Удельная продолжительность полета

Продолжительность полета зависит от километрового и часового расходов топлива, а также от емкости топливной системы самолета и удельного веса топлива. [c.51]

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]

Удельны й расход топлива Суд. С уменьшением Суд снижается средний часовой расход топлива (От.ч.ср). что при неизменном взлетном весе летательного аппарата можно использовать для увеличения полезной нагрузки или для увеличения дальности и продолжительности полета. [c.219]

Аналогично продолжительность полета получают интегрированием удельной продолжительности dE/dWi [c.284]

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]

Удельный расход является важнейшей характеристикой, так как определяет продолжительность полета [c.277]

Требование к удельному расходу топлива имеет не менее важное значение, так как определяет экономичность двигателя и соответственно основные характеристики летательного аппарата по дальности и продолжительности полета. Конкретные величины удельного расхода топлива задаются разработчиком летательного аппарата в зависимости от его назначения и предполагаемых характеристик. [c.20]

Максимальная скорость 1000 км/час Принимая во внимание относительно низкую удельную нагрузку на крыло, можно предположить достаточно хорошую скороподъемность самолета, потолок больший, чем у Ме 262 или Не 162, и удовлетворительные взлетно-посадочные качества Продолжительность полета 45 мин [c.80]

В том же 1940 г. была признана необходимость создания истребителя-перехватчика с ЖРД. Идею создания такого истребителя впервые предложил С. П. Королев еще в 1938 г. в процессе работы над ракетопланом РП-218. Он предполагал, что ЖРД с его огромным удельным расходом топлива (4 — 6 кг топлива в секунду при тяге двигателя 1000 — 1500 кгс) может быть наиболее эффективно использован на истребителе-перехватчике противовоздушной обороны, взлетающем из положения дежурства на аэродроме при визуальном обнаружении самолета противника в районе охраняемого объекта. Малый вес и большая тяга ЖРД обеспечивали максимальную скорость горизонтального полета ракетного перехватчика 800 — 850 км/ч. Но самое главное, такой перехватчик имел бы громадную по тому времени скороподъемность, почти в 10 раз превышавшую скороподъемность лучших истребителей с поршневыми Двигателями. Благодаря большой скорости и скороподъемности ракетный перехватчик на активном этапе полета с работающим ЖРД мог бы быстро настигнуть самолет противника, с ходу атаковать его и сбить мощным пушечным огнем. После прекращения работы двигателя перехватчик должен был выйти из боя и выполнить посадку с неработающим двигателем как планер, что не должно было представить трудности, учитывая значительное уменьшение массы самолета после выработки топлива и израсходования боезапаса. Основным недостатком такого самолета С. П. Королев считал малую продолжительность полета. Военные специалисты положительно оценили предложение С. П. Королева и в своем заключении подчеркивали, что небольшая продолжительность полета допускает практическое использование таких самолетов [8]. [c.404]

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]

При применении ВРД заимствование окислителя и рабочего тела из окружаюш ей среды позволяет уменьшить массу летательного аппарата (по сравнению с аппаратами, использующими РД) вследствие существенного сокращения требуемого запаса топлива и отсутствия необходимости иметь на борту окислитель. Малый удельный расход горючего в таких двигателях обеспечивает продолжительность полета летательного аппарата с ВРД в течение нескольких часов. [c.6]

Рис. S.l. Зависимость массы полезной нагрузки п.н > выводимой на геостационарную орбиту, от продолжительности полета т, электрической мощности и удельного импульса (при мощности 100 кВт)

Топливо — жидкий кислород и жидкий водород. Соотношение компонентов Кщ = 5,5, что соответствует коэффициенту избытка окислителя примерно 0,7. Тяга и удельный импульс в пустоте соответственно составляют = 1,023 МН, / = 4168 м/с. Давление в камере сгорания Рк = 5,38 МПа, геометрическая степень расширения сопла = 27,5, что соответствует давлению на срезе сопла примерно Ра = 0,01 МПа. Масса двигателя 1567 кг, габаритные размеры высота 3,38 м, диаметр 2,05 м. Продолжительность работы 480 с при двухкратном включении в полете. Это важная особенность двигателя. [c.89]

Пример. Определить количество масла, которое должно находиться в баке для обеспечения полета самолета продолжительностью i = 4 часа, при мощности двигателя Ле = 2 000 л. с. и удельном расходе масла I = 8 г/л. с. ч, Yj, = 0,9 кг л. [c.169]

С увеличением высоты уменьшаются избытки тяги над лобовым сопротивлением и, следовательно, требуется все меньше и меньше дросселировать двигатель. При этом удельный расход топлива до некоторой высоты, меньшей потолка на 2—3 км, уменьшается, а далее несколько возрастает (рис. 3.6). Этим и определяется высота, на которой достигается максимальная продолжительность горизонтального полета. [c.412]

