Двигатель маршевый

Двигатель Маршевый ДвигателЬ ускоритель [c.13]

СМ-4. Построен в 1963 г., дальнейшее развитие СМ-3 с увеличенным до трех человек экипажем и двумя двигателями — маршевым и стартовым. За соплом первого — газовый руль для управления на малых скоростях. Регулируемая сопловая система стартового двигателя направляет газовые струи под крыло. [c.197]

Многосопловые эжекторы различной конструкции с укороченной камерой смешения установлены на ряде современных самолетов вертикального взлета и посадки с целью увеличения реактивной тяги подъемных или подъемно-маршевых двигателей. [c.565]

Управление полетом возможно путем перераспределения тяги за счет перекрытия одного или нескольких сопл маршевого двигателя, расположенных по окружности. В результате образуются экс- [c.86]

Такое явление особенно характерно для летательных аппаратов, стартующих или опускающихся в атмосферах планет. Стремление получить максимальное аэродинамическое качество заставляет в момент взлета создавать наибольшую подъемную силу, в том числе за счет составляющих силы тяги управляющих двигателей либо путем поворота сопла основных (маршевых) двигателей. При этом в течение некоторого промежутка времени оперение (крыло) может испытывать наибольшее воздействие от газовых струй. В неблагоприятных условиях не исключается потеря устойчивости аппарата. Из сказанного следует важность достаточно точной оценки изменения коэффициента подъемной силы несущей поверхности от воздействия струй. Это изменение определяется разностью коэффициентов подъемных сил, получающихся при воздействии соответственно возмущенного [c.371]

Центробежные и особенно диагональные компрессоры получили широкое применение во вспомогательных силовых установках (ВСУ) самолетов гражданской авиации. ВСУ предназначена для запуска основных (маршевых) двигателей самолета, питания сжатым воздухом системы кондиционирования салона и кабины на земле, а также питания бортовой сети самолета электроэнергией на земле и в полете в аварийных ситуациях. [c.105]

Единые силовые установки служат для вертикального взлета и посадки и горизонтального полета и состоят из подъемно-маршевых двигателей. Изменение вектора тяги достигается поворотом реактивной струи с помощью поворачивающихся реактивных сопел или поворачивающихся двигателей. [c.187]

Для осуществления плавного перехода от вертикального к горизонтальному полету, и наоборот, вектор тяги двигателя должен поворачиваться вокруг центра тяжести самолета. Кроме того, на режиме вертикального взлета и посадки для стабилизации самолета необходимо, чтобы силовая установка с помощью управляемого выпуска воздуха (газа) выполняла функции системы ориентации самолета. Наибольшая тяга и наибольшее количество отбираемого воздуха требуются на самом критическом с точки зрения безопасности полета рен име — рел<име вертикального взлета. Это обстоятельство в значительной мере затрудняет создание подъемно-маршевых двигателей. [c.187]

Следует отметить, что удельная масса подъемно-маршевых двигателей близка к удельной массе двигателей самолетов с обычной длиной дистанции взлета и посадки. При этом необходимо учитывать возможное утяжеление подъемно-маршевых двигателей из-за наличия системы поворота вектора тяги. [c.188]

Составные силовые установки состоят из двигателей, создаю-ш,их вертикальную тягу на режимах взлета и посадки (подъемные и подъемно-маршевые двигатели), и двигателей, создающих горизонтальную тягу на других режимах полета (маршевые двигатели). [c.188]

Рис. 93. Схема создания горизонтальной- и вертикальной тяг подъемно-маршевого двигателя с поворотными реактивными соплами

Следует также отметить, что при разработке более мощных модификаций такого подъемно-маршевого двигателя необходимо выдерживать определенное положение направления вектора тяги относительно центра тяжести самолета и строго согласовывать тягу двигателя и массовые характеристики самолета. Вследствие этого серьезные конструктивные изменения двигателя, например форсирование тяги установкой на входе дополнительной ( нулевой ) ступени вентилятора, не могут быть проведены без смещения точки приложения тяги на самолете. [c.193]

НИКОВ, снижение массы ракет является важнейшей задачей. Именно по этой причине для их изготовления широко используются углепластики. В настоящее время в Японии в стадии разработки находится крупногабаритная трехступенчатая ракета Н-1. В конструкции сопел маршевых ракетных двигателей, а также усовершенствованного орбитального ракетного двигателя АВМ используются углеродные композиционные материалы [11]. [c.208]

МАРШЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ВКС СПЕЙС ШАТТЛ [c.250]

Рис. 158. Двигательный блок маршевого двигателя ВКС Спейс Шаттл .

