1-6 ROCKET ENGINESNon-air-breathing

1-6 ROCKET ENGINES

Non-air-breathing propulsion systems are characterized by the fact that they carry both fuel and the oxidizer within the aerospace vehicle. Such systems thus may be used anywhere in essential features of a liquid-propellant rocket system. Two propellants (an oxidizer and a fuel) are pumped into the combustion to chamber where they ignite. The nozzle accelerates the products of combustion to high velocities and exhausts them to the atmosphere or space.
A solid-propellant rocket motor is the simplest of all propulsion systems. Figure 1-40 shows the essential features of is this type of system. In this system, the fuel and oxidizer are mixed together and cast into a solid mass called the grain. the grain, usually formed with a hole down the middle called the perforation, is firmly cemented to the combustion chamber. After ignition, the grain burns radially outward, and the hot combustion gases pass down the perforation and are exhausted through the nozzle.
The absence of a propellant feed system in the solid-propellant rocket is one of its major advantages. Liquid rockets, on the other hand, may be stopped and later restarted, and their thrust may be varied somewhat by changing the speed of the fuel and oxidizer pumps.

Rocket Engine Thrust

A natural starting point in understanding the performance of a rocket is the examination of the static thrust. Application of the momentum equation developed in chap. 2 will show that the static thrust is a function of the propellant flow rate mp, the exhaust velocity Ve and pressure Pe, the exhaust area Ae, and the ambient pressure Pa. Figure 1-41 shows a schematic of a stationary rocket to be considered for analysis. We assume the flow to be one-dimensional, with a steady exit velocity Ve and propellant flow rate mp. About this rocket we place a control volume o whose control surface intersects the exhaust jet perpendicularly through the exit plane of the nozzle. Thrust acts in the direction opposite to the direction of Ve. The reaction to the thrust F necessary to hold the rocket and control volume stationary is shown in Fig.1-41.

Hasil (Bahasa Indonesia) 1:

MESIN ROKET 1-6Sistem propulsi bebas-bernapas dicirikan oleh kenyataan bahwa mereka membawa bahan bakar dan oksidator dalam kendaraan aerospace. Sistem tersebut sehingga dapat digunakan di mana saja dalam fitur-fitur penting dari sistem roket propelan cairan. Dua dikompress (oxidizer dan bahan bakar) dipompa ke pembakaran ke ruang dimana mereka terbakar. Nozzle mempercepat hasil pembakaran untuk kecepatan tinggi dan kasar mereka ke suasana atau ruang. Motor roket propelan padat adalah yang paling sederhana dari semua sistem propulsi. Gambar 1-40 menunjukkan fitur penting dari jenis sistem. Dalam sistem ini, bahan bakar dan oksidator dicampur bersama-sama dan dibuang ke dalam massa disebut biji-bijian. gandum, biasanya dibentuk dengan lubang di tengah disebut perforasi, tegas disemen hingga ruang pembakaran. Setelah pengapian, biji-bijian membakar radial keluar, dan panas pembakaran gas mewariskan perforasi dan kelelahan melalui nozzle. Tidak adanya propelan feed sistem di roket propelan padat adalah salah satu keuntungan utama. Roket cair, di sisi lain tangan, mungkin berhenti dan kemudian restart, dan dorong mereka mungkin bervariasi agak dengan mengubah kecepatan pompa bahan bakar dan oksidator.Dorong mesin roketA natural starting point in understanding the performance of a rocket is the examination of the static thrust. Application of the momentum equation developed in chap. 2 will show that the static thrust is a function of the propellant flow rate mp, the exhaust velocity Ve and pressure Pe, the exhaust area Ae, and the ambient pressure Pa. Figure 1-41 shows a schematic of a stationary rocket to be considered for analysis. We assume the flow to be one-dimensional, with a steady exit velocity Ve and propellant flow rate mp. About this rocket we place a control volume o whose control surface intersects the exhaust jet perpendicularly through the exit plane of the nozzle. Thrust acts in the direction opposite to the direction of Ve. The reaction to the thrust F necessary to hold the rocket and control volume stationary is shown in Fig.1-41.

Hasil (Bahasa Indonesia) 2:

1-6 ENGINES ROCKET Non-bernapas sistem propulsi dicirikan oleh fakta bahwa mereka membawa kedua bahan bakar dan oksidator dalam kendaraan kedirgantaraan. Sistem seperti demikian dapat digunakan di mana saja di fitur penting dari sistem roket cair-propelan. Dua propelan (oksidator dan bahan bakar) yang dipompa ke dalam pembakaran untuk ruang di mana mereka menyala. Nozzle mempercepat produk pembakaran untuk kecepatan tinggi dan knalpot mereka ke atmosfer atau ruang. A solid-propelan motor roket adalah yang paling sederhana dari semua sistem propulsi. Gambar 1-40 menunjukkan fitur penting dari yaitu jenis sistem. Dalam sistem ini, bahan bakar dan oksidator dicampur bersama-sama dan dilemparkan ke massa padat yang disebut gandum. gandum, biasanya dibentuk dengan lubang di tengah yang disebut perforasi, tegas disemen ke ruang bakar. Setelah kunci kontak, gandum membakar radial luar, dan gas-gas panas pembakaran mewariskan perforasi dan habis melalui nozzle. Tidak adanya sistem umpan propelan dalam roket padat-propelan adalah salah satu keuntungan utama. Roket cair, di sisi lain, dapat berhenti dan kemudian restart, dan dorong mereka dapat bervariasi agak dengan mengubah kecepatan pompa bahan bakar dan oksidator. Rocket Mesin Thrust Titik awal alami dalam memahami kinerja roket adalah pemeriksaan dari dorong statis. Penerapan persamaan momentum dikembangkan di chap. 2 akan menunjukkan bahwa dorong statis adalah fungsi dari tingkat mp aliran propelan, kecepatan knalpot Ve dan tekanan Pe, daerah knalpot Ae, dan tekanan ambien Pa. Gambar 1-41 menunjukkan skema dari roket stasioner untuk dipertimbangkan untuk analisis. Kami berasumsi aliran menjadi satu dimensi, dengan kecepatan keluar stabil Ve dan laju aliran propelan mp. Tentang roket ini kita menempatkan o volume atur yang kontrol permukaan memotong knalpot jet tegak lurus melalui pesawat keluar dari nozzle. Thrust bertindak dalam arah yang berlawanan dengan arah Ve. Reaksi terhadap F dorong yang diperlukan untuk menahan roket dan kontrol volume stasioner ditunjukkan pada Fig.1-41.