Запуск двигателя этапы

Отличаются в большей или меньшей степени запуски двигателя с дожиганием и без дожигания генераторного газа. Порядок запуска каждого двигателя имеет свои особенности и схема его запуска индивидуальна (спроектированная и экспериментально отработанная только для данного двигателя). Тем не менее все три указанных этапа запуска всегда присутствуют. [c.66]

Типичный полет Х-34 состоит из следующих этапов отделение от самолета-носителя L-1011, запуска двигателя и разгона до заданного числа М, набора высоты, пассивного полета с последующим возвращением и посадкой. [c.165]

Режим работы продолжительность одного этапа 12 мин допускается продолжительность этапа и 15 мин, но число таких этапов не должно превышать 10% от общего количества этапов количество запусков двигателя за один этап — 6 продолжительность одного запуска не более 70 сек перерыв между этапами — 15 мин перерыв после каждых двух этапов — до полного охлаждения. [c.80]

Панель включает и выключает агрегаты в соответствии с программой запуска двигателей самолетов, которая делится на ряд этапов, следующих друг за другом в определенной последовательности, при помощи программного механизма панели. [c.88]

Поскольку зазоры в трансмиссиях в общем случае различны, то запуск машины будет складываться из следующих этапов ускоренное движение ротора двигателя за счет зазоров в трансмиссии [c.76]

На четвертом этапе запуска как двигатель, так и муфта работают на устойчивых участках механических характеристик и система уравнений движения имеет вид [c.108]

Второй этап запуска начинается после достижения возрастающим моментом муфты значения, равного приведенному моменту сопротивления покоя. Закон изменения со и Ж на этом этапе сохраняется прежним. Скорость же турбинного колеса муфты монотонно возрастает, причем тем быстрее, чем меньше приведенный момент инерции исполнительного органа и турбинного колеса и чем меньше нагрузка. При равной нагрузке ускорение турбинного колеса больше в том случае, когда > / . В связи с этим при = 0,1/ муфта переходит в режим устойчивой работы раньше, чем двигатель при = / , наоборот, двигатель переходит на устойчивый участок характеристики, когда скорость турбинного колеса еще относительно мала. [c.113]

Протекание третьего этапа запуска также в значительной степени зависит от соотношения приведенных моментов инерции ведущей и ведомой частей привода. В том случае, когда момент инерции ротора двигателя и насосного колеса муфты соизмерим с приведенным моментом инерции исполнительного органа и турбинного колеса (рис. 3. 10, а 3. 11, а и 3. 12, а), в начале третьего этапа имеет место весьма резкое падение момента, развиваемого двигателем, и одновременное возрастание момента муфты до величины, соответствующей условию статического равновесия [c.113]

Четвертый этап запуска весьма непродолжителен. Он характерен резким перераспределением моментов муфты и двигателя ири относительно незначительном приращении скоростей колес. Связано это с тем, что на четвертом этапе как двигатель, так и муфта работают на устойчивых участках характеристик, где величина момента в значительной степени зависит от разности скоростей колес, а поскольку скорости колес в этот период близки к максимальным и очень мало отличаются одна от другой, даже незначительное их изменение ведет к резкому изменению величины разности скоростей. [c.114]

Пятый этап, на котором как муфта, так и двигатель работают в устойчивом режиме, продолжается до завершения запуска. [c.116]

Таким образом, расчёт электропривода, работающего на режиме запусков, разделяется на следующие этапы 1) определение статических и маховых моментов, развиваемых в механизме 2) предварительный выбор мощности двигателя и передаточного числа редуктора 3) интегрирование уравнений движения 4) проверка времени работы машины 5) проверка двигателя по максимальной нагрузке 6) проверка двигателя на нагрев 7) корректировка предварительно выбранных характеристик привода. [c.948]

Очень высокая стоимость отдельных изделий или их элементов делает иногда обязательным проведение испытаний без разрушения на всех этапах разработки. Примером изделий этой группы могут служить двигатели на твердом топливе, применяемые в баллистических ракетах и ракетах-носителях, выводящих на орбиту искусственные спутники Земли. Стоимость одной ступени такой ракеты может достигать полмиллиона долларов или даже больше. Так как экономика проекта требует, чтобы производилось минимальное количество запусков таких ракет для достижения поставленной цели, то весьма существенно иметь самую полную информацию об испытываемых двигателях. Как правило, основной объем такой информации получается из обширных неразрушающих испытаний, [c.164]

