The flowmeters measured propellant flowrates in the high-pressure propellant ducts. The four-vane rotor in the hydrogen system produced four electrical impulses per revolution and turned approximately 3, rpm at nominal flow.
The six-vane rotor in the LOX system produced six electrical impulses per revolution and turned at approximately 2, rpm at nominal flow. The gas generator system consisted of the gas generator, gas generator control valve, turbine exhaust system and exhaust manifold, heat exchanger, and oxidizer turbine bypass ракетный двигатель j 2.
The gas generator itself was welded to the fuel pump turbine manifold, making it an integral part of the fuel turbopump assembly. It produced hot gases to drive the fuel and oxidizer turbines and consisted of a combustor containing two spark plugs, a control valve containing fuel and oxidizer ports, and ракетный двигатель j 2 injector assembly.
When engine start was initiated, the spark exciters in the electrical control package were energized, providing energy to the spark plugs in the gas generator combustor. Propellants flowed through ракетный двигатель j 2 control valve to the injector assembly and into the combustor outlet, before being directed to the fuel turbine and then to the oxidizer turbine. The turbine exhaust ducting and turbine exhaust hoods were of welded sheet metal construction.
Flanges utilizing dual seals were used at component connections. The exhaust ducting conducted turbine exhaust gases to the thrust chamber exhaust manifold which encircled the combustion chamber approximately halfway between the throat and the nozzle exit.
Exhaust gases passed through the heat exchanger and exhaust into the main combustion chamber through triangular openings between the tubes of the combustion chamber. The heat exchanger was a shell assembly, consisting of a duct, bellows, flanges, and coils. It was mounted in the turbine exhaust duct ракетный двигатель j 2 the oxidizer turbine discharge ракетный двигатель j 2 and the thrust chamber. Ракетный двигатель j 2 heated and ракетный двигатель j 2 helium gas for ракетный двигатель j 2 in the third stage or converted LOX to gaseous oxygen for the second stage for maintaining vehicle oxidizer tank pressurization.
During engine operation, either LOX was tapped off the oxidizer high-pressure duct or helium was provided from the vehicle stage and routed to the heat exchanger coils. This system was made up of an integral helium and hydrogen start tank, which contained the hydrogen and helium gases for starting and operating the engine.
The gaseous hydrogen imparted initial spin to the turbines and pumps prior to gas generator combustion, and the helium was used in the control system to sequence the engine valves.
The spherical helium tank was positioned inside the hydrogen tank to minimize engine complexity. It held 16, cm 3 1, cu in of helium. The larger spherical hydrogen gas tank had a capacity ofcm 3 7, Both tanks were filled from a ground source prior to launch and the gaseous hydrogen tank was refilled during engine operation from the thrust chamber fuel inlet manifold for subsequent restart in third stage application.
The control system included a pneumatic system and a solid-state electrical sequence controller packaged with spark exciters for the gas generator and the thrust chamber spark plugs, plus interconnecting electrical cabling and pneumatic lines, in addition to the flight instrumentation system.
The pneumatic system consisted of a high-pressure helium gas storage tank, a regulator to reduce the pressure to a usable level, and electrical solenoid control valves to direct the central gas to the various pneumatically controlled valves. The electrical sequence controller was a completely self-contained, solid-state system, requiring only DC power and start and stop command signals.
Pre-start status of all critical engine control functions was monitored in order to provide an "engine ready" signal.
Полет доказал, что носитель Atlas-Centaur был наконец готов исполнить «прямой» запуск однократное включение ЖРД верхней ступени : после серии неудач АС запустил Surveyor 1, который выполнил первую в США мягкую посадку на Луну 2 июня г.
Теперь РН вырвалась. Запуск был успешен, но аппарат разбился на Луне 23 сентября… Еще два носителя Atlas-Centaur совершили полет в г. АС успешно вывел к Луне Surveyor 3 при двухимпульсном ракетный двигатель j 2 двигателей 16 апреля; АС запустил Surveyor 4 в последнем прямом выходе 14 июля. Снова преуспел Atlas-Centaur, но аппарат исчез 16 июля, вероятно, когда взорвался при включении его твердотопливный тормозной двигатель.
