Летательные аппараты с реактивными

За 15 лет, прошедших со времени выхода в свет предыдущего издания, приобрели большое значение летательные аппараты с реактивными двигателями новых типов, обеспечивающими полет с большой сверхзвуковой (гиперзвуковой) скоростью, выход в космическое пространство и возвращение в плотные слои атмосферы. Это привело к быстрому развитию разделов газовой динамики, в которых изучаются течения разреженного газа, гиперзвуковые течения и движения жидкости и газа в электромагнитных полях в настоящем третьем издании книги изложены основы также и этих разделов современной газодинамики. [c.9]

Пусть в момент времени т скорость и масса летательного аппарата с реактивным двигателем будут ш и С. За промежуток времени т из сопла реактивного двигателя будут выброшены наружу газообразные продукты сгорания, масса которых есть сЮп.с, а скорость по отношению к летательному аппарату [c.565]

Но успехи последнего времени определялись в этой области не только перечисленными первенствующими факторами. Они подготавливались на протяжении длительного начального периода, характерного многими оригинальными работами русских и советских изобретателей, ученых и инженеров. Начатые с разработки и улучшения конструкций фейерверочных и боевых ракет, работы эти распространились позднее на разработку проектов применения ракет как двигателей для летательных аппаратов тяжелее воздуха, на разработку основ теории реактивного движения и, наконец на разработку теории космических полетов и первых летательных аппаратов с реактивными двигателями, способных проникнуть в верхние слои атмосферы и за ее пределы. [c.409]

Лампы осветительные 92— 94, 137 — 144 Летательные аппараты с реактивными двигателями 409 [c.462]

Собственно, авторство первого известного проекта крылатого летательного аппарата с реактивным двигателем принадлежит французскому изобретателю Жерару, который в своей книге Очерк искусственного полета в воздухе (1784 год) предложил построить орнитоптер с громадными крыльями, приводимый в движение пороховыми ракетами. Спереди орнитоптера размещался вертикальный руль, а сзади — горизонтальный. [c.88]

Самолет с ракетным двигателем БИ-1 . Разумеется, Сергей Королев был далеко не единственным конструктором, понимавшим, какие преимущества дает ракетный двигатель самолету и авиации. О необходимости проектирования и строительства экспериментальных летательных аппаратов с реактивными моторами говорили многие и хотя большинство из них видели в решении этой задачи лишь возможность для качественного улучшения самолетного парка, задел приземленных конструкторов вполне мог стать первой ступенью на пути к звездам, как мечтали о том Фридрих Цандер и Сергей Королев. [c.278]

Полет летательного аппарата с реактивным двигателем осуществляется под воздействием реактивной силы (реактивной тяги), которая возникает в результате истечения из реактивного сопла выходящих газов (или рабочего тела). Реактивные двигатели (двигательные или силовые установки) можно разделить на два типа или класса [c.18]

Оба типа двигателей работают лишь в набегающем потоке воздуха, поэтому летательные аппараты с этими двигателями нуждаются в принудительном пуске, который осуществляется при помощи стартовых реактивных двигателей, а также специальных катапульт. [c.568]

Теоретический цикл воздушно-реактивного двигателя представлен в р — г/-диаграмме на рис. 17.41. Линия 12 соответствует процессу сжатия набегающего потока воздуха в диффузоре при движении летательного аппарата с большой скоростью, линия 23 — изобарическому процессу подвода теплоты при сгорании топлива, линия 34 — адиабатическому расширению продуктов сгорания в сопле, линия 41—охлаждению удаленных в атмосферу продуктов сгорания. [c.569]

В некоторых конструкциях летательных аппаратов используется реактивный интерцептор, работающий принципиально по той же схеме, что и реактивный закрылок. Основными элементами такого интерцептора являются профилированные щели, расположенные на обеих сторонах крыла. Струя газов направляется через эти щели вверх или вниз, в результате чего изменяется направление действия результирующей управляющей силы. Недостатки комбинированных органов управления связаны с их относительно малой эффективностью в разреженных слоях атмосферы, а также при полете с небольшой скоростью. [c.88]

На рис. 60 представлена схема установившегося движения воздуха относительно летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем. На этом рисунке заштрихованы условно изображенные элементы конструкции двигателя и летательного аппарата, пунктиром проведены линии тока частиц воздуха, принимающих непосредственное участие в энергетическом взаимодействии с элементами двигателя, сплошными линиями — линии тока частиц воздуха, которые непосредственно не получают внешнюю (тепловую или механическую) энергию от топлива или подвижных элементов конструкции двигателя или движителя (например, винта). Совокупность первых линий тока, простирающаяся от —оо до -(-оэ, условно назовем внутренним потоком, а совокупность вторых — внешним потоком. [c.132]