Режимы работы газотурбинных двигателей транспортного типа разнообразны. Однако им свойственна некоторая периодичность в изменении характерных параметров [100]. В режиме работы турбины для частоты вращения, например, можно выделить следующие этапы запуск, малый газ, быстрый выход на рабочий режим, максимальная мощность, уменьшение частоты вращения, длительный наиболее экономичный режим и останов. Этапы режима работы можно указать и для других параметров рабочего процесса двигателя газовых и центробежных сил, температуры газа перед турбиной и др., которые определяют соответствующий характер термоциклического и механического нагружения конструктивных элементов. При эксплуатации двигателя подобное сочетание режимов многократно повторяется. [c.11]

Условия нагружения реальных элементов машин и аппаратов весьма разнообразны и часто характеризуются сложными программами, включающими несколько этапов. Такое нагружение будем называть нестационарным. Отдельные этапы нестационарного нагружения могут повторяться (повторно-пере-менное нагружение). Сложный цикл нагружения может включать быстрые изменения напряжений и длительные выдержки реверсы, характеризующиеся сменой знака скорости деформации этапы непропорционального нагружения, изменения температуры. Характерным примером нестационарных условий нагружения является полетный цикл авиационного газотурбинного двигателя. Нагрузки, действующие на его детали, и температурные поля изменяются в соответствии с режимами работы двигателя на разных этапах полета (взлет, набор высоты, движение по прямой, снижение, посадка). Среди этих режимов есть длительные, при которых условия работы деталей близки к стационарным, и переходные, когда эти условия (нагрузка, температура) меняются быстро. В качестве примера на рис. А. 1.1 схематически показано изменение параметров нагружения диска турбины от запуска до останова (п — скорость вращения). [c.16]

Наиболее просты по конструкции, надежны в эксплуатации и имеют наименьшую массу струйные стартеры. Они представляют собой свободную турбину, приводимую во вращение сжатым воздухом, подаваемым от небольшого по мощности турбогенератора. На рис. 5.4.1 показана схема запуска ТВД со свободной турбиной. При помош и стартера (этап I) осуществляется раскрутка компрессора с турбиной двигателя до заданной частоты вращения вала. Потребная мощность стартера [c.248]

Рис. 5.4.1. Этапы запуска газотурбинного двигателя

Протекание третьего этапа запуска также в значительной степени зависит от соотношения приведенных моментов инерции ведущей и ведомой частей привода. В том случае, когда момент инерции ротора двигателя и насосного колеса муфты соизмерим [c.137]

Четвертый этап запуска непродолжителен. Он характеризуется резким перераспределением моментов муфты и двигателя при относительно незначительном изменении скоростей колес, так как устойчивые участки характеристик муфты и двигателя имеют очень небольшой угол наклона к оси моментов. [c.138]

Реальные же схемы останова, т.е. последовательность и содержание операций в этапах, как и при запуске, могут в той или иной степени отличаться от приведенной выше. Эти отличия определяются особенностями схемы двигателя, компонентами топлива, условиями эксплуатации, специальными требованиями. [c.67]

Запуск ракеты А-4 осуществлялся в три этапа. Сначала воспламенялось пиротехническое устройство. Когда оно сгорало, открывались клапаны, и спирт и кислород первое время попадали в камеру сгорания только под действием силы тяжести, поскольку баки помещались над двигателем. Немцы называли этот этап малой или предварительной ступенью пуска. [c.149]

Муфта включения предназначена для плавного соединения двигателя с трансмиссией после его запуска. Для того чтобы это включение производилось возможно плавнее, в конструкции муфты предусматривается расчленение этого процесса на два этапа [c.50]

Па первом этапе предполагалось использовать беспилотные летательные аппараты, по конфигурации соответствующие будущему космоплану (модель с твердотопливным двигателем, запускаемая с Ту-16 ), Па них собирались освоить зоны гиперзвукового полета, отработать элементы конструкции, способные работать в условиях высоких температур (скорости до 9000 км/ч, потолки до 40 километров). Одновременно должны были производиться запуски моделей космоплана с помощью ракет-носителей Р-5 и Р-14 (3,9 км/с, 45 километров и 6,4-7,8 км/с, 90 километров, соответственно). [c.237]

Более сложный этап — это регулировка моторного полета. Закрутив резиновый двигатель на 50—60 витков, берут модель за фюзеляж правой рукой, а левой придерживают винт. Легким толчком опускают модель горизонтально. Повторяют запуск модели несколько раз, постепенно увеличивая число витков двигателя. [c.73]

На I этапе при запуске двигателей давление за короткий срок возрастает от нулевого (при длительной стоянке самолета) до минимального давления, обусловленного регулировкой автомата разгрузки = 160 kFI m . Далее, если потребители не работают, давление в системе плавно возрастает до величины Ч-ю [c.149]

