Оптимальная тяга двигателя

На двух последних рисунках показаны траектории перелета с круговой орбиты ожидания малой высоты, плоскость которой наклонена относительно плоскости экватора под углом 28° (широта мыса Кеннеди), на синхронную экваториальную орбиту. Оптимальный перелете двигателем большой тяги (рис. 16) требует только двух импульсов, причем поворот плоскости орбиты производится в основном с помощью второго импульса. [c.175]

Автоматическая обработка измерительных сигналов может проводиться на различных режимах. К обработке в темпе измерений прибегают в случаях, когда необходимо корректирование режимов работы объекта. Например, при снятии дроссельных характеристик тепловых двигателей требуется измерять значения тяги двигателя при различных количествах сжигаемого в единицу времени топлива, сохраняя при этом постоянство состава горючей смеси. Исследование производится путем изменения подачи одного из компонентов топливной смеси с помощью программного регулятора расхода. Функции автоматического стабилизатора соотношения компонентов горючей смеси могут быть при этом переданы устройству автоматической обработки, которое, вычисляя по сигналам измерительной аппаратуры действительно реализуемое соотношение, выдает сигналы для управления расходом второго компонента. При этом результаты вторичной обработки выводятся лишь в моменты достижения заданного значения соотношения. Другим примером является случай поиска максимума критерия оптимальности за счет перестройки режимов работы объекта непосредственно по сигналам аппаратуры и фиксацией значений измеряемых параметров (параметров режима) только при достижении области максимума критерия. [c.175]

Формирование синтезирующей модели начнем с нижнего уровня иерархии, на котором требуется найти оптимальное управление тягой двигателя обеспечивающее вертикальный подъем метеорологической ракеты на максимальную высоту, при условии, что сила тяги двигателя ракеты и запас топлива ограничены. Движение ракеты описывается системой дифференциальных уравнений [c.113]

Синтез оптимальных значений технических характеристик ракеты (верхний уровень иерархии модели) заключается в расширении задачи нижнего уровня путем введения второй критериальной функции — функции сложности, которая в данном случае представлена как зависимость стоимости ракеты от ее технических характеристик Мо—массы топлива на борту ракеты в момент старта /о — характеристики качества топлива а — характеристики аэродинамического совершенства конструкции ракеты, влияющего на лобовое сопротивление — максимально допустимой -ТЯГИ двигателя. [c.115]

П.6. Коррекция с ограниченной тягой двигателя. Рассмотренная импульсная коррекция межпланетной траектории КА отвечает идеализированному случаю использования двигателя с неограниченно большой тягой. Естественно возникает вопрос, как изменятся полученные рекомендации для оптимальной по расходу топлива стратегии проведения коррекции при использовании двигателя с ограниченной тягой. Такая задача исследована в работе [П.2] в обш ей постановке, когда допускается регулирование тяги двигателя от нуля до заданной максимальной величины при условии, что скорость истечения газов из сопла остается неизменной. Определяется оптимальный закон изменения вектора тяги по времени (т. е. величина и направление) из условия минимизации суммарных затрат топлива на коррекцию известных ошибок терминальных параметров движения. [c.434]

Оптимальные значения параметров Лф, определяются по критерию минимума дисперсии выходного сигнала (тяги двигателя) [c.148]

Фиг. 1.29. Определение оптимальной удельной тяги при постоянных величинах тяги двигателя и времени горения топлива.

Оптимальный закон непрерывного изменения тяги двигателя будет, очевидно, включать две фазы. В первой фазе общая тяга будет оставаться постоянной и непрерывно будут расходоваться только массы топлива и топливных баков, до тех пор, пока ускорение не достигнет достаточно большого значения. Затем, во второй фазе, тяга двигателя будет уменьшаться и, следовательно, будет непрерывно уменьшаться вес двигательной установки. Обозначим символом / тягу в первой фазе, в которой масса и [c.732]

Следовательно, если принять зависимость (8.66) как исходную, то надежность резервированной двигательной установки будет зависеть от тяги двигателей и можно найти оптимальное значение тяги или числа двигателей, при котором получена максимальная надежность системы. [c.372]

