Схема ГТУ с авиационными ГТД

На рис. 94 приведена схема авиационного редуктора типа Джемса, составленного из конических колес. Его передаточное отношение подсчитывается по формуле (3,7). [c.133]

На рис. 3.26 представлена схема авиационного прибора, предназначенного для измерения скорости движения самолета. Этот прибор содержит два упругих элемента манометрическую коробку 1 и спиральную пружинку (волосок) 5. Манометрическая коробка деформируется в зависимости от величины разности давлений извне (Рг) и внутри ее (Pi) в соответствии с этой деформацией перемещается жесткий центр 6, играющий роль ползуна кривошипно-шатунного механизма. Это движение через пространственный рычаг, поворачивающийся около оси X — X, и через зубчатый сектор 3 и шестерню 4 передается на стрелку прибора 7. Волосок 5 [c.109]

Рис. 49. Принципиальная схема авиационного парогазотурбинного реактивного двигателя

Особенности ГТД различных схем. Авиационные газотурбинные двигатели очень разнообразны по компоновочным схемам, которые отличаются рядом конструктивных признаков и элементов числом роторов турбокомпрессора (одно-, двух- или трех-вальные), наличием или отсутствием охлаждения турбины, типом компрессора (центробежный или осевой) и способом его регулирования (перепуск воздуха, поворотные статорные лопатки или разделение компрессора на каскады), схемой камеры сгорания (кольцевая, трубчато-кольцевая или индивидуальная), наличием или отсутствием форсажной камеры и т. д. [c.12]

Исторически авиационные турбореактивные (ТРД) и турбовинтовые (ТВД) двигатели были первыми ГТУ, получившими массовое применение в военном и гражданском самолетостроении. На рис. 7.13—7.15 показаны конструктивные схемы авиационных ТРД, называемых также газотурбинными двигателями (ГТД). Они выполняются одноконтурными или двухконтурными. Газовая турбина таких двигателей предназначена в основном для привода соответствующего компрессора, и ее мощность приблизительно совпадает с мощностью, потребляемой компрессором. Газы в ГТ расширяются до давления выше атмосферного, а оставшийся теплоперепад расходуется в реактивном сопле и создает силу тяги. [c.264]

Рис. 7.14. Схема авиационного турбореактивного двигателя

Фиг. 9-9. Схемы авиационных двигателей.

Фиг. 184. Схема авиационных двигателей с Г-образными головками

ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ АВИАЦИОННЫХ И РАКЕТНЫХ ТЕПЛООБМЕННЫХ АППАРАТОВ [c.332]

Рассмотрим кратко основные схемы авиационных и ракетных теплообменных аппаратов, их гидравлический и тепловой расчет. [c.332]

Мостовые схемы авиационных приборов [c.216]

В заключение краткого обзора мостовых схем авиационных приборов отметим, что для получения необходимой точности измерений при любой мостовой схеме важно обеспечить стабильность сопротивлений постоянных плеч моста. В противном случае, кроме погрешности, обусловленной применением того или иного измерителя, к общей погрешности прибора прибавится еще температурная погрешность моста. Чтобы по возможности уменьшить температурную погрешность моста, сопротивления постоянных плеч его изготовляются из манганина или константана. Если же переменное сопротивление не представляет собой теплочувствительного элемента, то и оно изго- [c.224]

Исходной информацией для конструкторского проектирования ЭМП является техническое задание и расчетный формуляр, полученный на предыдущем этапе расчетного проектирования. Эта информация в. значительной мере предопределяет конструктивный облик ЭМП, но недостаточна для построения общего вида (рис. 6.2). Для одной и той же активной части в зависимости от систем возбуждения и охлаждения, условий монтажа, ремонта и эксплуатации можно предложить разные конструктивные оформления. Например, авиационные СГ имеют бесконтактную систему возбуждения, состоящую из возбудителя и подвозбудителя. На рис. 6.2 приведен пример, когда индуктор СГ и возбудитель расположены последовательно на валу. Однако в ряде случаев (при большом внутреннем диаметре индуктора) более предпочтительно параллельное расположение, когда возбудитель встраивается во внутренний объем индуктора, или в зависимости от условий эксплуатации конструкция может быть герметичной, взрывобезопасной и отличаться схемами крепления, монтажа и т. п. [c.159]