АС ракетный двигатель j 2 последним ракетный двигатель j 2 носителем типа LV-3C. Заглавный пост. Вы попали в блог судьи Сухова идейного последователя Судьи Дредда. Я за всеобщую справедливость и против всей муйни чтобы "никто не ушел обиженным". Посему не удивляйтесь подбору кандидатов на изокуб и прочие меры социальной защиты. В скором времени я может быть…. Post a new comment Error Anonymous comments are disabled in this journal.
Your reply will be screened Your IP address will be recorded. Коханувка для установления мест пуска ракетный двигатель j 2 самолетов-снарядов, с целью получить возможные технические и боевые данные о новых видах ракетного вооружения, разрабатываемого немцами. Zielfeld Bliznaявлявшийся, как установила Комиссия, центром работы с ракетными снарядами. На территории этого полигона Комиссия обнаружила специальное оборудование и ряд деталей, позволяющих точно установить их принадлежность самолетам-снарядам.
Кроме того, что является наиболее важным, Комиссия нашла образец совершенно нового секретного немецкого ракетного оружия — ракетного снаряда очень большой мощности. Калибр снаряда равняется мм, то есть в 5 с лишним раз превосходит калибр наибольшего ракетного снаряда, применяющегося в современной войне наш снаряд Ми, следовательно, найденный снаряд, по крайней мере, в раз мощнее снаряда М Комиссия проводила свою работу в период с 5 августа по 4-е сентября года.
За это время были ракетный двигатель j 2 полигон Близна, места падения и ракетный двигатель j 2 выпущенных немцами самолетов-снарядов и ракет в Нивиске, Кольбушове и Лясковицах, а также места предполагаемого производства этих видов вооружения в Жешуве, севернее Соколув, Стшижув, Стенпина и Дембице. На полигоне Близна, как было установлено Комиссией, находился центр работы с самолётами-снарядами и ракетами. Полигон находится на месте бывшего селения Близна, целиком уничтоженного немцами, и представляет собой закрытую со всех сторон лесную поляну, площадью около 1,5 кв.
На основании детального изучения всех данных, Комиссия с уверенностью устанавливает, что районом немецких работ с самолётами-снарядами и ракетными снарядами был полигон, расположенный на месте бывшей деревни Близна. Организованная связь полигона в Близна с СС-овским лагерем в полной мере не ясна, но, во всяком случае, этот полигон был составной частью СС-овского лагеря и находился ракетный двигатель j 2 ведении комендатуры этого лагеря.
Однако, полигон Близна занимал особое место среди всех других организаций ракетный двигатель j 2 характера, входивших в СС-овский лагерь. Полигон Близна расположен строго в центре участка, отведенного под СС-овский лагерь, вдали от основных строений последнего. Поляки, работавшие на территории лагеря, в Близна не допускались. Постройка полигона Близна велась немцами. Специальные части, расположенные в Близна, составлялись не из СС-овцев, а из общевойсковых артиллерийских формирований, в чём убеждают многочисленные именные таблички лиц рядового и младшего начсостава, прибитые к шкафам в жилых бараках и не содержащие СС-овских званий.
На территории Близна работали и гражданские лица 10о ракетный двигатель j 2 свидетельствует найденное объявление на двери телеграфной станции в Близна. Всё это указывает на особое положение полигона Близна среди других учреждений лагеря.
Полигон Близна принадлежал к числу объектов, на которых работа производилась и ночью. Таким образом, почти с уверенностью можно утверждать, что полигон Близна был расположен в центре СС-овского лагеря в целях конспирации ракетный двигатель j 2 не имел никакого отношения к учебным целям, преследуемым Lager Flandern. Обучение на полигоне Близна специальных частей могло иметь место только параллельно с основной — испытательной деятельностью полигона.
На полигоне Близна не было обнаружено ни одной лаборатории и даже признаков какого-либо конструкторского бюро. Поэтому следует считать, что полигон Близна был учреждением с чисто испытательными контрольными целями.
Подлежащие испытанию объекты доставлялись в частично или полностью собранном виде на полигон, где производилось их испытание. Наличие среди строений Близны большого ангара с внутренними рельсовыми путями, определенного нами, как сборочная мастерская, показывает, что громоздкие объекты привозились ракетный двигатель j 2 и на полигоне производилась их сборка. Никакого производства деталей, никаких мастерских, кроме небольшой радио-мастерской, в Близна не.
