Отсек хвостовой

Двигатель размещается на конической раме, закрепленной на оболочке хвостового отсека. Хвостовой отсек выполнен в виде короткой подкрепленной цилиндрической оболочки. В качестве элементов крепления используются внешние стрингеры и два торцевых шпангоута. В верхней части отсека располагаются узлы крепления первой ступени. Хвостовой отсек закрепляется на заднем торцевом шпангоуте топливного отсека. [c.189]

Для управления спускаемым аппаратом имеются элевоны и вертикальные стабилизирующие поверхности, снабженные рулями направления. В хвостовом отсеке установлены ракетные двигатели системы управления и стабилизации и тормозной двигатель. Для балансировки аппарата при [c.128]

Механическое повреждение площадью 10 мм и глубиной 1 мм при замене хвостового отсека [c.634]

Многое еще предстоит усовершенствовать в области создания технологической базы, обеспечивающей массовое производство деталей из композиционных материалов. Следует подчеркнуть, что мероприятия, обеспечивающие надежное внедрение технологии массового производства в гражданскую авиацию, должны стать частью правительственных и промышленных программ. Они должны включать в себя также проектирование, изготовление и летную эксплуатацию нескольких основных и вспомогательных узлов и агрегатов, таких, как крылья, отсеки фюзеляжа и хвостового оперения, аналогичных рассмотренным в этой главе. [c.77]

Первой деталью, выбранной для этой программы, была хвостовая секция самолета Г-111, расположенная между двумя двигателями. Деталь имела следующие размеры полную длину 3764 мм (от отсека фюзеляжа, расположенного на отметке 610, отсчитываемой от носовой точки самолета, до отсека, расположенного на отметке 770), глубину 1219 мм, ширину 914 мм. Предназначенная для испытаний задняя (расположенная между отметками 673— 770 от носовой точки) секция этой детали имела длину 2464 мм. Передняя часть детали была спроектирована так, чтобы обеспечить разрушение в испытательной секции. Одной из задач программы являлось исследование возможностей применения трех типов перспективных композиционных материалов эпоксидных боро- и углепластиков и алюминия, армированного борными волокнами. Вследствие сокращения поставок борных волокон вскоре после начала выполнения программы основное внимание было уделено углепластикам. Для упрощения технологии и снижения стоимости оборудования форма поперечного сечения первой фюзеляжной детали была выбрана постоянной в отличие от основной алюминиевой конструкции, имеющей переменное сечение. Расчетные нагрузки определяли из типовых критических расчетных условий для каждого узла. [c.159]

Из изложенных в этом параграфе данных о роли холодного отсека следует вывод о применении приводных турбин питательных насосов, работающих на холодном паре, как источников пара для теплоснабжения и регенеративного подогрева питательной воды. В отличие от КЭС, где приводные турбины частично решают задачу разгрузки хвостовой части турбоустановки и тем самым повышают ее мощность, на ТЭЦ эта функция приводных турбин отпадает. Включение приводной турбины по схеме, принятой для блока К-300-240 и затем Т-250-240 параллельно ЦСД, не приводит к повышению экономичности в сравнении с вариантом привода от главного вала, который при сравнении схем часто принимают за объективный оценочный стандарт (эталон). Повышение экономичности на крупных теплофикационных блоках с промежуточным перегревом может быть достигнуто применением приводной турбины, работающей на паре из ЦВД (не проходившем промежуточный перегрев) с отборами для целей регенеративного подогрева или отпуска теплоты внешним потребителям при давлении выше предельно допустимого рг или давлении pi, как это было установлено для холодного отсека. [c.190]

Определить расчетные случаи часто бывает довольно сложно. Однако для ряда отсеков и агрегатов ракет некоторые из таких случаев можно указать заранее. Например, узлы крепления двигателя рассчитывают на случай запуска при действии максимальной динамической перегрузки, узлы крепления агрегатов, внутри корпуса — на случай действия максимальных перегрузок п . и хвостовой [c.273]

При сборке отсеков вместе с лонжероном последний закладывают в стапель н фиксируют по стыковым узлам центроплана с консолями крыла. Носовые или хвостовые части нервюр устанавливают на ложементы и фиксируют прижимами или по сборочным отверстиям, после чего крепят нервюры к лонжеронам и устанавливают стрингеры. [c.289]

Собирать каркас крыла начинают с установки лонжеронов и их крепления зажимами. К закрепленным лонжеронам устанавливают и крепят отсеки собранных средних частей нервюр. После этого устанавливают носовые и хвостовые отсеки, фиксируя их на ложементах эксцентриковыми зажимами. [c.313]