До недавнего времени в практических задачах инженерной механики эти вопросы на передний край не выдвигались. Это не значит, что анизотропные материалы не находили применения. С ними давно приходится иметь дело. Вспомним хотя бы резинокордную конструкцию автомобильных и авиационных шин, где резиновая оболочка армирована стальными или нейлоновыми нитями, образующими косоугольную сетку. Можно вспомнить и фанерные анизотропные панели, применявшиеся в прошлом для оклейки несущих плоскостей самолетов. Можно привести и другие примеры, где анизотропия фигурирует как важный фактор расчетной схемы. И все же, несмотря на несомненную важность и даже заслуженность подобных прикладных задач, следует признать, что все они узконаправленны и по своей общности существенно уступают тому богатству структурных схем, которое раскрывается перед нами в связи с применением композиционных материалов. Сейчас немыслимо представить авиационную и ракетно-космическую технику без применения композитов. Композиционные материалы уже охватили многие отрасли промышленности, в том числе производство предметов домашнего обихода. Не будет преувеличением сказать, что человечество стоит уже на пороге нового века — века композитов. [c.285]

Еще через три года Н. Н. Поликарпов, использовав аэродинамическую схему самолета И-3 и двигатель М-22, разработал конструкцию нового самолета И-5 с уменьшенными весом и размерами, первого отечественного истребителя, выполненного на уровне лучших образцов тогдашней мировой авиационной техники и серийно изготовлявшегося затем в течение нескольких лет (всего было построено около 800 таких самолетов). С этого времени идея создания боевых самолетов-истребителей с наиболее легкими по удельному весу двигателями и с минимально возможными геометрическими размерами и весом конструкции стала господствующей в отечественной авиационной технике 30-х и 40-х годов. [c.338]

За основу была принята схема свободнонесущего, хорошо обтекаемого скоростного самолета-моноплана с увеличенной нагрузкой на крыло, с гладкой обшивкой и потайной клепкой, закрытой кабиной летчика и с убирающимся в полете шасси, определившая значительное снижение лобового сопротивления (примерно на 45% у самолетов-истребителей и на 30—33% у тяжелых самолетов). Кроме того, были применены так называемые средства механизации крыльев (щитки, закрылки, предкрылки и выдвижные подкрылки с воздушными, гидравлическими и электромеханическими системами привода) для увеличения подъемной силы при посадочных углах атаки. Тогда же началось освоение авиационных двигательных установок большой мощности с хорошо обтекаемыми капотами и радиаторами, с воздушными винтами изменяемого шага и с приводными нагнетателями, намного увеличившими высотность двигателей (свойство сохранения постоянства мощности до расчетных высот полета). К тому же времени относилось использование новых конструкционных материалов — различных марок высокопрочной стали и легких сплавов. [c.343]

Осенью 1933 г. Центральный аэродинамический институт подготовил к испытаниям вертолет ЦАГИ 5-ЭА. Тремя годами позднее в том же институте был построен по проекту И. П. Братухина двухместный самолет ЦАГИ 11-ЭА с двигателем мощностью 630 л. с.— первый в мировой практике винтокрылый аппарат, выполненный по комбинированной схеме вертолета и автожира. При испытаниях в так называемом пропульсивном варианте (в котором поступательное движение сообщалось аппарату под действием составляющей подъемной силы несущего винта при соответствующем наклоне его оси) он показал удовлетворительную устойчивость, хорошую управляемость и достаточно большой запас подъемной силы. Еще позднее, в 1940—1941 гг., вертолетным бюро Московского авиационного института также под руководством И. П. Братухина был спроектирован и построен двухвинтовой вертолет [c.360]

