Скорость полета

Какова должна быть постоянная тяга винта Т при горизонтальном полете самолета, чтобы, пролетев 5 метров, самолет увеличил свою скорость с по м/с до П1 М/с. Тяга винта направлена по скорости полета. Сила лобового сопротивления, направленная в сторону, противоположную скорости, пропорциональна квадрату скорости и равна а Н при скорости в 1 м/с. Масса самолета М кг. [c.205]

Самолет летит из начального в конечный пункт, расстояние между которыми равно 1500 км. Скорость полета v постоянна во времени для каждого полета, но для разных полетов принимает различные значения. Предполагается, что скорость представляет собой случайную величину с гауссовским распределением, с математическим ожиданием Шо = 250 м/с и средним квадратическим отклонением esv — 10 м/с. Определить симметричный интервал для времени полета, соответствующий вероятности 0,999. [c.445]

При расчетной оценке точности стрельбы в мишень принимается, что скорость полета пули постоянна, учитывается случайное отклонение оси ствола и случайное отличие скорости пули от номинального значения. Считается, что пуля попадает точно в центр мишени, если при точном задании направления оси ствола скорость вылета равна номинальному значению 600 м/с. Углы отклонения (р и гр оси ствола от заданного направления н отличие До скорости вылета от номинального значения считаются независимыми случайными величинами с гауссовским распределением, с нулевыми математическими ожиданиями и со средними квадратическими отклонениями соответственно Оф = n,j, =0,5-10 рад и Ои = 75 м/с. Расстояние до мишени равно / = 50 м. Определить симметричные интервалы для горизонтального и вертикального смещений точек попадания в мишень относительно ее центра, соответствующие вероятности 0,99. [c.445]

При запуске двигателя на режиме авторотации определяется как P =f M, Н), где М — скорость полета Я — высота полета на режиме авторотации. [c.337]

Очевидно, что с ростом высоты полета Н значение л увеличивается. Рост скорости полета М приводит к снижению п из-за увеличения Р . Давление сжатого воздуха Р должно обеспечивать критическое истечение газа из отверстия сопла диафрагмы во всем заданном диапазоне высот и скоростей полета. [c.337]

Расчет эжектора состоит в определении предельных значений высоты Н и скорости полета Л/, до которых обеспечивается необходимая мощность воспламеняющего факела для заданных расхода сжатого воздуха и его параметров /, , Г, . Рассчитывают так же среднюю температуру факела и геометрические размеры эжектора. Расчетная схема эжектора показана на рис. 7.25. [c.339]

Учет вращения Земли приобретает практическое значение или при очень больших скоростях (скорости полета баллистических ракет), или для движений, длящихся очень долго (течение рек, воздушные и морские течения). [c.229]

Нелишне, может быть, заметить, что в наше время это возражение потеряло силу мы знаем корпускулы (р-лучи и космические частицы), скорость полета которых весьма близка к скорости света. [c.17]

При посадке самолет приближается к земле пологим спуском, и на небольшой высоте летчик переводит его снова на горизонтальный полет. Постепенно увеличивая угол атаки, летчик уменьшает скорость полета до минимальной и переводит самолет в такое положение, какое он должен занимать при пробеге по земле. От дальнейшего уменьшения скорости самолет начинает проваливаться , прикасается колесами к земле и, пробежав некоторое расстояние по земле, останавливается. [c.570]

Как уже указывалось, скорости, с которыми самолет отрывается или касается земли, не должны быть велики. Но эти скорости близки к минимальной скорости полета самолета. Поэтому минимальная скорость полета не должна быть очень велика. С другой стороны, максимальную скорость полета в большинстве случаев желательно сделать большой, т. е. диапазон скоростей самолета должен быть достаточно широк. [c.575]

Так как при больших скоростях подъемная сила на единицу площади крыла велика, то при больших скоростях требуется меньшая площадь крыльев. При этом уменьшается их лобовое сопротивление и, следовательно, легко увеличить скорости. Однако при этом увеличивается и минимальная скорость полета. Для снижения минимальной скорости приходится принимать специальные меры устраивать передвижные щитки, или закрылки, увеличивающие коэффициент подъемной силы (и вместе с тем коэффициент лобового сопротивления). В полете эти закрылки убираются (прижимаются к крыльям), при посадке они выдвигаются и уменьшают посадочную скорость. Применение этих методов позволяет несколько расширить диапазон скоростей самолета. Однако недопустимость повышения минимальной скорости является все же одной из серьезных трудностей при конструировании скоростных самолетов. [c.575]

Пример 4. Установим взаимосвязь между скоростью полета и скоростью истечения из прямоточного воздушно-реактивного двигателя, схема которого изображена на рис. 1,11. Во входном участке двигателя происходит преобразование скоростного напора набегающего потока в давление, [c.43]

Эти соотношения справедливы для идеального двигателя как при дозвуковой, так и при сверхзвуковой скорости полета. [c.44]

