, маєте бажання виправити або відобразити більш докладну інформацію про науковців України запрошуємо заповнити "Анкету науковця"