Можно лишь допустить, что в вышеуказанном ангаре производился необходимый мелкий ремонт. Комиссия осмотрела ряд близлежащих заводов, на которых можно было бы предполагать наличие производства ракетных снарядов. Комиссией были осмотрены заводы в г. Жешуве, предприятия в г.
Дембице и районы ракетный двигатель j 2. Использовался также способ экспериментальной оценки конструктивных изменений форсуночной головки и камеры, которой заключался в создании импульсного возмущения от взрыва маленькой «бомбочки», которая крепилась на ракетный двигатель j 2 днище форсуночной головки. По характеру изменения давления в камере сгорания в переходном процессе можно было судить об устойчивости данной конструкции камеры и оценить запасы устойчивости, например, по длительности переходного процесса.
Изменение размеров «бомбочки» позволяло получать импульсное возмущение различной величины. В начале этой серии испытаний переходный процесс устанавливался за более чем милисекунд, что приводило к опасному состоянию, успешная конструкция после возмущения «успокаивалась» за милисекунд.
Окончательная конструкция форсуночной головки включала ракетный двигатель j 2 форсунки горючего штук и окислителя штук и рационально расположенные антипульсационные перегородки на огневом днище форсуночной головки в виде двух концентрических колец и 12 радиальных ребер, разделяющих зону горения на 13 частей [11].
Эти, казалось бы, незначительные изменения потребовали около 18 месяцев работы, в итоге удалось ракетный двигатель j 2 конструкцию с отличными демпфирующими характеристиками и разрешение Центра имени Маршалла на пуск двигателя F-1 в году.
Таким образом «Рокетдайн» потребовалось 7 лет, чтобы справиться с проблемой устойчивости двигателя F-1 по отношению к высокочастотным колебаниям. Амплитуда колебаний осевой перегрузки достигала 0,6g в командном модуле «Аполлона -6» и 0,33g — в хвостовой части ракеты-носителя, что превышало значения, допускаемые в США для пилотируемых полётов.
После нескольких месяцев интенсивных исследований было найдено изящное решение по обеспечению продольной устойчивости в данном случае, которое состояло в организации газовой подушки, заполненной газообразным гелием из системы наддува бака окислителя, которая действовала как пневматический демпферв полости предварительного клапана жидкого кислорода в питающих магистралях двигателей F-1, что понижало собственную частоту колебаний жидкости с 5 до 2 Гц.
То есть никаких специальных дополнительных устройств «анти-Pogo», как это пришлось делать на ракетах Р-7 и Титан-2, разрабатывать и испытывать не ракетный двигатель j 2.
Фирма «Аэроспейс Корпорейшн» предварительно провела независимый анализ продольной устойчивости и согласилась с предложенным решением по устранению продольных колебаний. Его эффективность была экспериментально подтверждена при наземных испытаниях «Сатурна-V» в «башне для динамических испытаний» ракеты-носителя в Центре имени Маршалла, что позволило фон Брауну ракетный двигатель j 2 компании принять смелое решение о проведении следующего лётного испытания системы, ракетный двигатель j 2 уже в пилотируемом варианте «Аполлон-8».
Назначенный первым директором Центра космических полетов. Была создана уникальная экспериментальная база, которая стала «величайшим национальным достоянием» США. Совсем не похоже на рядового читателя хабра.
"Ракеты ФАУ-2 не могут быть поражены современными средствами защиты…"
Такое поведение обычно массово встречается на других ресурсах, но что-то и сюда это поветрие затягивать. Всё нормуль: техподдержка дала добро творить дублей и превращать площадку в срач а-ля новостные и развлекательные ресурсы. Ракетный двигатель j 2 так же посчитал, на что получил ответ выше от модераторов, к сожалению. Не чета Вам, которые бросают чепчики по поводу запуска автомашины в открытый космос и колотят своим лбом об пол при упоминании Elon Reeve Musk.
Скажите, а Skylab1 который годами болтался на орбите, доступный ракетный двигатель j 2 обозрения всем, тоже не выводили? Ничего кроме Сатурна-5 с обсуждаемыми движками её вывести не могло.