На основании результатов изучения основных направлений, исследований и разработок в области гражданской аэронавтики, позволивших определить размеры правительственной помощи на развитие авиации, среди прочего рекомендовано ...усилить внимание снижению шума транспортных самолетов,. .. разработке новых систем самолетов с коротким разбегом и пробегом [7]. При обслуживании трасс протяженностью 95—950 км будут несомненно использоваться летательные аппараты укороченного или вертикального взлета и посадки нескольких классов — от вертолетов до самолетов со стационарным крылом. К аппаратам всех классов предъявляется требование по ограничению уровня шума. Предполагается, что на многих летательных аппаратах с коротким разбегом и пробегом и со стационарным крылом будут использоваться большие поворотные плоскости (закрылки), взаимодействующие с истекающими потоками от компрессоров или вентиляторов реактивных двигателей. Такие агрегаты будут применяться взамен укрупненных крыльев для того, чтобы обеспечить высокие летные характеристики и качество управления, поддерживать на протяжении большей части полета высокую нагрузку на крыло. [c.69]

Так, еще до середины 80-х годов появилось несколько проектов реактивных летательных аппаратов тяжелее воздуха. fB 1872 г. испанский исследователь Ф. Ариас предложил схему атмосферного летательного аппарата с жидкостным ракетным двигателем на однокомпонентном топливе [2]. [c.435]

РАЗРЯД (искровой имеет вид прерывистых зигзагообразных разветвляющихся нитей, быстро прекращающихся после пробоя разрядного промежутка уменьшения напряжения, вызванного самим разрядом кистевой относится к разновидности коронного разряда, сопровождающегося появлением искр вблизи острия коронный — высоковольтный самостоятельный разряд, возникающий в резко неоднородном электрическом поле вблизи электродов с большой кривизной поверхности (острие, проволока) лавинный электрический разряд в газе, в котором возникающие при ионизации электроны сами производят дальнейшую ионизацию несамостоятельный— газовый разряд, существующий при ионизации газа внешним ионизатором самостоятельный не требует для своего поддержания внешнего ионизатора тлеющий происходит самостоятельно в газе при низкой температуре катода, сравнительно малой плотности тока и пониженном по сравнению с атмосферным давлении газа электрический — прохождение электрического тока через вещество, сопровождающееся изменением состояния вещества под действием электрического поля) РАЗУПРОЧНЕНИЕ — понижение прочности и повышение пластичности предварительно упрочненных материалов, РАКЕТОДИНАМИКА — наука о движении летательных аппаратов, снабженных реактивными двигателями РАСПАД радиоактивный (альфа состоит в испускании тяжелыми ядрами некоторых химических элементов альфа-частиц бета обозначает три типа ядерных превращений электронный и позитронный распады, а также электронный захват гамма является жестким электромагнитным излучением, энергия которого испускается при переходах ядер из возбужденных энергетических состояний в основное или менее возбужденное состояние, а также при ядерных реакциях) РАСПЫЛЕНИЕ катодное — разрушение твердых тел при [c.269]

П о л и к о в с к и й В. И., С у р н о в Д. И. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями, изд-во Машиностроение , 1965. [c.319]

Н. И. Кибальчич разработал первый в мире проект реактивного летательного аппарата с пороховым двигателем. В 1909 г. Антонович предложил принцип действия и схему устройства пульсирующего бескомпрессорного воздушно-реактивного двигателя. Большое значение в создании и развитии реактивной техники имеют исследования К. Э. Циолковского, автора проекта реактивного самолета и творца теории ракет дальнего действия, изобретателя первого жидкостно-реактивного двигателя. [c.461]

На борту летательного аппарата с ракетным двигателем находит ся все необходимое для создания реактивной тяги энергоноситель и рабочее вещество, при истечении которого возникает сила реакции на борту летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем находится только энергоноситель, а рабочим веществом служит захватываемый атмосферный воздух. [c.10]

Дальность полета крылатого летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем выражается формулой Циолковского (1. 15) [c.320]