Проектировщики применили очень лаконичную силовую схему фюзеляжа, состоящую из двух поперечных силовых шпангоутов, разделяющих фюзеляж на несколько отсеков кабину для двух членов экипажа, отсек для полезной нагрузки (сидя на корточках там помещались четыре солдата), топливный отсек в нижней части фюзеляжа, моторный отсек в хвостовой части и отсек редуктора несущего винта. Нетрудно заметить, что все сосредоточенные силы тяга несущего винта, нагрузка от полозков шасси и т.п. — воспринимаются самым рациональным способом. [c.12]

Для вертолета Ка-50 силовая схема фюзеляжа представляет собой конструкцию в виде ствола , образованного четырьмя плоскими поверхностями, пронизывающими фюзеляж по всей длине (в виде ствола), и расчлененного силовыми диафрагмами (шпангоутами) на ряд функциональных отсеков. Внешние обводы фюзеляжа (кроме хвостовой балки) не несут каких-либо нагрузок, кроме аэродинамических и инерционных от собственной массы, и могут легко видоизменяться. Такое решение позволило коренным образом упростить проблемы доступа к агрегатам при сборке, ремонте и обслуживании при обеспечении необходимой прочности и жесткости конструкции. [c.12]

Рис. 3.14.5. Установка качалок и присоединение к ним тяг а — дифференциальный узел б — установка качалок ручного управления в редукторном отсеке в — типовая установка качалок в хвостовой балке

Расстояние между шпангоутами меняется в пределах от 350 до 800 мм в зависимости от размеров шпангоутов и толщины обшивки. Шаг стрингеров в зависимости от типа балочного фюзеляжа равен примерно 100—250 мм. В хвостовом отсеке фюзеляжа часть стрингеров обрезают, так как иначе они будут расположены слишком часто. Места обреза стрингеров располагают на разных шпангоутах во избежание резкого ослабления сечения. Толщина обшивки 0,8—8 мм. [c.241]

В хвостовой части средней платформы имеются люки 9 для заполнения отсеков платформы противовесом. [c.163]

Служебное торможение вызывается снижением дав-ч .ления в магистрали темпом 0,01—0,03 МПа (0,1—0,3 кгс/см ) за 1 с. Перепадом давлений со стороны золотниковой камеры ЗК (запасного резервуара) и камеры МК магистральный поршень 23 перемещается вправо (по рисунку) вместе с отсека-тельным золотником 13 на длину свободного хода и перекрывает уплотнительным кольцом отверстие 22. Тормозная магистраль сообщается каналами 17, 16, 15, 14 с полостью КДР, что обеспечивает распространение процесса разрядки магистрали и срабатывание тормозов до хвостовой части поезда. [c.17]

Самый богатый газ получается в начале обжига — в первых камерах всасывания, а по мере выгорания серы концентрация БОг убывает. Чтобы избежать разбавления богатых газов, всасывающую камеру делят на части и отбирают газ из головных отсеков, а из хвостовых выбрасывают. Недопустимость этого из-за загрязнения атмосферы очевидна, поэтому бедный газ лучше оборачивать (рис. 88). [c.237]

Двигатели, предназначенные для ориентации ИСЗ и КА, выносят возможно дальше от их продольной оси для достижения более высокого плеча момента. Рулевые двигатели ступеней PH и БР размещают снаружи хвостового отсека и для защиты от аэродинамического нагрева и уменьшения аэродинамического сопротивления закрывают их соответствующим кожухом. Стартовый самолетный ЖРД после взлета самолета и выключения может электроприводами убираться в хвостовую часть фюзеляжа. [c.353]

Компоновка ЖРД зависит от типа его закрепления в хвостовом отсеке и от числа основных узлов и агрегатов (камер, ТНА, ЖГГ). [c.354]

Четыре ЖРД на шарнирном подвесе располагают в хвостовом отсеке так, чтобы оси их поворота пересекались на продольной оси отсека. [c.354]

Для упрощения производства, снабжения запасными частями и технического обслуживания самолета предусмотрена взаимозаменяемость многих парных элементов конструкции и систем. Взаимозаменяемы левый и правый двигатели (коробка приводов размещается в двигательном отсеке планера самолета), подкрыльные пилоны, консоли хвостового оперения. К бортовому оборудованию, системам самолета и силовой установке обеспечен свободный доступ. [c.110]

РЛ4-2 отличалась от первой модели использованием дюралюминиевой головки, несущей контейнер метеоприборов с парашютом, раскрытие которого предусматривалось вышиб-ным автоматом введением в средней части корпуса ракеты арматурного отсека с редуктором давления воздуха применением дюралюминиевого хвостового оперения. [c.247]