Таким образом, увеличение скорости истечения по сравнению со скоростью полета получается не в результате увеличения скоростного напора в двигателе, а за счет уменьшения плотности газа при подогреве. [c.44]

Следует подчеркнуть при этом, что температура торможения в начале камеры сгорания может быть подсчитана по формуле (42) как функция температуры в атмосфере и приведенной скорости полета [c.45]

Пусть, например, степень повышения давления в компрессоре на старте (Гд = Г = 288 к) равна при увеличении скорости полета, влеку- [c.47]

Итак, в конечном счете из уравнения моментов количества движения вытекает, что степень повышения давления в компрессоре турбореактивного двигателя падает с увеличением скорости полета. Результаты расчета по этой формуле при стартовой степени повышения давления = 4 и к = 1,4 представлены в следующей таблице [c.47]

Ввиду того что с ростом скорости полета величина я уменьшается, а величины л и Ок. с остаются практически неизменными, при некотором значении скорости полета двигатель перестает удовлетворять последнему неравенству. [c.48]

При дозвуковой, околозвуковой и не очень большой сверхзвуковой скорости полета, когда сжатие газа в компрессоре существенно преобладает над расширением в турбине, турбореактивный двигатель сохраняет все свои преимущества перед прямоточным реактивным двигателем. [c.48]

Если взять левую торцовую поверхность далеко перед двигателем, то давление на ней постоянно и равно атмосферному (рн), а скорость потока равна скорости полета (Wb). Кроме того, можно допустить, что в поперечном направлении уже на некотором конечном расстоянии от поверхности двигателя поток является невозмущенным и площадь F, на которую распространяются интегралы левой части, считать конечной точно так же конечной будет и область интегрирования в первом члене правой части. Тогда следует написать [c.52]

Следует особо подчеркнуть, что величина w% есть скорость полета,. а отнюдь не скорость во входном отверстии двигателя. [c.53]

Повышение давления в прямоточном воздушно-реактивном двигателе достигается за счет динамического сжатия воздуха перед входом в двигатель и в его диффузоре. Такой двигатель, как мы видели, эффективен только при очень большой скорости полета и вовсе не способен развивать [c.55]

При скорости полета, равной или меньшей скорости звука (Яя < 1), волновое сопротивление исчезает [c.124]

Так как плотность в начале трубы не зависит от подогрева, то падение расхода газа приводит к уменьшению скорости в начале трубы. Малые значения приведенной скорости на входе в камеру Сгорания, получающиеся при сильном подогреве, приводят к большим габаритам двигателя. С увеличением скорости полета растут начальная температура Гх и предельное значение скорости на входе в камеру сгорания. [c.198]

Выражения (121) и (122) могут быть применены также для вычисления тяги воздушно-реактивных двигателей в полете при этом в правой части необходимо вычесть так называемый входной импульс потока воздуха G w , где — расход воздуха,. а. Wb — скорость полета (см. 8 гл. I). [c.246]

Типичная характеристика эжекторного сопла ТРД, т. е. зависимость между коэффициентом эжекции и отношением полного давления внутренней струи к атмосферному, изображена на рис. 8.20. Для того чтобы эжекторное сопло работало в наивыгоднейших условиях, необходимо регулировать расход вторичного воздуха (увеличивая при малых скоростях полета коэффициент эжекции до значений порядка кз = [c.450]

Отношения полного давления эжектируемого воздуха в сопле к полному давлению во входном канале двигателя (рэж/рд), которые можно рекомендовать для получения оптимальных режимов работы эжекторного сопла при разных скоростях полета (или Мо), приведены на рис. 8.21. [c.450]

Нашли применение сопла, названные ирисовыми (рис. 8.25). Регулируемые створки ирисового сопла перемещаются в продольных направляющих, расположенных в конце форсажной камеры двигателя. В крайнем выдвинутом положении (рис. 8.25, а) створки создают сужающийся канал плавной формы. В убранном положении рис. 8.25, б они образуют сопло Лаваля с относительно небольшим расширением на выходе (fa/f р 1,3—1,4). При дозвуковых режимах полета потери тяги в ирисовом сопле вдвое меньше, чем в эжекторном, а на максимальной сверхзвуковой скорости полета (при включенной форсажной камере) вдвое больше (из-за недостаточного расширения сверхзвуковой части сопла). [c.452]

Работа диффузора зависит от отношения скорости полета к скорости во входном его отверстии. Рассмотрим сначала режим Wg < йв, т. е. полет с дозвуковой скоростью. Расход воздуха через двигатель и, следовательно, через диффузор Ga кг/с. [c.453]

Приведенная система уравнений с учетом исходных данных и результатов расчета безэжекторной части воспламенителя позволяет получить предельные параметры сжатого воздуха и топлива, обеспечивающие заданную мощность факела на определенной высоте и скорости полета, а также определить основные геометрические размеры эжекторного увеличителя мощности. [c.342]