При полете летательных аппаратов с большой скоростью в результате преобразования кинетической энергии внешнего потока вследствие трения в тепло температура поверхности может значительно превышать допустимую, при которой происходит разрушение современных конструкционных материалов. Например, при гиперзвуковых скоростях полета М = 10... 15 температура неохлаждаемой поверхности летательного аппарата может достигать 5 ООО...10 ООО К. В энергетических установках летательных аппаратов, например в реактивных двигателях, также осуществляется разогрев рабочего тела до температуры 2 ООО...5 ООО К, превышающей допустимую для современных конструкционных материалов. В плазменных установках температура рабочего тела может достигать 50 ООО К и более. Во всех этих случаях необходимо обеспечить тепловую защиту элементов конструкции летательных аппаратов и их энергоустановок, подвергающихся воздействию высокотемпературного потока газа и большим тепловым нагрузкам. [c.427]

Аэродинамических конфигураций с протоками и струйных сверхзвуковых течений применительно к проблеме создания гиперзвуковых летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. Моделирование процессов обтекания воздухозаборников и их интеграции с планером, процессов смешения сверхзвуковых потоков, изучение трехмерной структуры течения в слое смешения сверхзвуковых нерасчетных струй [c.198]

Возьмем полый шар, наполним его, наприме р, порохом и воспламеним этот порох (шар не имеет отверстий). Образующиеся при этом газы (если шар достаточно прочен) будут давить на все стенки шара с одинаковой силой. Шар будет при этом находиться на месте, так как все силы уравновешиваются. Но если в нем сделать отверстие, то равновесие нарушится, газы будут вытекать через отверстие. По третьему закону Ньютона действие струи газов вызовет равное и противоположно направленное противодействие. Шар начнет двигаться в сторону, противоположную движению газов, т. е. возникнет реактивная сила. Это движение произойдет независимо от внешней среды. Поэтому летательные аппараты, использующие реактивный принцип движения, могут летать за пределами атмосферы, в космосе им не нужна внешняя среда, от которой бы они отталкивались. Рассмотрим полную силу, двигающую ракету,— тягу двигателей. [c.10]

При больших температурах в камерах сгорания ЖРД и ТРД или при больших скоростях полета летательных аппаратов с ВРД температура торможения продуктов сгорания на входе в сопло может достигать 2500-3000°К. При таких температурах и умеренных давлениях продукты сгорания на входе в сопло частично диссоциированы. При их расширении и охлаждении в сопле вследствие конечности скоростей химических реакций процессы рекомбинации не успевают завершится и химическая энергия горючего, затраченная на диссоциацию продуктов сгорания в камере (или на входе в сопло), не полностью переходит в кинетическую энергию реактивной струи. Это приводит к возникновению потерь импульса сопла из-за химической неравновесности (А/хн ), что имеет место для относительно коротких реактивных сопел, когда время пребывания газа в соплах весьма мало (10 " -10 с) и изменение внутренней энергии и химического состава не успевает за изменением температуры и давления в потоке. Для сопел самолетов с умеренными сверхзвуковыми скоростями (Л4о 3) и длинных сопел ракетных двигателей в большинстве случаев можно считать, что процесс расширения продуктов сгорания происходит энергетически и химически равновесно. [c.89]

При разработке летательных аппаратов с большими сверхзвуковыми или гиперзвуковыми скоростями полета > 3-4), с одной стороны, возрастает роль реактивных сопел, а с другой — усложняется процесс определения их аэродинамических характеристик [19], [71]. При больших скоростях полета тяга двигателя является разностью двух близких величин — импульсов потока газа на срезе реактивного сопла и на входе в двигатель. При этом вследствие возрастания коэффициента усиления при переходе от потерь тяги сопла к потерям тяги двигателя (определяемого соотношением (1.63) главы ) небольшие изменения потерь тяги (или импульса) сопла приводят к заметным изменениям тяги двигателя. Это, в свою очередь, приводит к необходимости повышения точности определения потерь тяги или импульса реактивных сопел. [c.346]

Работа шла и в другом направлении, например разрабатывался летательный аппарат с реактивным двигателем с управлением вектором тяги на взлете, в полете и при посадке. Это направление представлено английским самолетом короткого взлета и посадки Харриер и опытным советским самолетом Як-36, не считая палубного самолега Як-38, в котором объединены оба принципа ТРД с управлением вектором тяги в сочетании с подъемными реактивными двигателями... [c.218]

Повышение требований к экономичности силовых установок, к получению их максимальной тяги и обеспечению небольшого внешнего сопротивления при их интеграции с планером самолета привели к необходимости детальных исследований выходного устройства (и его основной части — реактивного сопла) как одного из важнейших элементов двигательных или силовых установок. По сугцеству можно говорить о формировании целых отдельных направлений или ветвей, связанных с решением проблемы разработки и создания реактивных сопел, — газодинамики внутренних течений, аэродинамики кормовых или ХВОСТОВЫХ частей летательных аппаратов с реактивными соплами, численной и экспериментальной аэрогазодинамики реактивных сопел. [c.7]

