Тяга двигателя потребная

Потребная тяга двигателя Рд — это сила тяги, необходимая для выполнения полета. Она определяется по формуле [c.48]

Чем больше величина Руд, тем меньше воздуха (газа) нужно для создания тяги, тем меньше размеры и вес двигателя, лобовое сопротивление и потребная тяга двигателя, тем больше дальность и продолжительность полета, скорость и потолок самолета. Для современных ТРД Руд = 55-г65 кгс тяги-с/кг возд. и более. [c.76]

Формула Циолковского. Расчет импульсных маневров (и даже маневров с учетом ограниченной величины тяги двигателя) часто проводят в терминах потребного приращения скорости. Суммарное приращение скорости на маневр можно пересчитать в потребный запас топлива, если известны характеристики двигательной установки. Для таких пересчетов обычно пользуются формулой Циолковского, которая устанавливает связь между запасом топлива и максимальным возможным приращением скорости КА. [c.135]

Задача захода на посадку и посадки на авианосец является уникальной, поскольку она обусловлена внешними условиями, характеристиками авианосца и характеристиками системы летчик — планер — двигатель . Кроме требований прочности самолета и его элементов при посадке предъявляются весьма жесткие требования по летным характеристикам и пилотажным качествам. Для обеспечения хороших характеристик при посадке летчик должен производить точные изменения по тангажу и крену для координированного исправления ошибок по глиссаде и курсу. Важным фактором при посадке является устойчивость самолета на траектории, т. е. по скорости — тяге. Воздушная скорость должна изменяться только путем продольного управления самолетом при постоянном положении ручки управления двигателем (РУД). Требуется, чтобы самолет обладал возможностью маневрирования на постоянном режиме тяги при незначительных изменениях угла атаки и чтобы потребная тяга уменьшалась при увеличении угла атаки и увеличивалась при его уменьшении. Это дает возможность вносить необходимые исправления глиссады с помощью продольного управления, исправлять угол атаки до требуемых значений, а затем исправить тягу с помощью положения РУД. Существенно облегчает летчику пилотирование на посадке применение автомата тяги. Входными сигналами для автомата тяги являются изменения угла атаки, нормального ускорения и угла отклонения руля высоты. Они поступают в вычислительное устройство автомата тяги. Автомат тяги обеспечивает такое автоматическое изменение тяги двигателя, которое приводит к выдерживанию требуемого угла атаки — воздушной скорости в процессе маневрирования на глиссаде и по курсу. [c.58]

Удельная сила тяги — важная характеристика ТРД, определяющая степень совершенства использования воздуха (газа) в процессе создания тяги. Чем выше удельная тяга, тем меньше при заданной величине тяги потребный расход воздуха через двигатель и тем меньше диаметр и масса двигателя. Меньшие поперечные размеры двигателя позволяют уменьшить площадь поперечного сечения (мидель) фюзеляжа самолета (если двигатель расположен в фюзеляже), или гондол двигателя, если он крепится к крылу. Это приводит к уменьшению лобового сопротивления самолета и потребной силы тяги двигателя, а следовательно, к увеличению дальности и продолжительности полета. Уменьшение массы (силы тяжести) двигателя позволяет увеличить полезную нагрузку самолета. [c.476]

Поэтому приходится обращаться к другим способам получения потребного отношения тяг. Для этой цели часто используют два топлива с различными скоростями горения. Один пример такого двигателя показан на фиг. 6.30 (случай 5) заряд состоит из двух свободно вложенных тандемно расположенных шашек, имеющих различную скорость горения. Задняя шашка, выполненная из топлива с высокой скоростью горения, служит для создания стартовой тяги, а медленно горящая передняя шашка обеспечивает более низкую маршевую тягу двигателя. На фиг. 6.30 (случай С) показан концентрический скрепленный с камерой заряд, состоя- [c.350]

Регулирование тяги двигателя осуществляется путем изменения расхода топлива через систему, то есть изменения ее потребного напора, рассмотрим, как зависят от расхода отдельные члены уравнения (6.12), составляющие потребный напор системы питания. [c.97]