Рис. 159. Пневмогидравлическая схема маршевого двигателя ВКС

Рис. 160. Основные узлы маршевого двигателя ВКС Спейс Шаттл [35].

Тип двигателя маршевого стартового Топливо двигателя маршевого стартового Дли- на м Диа- метр м Раз- мах кры- льев м Макси- мальная скорость М Даль- ность км Макси- мальная высота км [c.417]

В 1972 г. в Сормово в Центральном конструкторском бюро по судам на подводных крыльях (ЦКБ СПК), возглавляемом Р.Е.Алексеевым, был спроектирован и построен экспериментальный экраноплан СМ-6, предназначавшийся для исследования проблем аэро- и гидродинамики и прочности, а также отработки технических решений созданного позже на его базе тяжелого десантно-тран-сиортпого экраноплана Орленок . Силовая установка — три двигателя маршевый ТВД АИ-20, устаповлеппый па киле, и два подъемно-маршевых ТРД для облегчения взлета. [c.198]

Для основных камер ВРД 2 р = = (1,2 -7- 6,5) 10 Дж/(м Па ч), для форсажных камер и камер ПВРД = (6,5-г 11)-10 Дж/(м Па ч). Теп-лонапряженность камер сгорания подъемных двигателей самолетов вертикального взлета и посадки в 1,5 — 2 раза выше, чем в маршевых ВРД. [c.271]

В электроприводе, изображённом на фиг. 40, регулирование скорости производится путём изменения числа оборотов электродвигателя. Характерной особенностью этого привода является то, что он имеет два электродвигателя один постоянного тока, предназначенный для рабочего — сварочного движения другой — трёхфазного тока, предназначенный дтя маршевого движения. Переключение привода с одного двигателя на другой производится с по.мощью фрикционной электромагнитной муфты двухстороннего действия. [c.235]

При переключении привода на маршевую скорость движение передаётся той же концевой шестерне от двигателя трёхфазного тока только через одну — последнюю червячную пару 5. При этом ток муфты переключается на левый электромагнит 3. [c.237]

Число оборотов мотора маршевого хода не регулируется и равно 1450 об/мин (обычно выбирается трёхфазный мотор типа АД или И). Число оборотов мотора рабочего хода регулируется в пределах 900—2400 об/мин, что соответствует характеристике двигателей типа ПН. [c.237]

По техническим условиям на перспективные ГТД, составленным ВВС США, фирмой Дженерал электрик были спроектированы 36 различных вариантов двигателей, использующих единый газогенератор — от подъемно-маршевого ТРДФ до турбоваль-ного ГТД. В результате этих проработок были выявлены термодинамические параметры и конструктивная схема газогенератора GE1, наиболее полно удовлетворяющие требованиям, предъявляемым к двигателям различного назначения. В частности, термодинамический цикл, конструкция и характеристики двигателей семейства GE1 оказались достаточно гибкими, чтобы удовлетворить требованиям, предъявляемым к двигателям таких различных самолетов, как тактические истребители, истребитель укороченного взлета и посадки, сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, дозвуковой тяжелый военно-транспортный самолет, сверхзвуковой пассажирский самолет и дозвуковой широкофюзеляжный пассажирский самолет [53]. [c.81]