Автор явно увлёкся поиском трудностей в применении F1. Он сравним по мощности с РД, который вполне используется на первой ступени Зенита. Очень востребованная размерность, близкая американским титанам 70х, и современным Фальконам. Были размерности, подходящие для ракетный двигатель j 2 F1.
А ракетный двигатель j 2 вполне мог летать в рамках реализовавшихся программ. Да вот проблема в том, что не близкая размерность.
Титан выглядел подходящим по массе только с учетом бустеров, а двигатели центрального блока имели суммарную тягу в 3 раза меньше одного F Другие ракеты «близкой размерности» в США появлились только в нулевых, если не считать Шаттл.
А Шаттл как раз показывает основную причину, почему F-1 не стали использовать дальше — ракетный двигатель j 2 было использовать твердотопливные ускорители. Да, проблема в чём то другом, потому что стартовая масса титана просто напрашивалась на использование F1. Ни кто не мешал адаптировать более поздние носители под F1 с самого начала вместо разработки новых двигателей, и получения низкой тяговооружённости.
J-2 (ракетный двигатель)
Как хороши твёрдотопливные ускорители США показали не раз, в своих попытках от них отказаться. Что до дешевизны, то использование F1 на нескольких носителях резко снижало их стоимость. Такая унификация проблему серийности компонентов супертяжа, а значит и его ракетный двигатель j 2. Да, проблема в чём то другом Вероятно в том, что в космонавтике в США задействованы частные компании, которые далеко не всегда готовы к стандартизации, если это даст выгоду конкуренту или лишит прибыли тебя?
К слову, если это действительно существенная причина, то это интересный пример, когда конкуренция НЕ приводит к удешевлению проекта — вместо унификации и стандартизации ракетный двигатель j 2 пилит свой велосипед, ракетный двигатель j 2 пилит бюджет не всегда государственный.
ЧСХ в их случае распил даже не коррупционный — просто все участники, включая даже техничек, что в КБ убирают не было б проекта — не было б КБ, не было б вакансии техничкиполучают свою зарплату, кто-то больше, кто-то меньше.
Ну вот, похоже, этот орган не справился.
Либо лунные ракетный двигатель j 2 с для него выглядят гораздо хуже, чем для интересующейся публики. Относительно легко найти не придумать тысячу и одну причину, почему нельзя было запроектировать Титан под F1, почему обязательно нужен новый движок. Причем первая же возможная причина — на начальном этапе никто об этом не подумал, Рокетдайн такой вариант не предложил, а уже потом стало поздно прикручивать F1 к готовой ракете.
Но это уже домысливание, напридумывать можно много. Относительно легко найти не придумать тысячу и одну причину, почему нельзя было запроектировать Титан под F1 И придумывать, и искать не надо — все давно известно: — Титан как МБР HGMA проектировался в середине х, был спроектирован под двигатель LR, а F-1 еще просто не существовало.
И все дальнейшие модификации Титана по сути использовали тот ракетный двигатель j 2 двигатель, только модифицированый. Титан и перепроектировали. Так что отговорки всё : А ведь ещё младшие сатурны. И летали до начала 80х. Здесь унификация снижала стоимость. Ну да, создавала проблемы с аргументацией в пользу шаттла. Выросла бы чуть меньше с F1 за счёт жидкого топлива. В ракетный двигатель j 2 полёты к Скайлэб обходились бы дешевле и могли бы продолжать летать, и Скайлэб имела бы шанс на продолжение.
Ибо экономическая бессмысленность шаттла становилась бы всё более очевидной. Или вы к тому, что позже нельзя переделать на F1, потому что уже не летали, а раньше, потому что ещё летали?
Извините, Вы Титан-3 вообще видели? Как Вы предлагаете на него F-1 поставить? На 3 части разрезать?
ДВИГАТЕЛЬ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ "САТУРНА-5" "F1" БЫЛ "ИМПОТЕНТНЫМ"! (краткий обзор исследований ЖРД "F1" российскими учеными). " лично я полечу прямо к Солнцу!". И она стала подниматься все више и више. И падала на Землю, передав "эстафету" маршевым двигателям "J2". Каждый из 5 двигателей "F1", по рекламным характеристикам СМИ США, якобы мог развивать тягу от до Т., по различным публикациям.
