Удельная дальность полета

Удельная дальность полета 283 [c.1026]

Дальность полета зависит от километрового и часового расхода топлива, а также от емкости топливной системы самолета и удельного веса топлива. [c.48]

Работающие двигатели для сохранения скорости полета переводятся на повышенный режим, удельный расход топлива уменьшается, что на малых и средних высотах приводит к увеличению дальности полета по сравнению с дальностью на том же режиме полета со всеми работающими двигателями. Высота потолка при отказе двигателя уменьшается. Поскольку километровый расход топлива с уменьшением высоты полета растет, то максимальная дальность в этом случае будет меньше максимальной дальности полета со всеми работающими двигателями или полета на оптимальной высоте. [c.54]

Исходя из конкретных требований, предъявленных к самолету С-5А, был найден компромисс между удельным расходом топлива, массой двигателя и сопротивлением мотогондолы для получения оптимального соотношения между суммарной степенью повышения давления, температурой газа перед турбиной и степенью двухконтурности. Для двигателя были выбраны n j, = l,55 и яг = 8. Температура газа определялась с учетом применения охлаждаемой турбины газогенератора, использующей проверенную систему охлаждения, и неохлаждаемой турбины вентилятора. Учитывая эти соображения и зависимость дальности полета от степени повышения давления в компрессоре газогенератора л д, оптимальная температура 7 на крейсерском режиме полета была определена примерно равной 1365 К (при 7 = 1530 К на взлетном режиме). Оптимальная по дальности я превышает 20, однако для двигателя была выбрана я д =17, так как это значение, по данным фирмы, является наиболее выгодным для одновального компрессора с поворотными направляющими аппаратами. [c.123]

Вооруженные силы США финансируют и ряд других исследовательских программ по демонстрационному вертолетному экономичному ГТД уменьшенной удельной массы, по демонстрационному двигателю с перспективным газогенератором, по ГТД одноразового применения для сверхзвуковых летательных аппаратов, По двигателю изменяемого цикла для военных самолетов и другие. Некоторое представление о конкретных двигателях, разрабатываемых для перспективных военных летательных аппаратов, дано в гл. V, VI и VII. Кроме того, проводятся работы над новыми проектами, например изучается проект сверхзвукового бомбардировщика с дальностью полета до 18 500 км, который предпола- [c.220]

КМ применяют во многих отраслях промышленности. Благодаря высоким удельным характеристикам прочности и жесткости, их используют при изготовлении лопастей винтов и контейнеров вертолетов, корпусов и камер сгорания реактивных двигателей и т.д. Использование КМ в конструкциях летательных аппаратов уменьшило их массу на 30 - 40 %, увеличило полезную нагрузку без снижения скорости и дальности полета. [c.439]

Дальность полета на заданном режиме при данном полетном весе вычисляют интегрированием удельной дальности dR/dWr по всему весу топлива на борту вертолета [c.283]

Скорости полета, при которых дальность или продолжительность полета максимальны, можно найти, рассматривая удельные дальность и продолжительность как функции скорости. Если считать, что Се не зависит от скорости (на самом деле это не так, поскольку Се зависит от потребляемой мощности), то минимальный расход топлива на единицу дальности, а значит, наибольшая дальность достигаются при скорости, которая соответствует минимуму Р. Максимальная продолжительность полета будет при скорости, соответствующей минимуму P/V. Скорости полета, обеспечивающие минимальный расход топлива, более точно находят по графикам зависимости СеР от скорости при заданных полетном весе и высоте. Скорости наибольшей продолжительности полета соответствует точка минимума кривой СеР, а скорости наибольшей дальности — точка, в которой касательная к этой кривой проходит через начало координат (как на рис. 6.4). [c.284]

Из формул следует, что чем выше теплота сгорания, тем выше удельная тяга, меньше удельный расход топлива и больше дальность полета самолета при заданном запасе топлива на борту. [c.202]