Чем выше удельная тяга двигателя, тем меньше при заданной величине тяги потребный расход воздуха через двигатель, а следовательно, его диаметр и вес. С этой точки зрения выгодно иметь высокие значения Руд. Наиболее эффективным средством для повышения Руд служит увеличение температуры газа как в основной, так и в форсажной камерах сгорания в сочетании с высокими значениями степеней повышения давления компрессора. [c.32]

При заданных потребном напоре и КПД мощность, потребляемая насосом, определяется массовым расходом компонента (тягой двигателя). Для двигателей больших тяг мощность насоса ЖРД может составлять десятки и сотни тысяч киловатт. [c.12]

Чем больше тяга двигателя, тем больше потребная мощность турбины. Выполненные двигатели имеют турбины мощностью от десятков до сотен тысяч киловатт. Мощность, развиваемая турбиной (эффективная мощность), определяется соотношением [c.218]

Рис. 5.1. Изменение тяги различных типов двигателей и потребной тяги в зависимости от скорости полета

Пусть потребная тяга самолета для полета с дозвуковой скоростью на высоте сохраняет постоянное значение. Это значит, что. двигатель на крейсерском режиме также должен развивать постоянную тягу. Тогда, с увеличением степени двухконтурности [c.122]

Метод тяг (метод мощностей) Н. Е. Жуковского состоит в определении летных характеристик самолета с помощью кривых располагаемой тяги (мощности) двигателя и лобового сопротивления или потребной мощности. На рис, 4.20 и 4.21 показано, как применять этот метод. Так, например, точки пересечения кривых определяют максимальную скорость. Построение кривых тяг или мощностей для ряда высот позволяет найти изменение максимальной скорости с высотой. [c.158]

Ответ на первый вопрос дает универсальная сетка энергетических высот (рис. 5.10). Для ответа на второй вопрос необходимо иметь конкретные сведения о данном самолете. Как известно, величина Пх самолета при данном полетном весе и данном режиме работы двигателя зависит от скорости и высоты полета и величины перегрузки Пу. Можно принять, что в процессе подъема — разгона Пу 1. Тогда, имея кривые располагаемой и потребной тяг для горизонтального полета на различных высотах, можно по формуле (5.06) рассчитать [c.198]

Если для реактивного самолета потребна сила тяги 460 кг, то для получения этой тяги через воздушно-реактивный двигатель необходимо пропускать 20 кг воздуха в секунду. Для сравнения укажем, что поршневой двигатель, обеспечиваюш ий такую же силу тяги, требует примерно [c.95]

Максимально потребный угол отклонения руля направления определяется у одномоторных самолетов — из условий обеспечения перевода самолета из одного виража (крена) в другой у многомоторных самолетов, имеющих двигатели на крыльях, — из условия получения необходимого угла скольжения при полете с несимметричной тягой в случае остановки одного двигателя. [c.41]

При электрической тяге легче также осуществить электроснабжение пассажирских поездов. При составе из 15 вагонов и наличии устройств кондиционирования воздуха потребная для их электроснабжения мощность составляет 300—350 кет, а при электрическом отоплении 600—650 кет. На участках с электрической тягой обеспечение электроэнергией вагонов осуществляется непосредственно от контактной сети, при этом тяговая мощность локомотивов не снижается. Отбор же мощности 600—650 кет от первичных двигателей тепловозов или дизель-поездов может вызвать серьезные затруднения. [c.188]

Расчеты показали, что независимо от наклонения траектории перелета к плоскости движения Луны прямая вертикальная посадка возможна только в районе, ограниченном селеноцентрической широтой —11° ф 11,23° и селеноцентрической долготой 230° 5 >. 5 350° для времен перелета 1 сут 12 10 сут. Оптимальный маневр на траектории прямой вертикальной посадки состоит в одноразовом включении двигателя КА. Чтобы в конце непрерывного участка торможения двигателем скорость и высота над поверхностью Луны одновременно обратились в нуль, необходимо располагать двумя параметрами управления. Например, иметь возможность выбирать начальный момент включения двигателя и длительность его работы (за счет соответствующего запаса топлива). Такое сочетание позволяет реализовать посадку с наименьшими энергетическими затратами. В частности, для траектории перелета Земля — Луна длительностью 3,3 сут, когда начальная скорость в момент включения двигателя близка к 2550 м/с, величина потребной характеристической скорости КА составляет 2680—2850 м/с для начальных тяговооруженностей (отношение тяги к начальному весу КА на Земле) По = 0,5—2,0. При этом высота включения двигателя достигает 500—130 км, время его работы 400—100 с (при скорости истечения газов из сопла двигателя РУ = 3000—4500 м/с) [23]. На- [c.283]