Ваше предложение звучит не как «поставить Ракетный двигатель j 2 на Титан» а ракетный двигатель j 2 полностью новую ракету с F-1 на первой ступени и назвать Титаном». Проверил авторство статьи, нет, не. Во первых речь о том, что пример старых носителей, вроде титан3 и сатурн1б говорит о востребованности размерности носителей, для которых подходит F1. А более поздние это только подтверждают для 80х- х Во вторых никакая религия не заставляет ставить двигатель на каждый бак : В третьих да, новая ракета унифицированная с супертяжем, и другими носителями по инфраструктуре и двигателю хорошая альтернатива вытягиванию из титана грузоподъёмнсти и переходу к шаттлам.
Ну и при живом сатурне с одним F1- раздутый Титан ненужен. Еще. Основа всех Титанов — блок массой около тонн. На него нельзя ставить двигатель с тягой тонн, его разорвет. А ставить его на боковые ускорители вместо твердотопливных не имеет смысла — жидкостные ускорители на F-1 будут в разы дороже. Ниже считал в комментах, комплект ускорителей на F-1 которым можно заменить ускорители Шаттла обойдется почти в 4 раза дороже.
Сатурн-1B и сам был дороже Титанов, при том что 8 H-1 в сумме стоили в два с лишним раза меньше, чем 1 F В третьих да, новая ракета унифицированная Вот мы и подходим к идее разработки новой ракеты на F Но F-1 слишком дорогой и неэффективный, и ракета на его основе будет слишком дорогая.
И в Штатах закономерно решили для обеспечения стартовой тяги использовать не дорогущие рекордные ЖРД а ракетный двигатель j 2 твердотопливные ускорители. Опять двадцать. Всё это решаемо, причём, без больших переделок.
И, ракетный двигатель j 2 я уже писал, это всё ненужно. Ракетный двигатель j 2 мы и подходим к идее разработки новой ракеты на F Но F-1 слишком дорогой и неэффективный не туда вы подходите, речь о причине неиспользвоания на старых разработках. В Том числе и о завышенных ценах на F1 из за отсутствия такого применения.
Использование одноразового двадцатитонника На F1 выходило в разы дешевле, чем запуск шаттла с якобы дешёвыми ТТУ. На шаттле как раз были дорогущие двигатели, и вообще куча дорогущих решений.
Причём дорогущие не обязательно из за рекордных параметров, те же потомки РД послужили в США основой удешевления новый двигателей. Не случайно при нескольких попытках сделать аналог Энергии из компонентов шаттла несколько раз пытались уйти от ТТУ. Разорвет потому, что перегрузка будет слишком большая.
Потому, что пустая ракета будет весить уже не тонн, а 30, с учетом полезной нагрузки. Двигатели нельзя неограниченно дросселировать в полете. А ракетный двигатель j 2 снижать F-1 тягу, то какой в нем смысл?
Сатурн с родными H-1 получался дешевле, чем с F Цены были «завышены» когда он производился десятками в год. Их произвели чуть ли не больше, ракетный двигатель j 2 РД Только если считать стоимость Шаттла с учетом инфраструктуры, а стоимость Сатурна —. Если считать стоимость запуска, то даже Сатурн-1Б был дороже Шаттла. Установка F-1 только подняла бы его цену. Что касается стоимости Шаттла, то проблема была не в ускорителях.
Водород, обслуживание орбитера, теплозащита и. А боковушки были дешевле, чем гипотетические ускорители на F-1, в разы. Вот только в первых, заказали они не РД, а его половинку. Это к слову о том, что раньше ставили слабые двигатели. Во вторых, используют они его не потому, что он ЖРД, а потому что дешевый и эффективный.
Он в 4 раза дешевле F-1, дает больше половины то есть стоимость единицы тяги вдвое ниже от его тяги и при этом имеет на 47,8 секунд больше УИ. РД дешевый и ракетный двигатель j 2. F-1 дорогой и неэффективный. Поэтому РД используют, а F-1 —. Тут ошибся, не 30 а 60 примерно. В любом случае, перегрузка ракетный двигатель j 2 возрастет, и придется укреплять ракету, снижая эффективность.