В 1937 г. А. М. Люлька был разработан проект турбореактивного двигателя с осевым компрессором и кольцевой камерой сгорания, на несколько лет опередивший появление аналогичных проектов за рубежом. В 1943—1944 гг. под его же руководством в Центральном институте авиационного моторостроения был построен экспериментальный турбореактивный двигатель С-18 (рис. 104). Тогда же (1940—1945 гг.) в ЦИАМ велась разработка оригинальной конструкции авиационного газотурбинного двигателя с трехступенчатой газовой турбиной, с трехступенчатым центробежным компрессором и с системой испарительного жидкостного охлаждения по схеме, предложенной в 1935 г. проф. В. В. Уваровым. С 1945 г. к проектированию турбореактивных двигателей помимо группы А. М. Люлька были привлечены большие конструкторские коллективы А. А. Микулина,В. Я. Климова и других ОКБ и значительно увеличены объемы необходимых теоретических и экспериментальных исследований. К этому же времени относится начало работ по изысканию жаропрочных материалов для газовых турбин двигателей во Всесоюзном институте авиационных материалов (ВИАМ). [c.369]

Фиг. 53. Схема механизма переключения скоростей нагнетателя авиационного двигателя

Переносная измерительная система состоит из микрофона и предусилителя, расположенных на треноге или штативе, причем выход предусилителя связан со входом измерительного усилителя. Измерительные усилители, применяемые в таких системах, обычно содержат корректирующие схемы А, В, С и D. Характеристика корректирующей схемы А имеет тот же частотный диапазон, что и звук, воспринимаемый человеком. Характеристика корректирующей схемы В более расширена в области низких частот. Характеристика корректирующей схемы С мало зависит от частоты в значительной области слышимых частот. Характеристика корректирующей схемы D включает в себя диапазон авиационного шума. Для того чтобы различать физические измерения уровней звукового давления в дБ (без частотной коррекции) 01 субъективного восприятия уровней громкости в фонах и измерений, произведенных при помощи корректирующих схем А, В, С, D, принято международное соглашение [c.456]

К разновидностям пространственных стержневых механизмов относятся механизмы с соприкасающимися рычагами или так называемые поводковые передачи, которые находят широкое применение в приборах и аппаратуре различного назначения (вычислительных устройствах, телеграфных аппаратах и в особенности в разнообразных авиационных приборах — манометрах, скоростемерах, высотомерах, бензиномерах и др.). Такие механизмы состоят, как правило, из трех звеньев, причем два из них образуют высшую кинематическую пару. Их применение оправдано в тех устройствах, функционирование которых не сопряжено с возникновением значительных нагрузок, а следовательно, со значительным износом рабочих поверхностей звеньев. Кинематические схемы таких механизмов и область их применения систематизированы в приложении 2 [93]. [c.257]

В качестве еще одного примера рассмотрим схему авиационного индикаторно-силового гиростабили-аатора — гироцентрали (рис. XXI.2). Гиростабилизатор представляет собой платформу 1, установленную на самолете в кардановом подвесе, на которой расположены два астатических гироскопа 2 и 5. [c.543]

Большие успехи в конструировании и производстве газовых турбин были достигнуты за время войны в связи с появлением реактивных двигателей для самолетов, где газовая турбина служит приводом компрессора для камеры сгорания, работающей под значительным давлением. В некоторых схемах авиационных двигателей избыточную мощность газовой турбины предполагается отдавать на винт (реактивновинтовые установки). [c.243]

Принципиальная схема авиационного парогазотурбинного реактивного двигателя изображена на рис. 49. Двигатель состоит из входного устройства, осевого (или центробежного) двухроторного компрессора низкого и высокого давления с системой форсунок для впрыска воды в поток воздуха на входе и в ступенях, камеры горания и осевой турбины высокого давления, дополнительной форсажной ) камеры сгорания турбины низкого давления и выходного устройства. Работа двигателя осуществляется по циклу ЛГТУ с промежуточным нагревом парогазовой смеси. Как и в эрер- [c.96]