Характерной особенностью дальних самолетов, создававшихся в первой половине ЗО-х годов, в том числе и ДБ-2, являлось применение на них крыла с низкой удельной нагрузкой на площадь и большим геометрическим удлинением, которое обеспечивало значительное снижение индуктивного сопротивления и в результате этого увеличение дальности полета. [c.340]

С эвакуацией в октябре 1941 г. авиазавода, строившего Ер-2, производство его временно прекратилось. Возобновилось оно только в конце 1943 г., но теперь это были уже самолеты, существенно отличавшиеся от Ер-2 1941 года выпуска. В первую очередь, модификация заключалась в установке новых дизельных двигателей АЧ-ЗОБ с взлетной мощностью 1500 л. с. Применение дизелей, более экономичных в работе по сравнению с обычными бензиновыми моторами, позволяло уменьшить вес топлива или увеличить дальность полета. Но удельный вес дизельных двигателей в силу ряда их особенностей был значительно больше, поэтому их использование оказывалось выгодным только для длительных полетов, при которых экономичность силовой установки играла решающую роль. [c.153]

На самолет Ту-85 были поставлены оба мотора — и АШ-2К, и ВД-4К, но предпочтение было отдано последнему, который и применялся на этом самолете — последнем дальнем бомбардировщике с поршневыми двигателями. Однако несмотря на рекордные данные этого уникального двигателя и отличные характеристики по дальности полета, скорость полета удалось повысить лишь до 638 км/ч — удельная масса все же была велика. [c.194]

Конструктору важно знать степень влияния увеличения удельного импульса и уменьшения массы двигателя на конечную скорость или дальность полета, например в случае баллистической ракеты. [c.331]

На рис. 17.1 приведены результаты расчетов влияния удельного импульса на дальность полета баллистических ракет. Из рисунка видно, что влияние удельного импульса возрастает с ростом дальности полета ракеты. Так, для межконтинентальной ракеты с дальностью 11 ООО км и /у = 3000 увеличение удельного импульса на 10 единиц дает прирост дальности на 170 км, а при увеличении /у р на 1%—около 500 км. [c.331]

Начиная с Цк>е (где е — основание натуральных логарифмов), прирост /у.ср на 1% дает значительно больший выигрыш X к.и или дальности полета,, чем изменение на 1%. При = е влияние изменения на 1% удельного импульса и степени конструктивного совершенства х одинаково, а при 1к<е влияние Цк больше, чем /у р (рис. 17.2, а). [c.331]

Для современных и М /М д увеличение удельного импульса на 1% по своему влиянию на Кк.и или дальность полета равноценно уменьшению массы двигателя на 10—15%. [c.332]

Удельный расход топлива характеризует экономичность работы двигателя. Чем меньше УД тем больше дальность полета самолета при данном запасе топлива. [c.477]

Для межконтинентальной баллистической ракеты с дальностью полета 10 ООО км и удельным импульсом сопла 310 сек уменьшение этого импульса на 1% приводит К уменьшению дальности полета ракеты примерно на 500 км, т.е. на 5% [64]. [c.9]

На самолетах с двумя двигателями в полетах на малых и средних высотах можно заметно увеличить дальность полета за счет выключения одного двигателя. При этом тяга работающего двигателя увеличивается в два раза, степень дросселирования, а следовательно, и удельный расход топлива уменьшаются [рис. 3.6 и формула (19.6)]. [c.416]

Пример 7.4. Сравнить дальности полета летательного аппарата, рассмотренного в примере 7.3, и летательного аппарата с теми же характеристиками и двухступенчатым ракетным двигателем. Удельные импульсы стартовой и маршевой ступеней одинаковы. [c.296]

Первое из основных требований, предъявляемых к топливу ЖРД, состоит в том, что весовая единица топлива должна обладать возможно большим запасом энергии. Большой запас энергии в топливе позволяет получить более высокую удельную тягу ЖРД. Повышение удельной тяги является наиболее суще-ственной мерой, позволяющей увеличить дальность полета ракет при данном совершенстве конструктивного выполнения ее. [c.129]