РЛА-3 отличалась от РЛА-2 наличием приборного отсека с двумя гироскопами с воздушным дутьем, управлявшими с помощью пневматических сервоприводов и механических тяг двумя парами воздушных рулей, размещенных в хвостовом оперении. Однако изготовление опытного образца РЛА-3 так и не было завершено. [c.249]

Первый вариант 217/1 представлял собой ракету по нормальной самолетной схеме. Корпус ракеты имел цилиндрическую форму с обтекаемой носовой частью и слегка коническим отсеком на хвосте. Крыло свободнонесущего типа имело нижнее расположение. Хвостовое оперение состояло из стабилизатора, рулей высоты, киля и руля направления. В центральной части корпуса была расположена камера порохового ракетного двигателя. [c.265]

Четырехмашинный агрегат и силовой трансформатор устанавливают после полной закладки отсеков хвостовой части платформы противовесом и заглушки отсеков. [c.449]

Р-5 имела жидкостный маршевый двигатель РД-103 конструкции Валентина Глушко тягой в 41 тонну, созданный на базе двигателя ракеты Р-1 путем его максимального форсирования, снабженный специальным сопловым насадком. Оба бака (окислителя и горючего) стали несущими и оснащались системой уменьшения невыработанных остатков топлива, приборы системы автономного управления (СУ) располагались в двух отсеках - хвостовом (над двигателем) и межбаковом и дополнялись приборами радиоуправления боковой дальностью, позволяющей уменьшить рассеивание головньгх частей на максимальной дальности. Для управления на активном участке полета применялись сверх- [c.406]

В связи с этим есть основания полагать, что в лонжероне № 1 датчик зафиксировал наличие трещины до нескольких полетов, после которых произошел обрыв лопасти. Это подтверждается еще одним случаем обнаружения трещины в лонжероне лопасти несущего винта вертолета Ми-8МТВ-1 НК 3908 при наработке вертолета в эксплуатации 1354 ч 36 мин. Согласно техническому акту датчиком-сигнализатором была выявлена трещина между 7-м и 8-м хвостовыми отсеками лонасти, что соответствует относительному радиусу около 0,5. Трещина была расположена на задней стенке лонжерона и но нижней полке имела длину около 32 мм. Эта трещина близка по размеру к трещине в лонжероне № 2. Причем нагружен-ность сечения лонжерона на относительном радиусе около 0,5 является промежуточной между лонжеронами № 1 и 2. Из этого следует, что при прочих равных условиях датчик-сигнализатор в рассматриваемых лонжеронах вертолетов типа Ми-8МТВ позволяет выявлять трещины достаточно небольших размеров на относительных радиусах лопасти, где имеет место большая и меньшая на-груженность материала. После срабатывания дат- [c.663]

В начале 1963 г. конструкторский коллектив С. В. Ильюшина передал на летные испытания опытный образец самолета Ил-62 (рис. 122) с четырьмя турбовентиляторными двигателями конструкции Н. Д. Кузнецова — межконтинентального пассажирского лайнера, предназначаемого для работы в различных климатических условиях на авиалиниях большой протяженности и на авиалиниях средней протяженности с интенсивными пассажиропотоками. Поступивший затем в серийное производство, этот самолет вмещает до 186 пассажиров, развивая с полной нагрузкой крейсерскую (рейсовую) скорость до 900 км1час (см. табл. 25). Турбовентиляторные двигатели его, подобно двигателям самолета Ту-134, размещены в хвостовой части фюзеляжа, а суммарная мощность их подобрана так, что самолет может взлетать при отказе одного из двигателей, продолжать попет при отказе двух двигателей и уходить на второй круг при заходе на посадку с одним или двумя неработаю-шдми двигателями. Для уменьшения веса конструкций крыла и фюзеляжа в нем использованы крупногабаритные элементы — монолитные панели и баки-отсеки. [c.396]

Локальный конвективно-радиационный нагрев до 200°С в течение 1,5 ч (это характерно для технологической операции склеивания, например, хвостовых отсеков лоцастей несущего винта вертолета) приводит к полному снятию эффекта упрочнения. При локальном кондуктивном нагреве в тех же режимах, что и конвективно-радиационный, сопротивление усталости снижается в 2 раза меньше, чем при локальном конвективнорадиационном нагреве. [c.335]