В настоящее время существует много схем авиационных электрических термометров. Принцип действия всех их один и тот же и заключается в измерении магнитоэлектрическим гальванометром или логометром, включенным в диаюналь (полудиагональ) неуравновешенного моста, изменений сопротивления одного из плеч моста, происходящих под действием измеряемой температуры. Возможность применения такого метода для измерения температуры, а также принцип действия различных мостовых схем подробно изложе ны в 14 и 15. Здесь остановимся на рассмотредии одной, наиболее совершенной схемы отечественного электрического термометра сопротивления, а именно термометра унифицированного электрического ТУЭ-48. При этом отметим основные отличия современного термометра от более ранних типов. [c.327]

Гидростатические балластомеры. Принцип действия гидростатического балластомера может быть выбран по осуществленным схемам авиационного бензино-мера (фиг. 90). В основу этой схемы положен принцип измерения разности давлений на дне и поверхности балластной жидкости. Это давление равно произведению высоты столба жидкости на ее удельный вес. Следовательно, давление зависит от уровня балласта в баке. Измеритель давления / представляет собой чувствительный манометр со шкалой, деления которой соответствуют количеству балласта. Воспринимающая часть измерителя (коробка Види) через штуцер соединена трубопроводом с приемником 2. Последний представляет собой трубку, опущенную через горловину ко дну бака. В тот же трубопровод включен насос 3. [c.87]

Курс Пространственное эскизирование введен в учебный план студентов специальности Самолетостроение Воронежского политехнического института в связи с практической необходимостью формирования навыков графического отображения объектов сложной пространственной структуры, к которым относятся многие элементы авиационных конструкций. Изображение таких объектов в ортого1нальных проекциях не дает необходимой наглядности, поэтому в авиационной технике большой удельный вес за нимают аксонометрические изображения, дополняющие обычные чертежи, и специальные пространственные схемы, предназначенные для показа сложной функциональной структуры конструкции. [c.165]

В условиях учебной САПР студенты в скором будущем будут получать информацию о базовых конструкциях, хранящихся в памяти ЭВМ, через графический дисплей [16]. Как правило, объекты авиационных конструкций представляются в памяти не только в форме чертежа, но и в форме других графических моделей,- позволяющих более рационально осуществить процесс информационного обмена между проектировщиком (студентом) и базой данных ЭВМ. Применение более абстрактных, чем чертеж, схем и графических моделей определяется необходимостью осуществления таких специальных для данной отрасли техники поисковых разработок, как аэродинамический расчет пр.офилей теоретического контура поверхностей, расчет динамических характеристик и центровки летательного аппарата, прочностной расчет различных пространственных конструкций и, наконец, разработка средств механизации управления самолетом. Во всех перечисленных расчетах используется широкий диапазон графических моделей различной степени абстракции — от чертежей и наглядных аксонометрических изображений до пространственных и функциональных схем. Данные изображения в автоматизированном проектировании являются основным средством управления процессом машинных расчетов и поиска оптимальных вариантов решения. [c.166]

Звездообразные схемы 17 — 22 широко применяли для авиационных поршневых дви гатслей воздушного охлаждения и сейчас используют для судовых двигателей. [c.52]

Для использования турбореактивного двигателя в составе ГПА осуществляется модернизация подачи топлива и камеры сгорания с целью применения в качестве топлива природного газа вместо керосина, добавляется силовая турбина или турбина низкого давления, приводящая в действие нагнетатель газа. Турбины низкого давления и авиационного турбореактивного двигателя не имеют между собой механической связи, связь осуществляется только за счет потока продуктов сгорания, поступающего на лопатки силовой турбины. Таким образом, энергопривод ГПА на базе авиационного газотурбинного двигателя представляет собой двухвальную ГТУ простой схемы без регенерации теплоты (см. рис. 10.7). [c.156]

