Ступень полета

Секундный расход считаем постоянным. Поэтому, ограничиваясь одной ступенью полета, мы можем согласно выражениям (114) произвести замену переменного I на ц [c.39]

Несмотря на то, что их роль была выявлена с помощью анализа только одного уравнения движения, их достаточно, чтобы полностью охарактеризовать траекторию выведения для каждой ступени полета составной ракеты. При одинаковых проектно-баллистических параметрах различные траектории могут быть получены только вследствие изменения программы выведения. Но параметры программы не зависят от проектно-баллистических параметров и поэтому в их число не включаются, хотя выбор программы и входит в общую задачу проектирования. [c.43]

Получение столь значительных скоростей отброса трудно осуществить. Поэтому в настоящее время увеличение скорости ракеты достигается применением составной (многоступенчатой) ракеты. Части (ступени) такой ракеты после израсходования содержащегося в них топлива автоматически отделяются от ракеты. При каждом таком отделении ракета получает дополнительную скорость. Таким образом, последняя ступень ракеты получает скорость, обеспечивающую ее движение в виде спутника Земли или ее полет в космическое пространство (см. 77). [c.144]

На рис. 1.13.10 показаны схемы с оперением, которое служит для обеспечения статической устойчивости, а также используется для управления движением. В некоторых конструкциях предусматриваются дополнительные газодинамические органы управления, функционирующие на активном участке полета. Схема ступени, оставшейся после разделения, может сохраняться или видоизменяться в зависимости от назначения ступени и условий ее полета. Они могут быть выполнены по схемам неоперенных (рис. 1.13.10,а), оперенных бескрылых (рис. 1.13.10,6) и крылатых (рис. 1.13.10,й) летательных аппаратов. В первом случае оставшаяся ступень может быть последней и выполнять функции отделяющейся головной части. Во втором случае она осуществляет аналогичные функции (с той [c.120]

Для данного компрессора Цад и степень сжатия я зависят в основном от расхода О, который можно в обш,ем случае регулировать внешними условиями (скорость полета, площади проходных сечений и т. п.), и от числа оборотов рабочих колес, создающих напор. Для данного компрессора существуют расчетные наивыгоднейшие режимы работы, для которых т]ад имеет наибольшее значение. Максимальные значения Цад зависят от типа, назначения и условий работы компрессора. В лучших авиационных компрессорах в одной ступени со степенью сжатия я 1,5—1,4 достигаются значения т)ад 0,87—0,88. [c.106]

Ракетные двигатели легки, могут работать в пустоте и способны развивать в течение короткого времени очень большие тяги, практически недостижимые для двигателей других типов. Например, в настоящее время имеются жидкостные ракетные двигатели с одним соплом, развивающие в полете тягу до 800 Т. На больших современных космических ракетах на первой ступени ставится несколько таких двигателей. Существуют ракетные двигатели на твердом топливе, которые развивают тягу в несколько тысяч тонн. [c.130]

В эксплуатацию был введен контроль дисков II-IV ступеней КНД двигателей Д-30 с периодичностью 100 10 ПЦН, что позволило исключить случаи разрушения дисков в полете (рис. 9.17). [c.484]

Рис. 9.31. Зависимость (а) положения вершины трещины от числа полетов после ее зарождения в диске I ступени КВД двигателя Д-30 от галтели / н от основания шлиц 2 VI (6) гистограмма распределения случаев разрушения дисков и обнаружения в них трещин в эксплуатации. Начало контроля с рекомендованной периодичностью соответствует 1984 году

Помимо того, оказалось, что при повышении усталостной прочности лопатки в районе бобышек ее разрушение происходило с некоторым опережением по полке, а далее в районе бобышек или этот процесс развивался одновременно. То есть изменение геометрии изменило напряженность лопатки, и ее разрушение происходило при большей наработке, но с другими закономерностями. Возникновение трещин но двум сечениям лопатки приводило к тому, что в результате разрушения по двум сечениям почти вся отделившаяся лопатка попадала в воздушный тракт двигате-пя. При своем движении в проточной части двигателя она создавала предпосылки для последующего механического повреждения остальных лопаток, что инициировало усталостное разрушения лопаток более высоких ступеней компрессора двигателя. Ранее имевшие место случаи разрушения лопаток по основанию у цапфы или у наружной полки не вызывали отделения всей лопатки, если не происходило отделения части лопатки по сложной траектории с возвращением к кромке лопатки, у которой она стартовала. В конечном итоге разрушение лопатки по двум сечениям приводило к отказу двигателя в полете, и такой вид дефекта уже стал опасным для работы двигателя. [c.575]