Ставилась задача создания боевого самолета с дальностью полета на в несколько тысяч километров и максимальной скоростью порядка 2,5-3 Маха Проект, которым в ОКБ занимался отдел Сергея Егера, получил обозначение самолет 125 ( Ту-125 ), Предварительные расчеты показали, что для обеспечения высоких летных характеристик необходимо обеспечить высокое значение аэродинамического качества на сверхзвуковом режиме полета. При нормальной взлетной массе самолета порядка 100-125 тонн, требовалась силовая установка с суммарной взлетной тягой не менее 40 ООО килограммов и с удельными расходами Топлива на сверхзвуковом крейсерском режиме значительно меньшими, чем у двигателей ВД-7М , использовавшихся на Ту-22 . Поскольку самолет Ту-125 должен был совершать длительный крейсерский полет на больших сверхзвуковых скоростях, то неизбежно вставал вопрос о применяемых материа- [c.133]

Первый тип ракеты в таблице аналогичен по конструкции известной немецкой ракете V-2 умеренная величина удельного импульса, громоздкие конструкция и силовая установка и вместе с тем довольно значительная полезная нагрузка. Второй тип представляет собой пример значительно улучшенной конструкции, где достигнут более высокий удельный импульс при использовании обычного топлива дальность полета ракеты этого типа достигает 1000 миль. В ракете третьего типа более высокое значение удельного импульса получено путем перехода к высококачественному топливу (фтор и гидразин), и, наконец, четвертая ракета представляет собой одноступенчатую ракету с ядерной силовой установкой, у которой величина s выбрана [c.31]

Незначительно увеличивается удельный импульс реактивного двигателя и дальность полета снаряда. Этот эффект ослабляется с ростом давления в камере сгорания (рис. 13.20 и 13.21). [c.467]

К с = 0,5 Мвт/фунт, как было установлено в предыдущем пункте hb = 100 миль для всех снарядов с дальностью полета свыше 1000 миль. Результаты этих расчетов представлены на рис. 15.3, 15.4 и 15.5, на которых горизонтальная дальность и орбитальная высота представлены как функции отношения полной массы к массе мертвой нагрузки для трех произвольных величин коэффициента Ai, а именно 0,05 0,10 и 0,15. Кривые ясно показывают одно из преимуществ высоких значений удельного импульса — возможность осуществления одноступенчатых снарядов дальнего радиуса действия при малом абсолютном полном весе снаряда. Однако наиболее важной особенностью приведенных результатов является изменение наклона кривых с увеличением удельного импульса. Практически это означает, что для увеличения дальности полета снаряда на одну и ту же величину требуется большое значение приращения полного веса [c.508]

Повышение скорости и дальности (при выключенном ВРД) было достигнуто у самолета Н при сохранении полетного веса на уровне опытных истребителей с поршневыми двигателями (ниже 4 т). Это явилось следствием применения более совершенной (с меньшим удельным весом) силовой установки. Самолет Н строился серийно. В его конструкции был реализован ряд новшеств, характерных для будущих реактивных самолетов (тонкий профиль крыла, камера сгорания ВРД с регулируемой в полете площадью выходного сопла и др.). Создание самолетов с комбинированными силовыми установками выдвинуло перед институтами ЦАГИ, ЦИАМ, ВИАМ новые проблемы околозвуковой и сверхзвуковой аэродинамики, теоретических и экспериментальных работ по реактивным силовым установкам и материалам для них. Все это явилось базой для последующих работ по скоростным реактивным самолетам с турбореактивными двигателями. [c.368]

Влияние удельного веса применяемого топлива на дальность и продолжительность полета. Авиационные керосины для самолетов с ГТД имеют следующие удельные веса Т-1 —ут == 0,820 кГ л ТС-1 —7т = 0,775 кГ/л Т-2 и Т- 4 — 7т = 0,775 кГ/л. [c.53]