Двигатели семейства J85 нашли широкое применение. Они используются в качестве ускорителей для взлета самолетов (транспортные самолеты С-123, АС-119 и SP 5 с ТРД J85-GE-17), в качестве маршевых двигателей для управляемых снарядов и мишеней (снаряд GAM-72 и мишень OV-10 с ТРД J85-GE-7), многоцелевых самолетов (А-37, SAAB 105 с ТРД J85-GE-17), в качестве силовых установок для исследовательских аппаратов (СВВП Х-14А, XV-5A, XV-4B с ТРД J85-GE-17) и т. д. Однако основное применение двигатели J85 нашли па легких самолетах (истребителях, штурмовиках и тренировочных), среди которых выделяются истребитель F-5E (F-5F) и тренировочный самолет Т-38А. Двигатели семейства J85 устанавливались на 34 типах летательных аппаратов. В настоящее время серийно выпускаются четыре модификации этого двигателя, а их суммарная наработка в эксплуатации приближается к 3 млн. ч. Двигатели J85 обладают достаточно большим ресурсом. В частности, среднее время между переборками составляет для двигателя J85-GE-4A 3600 ч, для двигателя J85-GE-21 — 1200 ч. [c.97]

Тяговооруженность, т. е. отношение тяги двигателя к взлетной массе, у вертикально взлетающего самолета должно быть больше единицы. Вследствие этого к силовой установке СВВП (СКВП) предъявляются следующие основные требования минимально возможная удельная масса конструкции, т. е. наибольшая массовая тяга, максимально возможная объемная тяга, малый удельный расход топлива на режиме маршевого полета. [c.186]

Значение вертикальной тяги для СВВП особенно важно, так как определяет возможность осуществления вертикального взлета, для которого необходимо превышение взлетной тяги силовой установки над взлетной массой самолета, по крайней мере, на 25%. Иногда от подъемно-маршевых двигателей требуется и создание отрицательной тяги для маневрирования перед посадкой на укороченные ВПП. [c.187]

В единых силовых установках рассматривались для применения подъемно-маршевые ГТД различных типов, однако практически использовались ТРД и ДТРД с небольшой степенью двухконтур-ности. Подъемно-маршевые двигатели целесообразны в основном для военных самолетов, так как позволяют осуществлять не только вертикальные или укороченные взлет и посадку, но и полет с высокой дозвуковой или небольшой сверхзвуковой скоростью. В такой силовой установке удается реализовать высокие тяговоэкономические характеристики двухконтурных двигателей. [c.188]

Подъемно-маршевые двигатели работают в течение всего полета, поэтому параметры их термодинамического цикла выбираются близкими к параметрам маршевых двигателей самолетов аналогичного назначения с обычной длиной дистанции взлета и посадки. Однако при выборе типа и параметров подъемно-маршевого двигателя следует учитывать, что он должен быть сильно переразмерен, так как тяговооруженность самолета должна быть велика, что при горизонтальном дозвуковом полете предопределяет работу подъемно-маршевого двигателя на глубоко дроссельных режимах с пониженной тягой и увеличенным расходом топлива. [c.188]

Повышение экономичности двигателя на таких режимах может быть достигнуто рациональным выбором параметров термодинамического цикла, в частности применением увеличенных Г и т в ДТРД, применением форсажных камер, включаемых на взлете, что снижает степень дросселирования двигателя в дозвуковом крейсерском полете в связи с его работой на бесфорсаж-ном режиме, применением смешанной силовой установки, в которой некоторая доля вертикальной тяги создается подъемными двигателями, а остальная — подъемно-маршевым. [c.188]

Маршевыми двигателями для СВВП (СКВП) могут быть двигатели, применяемые на самолетах с обычной длиной дистанции взлета и посадки. Их тип, параметры и размеры определяются назначением самолета. [c.190]

Подъемно-маршевые двигатели. В настоящее время в военной авиации стран НАТО эксплуатируется только один самолет с вертикальным взлетом и посадкой. Это дозвуковой штурмовик и разведчик с подъемно-маршевым двигателем Пегас . Самолет находится на вооружении в ВВС и ВМС Великобритании под названием Харриер , в ВМС США—под обозначением AV-8 и в ВВС Испании — под названием Матадор . Работы над двигателем [c.190]