Здесь рассмотрена последовательность и содержание этапов при наиболее общей схеме запуска двигателя, работающего на несамовоспламеня-ющихся компонентах. В других случаях содержание этапов запуска может отличаться от указанного выше. Некоторые операции могут происходить параллельно и в другой последовательности. Основные различия содержания этапов запуска могут быть следующими. [c.65]

С 1943 по 1945 г. в Казани проводились стендовые и летные исследования ЖРД, разработанного В. П. Глушко и предназначавшегося в качестве ускорителя для истребителей. Для этой цели Казанским авиационным заводом была создана первая в отечественной практике летающая лаборатория на базе самолета Пе-2, переданная затем в 1945 г, для продолжения летных исследований двигателя в ЛИИ. На первом этапе полетов ведущим инженером был С. П. Королев. Наибольшую сложность представляла собой проблема запуска двигателя. После ряда взрывов камеры сгорания (в том числе и при запуске в воздухе) она была решена переходом с эфировоздушного на химический запуск. [c.330]

Первый этап испытаний — пробежки с постоянным увеличением скорости разбега и, наконец, подлет. Испытания проводились на ровной грунтовой взлетно-посадочной полосе длиной 5 километров и шириной 500 метров. Вдоль всей длины полоса была отмаркирована окрашенными конусами, расставленными через каждые 200 метров. Никаких внешних измерительных устройств не имелось. Кроме того, ВПП находилась в степи в 30 километрах от основной базы. Перед каждой пробежкой аналог на основной базе со снятым килем грузился с помощью крана на трейлер и в сопровождении кавалькады автомобилей специального назначения отправлялся малой скоростью на ВПП. Там ставился на грунт, к нему пристыковывался киль, велись различные монтажные работы, и только после пробного запуска двигателя и проверки всех систем летчик занимал место в кабине. Проведение одной пробежки занимало фактически весь день. [c.261]

На всех этапах роста трещины в рассматриваемом лонжероне в его изломе доминировали П-уча-сток и строчечность, являющиеся типичными параметрами рельефа для области низких скоростей роста усталостных трещин (менее 10 м/цикл). В непосредственной близости к границе излома у очага разрушения были выявлены усталостные мезолинии с шагом около 0,5 мкм. Формирование мезолиний отвечает закономерности повреждения материала при распространении усталостной трещины в лонжероне за цикл запуска и остановки двигателя или за цикл земля-воздух-земля (ЗВЗ), как это было показано выше. Продвижение трещины за один цикл ЗВЗ происходит между двумя соседними мезолиниями. В связи с этим наблюдаемое продвижение трещины за полет на 0,5 мкм указывает на очень низкую скорость роста трещины, отвечающую оценке в виде отнесения одного акта продвижения трещины за один оборот винта вертолета. При средней продолжительности [c.646]

Следует отметить, что переходные и стационарные этапы теплового режима нагружения изделия по-разному влияют на ресурс работы конструктивных элементов. В исчерпании несущей способности конструктивных элементов транспортных газотурбинных и паросиловых установок основная роль принадлежит нестационарным режимам, при которых в элементах создаются экстремальные напряженные и тепловые состояния, оказывающие определяющее влияние на процесс разрушения. Например, анализ работоспособности лопаток первой ступени турбины из сплава ЖС6К одного из авиационных двигателей по трем характерным режимам (запуск—опробование—остановка, запуск—остановка и запуск—взлет) термоциклического нагружения показал, что доминирующая роль в разрушении этих элементов принадлежит неустановившимся режимам теплового цикла [49]. Этот факт подтверждают также результаты анализа отбраковки лопаток при варьировании нестационарной части цикла в пропессе эксплуатации 175 двигателей [49] при сравнительно небольшом увеличении длительности нестационарной части (5%) характерна более ранняя отбраковка деталей. Для двигателей гражданской авиации с уменьшением дальности полета существенно возрастает досрочный съем двигателя с эксплуатации, что также вызвано увеличением длительности нестационарных режимов за суммарное время эксплуатации. [c.7]

Движение ротора двигателя и наеосного колеса на первом этапе процесса запуска описывается уравнением [c.103]