Удельная тяга характеризует относительные размеры и вес двигателя чем больше удельная тяга, тем меньше при данной тяге размеры и вес двигателя, тем, следовательно, больше дальность и продолжительность полета, выше его скорость и высота. [c.202]

Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя чем меньше Суд, тем больше дальность и продолжительность полета при данном запасе топлива. [c.202]

Самолет ТБ-7 (см. табл. 22) был оборудован высотной двигательной установкой с четырьмя двигателями АМ-34, и максимальная высота его полета, при которой достигалась наибольшая скорость, составляла 8 км (против 4 км для самолета ДБ-А). Удельная нагрузка на его крыло была доведена до 150—170 кг/м , тогда как для самолета ДБ-А она не превышала 110 кг1м . Для увеличения высотности двигателей в нем был впервые применен разработанный в ЦИАМ агрегат центрального наддува (АЦН) с моп),ным нагнетателем и вспомогательным двигателем М-100 оборудованный таким агрегатом тяжелый самолет на высотах 8—9 км развивал скорость 403 км1час, превосходившую скорость современных ему одноместных скоростных истребителей. Установленные на нем в 1939 г. новые высотные двигатели АМ-35А обусловили возможность некоторого уменьшения его веса и увеличения дальности полета до 4700 км с бомбовой нагрузкой в 2 то. К концу того же года он был принят на вооружение ВВС и передан в серийное производство под индексом Пе-8. Его летно-тактические характеристики (см. табл. 22) были выше характеристик соответствующих иностранных образцов того времени и определили на много лет вперед направление развития этого класса боевых самолетов. [c.357]

Новая область применения ДТРД — беспилотные летательные аппараты самолеты-мишени, самолеты-разведчики и крылатые ракеты, для которых требуется малоразмерный, простой и дешевый двигатель, имеющий, однако, достаточно высокие параметры, и в частности малый удельный расход топлива на крейсерском режиме полета (рис. 12). Этим требованиям удовлетворяет, например, ДТРД F107-WR-100 со взлетной тягой менее 0,285 кН для крылатой ракеты Томагавк , который обеспечивает дальность полета свыше 2500 км [18]. [c.22]

Фирма Дженерал электрик , продолжая развивать семейство двигателей F6, предложила варианты ДТРД уменьшенной по сравнению с базовым двигателем тяги. Один из этих вариантов — двигатель F6-32 (рис. 84)—предназначался для новых самолетов средней дальности полета, в частности для самолета В.757. В ДТРД F6-32 использовались схема и газогенераторная часть двигателя F6-6D, но с измененными узлами вентилятора (уменьшен диаметр и снята последняя ступень компрессора низкого давления). Были уменьшены также число ступеней и диаметр турбины вентилятора. Двигатель должен был развивать на взлетном режиме тягу 162,3 кН, а на крейсерском режиме полета (Я=11 км и Мп = 0,8) при тяге 36,9 кН иметь удельный расход топлива 0,0637 кг/(Н-ч) [37], однако, несмотря на достаточно длительную доводку двигателя, планировавшиеся параметры не были получены и фирма прекратила работу над ним. [c.168]