При 0- 0, когда надежность двигателя не зависит от тяги, оптимальная тяга [c.373]

Г и б б с А., Оптимальная программа изменения тяги двигателя при горизонтальном полете. Сб. переводов, Оборонгиз, 1959. [c.317]

Этот стандарт не является обязательным для тепловозов, однако его применение желательно в целях возможно большей унификации элементов электрооборудования (двигателей, аппаратов и их узлов) и технологии их изготовления для электрической и тепловозной тяги. Применение напряжений 1650 и 3300 в для тепловозов нецелесообразно, так как требует повышенной изоляции, увеличивает габариты двигателей и аппаратов и затрудняет коммутацию. Практика показывает, что при мощности генераторов, применяемых в современных тепловозах, напряжения 700 — 1000 а дают оптимальные результаты для конструкции генераторов и двигателей. Следует выбирать максимальное рабочее напряжение тепловоза не свыше 700 а при мощности дизеля менее 1000 л. с. и не свыше 950 а для больших мощностей. [c.586]

Двухконтурные турбореактивные двигатели с задним расположением вентилятора (с турбовентиляторной приставкой) создавались в 60-е годы на базе серийных, хорошо зарекомендовавших себя в эксплуатации ТРД, которые использовались в качестве газогенератора внутреннего контура (рис. 8). Турбовентиляторная приставка увеличивает тягу и повышает экономичность ТРД. Связь между приставкой и внутренним контуром — чисто газодинамическая. Турбовентиляторная приставка выполняется в виде двухъярусного колеса (внутренние лопатки — турбинные, внешние— вентиляторные). Окружная скорость вращения такого колеса невелика, а следовательно, невелики мощность турбинной части приставки и степень повышения давления вентилятора Вследствие этого выбор оптимального соотношения между и степенью двухконтурности не всегда возможен. Кроме того, по- [c.17]

При отказе двигателя вертолет имеет возможность совершить посадку на режиме авторотации в этом случае при снижении вертолета с постоянной скоростью тяга несущего винта остается постоянной. Установившаяся скорость снижения вертолета на этом режиме даже при полете вперед весьма велика, поэтому режим авторотации используется обычно как аварийный. Крайне важно, чтобы летчик выполнял своевременные и правильные действия, обеспечивающие оптимальную траекторию полета в начале и конце маневра. [c.307]

Как видно из уравнения (3), для минимизации изменения массы аппарата и, следовательно, расхода топлива в случае двигателей большой тяги с постоянной скоростью истечения необходимо минимизировать интеграл по времени от реактивного ускорения. Из уравнения (4) следует, что для минимизации расхода топлива в случае двигателей малой тяги с постоянной мощностью на выходе необходимо минимизировать интеграл по времени от квадрата реактивного ускорения. Уравнения (3) и (4) позволяют при постановке оптимальных задач рассматривать только параметры движения космического аппарата вне зависимости от его массы, мощности на выходе или скорости истечения. Можно показать, что даже для многоступенчатых ракет минимизация правых частей уравнений (3) и (4) ведет к максимизации полезной нагрузки при условии, что величина тяги может произвольно изменяться. [c.164]

Ниже рассматриваются отдельные задачи о перелетах между эллиптическими орбитами в ньютоновом гравитационном поле. В случае двигателя большой тяги и незакрепленного времени полета решение оптимальной задачи дает абсолютный минимум расхода топлива. Для двигателей малой тяги с ограниченной мощностью абсолютный минимум расхода топлива стремится к нулю, но время полета при этом должно быть бесконечно. Поэтому обсуждаемые здесь перелеты с двигателями малой тяги соответствуют асимптотическим решениям оптимальной задачи, когда время полета становится очень большим. Например, перелеты между орбитами спутников Земли представляют ограниченный интерес, так как из-за весьма малого ускорения от тяги ионного двигателя продолжительность перелета будет довольно большой. [c.164]

Объемная удельная тяга, 592—598 Огневая связь РДТТ, 356—359 Онест Джон , 29—30 Определение оптимальных параметров конструкции РДТТ, 327—346 Определение оптимальной степени уширения сопла, 413—418 Оптимальная тяга двигателя, 708— [c.787]