Реактивное сопло является основным неотъемлемым элементом выходных устройств любых летательных аппаратов с реактивными двигателями. Помимо реактивного сопла выходные устройства современных летательных аппаратов, и особенно сверхзвуковых и гиперзвуковых многорежимных самолетов, являясь сложным элементом реактивных двигателей (или силовых установок), могут включать в себя различные системы подвода воздуха к реактивному соплу, системы (или устройства) для отклонения вектора тяги и реверса тяги, системы снижения уровня гаума, инфракрасного излучения и т.д. [c.9]

К летательным аппаратам с гироскопической стабилизацией относятся турбореактивные снаряды (ТРС). Их вращение относительно продольной оси обеспечивается за счет составляющей тяги двигателя, направленной по нормали к оси и появляющейся при отклонении сопла на угол ф (рис. 1.8.14). Если Р — величина этой тяги от одного двигателя, /— число двигателей, а (И2 — плечо расположения сопл относительно продольной оси, то вращающий момент Мст = Р5Шф/( /2). Здесь Р/ —реактивная сила двигателей, равная dtn .ldi)Wa (яг — масса топлива, Ша--- [c.74]

Pliqa S) (рис. 5.3.19) показывают, что наи-Удтах обеспечивает схема III с реактивным закрылком. Согласно весовым расчетам, у летательного аппарата с силовой установкой по схеме I наилучшие весовые характеристики и наименьшая потребная тяговооруженность. Применение схемы III приводит к увеличению веса, но снижает потребную тягу. Такое различие между рассматриваемыми схемами объясняется взаимным аэродинамическим влиянием различных элементов аппарата, веса крыла, средств его механизации, а также маршевой силовой установки. Ввиду высоких силовых нагрузок и температур в схеме I вес крыла, приходящийся на единицу его площади, повышенный. Крыло с реактивным закрылком (схема III) имеет больший вес, чем крыло с системой управления пограничным слоем. Утяжеление крыла (схема I) компенсируется снижением веса маршевых двигательных установок, и, наоборот, увеличение их веса в схемах II и III компенсируется снижением веса крыла. [c.382]

ПОД руководством С. П. Королева — впоследствии академика, выдающегося специалиста в области ракетной техники — был построен первый ракетоплан ГИРД РП-1 (планер конструкции Б. И. Черановского) с жидкостным реактивным двигателем, а с конца 1933 г. были предприняты разработка проектов и испытания реактивных двигателей и ракетных летательных аппаратов в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ). В основу этих исследовательских и проектных работ была положена теория воздушно-реактивных двигателей, предложенная в 1929 г. Б. С. Стечкиным, и получившая международное признание. [c.367]

В 1881 г. Н. И. Кибальчич в России создал эскизный проект такого же летательного аппарата с твердотопливным ракетным двигателем, заряды в который подаются последовательно. В первой половине 80-х годов русский инженер С. С. Неждановский рассмотрел несколько схем реактивных двигателей, включая (впервые в мире) предложенную схему ракетного двигателя на двухкомпонентном жидком топливе [3, с. 124, 125]. Все эти проекты возникли независимо один от другого, но в свое время не были опубликованы (за исключением схемы Ариаса), ни один из них не привлек внимания научной общественности и не получил конструктивного развития. Однако объективно идея жидкостного ракетного двигателя, которая впоследствии нашла применение для космических полетов, к середине 80-х годов уже существовала. [c.435]

Примечание 2. Понятие внутренней энергии в классической механике неявно фигурирует в стереомеханической теории удара, в частности в теоремах об энергии Карно-Остроградского. В неупругой фазе удара часть кинетической энергии трансформируется во внутреннюю энергию, а фаза восстановления представляет в некотором смысле обратный процесс. Пример с трансформацией внешней энергии во внутреннюю и обратно (но уже с другой целью) в задаче о движении летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем имеется в работе [13], где показано, что энергия, выделяющаяся при внешнем трении и используемая как внутренняя энергия для создания реактивных сил, может обеспечить при некоторых условиях ускоренное движение ракеты, несмотря на наличие сил сопротивления и отсутствие других ускоряющих сил, кроме реактивной. [c.207]