Последний полет самолета, а следовательно, работа лопатки с развивающейся трещиной, продолжался в течение 12 мин. Массивная лопатка первой ступени вентилятора имеет максимальный уровень резонансных напряжений на частоте 200 Гц. Если предположить, что в течение всего последнего полета лопатка имела резонанс на указанной частоте нагружения (т. е. на нее все время в полете действовала максимальная переменная нагрузка), то длительность ее работы составит 12 X 60 X 200 = 144000 циклов. Следовательно, даже если лопатка все время в полете находится в условиях резонанса с указанной частотой колебаний, когда и реализуется в ней максимальный уровень напряжения, то период роста трещины в ней мог быть реализован не менее чем в двух полетах. Трещина в лопатке в предыдущем полете уже была. [c.585]

Из оценки долговечности в 1,2 10 циклов на основе фрактографических исследований без данных о резонансной частоте лопатки может быть оценена максимально возможная частота ее колебаний из предположения о нагружении кратковременно в период роста трещины. Если предположить, что все резонансное нагружение лопатки реализовано в последнем полете, то есть за 12 мин, то получаем 1800 Гц. Для массивной лопатки первой ступени вентилятора такие колебания не могут быть реализованы даже при резком изменении условий воздействия, вплоть до "зонтичных колебаний диска из-за возможного срыва потока, если предположить, что первым разрушился обтекатель, и это вызвало указанный вид колебаний лопатки. Дальнейшее снижение предполагаемой продолжительности нахождения лопатки в резонансе до 9 с, что соответствовало предположениям комиссии по расследованию летного происшествия, дает еще более высокую частоту нагружения, что может быть реализовано только при очень низком уровне напряжения для такой массивной лопатки, как исследуемая лопатка вентилятора двигателя. [c.586]

На начальном этапе эксплуатации двигателей НК-8-2у имело место их воспламенение в полете и на земле из-за разрушения лопаток различных ступеней компрессора высокого давления (КВД). Так, например, при выполнении взлета из а/п Домодедово самолета Ил-62М № 86499 экипаж обнаружил падение оборотов роторов и срабатывание сигнализации "Пожар во 2-й мотогондоле". Эки- [c.590]

Периодичность осмотра поврежденных лопаток не может быть унифицирована даже применительно к одной лопатке (лопатке одной ступени двигателя). Длительность роста трещины по разным сечениям лопатки может отличаться в несколько раз. В рассматриваемых лопатках длительность роста трещины составила 25, 35 и 40 полетов при изменении расстояния от подошвы лопатки соответственно от 37 мм вплоть до ее основания. Наибольшая длительность роста трещины (ИЗ полетов) связана только с тем, что трещина после нанесения забоины зародилась в зоне надрыва и распространялась в зоне наклепанного материала, где на нее оказывали влияние остаточные напряжения. Реальное поведение материала после нанесения повреждения на лопатку соответствует данным о длительности в 25-30 полетов. Поэтому для всей лопатки необходимо было снизить период между двумя соседними осмотрами лопатки до 25 5 ч. Указанная продолжительность полетов между осмотрами при средней продолжительности полета [c.595]

Так, например, 24.04.95 г. во время захода на посадку самолета Ту-134 № 65087 при входе в глиссаду раздался резкий хлопок, и произошло падение оборотов левого двигателя. Экипаж выключил двигатель и благополучно совершил посадку с одним работающим двигателем. Инцидент произошел при снижении до высоты 500 м. При осмотре на земле обнаружено разрушение лопаток IV ступени "НА" КНД и повреждение лопаток КВД. Двигатель был снят с самолета. В результате изучения технического состояния двигателя было установлено, что его отказ в полете был обусловлен обрывом по цапфе спрямляющей лопатки направляющего аппарата IV ступени КНД и разрушением лопатки I ступени КВД. На момент отказа двигатель наработал с начала эксплуатации 14893 ч (8582 цикла), в том числе 2696 ч (1306 циклов) после последнего (четвертого) ремонта. Наработка "НА" соответствует наработке двигателя. [c.601]