В настоящем изложении будут изучаться характеристики ракеты с разделенными рабочим телом и источником энергии нри ее движении вне поля тяжести в зависимости от отношения начальной массы к массе полезного груза (Мо/Мь), продолжительности активного ускорения о и приращения скорости ДУ, сообщенного конечной массе ракеты ММи . Другими важными параметрами являются удельный вес источника энергии а и скорость истечения с. Правда, указанные параметры не являются единственно возможными или наилучшими для описания ракеты. Так, вес источника энергии можно считать входящим в вес полезного груза. Тогда, например, если сам источник энергии является полезным грузом (к примеру, он должен быть доставлен на космическую станцию), то формально величина Мь может быть равной нулю. Точно так же и время о не обязательно должно представлять собой полное время полета. [c.268]

В гл. 7 рассматривался прямолинейный полет ракеты с двигателем ограниченной мощности при отсутствии гравитационного поля [1]. Лэнгмюр показал, что если на протяжении всего полета скорость истечения должна оставаться постоянной, то существует некоторое оптимальное значение этой скорости. Это оптимальное значение зависит от удельной мощности силовой установки, требуемой скорости ракеты и продолжительности активного ускорения. [c.286]

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]

Удельным расходом топлива Суд ТРД (ТРДФ) и ДТРД (ДТРДФ) называется часовой расход топлива, отнесенный к тяге двигателя. Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя и определяет дальность и продолжительность полета летательного аппарата. [c.11]

Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя. Чем меньше Суд, тем больше при данном запасе топлива дальность и продолжительность полета. Для современных ТРД Суд = 0,75 — 1,9 кг топл/кгс тягич. [c.77]

Удельный расход топлива — важная эксплуатационная характеристика двирателя, показывающая его экономичность. Чем меньше буд, тем больше дальность и продолжительность полета модели при прочих равных условиях. [c.13]

Вследствие того что СПВРД обладают значительно более высокой удельной тягой, чем ракетные двигатели, продолжительность моторного полета второй ступени, приводимой в движение сверхзвуковым прямоточным ВРД, — в несколько раз больше, чем ракеты такого же веса, приводимой в движение жидкостным ракетным двигателем. [c.347]

Для второй ступени ракеты-но сите л я Satum V можно установить, что меньший удельный импульс обеспечивает максимум конечной скорости в случае вертикального полета, так как большая тяга и меньшая продолжительность активного участка позволяют уменьшить гравитационные потери, но при горизонтальном полете член, характеризующий гравитационные потери, равен нулю, независимо от времени работы двигателей, и в этом случае желателен более высокий удельный импульс. Таким образом для какого-то промежуточного значения угла между О и 90° скорость в конце активного участка не зависит от величины удельного имлульса. Это значение можно определить по формуле граничные значения линейных функций удельного импульса и секундного расхода. [c.25]

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Т1, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите t и удельная энергия на траектории к Луне СЗ. Эти переменные, будучи определенными с помощью 1ггеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне. [c.93]

На средних и больших высотах, где тяга находится в пределах от 0,5Ртах до Ртах, удельный расход топлива при дросселировании изменяется сравнительно мало. Поэтому, учитывая, что P = Qг, по формуле (19.5) находим, что минимальный часовой расход топлива, а следовательно, и максимальная продолжительность горизонтального полета будут на той скорости, при которой Ql минимально, т. е. на наивыгоднейшей скорости (рис. 19.2) [c.411]

В полете на сверхзвуковых скоростях, для достижения котО рых необходимо использование форсажа, часовой расход топлива в 3—4 раза ( )льше, а продолжительность меньше, чем в полете на дозвуковых скоростях. При включении форсажа удельный расход топлива возрастает в 2—2,5 раза. Километровый расход топлива [c.413]

Крайне высокие значения удельного импульса, получившиеся в расчете, могут оказаться неприемлемыми в практических конструкциях. Так, например, для получения импульса в 300 ООО сек в полете продолжительностью 10,3 мес при а = 1 ускоряющее напряжение для цезиевых ионов должно составлять примерно 5 миллионов вольт. Это соответствует температуре водородной плазмы около 300 млн. градусов Кельвина. Учитывая, однако, что такие чрезмерно высокие удельные имиульсы требуются лишь на среднем участке траектории при квазисвободном полете, можно думать, что квазисвободный полет может быть заменен чисто свободным полетом по инерции без значительного ущерба для вычисленной величины полезного груза. Проверки этого предположения, однако, мы не производили. [c.319]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...