Рис. 303. Схема панели авиационных крыльев, полученной из листа с использованием эффекта сверхпластичиости (сплав Ti+6 % А1+4 % V)

Газотурбинные установки широко применяются в различных отраслях народного хозяйства. Газовые турбины являются основным агрегатом современных авиационных турбореактивных двигателей, используются в энергетических системах для покрытия максимальных нагрузок (они быстро запускаются и набирают нагрузку), в приводах нагнетателей на компрессорных станциях магистральных газо- и нефтепроводов, работают в качестве главных и форсажных двигателей на судах морского флота. Газотурбинные установки весьма перспективны на железнодорожном транспорте, где их малые размеры и маневренность создают большие преимущества. Особое место занимают они в технологических схемах многих химических и металлургических производств (энерготех-НО ЛОГИческие установки), где применяются в приводах различного рода нагнетателей с использованием как рабочего тела продуктов или отходов самих производств. [c.117]

Газотурбинные установки и двигатели. Конструкции ГТУ и ГТД и их узлов зависят от выбранной конструктивной схемы, т. е. взаимного расположения компрессоров, камер сгорания, турбин, воздухоохладителей и регенераторов (рис. 4.15). По простейшей одновальной схеме (рис. 4.15,д) без регенератора выполняют энергетические пиковые ГТУ и ГТУ вспомогательного назначения, приводящие электрогенератор. По этой же схеме был выполнен ГТД первого отечественного газотурбовоза и многие авиационные турбореактивные двигатели. Для транспортных ГТД сравнительно малой мощности (до 1 — 1,5 МВт), например, автомобильных, характерна двухзальная конструктивная схема (рис. 4.15,6). По этой же схеме изготовляют пиковые (без регенерации и базовые энергетические (с регенерацией) ГТУ. [c.192]

В итоге работ исследовательских институтов и ОКБ были улучшены аэродинамика самолетов и конструкции авиационных двигателей, максимальная скорость полета к 1925 г. достигла 150—180 км1час (в 1909 г. — 80 км/час). К 1928 г. по мере развития авиационного двигателестроения величина скорости возросла до 250—280 км/час. Но все перечисленные успехи еш е не были связаны ни с существенным изменением аэродинамических схем самолетов, ни с существенным изменением конструкции двигательных установок. Основные же особенности нового периода, рассматриваемого в этой главе,— периода, в течение которого скорость полета увеличилась до 400—450 км/час (1934—1935 гг.), а затем (в 40-х годах) до 600—700 км/час,— составили именно кардинальные отличия в выборе аэродинамических схем, в конструировании двигателей и выборе конструкционных материалов. [c.342]

Первым отечественным скоростным самолетом-монопланом был одномоторный пассажирский самолет ХАИ-1 с двигателем М-22, построенный в 1932 г. Харьковским авиационным институтом по проекту И. Г. Немана и весивший 2,7 т. На летных испытаниях с шестью пассажирами на борту он развил скорость 324 км1час, тогда как одноместный истребитель-биплан И-5, снабженный тем же двигателем и весивший 1,35 т, обладал скоростью 286 км1час. В том же году на самолете-моноплане АИР-7 (Я-7), сконструированном А. С. Яковлевым, была достигнута скорость 330 км1час.. Так возникла проблема введения схем скоростных самолетов в практику самолетостроения, особенно сложная применительно к военной авиации, для которой большие скорости полета должны сочетаться со столь же большой маневренностью и с ограниченными длинами разбега при взлете и пробега при посадке. [c.343]