Также, совершенно забыл так как обычно этот эффект незначим об аэродинамическом сопротивлении. Первоначально предполагалось использовать два J-2X на разгонной ступени лунного модуля англ. Отказ от использования более совершенного двигателя ЖРД RSиспользуемого на челноке, был обоснован дороговизной модернизации этого двигателя из стартующего на Земле на запускаемый в воздухе двигатель. Также принимались в расчет необходимость испытаний RS перед полетами и дороговизна их производства.
"Ракеты ФАУ-2 не могут быть поражены современными средствами защиты " Как Советский Союз получил информацию о сверхсекретной нацистской программе. В марте г. были произведены последние боевые пуски германских ракетных снарядов дальнего действия, разрабатывавшихся под индексом ФАУ и призванных радикальным образом переломить ход Второй мировой войны. Инфраструктура ракетной программы ФАУ состояла из секретных испытательных полигонов-комплексов, сети заводов и лабораторий, боевой сети пунктов ракетных запусков на территории Европы, предприятий по производству жидкого топлива и кислородной промышленности2.
Такая схема должна позволить произвести испытания РН «Арес I» в годупроизвести первый запуск КА «Орион» в годуа использование одного двигателя на двух ракетах должно удешевить поддержку инфраструктуры в рамках программы «Созвездие».
Производить работы по модернизации ракетный двигатель j 2 Рокетдайн в рамках контракта общей стоимостью 1. Стенниса 23 августа года. Основной целью модификации J-2X в рамках «Созвездия» являются упрощение и ракетный двигатель j 2 производства по сравнению с базовой моделью и по сравнению с ЖРД RS Он сохранит текущую схему открытого генераторного цикла. Wikimedia Foundation. Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения.
Ракетный двигатель единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в… … Википедия. Конструкции переходного отсека, передней и задней юбок одинаковы и представляют собой силовые цилиндрические оболочки, состоящие из обшивки с продольным и поперечным наборами. Конус крепления двигателей также имеет продольные и поперечные подкрепляющие ребра.
Вопрос о «Сатурнах», или странности статистики
Некоторые особенности конструкции ступени обусловлены применением в качестве компонентов топлива жидкого кислорода и жидкого водорода. Еще при эксплуатации ракеты «Фау-2» см. После заправки криогенными компонентами ракету нельзя оставлять на относительно длительное время, так как сжиженные газы могут вызвать обледенение различных клапанов.
Для «Фау-2» число успешных запусков снижалось почти вдвое, если ракета заправлялась более чем за два часа до старта. Таким образом, жидкий водород имеет весьма малую плотность, поэтому необходимые для полета 70 тонн горючего требуют ракетный двигатель j 2 более 1 миллиона точнее — литров. В сферический бак окислителя заливается литров жидкого кислорода или по массе — тонн.
Оба бака имеют общее промежуточное днище трехслойной конструкции с пенопластовым заполнителем, выполняющим роль и теплоизолятора.
Во избежание больших потерь горючего и окислителя на испарение необходима теплоизоляция баков от внешней среды. Поэтому ракетный двигатель j 2 топливного отсека снаружи, наружные поверхности верхнего днища, а главное, обечайки водородного бака имеют мощное теплоизолирующее покрытие — слой пенопласта толщиной до 40 мм в нижней части баказакрытый снаружи слоистой фенольной оболочкой, защищающей пенопласт от аэродинамического нагрева на атмосферном участке траектории.
Во избежание возможности конденсации атмосферного кислорода в переохлажденных полостях теплоизоляции теплоизолирующий слой подвергается предварительной продувке гелием.
Обечайка водородного бака цилиндрическая вафельного типа с часто расположенными продольными и кольцевыми ребрами, изготовленными ракетный двигатель j 2 заодно с обшивкой из плиты алюминиевого сплава толщиной 51 мм, толщина обшивки 3,8 мм.
Толщину стенок баков определяли с учетом того, что прочность алюминиевых сплавов при низких температурах обычно повышается. Это позволило частично компенсировать весовые потери, связанные с введением теплоизолирующего покрытия. Наддув баков горючего и окислителя производится газифицированным водородом и кислородом соответственно. Силовая установка ступени имеет пять двигателей J центральный — неподвижный и четыре — ракетный двигатель j 2 периферии на карданных подвесах.