В заключение следует указать на важную роль оценки полного периода работы лопаток с нанесенными на них повреждениями. Из-за того что размеры, места расположения повреждений и интенсивность их воздействия на материал раз.тичны, период зарождения трещины после нанесения повреждения может сокращаться более чем на порядок. Так, например, в лопатке VII ступени (см. № 17 в табл. 11.2) разрушение при наработке в эксплуатации около 500 ч или около 250 полетов ВС произошло из-за нанесения забоины (рис. 11.22). Забоина была связана с отворачиванием неправильно законтренного болта в двигателе. От момента осмотра двигателя при выполнении формы ТО до разрушения лопатки наработка двигателя НК-8-2у составила 90,9 ПЦН. Поэтому важно было понять, насколько эффективен был эксплуатационный контроль, при том, что монтаж двигателя был проведен некачественно. [c.604]

Применительно к случаю прижога кромок лопаток разной интенсивности в ремонте (№ 9, табл. 11.2) период роста трещины в них от повреждения составил от 60 до 100 ПЦН. Применительно к периоду работы лопаток после ремонта их относительная живучесть составила около 40-66 %. Итак, по всем лопаткам интервал разброса относительной живучести составил 35-66 %. Это означает, что применительно к лопатке VH ступени эксплуатация двигателя с поврежденной лопаткой происходила в интервале 40-90 полетов. [c.607]

Разрушение лопаток высоких ступеней компрессора, которые изготовлены из жаростойких или жаропрочных материалов, происходят в пределах существующего ресурса двигателя крайне редко. Они возникают в результате их повреждений of попадания постороннего предмета, от повреждений из-за разрушения лопаток предыдущих ступе- ней компрессора или из-за наличия в материале металлургического или иного дефекта (табл. 11.6). Длительность роста трещины в лопатках составляет от одной до нескольких сотен полетов. Одна из таких ситуаций с повреждением лопатки 10-й ступени КВД, возникшая в двигателе Д-ЗОКУ (№ 1 в табл. 11.6), рассмотрена ниже. [c.607]

Лопатки III ступени. В эксплуатации имели место случаи появления и развития усталостных трещин в лопатках III ступени двигателей серии НК-4 и НК-8-2у. В некоторых случаях эксплуатационного контроля трещины не были выявлены, и их развитие приводило к разрушению лопаток, что вызывало остановки двигателей в полете и служило инцидентом с ВС. Так, в последнем случае 25.02.2000 г. при наборе высоты самолетом [c.615]

Редукторы вертолетов испытывают в полете многочастотное вибрационное нагружение в результате многочисленных взаимодействий зубчатых колес разных ступеней при разной скорости их вращения [6]. В связи с. этим задача количественной оценки длительности роста трещин в зубчатых колесах считалась нерешаемой и поэтому не рассматривалась. Необходимость поиска подходов и путей ее решения при проведении расследований летных происшествий возникла в связи с отказами редукторов из-за разрушения их зубчатых колес (ЗК), что, как показано выше на примерах, приводило к тяжелым летным происшествиям. Необходимость исключения повторения указанных происшествий потребовала не только идентифицировать природу возникновения очага разрушения для устранения причин появления усталостных трещин. Стало актуальным решение вопроса о том, чтобы появляющиеся в ЗК по различным причинам усталостные трещины могли быть выявлены с обоснованной периодичностью вводимого на практике неразрушающего контроля. Рекомендуемая периодичность могла быть обоснована только по результатам исследования кинетики усталостных трещин, и продолжительность эксплуатации между двумя соседними осмотрами редуктора не должна была превышать времени роста трещин до критических размеров. [c.679]

Космические скорости — начальные скорости последних ступеней ракет-носителей, характеризующие гравитационное поле нашей планеты. К настоящему времени практически достигнуты][так называемая первая космическая скорость (7,9 км/сек), при которой летательные аппараты могут совершать полеты вокруг Земли по круговым и эллиптическим орбитам, и вторая космическая скорость (11,2 км/сек), достаточная для совершения полетов к другим планетам солнечной системы. [c.409]

Орбиты спутника и последней ступени ракеты располагались на больших высотах в весьма разреженных слоях атмосферы. Тем не менее наличие сил сопротивления все же вызвало изменение (эволюцию) орбит. Для первых оборотов спутника период обращения уменьшался за сутки на 1,8 сек. Ракета-носитель тормозилась еще более энергично она вошла в плотные слои атмосферы и разрушилась 1 декабря 1957 г., тогда как спутник просуществовал до 4 января 1958 г., совершив в течение 92 суток около 1400 оборотов вокруг Земли. Экспериментальное определение реальных значений плотности верхних атмосферных слоев составило один из основных научных результатов, полученных в итоге полета первого спутника. [c.425]