Далее, поскольку секундный расход топлива в двигателе известен (по заданной тяге), можно определить и время работы двигателя. Изменение этого времени в зависимости от начальной массы может быть представлено кривой Шт = /2 ( н) путем соответствующего выбора масштаба для ординат. Таким образом будет определено наибольшее время работы двигателя данной мощности, потребное для достижения заданной высоты. Мы будем сначала предполагать, что двигатель [c.154]

Некоторые современные летательные аппараты, например, зенитные управляемые ракеты и ракеты дальнего действия, движутся в несколько раз быстрее, чем распространяется звук. С ростом скорости аэродинамическое сопротивление быстро увеличивается, а вместе с ним растет и потребная сила тяги. Например, для продвижения одноместного самолета, весящего около 3 т, со скоростью около 600 км час, равной половине скорости звука, необходима сила тяги около 500 кг для продвижения этого же самолета со звуковой скоростью потребовалась бы тяга более 4000 кг. Если принять, что при М=1 коэффициент полезного действия воздушного винта равен 0,8, то мощность двигателя, развивающего подобную тягу, будет [c.9]

Величина максимальной скорости определяется с помощью кривых Н. Е. Жуковского — кривых зависимостей от скорости лобового сопротивления и тяги двигателя (метод тяг) или потребной мощности и располагаемой мош,ности двигателя (метод мощностей) (рис. 4.20 и 4.21). Точка пересечения этих кривых и определяет Кманс- У ряда самолетов полет с Кмакс не реализуется из-за ограничений, Накладываемых на скорость полета. [c.159]

С длительностью пассивного полета, т. е. протя кенностью орбиты перелета. Тогда удается существенно упростить задачу, аппроксимируя активные участки импульсным (скачкообразным) изменением скорости. При этом предполагают, что в момент мгновенного изменения скорости координаты КА остаются без изменения. Расчет такого маневра сводится к определению числа импульсов скорости ДК, =1, 2,. .., п, их ориентации и точек приложения. Полученное решение может использоваться для оценки потребных затрат топлива, а также в качестве хорошего начального приближения при решении задачи в точной постановке с учетом ограниченной величины тяги двигателя. [c.135]

Гидравлическая характеристика. При анализе условий регулирования ЖРД представляется целесообразным выполнить построение гидравлических характеристик топливного тракта. Гидравлическая характеристика представляет собой зависимость, характеризующую изменение потребного давления (давления источника) в зависимости от расхода топлива (тяги двигателя, давления в камере сгорания). Топливный тракт состоит из соединяемых в различном порядке (последовательно и параллельно) трубопроводов, агрегатов пускорегулирующей системы, [c.307]

Операции с малой тягой. Энергетические потребности для осуществления быстрых перелетов человека в пределах внутренней области солнечной системы и возвращения на Землю (характеризуемые приростами Avi = 60 ООО ч- 90 ООО фут/сек) не могут быть обеспечены химическими двигательными системами, максимальный удельный импульс которых заключается в пределах от 370 до 420 сек (рис. 6.606). При увеличении удельного импульса до значений, достижимых с помощью использования солнечной энергии (удельный импульс от 600 до 750 сек) [18] или систем ядерного нагрева (удельный импульс от 800 до 1200 сек), отношение масс космического корабля может быть снижено до 10—15. Используя системы дугового нагрева (питаемые, например, солнечной или ядерной энергией), можно получить удельные импульсы порядка 1400—2000 сек [18]. Применение магнитогидродинамических дуговых систем (плазменные двигатели) позволяет еще больше расширить область достижимых удельных импульсов в сторону их увеличения. Бостик (Bostil ) [19] и Колб (Ко]Ь) [20] в экспериментах с многократными разрядами большой энергии добивались ускорения плазмы до скорости 7 ООО ООО фут/сек (удельный импульс > 22 ООО сек). Разумеется, современные технические средства еще не позволяют создавать такие системы, однако эти лабораторные опыты демонстрируют возможные перспективы. Такого же порядка удельные импульсы (а именно от 7000 до 25 ООО сек) могут быть достигнуты с помощью электростатических двигательных систем, где ироизво- [c.231]