Использование воздушно-реактивных двигателей (ВРД) в авиации дало возможность преодолеть звуковой барьер скорости, увеличить высоту и дальность полета самолетов. Уже достигнуты скорости 2 - 4 М, т.е. в 2 - 4 раза превышающие скорость звука создаются гиперзвуковые летательные аппараты с еще большими скоростями полета. Постепенно авиационная техника смыкается с космической. Пилотируемый космический корабль многоразового действия несет в себе многие качества самолетов, а беспилотный летательный аппарат с ВРД называют крьшатой ракетой. Самолеты с воздушно-реактивными двигателями составляют основу современной авиации, вытеснив самолеты с поршневыми двигателями, эксхшуатаци-онные характеристики которых значительно хуже. [c.171]

Одним из первых проектов, предложенных группой Глупжо, стала ракета РЛА-100 ( Реактивный летательный аппарат с высотой подъема 100 километров ). Согласно проекту, стартовый вес этой ракеты должен был составлять 400 килограммов, вес азотнокислотного топлива - 250 килограммов, вес двигателя — 20 килограммов, вес полезного груза — 20 килограммов, тяга двигателя — 3000 килограммов, время работы — 20 секунд. [c.246]

Теория составной ракеты (стр. 68— 74). Движение составной ракеты в воздухе (стр. 166—173). Метод подъема потолка ракеты путем предварительного снижения уровня старта (стр. 158—160). Метод определения расхода топлива при пересечении атмосферы ракетой, взлетающей вертикально (стр. 143—147). Максимум высоты подъема ракеты в функции начального запаса топлива (стр. 156— 157). Оптимальное давление в камере сгорания (стр. 157—158). Парадоксы 1) давления в камере сгорания 2) мертвого веса 3) массы топлива 4) повторных пусков двигателя (стр. 161—166). Формула мгновенного к.п.д. ракеты, движущейся в сопротивляющейся среде (стр. 65). Формула полного динамического к.п.д. для полезного груза ракеты (формула 84, стр. 66). Максимальная кинетическая энергия ракеты (стр. 67). Отношения между достигнутыми скоростями и пройденными путями в поле тяготения и в свободном пространстве для ракет с постоянным ускорением реактивной силы (формулы 272 и 273 на стр. 141). Метод проектирования стратосферной ракеты (стр. 154—156). Максимум количества движения истекающей из сопла газовой струи (стр. 78). Применение контурных коек для экипажа космического летательного аппарата с целью увеличения сопротивляемости организма перегрузке (стр. 42). Указатель пути (одограф), который в отличие от ранее предложенных для этой цели приборов (например, Обертом, Эно-Пельтри и др.), дает возможность отличить ускорение свободного падения от реактивного ускорения (стр. 97). Расчеты гелиоцентрических орбит, аналогичных орбитам искусственных планет Луна-1 , Пионер-4 , Пионер-5 , Ве-нера-1 , Рейнджер-3 , Марс-1 [c.210]

Развитие отечественной и зарубежной реактивной техники, повышение требований к создаваемым летательным аппаратам привели к переходу от самых простейших нерегулируемых схем сопел к схемам сложных сопел с большим числом регулируемых элементов. Следует отметить, что многообразие созданных и разрабатываемых летательных аппаратов, их реактивных двигателей привели к появлению весьма большого количества типов и схем реактивных сопел, включая различные модификации регулируемых сопел для многорежимных ЛА. В связи с этим не представляется возможным рассмотреть все многообразие установленных на различных ЛА реактивных сопел, результаты исследований которых изложены в многочисленных отечественных и зарубежных публикациях. Ниже даны схемы и типы сопел, как хорошо известных, так и мало исследованных в литературе. Для удовлетворения предъявляемых к реактивным соплам требований, о которых упоминалось во введении, в практике авиадвигателестроения реализованы или рассматриваются в качестве возможных к реализации схемы сопел трех типов круглые (или осесимметричные), плоские и пространственные (трехмерные) сопла. [c.39]

Кроме того, повышение скорости полета летательных аппаратов с ВРД сопровождается повышением температуры торможения воздуха на входе в двигатель, в результате чего перед реактивным соплом температура торможения продуктов сгорания достигает 2500-3000°К. При таких температурах и умеренных давлениях продукты сгорания на входе в сопло частично диссоциированы. В соплах ЖРД, имеюгцих высокие температуру и давление газа, эти процессы еще более усиливаются. [c.346]

Если при анализе в предьщугцих главах аэрогазодинамических характеристик реактивных сопел летательных аппаратов с умеренными сверхзвуковыми скоростями полета (где можно было не рассматривать физико-химические процессы) процесс расширения газа в соплах происходит при постоянстве коэффициентов расхода скорости и относительно импульса, то для высокотемпературных и химически реагируюгцих потоков величины этих коэффициентов уже зависят от вида горючего, давления, температуры, коэффициента избытка окислителя, от абсолютных размеров сопла и т. д. [c.347]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...