В конце активного участка скорость последней ступени несколько превышала местную вторую космическую скорость и траектория станции была близка к гиперболе. Затем под действием силы земного притяжения скорость ее постепенно уменьшалась на высоте 1500 км она составляла лишь немногим больше 10 км сек, а на высоте 100 000 км снизилась до 3,5 км сек. Продолжительность полета до Луны составила 34 час. При этом во время наибольшего сближения с ней станция находилась на расстоянии 5—6 тыс. км от лунной поверхности. [c.429]

Принципиально эти схемы не отличаются от уже рассмотренных схем летательных аппаратов. До разделения схема многоступенчатого аппарата может быть принята управляемой неоперенной или управляемой оперенной. Последняя схема может применяться в различных модификациях, о-которых говорилось ранее. Эти схемы могут быть отнесены и к ступеням летательного аппарата, оставшимся после разделения. Однако для многоступенчатых аппаратов характерны определенные особенности в их аэродинамической компоновке, обусловленные тактикотехническими требованиями, предъявляемыми к аппарату в целом (до разделения) и к отдельным ступеням. Аппарат в целом должен быть управляемым, и устойчивым в полете. В этих целях в схеме неоперенного летательного аппарата предусматриваются газодинамические органы управления. При этом не-оперенный корпус может и не обладать статической устойчивостью. [c.120]

Многолетний опыт эксплуатации авиационных ГТД показывает, что усталостные повреждения титановых дисков вплоть до разрушения различных ступеней компрессоров разных типов двигателей происходят в различных зонах дисков и при разной их наработке (табл. 9.1). Причины появления и распространения усталостных трещин в дисках различны и могут быть связаны с исчерпанием их циклической долговечности по критериям МНЦУ, МЦУ или МНЦУ/МЦУ в расчетных или нерасчетных условиях работы дисков и наличием или отсутствием факторов, снижающих усталостную прочность дисков и имеющих производственную или эксплуатационную природу. Последствия от разрушения дисков таковы, что двигатель утрачивает полностью свою работоспособность (рис. 9.1). Поэтому при отказе двигателя в полете из-за разрушения диска возникает предпосылка к летному происшествию, в том числе и из-за титанового пожара двигателя. [c.464]

В качестве объекта испытаний был выбран диск I ступени КНД с эксплуатационной усталост-. ной трещиной в одном из его межназовых выступов под замки лопаток, что позволило существен- i но сократить длительность испытаний. Трещина по поверхности длиной около 7 мм была выявлена j ультразвуковым методом контроля и располага- лась на галтельном переходе боковой грани высту- па в дно паза. Наработка диска в эксплуатации на i момент обнаружения трещины составила 14428 ч за 8656 полетов. [c.477]

Итак, анализ особенностей разрушения дисков, используемых в разных ступенях компрессора двигателя Д-30, показывает, что в зависимости от состояния материала диска, условий его нагружения и зон зарождения трещин разрушение материала может определяться механизмами МНЦУ, МЦУ или их сочетанием. Наименьшая продолжительность периода роста трещины была отмечена у чувствительного к форме цикла нагружения материала в сл Д1ае его нагружения в области МЦУ с высокой асимметрией цикла порядка 0,95. В этом случае имеет место наибольшая степень повреждения материала за ПЦН и продвижение трещины за один полет может достигать в центральной части полотна диска 10 мм. [c.505]

Так, например, 10.09.96 г. в полете экипаж самолета Ту-154М № 85754 обнаружил увеличение вибрации на "2-й СУ" на 15 % относительно установленной нормы. Экипаж снизил режим работы двигателя и продолжил полет до а/п назначения. При осмотре двигателя "2-й СУ" было обнаружено разрушение деталей газовоздушного тракта. Разрушение лопаток "НА" КНД, рабочих лопаток И и П1 ступени КНД, I ступени КВД двигателя яви- [c.575]

В полете самолета Руслан имело место разрушение части лопаток первой ступени вентилятора двигателя Д-18. Лопатки изготовлены из титанового сплава ВТЗ-1 с глобулярной структурой. Осмотр двигателя при посадке самолета показал, что он не имеет обтекате.дя. Разрушены по основа- нию две лопатки, еще в трех лопатках, также по основанию, имели место трещины протяженностью вплоть до 20 мм со стороны входной кромкн, а часть лопаток вблизи зоны разрушения деформирована (рис. 11.9). [c.581]