Подъемные двигатели. Работы над составными силовыми установками с подъемными и подъемно-маршевыми (маршевыми) двигателями для СВВП (СКВП) проводились в ряде стран, причем основные усилия были направлены на создание подъемных двигателей. Большинство подъемных двигателей были демонстрационными или экспериментальными, но некоторые из них практически были подготовлены к серийному производству. [c.195]

Принципиально силовая установка СВВП может быть представлена подъемно-маршевыми двигателями либо комбинацией подъемных и маршевых двигателей (рис. 5.12). В качестве подъемно-маршевых двигателей используются ГТД, которые в единой компоновке на базе общей турбокомпрессорной части обеспечивают тягу как для вертикального взлета и посадки, так и для горизонтального полета. На рис. 5.12, а и б приведены две схемы подъемно-маршевых двигателей. В схеме а представлен ТРД, у которого струя выходящих из турбокомпрессора газов с помощью специального устройства отклоняется для создания вертикальной составляющей тяги, обеспечивающей подъем и посадку СВВП. В схеме б представлен также ТРД, однако вертикальная тяга здесь создается малонапорным турбовентиляторным агрегатом (ТВА). Турбина ТВА использует энергию газов, отбираемых от основного двигателя, турбокомпрессор которого на взлете и посадке главным образом используется в качестве газогенератора, подающего горячий газ на лопатки турбины ТВА. [c.233]

Наряду с подъемно-маршевыми двигателями с единым турбокомпрессором на СВВП используются силовые установки с отдельно стоящими двигателями для обеспечения вертикального взлета и посадки (подъемные двигатели) и отдельными двигателями для горизонтального полета (маршевые двигатели). В качестве подъемных двигателей используются главным образом ТРД и ДТРД. [c.233]

Одним из результатов работы, проведенной в конце 1960-х гг. американской Межведомственной комиссией по ракетным двигателям на химическом топливе RPG, стало признание того, что экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД взаимосвязаны. Такой вывод был сделан на основании анализа дробления, испарения и горения распыленного топлива, который стал отправной точкой для поиска технических решений в этих трех направлениях. В результате появилась возможность оптимизировать процесс выбора конструкторских решений, сократив тем самым период разработки и уменьшив массу двигателя. Большинство ЖРД, разработанных до 1970 г., создавались методом проб и ошибок. Случалось, что до нахождения оптимальной конструкции приходилось опробовать до 100 вариантов смесительной головки. Обычно лишь после достижения требуемого уровня экономичности и обеспечения устойчивой работы начинались поиски способов обеспечения требуемого ресурса. Поэтому разработанные ранее ЖРД (эксплуатация некоторых из них еш е продолжается) имели неоптимальное соотношение компонентов топлива, в них использовались специальные устройства для повышения устойчивости, а масса конструкции оказывалась завышенной. Маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл и экспериментальный ЖРД с кольцевой камерой сгорания и центральным телом стали первыми двигателями, разработанными с применением новых методов. Рабочие характеристики ЖРД определяются выбором установочных параметров, к которым относятся свойства компонентов топлива и технические требования к системе подачи топлива, смесительной головке и камере сгорания. Исходя из них, можно рассчитать полноту сгорания, удельный импульс, устойчивость горения и температуру стенки камеры. Достигнутый удельный импульс, как и для РДТТ, представляет собой разницу между термодинамическим потенциалом топлива и потерями, сопутст-вуюш.ими его реализации. Динамическая устойчивость определяется балансом между причинами, вызываюш ими внутрика- [c.164]

Для управления полетом требуется изменять величину и направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в разных пределах — от нескольких процентов для маршевых двигателей ускорителя до 1 10 при посадке на Луну или другие планеты ( Рейнджер , лунный модуль КК Аполлон , ЖРД RL-10) и до 1 100 при встрече и стыковке космических аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять положение космического аппарата, создавая моменты по углам тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена вызывают поворот относительно его продольной оси. В общеЫ случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление пО каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы отклонением вектора тяги маршевого двигателя, тогда как уп равление по каналу крена требует наличия по меньшей мере двух газовых рулей в сопле или двух сопел. [c.200]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