Определение расходов горючего и дальностей полета. Часовые или километровые расходы горючего определяются обычно для одного или двух полетных весов на боевой или эксплоатацион- ной высоте на разных скоростях полета. Обеднение смеси при помощи высотного корректора значительно снижает удельные расходы горючего. На современных моторах с водяным охлаждением можно обеднять смесь до такой степени, чтобы получить падение оборотов по сравнению с максимально возможным при данном положении дроссельной заслонки на 3%, а на моторах воздушного охлаждения — до падения оборотов на 20 об/мин. Вследствие опасения пережечь мотор в процессе испытаний принято при проведении их обеднять смесь только до положения высотного корректора, соответствующего максимуму оборотов при данном положении дросселя мотора. При наличии на самолете прибора, позволяющего определять коэф. избытка воздуха, следует обеднять смесь до минимально допустимого для данного мотора по лабораторным испытаниям значения коэф-та избытка воздуха. Замер расхода горючего производится при помощи мерного бачка или счетчика расхода горючего на установившихся режимах горизонтального полета. Горизонтальность полета контролируется статоскопом. Во время замера производят следующие записи скорость по прибору, обороты мотора, давление наддува, темп-ра наружного воздуха, прирост оборотов до т. н. максимума оборотов , положение высотного корректора, темп-ры головок, цилиндра, масла и воды. По полученным записям строят кривую зависимости QY , где Q — расход в кг 1ч, а А — относительная плотность от индикаторной скорости По этой кривой легко приближенно определить часовые и километровые расходы на любой высоте (считая, что удельный расход мало зависит от высоты полета) и радиус действия самолета на заданной скорости. Часто проводят 5—10-часовой полет по тр-ку для проверки замеренных расходов и для выяснения эксплоатационных особенностей самолета в условиях длительности полета. После окончания испытаний опытного самолета до сдачи его на государственные испытания принято производить облет его 2—3 разными летчиками с целью получения более объективной оценки его летных свойств. Одновременно с вышеперечисленными испытаниями выясняются эксплоатационные особенности самолета и изучается работа моторного оборудования и всех находящихся на самолете агрегатов. [c.232]

Если опытный самолет YF-17 разрабатывался как специализированный истребитель завоевания превосходства в воздухе, то самолет F/A-18 предназначался, кроме того, и для выполнения задач изоляции поля боя и сопровождения при эксплуатации с палубы авианосца, поэтому его конст-руиция имеет значительные отличия от конструкции YF-17. Для осуществления посадок на палубу шасси и фюзеляж самолета были усилены, установлен задерживающий крюк, обеспечено складывание крыла. Возросшая при этом взлетная масса потребовала увеличения площади крыла с 32,5 до 37,16 м для сохранения на прежнем уровне удельной нагрузки на крыло. Внутренний запас топлива был увеличен в связи с большей дальностью полета при выполнении задач изоляции поля боя и сопровождения. Тяга двигателей была увеличена с 66,7 до 71,22 кН для сохранения на прежнем уровне тяговооруженности самолета. [c.89]

При увеличении скорости полета коэффициент восстановления давления в диффузоре од будет уменьшаться и станет ниже, чем у двигателя, рассчитанного на максимальное восстановление давления. Все-таки тяга двигателя бьюает достаточной для преодоления лобового сопротивления аппарата, а удельная тяга оказывается в несколько раз выше, чем у ЖРД. По этой причине применение нерегулируемых СПВРД в некоторых случаях целесообразнее, чем ЖРД. Применение регулируемых сопел может увеличить тягу и экономичность двигателя более чем на 25 Vo. Однако на летательных аппаратах разового действия с небольшой дальностью полета подобный рост экономичности не может оправдать усложнения конструкции и увеличения веса, неизбежных при установке регулируемого сопла. Поэтому на самоускоряющихся снарядах предназначаемых для полета на малые и средние расстояния, может оказаться более целесообразным применение нерегулируемых СПВРД с суженным диффузором и неизменным соплом с большим раскрытием (см. фиг. 178,г). [c.344]

Из термохимии известно, что более высокой калорийностью, чем углерод, обладают только три элемента водород, бериллий и бор. Водород непригоден в качестве горючего для летательной машины, так Как даже в жидком состоянии он обладает очень малым удельным весом около 0,07 кг/м . Дальность полета можно увеличить путем перехода от углеводородных горючих к бороводородам. По последним сообщениям, в США разрабатываются дальние бомбардировщики, работающие на бороводородном топливе [c.380]