Общая сборка каркаса центроплана в стапеле при сборке отсеков без лонжеронов производится в слёдующей последовательности. Лонжероны стыковыми узлами вставляют в фиксаторы стапеля и крепят штырями, УУ (см. фиг. 348). По средним частям лонжероны фиксируют винтовыми зажимами 7. Сначала в стапель закладывают средние отсеки и крепят их к лонжеронам. Собранные хвостовые н носовые отсеки устанавливают в стапель на ложементы и крепят к лон- жеронам. После окончательного крепления всех нервюр зачищают и контролируют плоскости под обшивку. Плоскости каркаса контролируют продольными и поперечными шаблонами. Прямолинейные участки плоскости обтекания проперяют контрольной линейкой. Для определения точности установки нервюр разъема на стыковые узлы центроплана навешивают макетные части консолей крыла (см. схему стыковки основных агрегатов, приложение 4). При совпадении обводоз центроплана с макетами обеспечивается точность стыковки агрегатов крыла. [c.292]

Первый. участок цеха не имеет, поточного процесса. В неподвижных стапелях J собирают лонжероны центроплана с металлическими узлами. Затем лонжероны подают на рабочие места 2, где собирают сразу в одном приспособлении лобовые и хвостовые отсеки. На участке проложен рельсО ВЫй путь 3. Тележка 4 служит для подвозки деталей к местам (приемки 5 для пОдачи собранных лонжеронов к рабрчим местам сборки отсеков н для транспортирования готовых отсеков в промежуточный склад 6. [c.303]

Так, боропластики находят применение при изготовлении профилей — балок, стрингеров, панелей для изготовления лопастей несущих и хвостовых винтов вертолетов, отсеков фюзеляжа и общивки крыльев. Почти в два раза повышается прочность труб из однонаправленного боропластика по сравнению с такими же трубами из стеклопластиков [112J. [c.7]

Рис. 106. Лунный отсек корабля Аполлон 1 — стыковочный люк, 2 — антенна метрового диапазона волн, 3 — стыковочная мишень, 4 — хвостовая секция взлетной ступени для раз-ме цения оборудования, 5 — блок вспомогательных двигателей, 6 — антенна, работающая в диапазоне частот С, 7 — источник света, 8 — посадочное шасси, 9 — тарельчатая пята ноги шасси, 10 — антенна радиолокатора системы управления посадкой, 11 — средняя секция взлетной ступени, 12 — двигатель посадочной ступени, 13 — площадка у переднего люка, 14 — лестница для спуска на поверхность Луны, 15 — передний люк для выхода на поверхность, 16 —треугольное окно для командира корабля, 17 — импульсны источник света, 18 — серповидная антенна приемника метрового диапазона, 19 — фиксированная антенна, работающая в диапазоне частот 8, 20 — антенна радиолокатора для встречи на орбите, 21 — герметичная кабина космонавтов, 22 — поворотная антенна, работающая в диапазоне частот 5, 13 — инерциальный измерительный блок, 24 — окно в потолке для наблюдения при встрече и стыковке с основным блоком.

Закрештение ЖРД в хвостовом отсеке. Двигатели могут быть закреплены жестко к силовому шпангоуту через раму или могут быть отклоняемыми, для чего их устанавливают на шарнирном или карданном подвесе. Для уменьшения мощности, потребной для отклонения двигателя, желательно прохождение осей шарнирного или карданного подвеса через центр масс двигателя, который обычно находится в области горловины сопла. Однако из конструктивных соображений карданный подвес двигателя часто размещают в области головки камеры. [c.354]

Обычно камеры устанавливают параллельно продольной оси хвостового отсека при наличии их разнотяговости может возникнуть недопустимо большой эксцентриситет тяги двигателя, для ликвидации неблагоприятного влияния которого необходима повышенная мощность системы управляющих моментов и сил. Можно упростить решение этой задачи путем некоторого наклона оси камер, который обеспечивает прохождение их оси через центр масс ЛА, но в этом случае приходится мириться с некоторой потерей тяги двигателя. [c.354]

В то время как строился исследовательский центр в Пенемюнде, приближалась к концу и работа над ракетами А-3 . Ракета А-3 имела высоту 6,5 метра и диаметр 70 сантиметров. Ее носовая часть бьша заполнена батареями. Под ними размещался отсек с приборами, в число которых входили барограф и термограф с миниатюрной автоматической кинокамерой, фотографировавшей в полете их показания. Имелось также аварийное устройство отсечки топлива, действовавшее с помощью сигнала по радио. Ниже отсека с приборами бьш расположен бак с кислородом, внутри которого помещался меньший бак с жидким азотом. Затем шел отсек с парашютом, потом бак с горючим и, наконец, ракетный двигатель. Четыре пера хвостового стабилизатора своими нижними концами крепились к кольцу из пластмассы диаметром 254 миллиметра. Полный стартовый вес ракеты составлял 750 килограммов. [c.142]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...