Во второй половине 30-х годов конструкторским коллективом В. А. Чижевского была разработана конструкция экспериментального высотного самолета БОК-1, по общей конструктивной схеме близкого к самолету АНТ-25, снабженного двигателем М-34РН (впоследствии замененным двигателем М-34РНБ с турбокомпрессором), впервые оборудованного герметизированной кабиной и предназначавшегося для полетов на высотах до 14 100 м. В 1940 г. прошли летные испытания аналогичные по конструктивному исполнению высотный самолет-разведчик БОК-11, оборудованный двигателем М-34ФРН (с двумя компрессорами), сохранявшим постоянство мощности на высотах полета до 8000 м, и высотный самолет -разведчик дальнего действия БОК-15, снабженный дизельным двигателем АЧ-40. В 1941 г. работы по одномоторным высотным самолетам дальнего действия были прекращены вследствие их невысокой боевой эффективности. Значение их для последующего развития авиационной техники ограничилось отработкой конструкций герметизированных кабин, турбокомпрессорных установок для наддува двигателей и т. п. Более заметные практические успехи были достигнуты тогда же в проектировании и постройке тяжелых самолетов-бомбардировщиков дальнего действия. [c.357]

Трудности решения сложнейших проблем освоения сверхзвуковых скоростей (изменения аэродинамической схемы самолетов, разработки конструкций мощных турбореактивных двигателей с осевыми компрессорами, конструирования новых автоматизированных систем управления и пр.), потребовавшие значительной затраты времени и сил больших коллективов иссле-дователей-аэродинамиков, конструкторов и технологов авиационного двигателе-и агрегатостроения, не могли не сказаться на темпах возрастания скоростей полета, несколько замедлившихся в мировой и отечественной авиации в начале 50-х годов (рис. 108). Но успехи, достигнутые в практическом решении этих проблем, определили начиная с 1953—1955 гг. новый подъем авиационной техники, равного которому еще никогда до того не отмечала ее история. [c.376]

Коллектив В, М. Мясищ ева приступил к конструированию тяжелого реактивного самолета 201М дальнего действия с четырьмя особо мощными турбореактивными двигателями. Отсутствие практического опыта по созданию таких самолетов в отечественной и в зарубежной авиационной технике выдвинуло в ходе проектирования ряд новых проблемных вопросов выбор рациональной схемы стреловидного крыла большого удлинения и большой площади с размещенными в центроплане крупноразмерными ТРД, конструктивное решение фюзеляжа необычно больших размеров с герметическими кабинами для экипажа, выбор конструкций сложного бортового оборудования и т. д.), потребовавших проведения многих предварительных исследований в стационарных условиях и на специально оборудованных самолетах — летающих лабораториях . [c.389]

Разрабатываются новые конструкции утилизационного оборудования и в газовой промышленности, в первую очередь для утилизации тепла выхлопных газов газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций. ВНППИтрансгазом разработаны перспективные схемы н конструкции соответствующего оборудования для утилизации тепла отработавших газов авиационных газоперекачивающих агрегатов и газовых турбин компрессорных станций магистральных газопроводов. [c.178]

В зависимости от конкретных обстоятельств, возможно принятие схем, в которых элемент конструкции наделяется свойствами более полного, но тоже только частичного восприятия силовых факторов. В результате возникают схемы, промежуточные между балкой и нитью, между оболочкой и гибкой оболочкой. Например, брус тонкостенного открытого профиля способен воспринимать относительно малые крутящие моменты. Тогда можно принять, что он может работать только на изгиб, растяжение и сжатие. Так, в частности, обычно поступают при анализе некоторых авиационных конструкций, имеющих тонкостенные подкрепления (стрингеры, шпднгоуты). Оболочке тоже может быть приписана способность работать только на растяжение, сжатие и сдвиг, но отказано в способности [c.23]

Переключение источников питания осуществляется переключателем Вк. При работе от сети выпрямленное напряжение, снимаемое с диодов Дз и Д , равное э. д. с. батареи, питает схему прибора и одновременно подзаряжает батарею. Для проверки градуировки шкалы прибора к нему придаются образцы с известной толш,иной покрытий (фторопластовая лента) толщиной 40 и 100 мкм. Прибор разработан в Авиационном институте г. Куйбышева. [c.75]

Рассмотрим механизм переключения скоростей нагнетателя авиационного двигателя ALLI-82. Нагнетатель снабжен двухскоростным приводом крыльчатки схема его показана на фиг. 53. [c.89]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...