Важным этапом является определение цикла работы детали или всей машины, поскольку часто этот цикл является достаточно сложным и не всегда стабильным. Так, длительность полета изменяется для различных районов эксплуатации различны и условия по температуре окруя ающего воздуха. Пример статистически обоснованного цикла работы пассажирского авиационного газотурбинного двигателя с длительностью работы на стационарном режиме 1,5 ч показан на рис. 4.1 [1]. Как видно, в течение каждого полета самолета детали двигателя подвергаются действию по крайней мере трех циклов нагружения, соответствующих выходу на взлетный режим (из них 2 — в течение предполетной подготовки), а также действию нескольких циклов меньшей интенсивности, связанных с заходом на посадку, включением реверса, выпуском шасси. Следовательно, циклическая долговечность деталей должна быть определена в условиях одновременного накопления статического (стационарный полет) и циклического (запуск и другие режимы) повреждения, для чего до.лжны быть установлены закономерности взаимодействия этих двух видов повреждения. [c.75]

Второй этап (2). Раскрутка ротора двигателя одновременно и стартером и уже работающей турбиной до оборотов 2, на которых стартер выключается. Для ускорения и большей надежности запуска, а также для снижения температуры газов перед турбиной в процессе запуска обороты, при которых происходит отключение стартера, должны составлять = (0,12н-0,26) Пмакс или превышать обороты Лмин в 1.5—2 раза. [c.217]

Даже в том случае, когда рассматриваются многоступенчатые корабли, а не одноступенчатый, описанный в приведенном выше примере, сохраняется заметное преимущество при использовании метода встречи на орбите, поскольку сбережение топлива должно сказываться тогда, когда массе, остающейся на промежуточной станции, не требуется придавать ускорение при последующих включениях двигателей. Тем не менее методу встреч присущи определенные трудности например, может оказаться невозможным хранение топлива в баках в космическом пространстве в течеиие достаточно длительного времени или обеспечение его перелива из баков-хранилищ без дополнительного массивного оборудования. Возможное решение проблемы состоит в том, что топливо для конечного этапа (Я - Рх) не выводится на орбиту вместе с космическим кораблем, но запускается на нужную околоземную орбиту при помощи специального грузового корабля, как только межпланетный космический корабль возвратится на околоземную орбиту. Если к тому же космический корабль снабжен двигателем малой тяги с высокой скоростью истечения, то он скорее всего будет снаряжаться на околоземной орбите, поскольку подобный корабль нельзя вывести на орбиту непосредственно с поверхности Земли. Поэтому заключительный этап полета будет обеспечиваться при помощи мощных грузовых кораблей. На другом конце траектории межпланетного перелета космический корабль остается на орбите вокруг Марса, в то время как другой грузовой корабль, перенесенный через межпланетное пространство космическим кораблем и выведенный последним иа орбиту ожидания вокруг Л арса, будет использован для осуществления этапов полета (О - Р ) и (Рг - ) Большее число грузовых кораблей создаст дополнительные преимущества в тех случаях, когда уделяется особое вии.маиие фактору безопасности. При некоторых исследованиях здравый смысл требует, чтобы какое-то количество подобных кораблей оставлялось экипажем в конце фазы (Я -> Е) вместе с грузовыми кораблями, исполь.зованными на планете назначения, прежде чем оставшийся межпланетный корабль й дст выведен на гелиоцентрическую орбиту обратного полета. [c.413]

На рис. 3.7 показан диск турбины транспортного газотурбинного двигателя. Материал диска сплав ХН77ТЮР (ЭИ437Б). Расчет проведен с учетом пластичности и ползучестн. Для учета пластичности использована теория течения с изотропным упрочнением. Учет ползучести производился в соответствии с теорией упрочнения. График нагрузки иа диск (изменение частоты вращения и температуры в центре и на ободе во времени) показан на рис. 3.6 Это распределение соответствует полному циклу работы двигателя от запуска до останова. Весь цикл работы (1,5 ч) разбит на 12 расчетных этапов равной длительности. Номера этапов обозначены римскими цифрами. На рис. 3.7 показано распределение температуры по радиусу диска в конце этих этапов. В процессе счета каждый из них был разделен иа подэтапы равной длительности. Изменение нагрузки и температуры в пределах расчетного этапа следует линейному закону. [c.387]

В работе регулятора скорости можно выделить три этааа. На первом этапе осуществляется подготовка к зажиганию газа в камере сгорания путем открытия стопорного клапана. Для этого двигатель регулятора скорости запускается в направлении, условно называемом Вниз или Ниже . Движение прекращается после открытия стопорного клапана. На втором этапе происходят прогрев турбины и вывод ее на режим холостого хода путем постепенного открытия регулируюи1,его клапана по заданной программе. Для этого двигатель регулятора включается в направлении, условно называемом Вверх или Выше . На третьем этапе путем управления регулятором скорости можно изменять скорость вращения агрегата для установления необходимого режима работы. [c.182]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...