Двигатель наработал с начала эксплуатации 14901 ч (7075 циклов), в том числе 2585 ч (1060 циклов) после последнего (пятого) ремонта. В процессе эксплуатации двигателя после последнего ремонта осмотр рабочих лопаток компрессора выполнялся 51 раз. Последний осмотр рабочих лопаток IV и VIII ступеней КВД производился при наработке двигателя после последнего ремонта 2556 ч (1042 цикла), т. е. за 29 ч (18 циклов) до разрушения. Все это указывало на то, что в момент последнего осмотра лопатки имели пе только повреждения, но и усталостные трещины. Поэтому важно было установить эффективность эксплуатационного контроля лопаток, а также мог ли быть предупрежден инцидент с пожаром двигателя в полете. [c.598]

Подсчет числа регулярных мезолиний, по которым в данном случае ведется оценка длительности роста трещины в полетах, показал, что она составляет около 80 ПЦН. При этом относительная продолжительность периода роста трещины составила не менее 50 %, если исходить из предположения повреждения лопатки сразу же после ее последнего ремонта. Полученная оценка длительности роста трещины не противоречит представлениям о длительности роста трещин в лопатках последних ступеней, как это было установлено, например, для стальной лопатки X ступени КВД двигателя Д-30 самолета Ту-134. [c.608]

Самолет после последнего ремонта и без последующего осмотра в эксплуатации лопаток наработал 1877 ч. Поэтому однозначно можно утверждать, что отказ двигателя в полете был связан с первоначальным повреждением одной из лопаток X ступени КВД из-за попадания в проточную часть двигателя постороннего предмета в процессе эксплуатации после последнего ремонта. Попадание постороннего предмета вызвало деформацию пера лопатки, изменение ее резонансных характеристик, а также изменение уровня вибронапряженности из-за нарушения обтекания газовым потоком ее профиля. Разрушения остальных шести лопаток были также связаны с изменением в резонансных характеристиках этих лопаток из-за нанесенных на них повреждений с той лишь разницей, что деформации перьев этих лопаток явились следствием ударов отделившейся части пера первоначально разрушившейся лопатки. [c.611]

При такой кинетике разрушения период развития многоцикловой усталостной трещины, рассчитанный но общему числу макролиний и блоков мезолиний, составляет около 190 полетов самолета для лопатки с максимальной наработкой на двигателе № А82У122108. Последняя проверка рабочих лопаток П1 ступени турбины этого двигателя по бюллетеню № 1043-БЭ проводилась за 74 ч до разрушения лопатки, что при средней продолжительности полетов за период после последнего ремонта двигателя в 2,6 ч составляет около 30 полетов. Из графика на рис. 2.25 видно, что 30 полетов до разрушения лопатки в момент ее проверки трещина в лопатке имела длину около 15-16 мм. Однако она не была выявлена при последнем контроле лопатки в то время, как опыт эксплуатации двигателей НК-8-2у показывает, что технология проверки [c.619]

Что касается корабля Спейс Шатл ( Космический челнок ), то его конструкция должна отвечать требованиям, связанным с усталостью, ползучестью, равно и с большим сроком службы. Орбитальная ступень системы Шатл может быть запущена около 500 раз, она будет эксплуатироваться в течение 10-летнего периода, в том числе в условиях атмосферного полета и посадки. Хотя перечисленные выше соображения имеют в данном случае меньшее значение, чем в самолетах, они обязательно должны быть учтены при разработке. [c.97]

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]

Положительные результаты стендовых испытаний позволили в 1974—1975 гг. приступить к летным испытаниям турбовентиляторного двигателя, лопатки третьей ступени которого были полностью выполнены из боралюминия. Летные испытания проводились на самолете F-111B. Программа испытаний включала полеты самолета с двумя двигателями, оснащенными лопатками из композиционного материала. Лопатки были изготовлены из алюминиевого сплава 6061, армированного волокнами борсик. Замковая часть лопаток в виде ласточкина хвоста изготовлена из титана. Передняя кромка лопатки имела никель-кобальтовое покрытие, осажденное электрохимическим способом на готовую лопатку, предназначенное для защиты от повреждения посторонними предметами. Лопатки из композиционного материала на 40% легче вентиляторных лопаток, изготовленных из титана. Расчеты показывают, что применение этих лопаток позволит снизить массу двигателей на 15—20% [177]. [c.235]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...