В 1936—1937 гг. был выпущен дизель АН-1А, снабженный ПЦН, который обеспечил повышение взлетной мощности до 900 л. с. и номинальной до 850— 900 л. с. на высоте 2500 м. В начале 1937 г. этот мотор был испытан на самолете ТБ-ЗД. Дальность его полета по сравнению с дальностью ТБ-3, на котором стоял мотор М-34РН, при одинаковом полетном весе увеличивалась на 6—18% в зависимости от режима полета. Заметим, что, дальность полета с дизелем при полностью заправленных баках увеличивается не. только вследствие меньшего удельного расхода топлива, но и большего массового запаса его, так как дизельное топливо имеет на 9—12% большую плотность, чем бензин. При этом, конечно, возрастает и взлетная масса самолета. При постоянном взлетном весе запас топлива (или полезная нагрузка) на самолете с дизелем будет меньше так как масса дизеля существенно больше, чем бензинового мотора. [c.100]

От В-17 бомбардировщик В-24 отличался существенно более высокой удельной нагрузкой на крыло, которое имело заметно большее удлинение (на 35%) для повышения аэродинамического качества в крейсерском полете. Все бомбовое вооружение располагалось внутри фюзеляжа стрелковое вооружение составляли 10 крупнокалиберных пулеметов. По сравнению с В-17 Либерейтор имел большую максимальную бомбовую нагрузку (до 5800 кгс) и несколько большую дальность полета. По своим скоростным и высотным качествам В-17 и В-24 были почти равноценны. [c.281]

ЖРД с большим средним удельным импульсом обеспечит большую конечную скорость (дальность) полета ракеты при заданной начальной массе или заданную конечную скорость при меньшей начальной массе. В расчетное значение Paopt по (17.17) иногда необходимо внести коррективы. [c.342]

РДТТ будут и в будущем конкурировать с ЖРД, особенно в области малых и средних дальностей полета. Но так как удельная сила тяги, развиваемая РДТТ, все же при прочих равных условиях меньше удельной силы тяги, развиваемой ЖРД, то они не могут успешно применяться для вывода на орбиту космических аппаратов. Здесь приоритет принадлежит ракете с ЖРД. Однако РДТТ могут применяться и в качестве вспомогательных двигателей на ракетах с ЖРД (твердотопливные ускорители). [c.519]

Наиболее жестко лимитированы вес и габариты ЭУ для летательных аппаратов тяжелее воздуха — самолетов, что требует применения ЭУ огромной удельной мощности. Пока в широком масштабе не решена проблема дозаправки в полете, запасы ИЭ на этих аппаратах ограничены и определяют дальность беззапра-вочного движения. С изменением высоты полета меняются свойства и параметры окружающей среды, что сказывается на режиме работы ЭУ. Нагрузка пассажирских аппаратов меняется главным образом при взлетах и посадках, в полете стремятся использовать экономический режим ЭУ. [c.174]

В 1936 г. конструкторским коллективом С. В. Ильюшина был сконструирован бомбардировщик дальнего действия ДБ-3, снабженный, как и самолет АНТ-37, теми же двумя двигателями М-85 (позднее последовательно заменявшимися двигателями М-86 и М-87А), с крылом относительно небольшого удлинения и с повышенной удельной нагрузкой на крыло. Он развивал в полете на дальность среднюю скорость около 310—340 км1час и был принят на вооружение ВВС как основной тип самолета этого класса. Высокие летные качества его позволили летчику В. К. Коккинаки установить в 1936 г. мировые рекорды по поднятию 1000—2000 кг груза на высоту 11—12 тыс. м и выполнить в 1938—1939 гг. беспосадочные перелеты из Москвы на Дальний Восток (7600 км) и из Москвы в США — до острова Мискоу на западном побережье Атлантики (около 8000 км) — со средней скоростью 348 км1час. [c.355]

Дальность и продолжительность полета зависят от скорости и высоты полета, полетного веса и аэродинамических форм самолета, температуры наружного воздуха по маршруту полета, удельного веса топлива, скорости и направления ветра и др. Так, например, на современном сверхзвуковом самолете при определенной заправке топливом на режиме Н = 100 м и Умакс = НОО км ч практическая дальность равна 380 км, а на режиме Я = 11 ООО м. и Унаив=510 кж/ч она составляет 1290 км. [c.51]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...