Высокая эффективность, продемонстрированная твердотопливными ускорителями ракеты-носителя Титан III , послужила основной причиной того, что NASA (после изучения преимуществ и недостатков твердотопливных ускорителей по сравнению с жидкостными) решило использовать 2 ТТУ диаметром 3,71 м, длиной 38,1 м, снаряженных 502 580 кг того же топлива на основе ПБАН и имеющих четырехсекционную конструкцию. Система Спейс Шаттл показана на рис. 137. Два РДТТ, запускаемые вместе с маршевыми двигателями космического летательного аппарата многоразового использования Спейс Шаттл , отделяются после сгорания (номинально через 122 с) на высоте около 50 км. К этому времени Спейс Шаттл находится приблизительно в 45 км от стартовой площадки и движется со скоростью 5150 км/ч. После отделения ускорителей открывается группа парашютов — сначала вытяжной, затем стабилизирующий и, наконец, основная связка, уменьшающая вертикальную составляющую скорости ускорителя к моменту его соударения с водой приблизительно до 96 км/ч. Траектория отработавшего ускорителя показана на рис. 138. После ремонтно-восстановительных работ корпус ускорителя транспортируют обратно в космический центр, заливают новым зарядом ТРТ и подготавливают к повторному запуску. Металли- [c.227]

ЖРД, применяемые в космической технике, по своему назначению можно разделить на три категории для выведения на орбиту, для межорбитального перехода и для управления положением на орбите. Из маршевых ЖРД, используемых для выведения, будут рассмотрены только кислородо-водородные — от двигателей небольших тяг (RL-10, НМ-7 и LE-5) до маршевого двигателя ВКС Спейс Шаттл с последующим сравнением их параметров. Мощные двигатели стартовых ступеней ракет-носителей типа F-1 неоднократно описывались в литературе и здесь рассматриваться не будут. Ожидается, что на ракетах-носителях следующего поколения вместо них будут использоваться ЖРД, подобные тем, схемы которых рассмотрены в гл. 9. [c.243]

RL-10 — один из первых кислородо-водородных ЖРД его создание относится к 1960-м гг. Более 160 экземпляров этого ЖРД использовались в различных полетах, главным образом в качестве маршевого двигателя второй ступени ракеты-носителя Атлас-Центавр , в программе изучения Луны космическими аппаратами Сервейтор и в запусках автоматических межпланетных станций. ЖРД работает по испарительному циклу ( безгенераторная схема), когда жидкий водород преобразуется в газообразное состояние, проходя через охлаждающий тракт сопла и камеры сгорания, и вращает, турбину (рис. 152). Другой интересной особенностью этого двигателя является большая степень расширения сопла (е = 40 для модификации, RL-10A-3), требующая полуторной длины охлаждающего тракта. В этом варианте жидкий водород через коллектор, размещенный между критическим сечением и срезом сопла, поступает в охлаждающий тракт и течет к срезу сопла, а после этого — в обратном направлении, к смесительной головке. На участке между коллектором и срезом сопла трубок в два раза больше, чем в камере сгорания. Трубки для протока водорода в противоположные стороны расположены через [c.244]

Маршевый двигатель, два ТНА и камера сгорания которого показаны на рис. 158, был разработан фирмой Рокетдайн . Этот двигатель выполнен по замкнутой схеме и допускает многократный запуск. К 1989 г. намечено довести ресурс двигателя до 7,5 ч с 55 включениями. Номинальная тяга двигателя — 1668 кН на земле и 2130 кН в пустоте, с возможностью форсирования до 109% (т. е. до 2320 кН в пустоте) и дросселирования до 65% номинальной тяги. Двигатель работает с давлением в камере сгорания 20 МПа и степенью расширения сопла 77,5. Удельный импульс составляет 363 с на уровне моря и 455 с в вакууме (расчетный удельный импульс 457 с). Номинальное соотношение компонентов > = 6 длина двигателя 4,24 м, диаметр от 2,66 до 2,4 м, масса 3065 кг. [c.250]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...