Реагируюпщй двухфазный пограничный слой газа с частицами на аблирующем теле при гиперзвуковых скоростях полета подробно исследован Чудхури [112]. В предложенной им модификации многофазного пограничного слоя, рассмотренной в предыдущих разделах, используется время горения твердой частицы и теплота испарения или реакции. Массовая скорость реакции на [c.371]

Применим - теорему Бернулли к рассмотрению работы прибора, который служит для измерения скорости полета самолетов. Этот прибор состоит из трубки, открытый конец которой направлен против потока, а другой конец соединен с одним из отверстий манометра (рис. 16.1). Трубка вставлена в кожух, в котором на расстоянии 3,5 диаметров кожуха расположены отверстия. Кожух соединен с другим отверстием манометра. Трубка обычно имеет диаметр, равный 0,3 диаметра кожуха. Выберем систему координат, жестко связанную с прибором, и применим интеграл Бернулли для струйки тока потока обтекающего прибор, которая проходит через точки Л и В. В точке А поток останавливается (и = 0) —критическая точка потока. В ней происходит разделение струй. В точке В возмущение, вызванное прибором, не сказывается и скорость в ней равна скорости vq набегающего на прибор потока. При скоростях, меньших 60 м/с, воздух можно рассматривать как несжимаемую жидкость, Считая, кроме того, что массовые силы отсутствуют, применим интеграл Бернулли для линии тока, ироходя- [c.256]

Так как для разных элементов винта скорости К1 ра.яличны (вследствие разного расстояния до оси) и могут быть различны углы атаки, то зависимость силы тяги элемента от скорости V для разны.х элементов будет различной, но при больших значениях г> сила тяги каждого элемента винта должна уменьшиться. Тяга винта уменьшается по мере увеличения скорости самолета либо монотонно, либо начиная с некоторого значения скорости. Легко видеть, что влияние скорости v будет тем менее заметно, чем больше ю, а значит, чем быстрее вращается винт. Но при приближении w к значениям скорости звука обтекание профиля винта ухудшается, возрастает лобовое сопротивление и уменьншется эффективность работы винта. Следовательно, при скоростях полета, близких к скорости звука, винт не может развивать большой силы тяги. [c.567]

Задача. Рассматривая движение вращающегося артиллерийского снаряда в воздухе относительно центра масс и учитывая силы действия воздуха па снаряд — опрокидывающую силу и резу.чьтирующую сил трения, объяснить стремление оси вращающегося снаряда повернуться в нанравле-ции скорости полета снаряда (рис. 120). [c.160]

Из формулы Циолковского (31.9) следует, что при относительной скорости истечения газов (отбрасывания частиц тоилпва) Уд = 2 км/с и отношении начальной массы ракеты к ее конечной массе, равном Мо/М = 3,5, скорость ракеты равна 2,5 км/с. Расчеты показали, что для получения скорости полета искусственного спутника Земли 8 км/с, нужно либо добиться скорости истечения газов, равной 6,4 км/с, либо начальная масса ракеты должна быть в 45 раз больше конечной. Оба эти условия технически трудно осуществимы. Например, масса космического корабля Восток , как известно, была 5 т и, следовательно, для вывода этого корабля на орбиту потребовалась бы одноступенчатая ракета массы 225 т. [c.111]

В конце входного диффузора (рис. 1.2) воздушнореактивного двигателя обычно вне зависимости от скорости полета устанавливается сравнительно малая скорость потока. По этой причине температура воздуха в диффузоре двигателя получается близкой к температуре торможения. Пусть скорость воздуха в конце диффузора W2 = 100 м/с. Тогда температура здесь при различной скорости полета получается из условия [c.19]

При некотором значении скорости полета турбокомнрессорное устройство в целом перестает повышать давление в двигателе, т. е. становится нецелесообразным. На этих скоростях полета работа воздушно-реактивного двигателя обеспечивается сжатием воздуха только за счет скорости наддува. [c.48]

Существенной особенностью этого типа двигателя является также его малая чувствительность к изменению плотности воздуха. Плотность воздуха, поступающего в двигатель, заметно повышается с увеличением скорости полета, благодаря чему растет массовый расход воздуха в компрессоре. Мощность, потребляемая компрессором, изменяется пропорцонально массовому расходу однако последний возрастает одновременно и в турбине. Следовательно, мощность турбины увеличивается пропорционально мощности компрессора, т. е. баланс мощности сохраняется. [c.57]

С изменением скорости полета давление на срезе сопла в воздушно-реактивном двигателе изменяется. По этой причине неизменное выходное сечение становится не соответствующим расчетному режиму. Можно выделпть две области нерасчетных условий первая — при недостаточной, вторая — при слишком большой площади выходного отверстия сопла. [c.153]

Если бы в диффузоре потери отсутствовали, газ в любоом его сечении имел бы одно и то же полное давление, равное (при дозвуковых скоростях полета) полному давлению в набегающей струе воздуха. Наличие потерь нарушает это равенство, и полное давление в конце диффузора всегда ниже, чем в начале [c.454]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...