Вследствие того что СПС эксплуатируется в очень широком диапазоне скоростей и высот полета, американские специалисты считают невозможным создание легкого и эффективного на всех режимах полета одноконтурного или двухконтурного двигателя обычной схемы, особенно при условии ограничений по уровню шума. Действительно, ДТРД с большой степенью двухконтурности обеспечивает потребную взлетную тягу при низком уровне шума и имеет хорошую экономичность на дозвуковых скоростях полета. Для трансзвукового разгона целесообразен ТРДФ, а для сверхзвукового полета — ТРД или ДТРД с низкой степенью двухконтурности при высокой температуре газа перед турбиной. Двига- [c.230]

Рычаг управления мощностью двигателей обычно связан с вращающейся рукояткой рычага общего шага. Педалями управляют так же, как и на самолете. Важным требованием является выдерживание заданного значения частоты вращения несущего винта. Поскольку потребная мощность несущегр винта изменяется в зависимости от величины тяги и поступательной скорости, необходимо координировать мощность двигателя с перемещением ручки циклического шага и рычага общего. шага. Регулятор частоты вращения, автоматически изменяющий мощность двигателя, желателен, поскольку он существенно облегчает работу летчика. На режиме висения с помощью ручки циклического шага производится управление в основном продольными и боковыми перемещениями, однако вертолет характеризуется значительной взаимосвязью между каналами управления. Способ, которым ручка циклического шага и рычаг общего шага соединяются с циклическим и общим шагами несущего винта, зависит ат схемы вертолета. Рычаги управления могут соединяться с органами управления несущим винтом посредством прямой механической связи (на небольших вертолетах) в цепях управления могут также использоваться электро-гидравлические приводы, обеспечивающие отработку органами управления команд, задаваемых рычагами управления. [c.701]

По формуле (9.01) можно рассчитать часовой расход в полете. Для определения Ср необходимо лспользовать данные испытаний двигателя, а для определения потребной тяги — аэродинамические характеристики самолета. [c.225]

Р тяга, развиваемая двигателем при ыеизмснцом пола жении РУД, — потребная тяга [c.327]

Расчеты, выполненные для водородовоздушных реактивных двигателей, продемонстрировали перспективность использования СПДПД при полете на ЛА с числами Маха Mq = 4.5-7. Несмотря на меньшие удельные импульс и тягу, которые получаются в рамках развитых математических моделей, возможность создания СПДПД облегчается существенно меньшей потребной степенью торможения сверхзвукового потока и как следствие этого - меньшими тепловыми потоками в стенки и меньшими потерями, связанными с неучитываемой в моделях всех сравниваемых двигателей неидеальностью газа. [c.112]

Этот вид диагностики проводят для того, чтобы обнаружить автомобили, двигатели которых не развивают установлеипой мопхности или же имеют перерасход топлива, а также определить потребность в дальнейшей поэлементной диагностике. Мощностные данные определяют, измеряя силу тяги на ведущих колесах автомобиля при заданной скорости и нагрузке двигателя или же измеряя ускорение автомобиля с учетом потерь в трансмиссии. Топливную экономичность оценивают по расходу топлива при заданном скоростном и нагрузочном режимах работы. [c.201]

Соответственно реаетивной тяге в широких пределах изменяется и масса двигателя. В целях объективности сопоставления существующих и проектируемых двигателей пользуются понятием сухой массы (без массы масла, топлива, части агрегатов, обслуживающих потребности самолета и их приводов), которое регламентировано ГОСТами. [c.11]

Самолет поднимается на бензиновых моторах до высоты 9000-11000 метров и совершает горизонтальный полет. При обнаружении летящего выше противника летчик переводит поршневые моторы на режим полного газа, включает реактивные двигатели РД-Д на полную тягу и в короткое время набирает нужную высоту. Далее, если необходимо догнать самолет противника, то дальнейший полет по горизонтали на площадке происходит при полной тяге РД-1 (на Н= 15000 м и Х = 785 км/час). Если же нркно продержаться на большой высоте, то это происходит на минимально потребной тяге и крейсерских режимах (У= 500-66О км/час) . [c.303]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...