Из анализа графиков рис. 8.11 следует, что при заданной тяге двигательной установки имеется оптимум о,85 тяги двигателей. Чем сильнее зависимость Р = Р(У б), тем ярче выражается опти- 0 8 мум по тяге и величина оптимальной тяги двигателей смепхается в сторону меньших значений. [c.373]

В реальном полете изменение угла тангажа при постоянной тяге двигателей приведет, конечно, к плавному изменению скорости и высоты полета. Это не нарушит нашей схемы действия привода , но скажется на величинах его передаточных чисел (рис. 3). Для передаточных чисел первой ступени а см1град) и сг кг/град) существуют оптимальные значения, при которых управление самолетом удобнее всего, а точность управления— максимальная (на рис. 3 она принята за 100%). При отклонении i и сг в ту или иную сторону удобство и точность управления снижаются. В одном случае это происходит из-за слишком резкой реакции самолета на небольшие движения ручкой, а в другом случае, наоборот, из-за слишком размашистых движений ручкой и больших усилий на нее. В первом случае возможно непроизвольное разбалтывание самолета по тангажу, а во втором — управление оказывается утомительным. Поэтому конструкторы всегда принимают меры к тому, чтобы величины d и сг по возможности были близки к оптимальным. [c.46]

Для класса прямолинейных движений уравнение И. В. Мещерского содержит одну свободную (управляющую) функцию — закон изменения массы точки. Если принять дополнительную гипотезу о постоянстве относительной скорости отбрасываемых частиц (гипотеза Циолковского), тогда закон изменения массы точки однозначно определяет программу изменения тяги реактивного двигателя. Задача определения законов изменения массы точк№, при которых некоторые интегральные характеристики движения становятся оптимальными, есть по существу задача оптимального программирования величины тяги двигателя. Как было показано в 2 этой главы, задачи программирования тяги ракетного двигателя, обеспечивающего Ящах, сводятся или к простейшей задаче вариационного исчисления, или к вариационным задачам на условный экстремум. [c.171]

В рассмотренных в пп. 1—2 случаях оптимального разбега самолета мы считали силу тяги реактивного двигателя постоянной и равной ее значению при у = 0 Для турбореактивных двигателей, особенно при больших скоростях отрыва, целесообразно учесть некоторое уменьшение силы Ф с увеличением скорости движения самолета. Рассмотрение характеристик современных турбореактивных двигателей показывает, что в диапазоне скоростей О—120 м1сек при Я = 0 тяга двигателя убывает по линейному закону, т. е. можно полагать [c.194]

Если на любом интервале времени полета совокупность эллипсоидов влияния всюду выпукла, то оптимальная коррекция с ограниченной тягой двигателя не может быть Л1ногоразовой. В случае не всюду выпуклой совокупности эллипсоидов влияния существуют такие векторы X,, для которых оптимальной оказывается многоразовая коррекция. [c.435]

На рис. 15.57 показана зависимость часового расхода топлива двигателем от степени повышения давления воздуха. Бели тг = 1, то удельный расход топлива равен бесконечности, так как удельная сила тяги двигателя равна нулю. Это обусловлено тем, что рабочее тело в двигателе имеет то же давление, что и окружающая среда, а поэтому не движется. При увеличении тг удельная сила тяги увеличивается, а удельный расход топлива уменьшается. Удельный расход топлива достигает минимума при некоторой экономической степени повышения давления тгэк, которая примерно в 3 раза превышает оптимальную степень повышения давления воздуха тГопт в [c.478]

Книга завершается гл. 11 и 12, которые отличаются друг от друга лишь различной сложностью рассматриваемых в них задач. В обеих главах принципы вариационного исчисления применяются к нахождению оптимального рещения задач внешней баллистики и выбору конструктивных параметров ракеты. Приводятся исследования оптимальных траекторий многоступенчатых ракет при различных программах полета и изменения тяги двигателя. Следует заметить, что большая схематизация задач, приведенных в этих главах, дает грубые результаты, которые представляют лишь теоретический интерес и имеют ограниченное применение в практическом конструировании ракет. Однако методы исследования, изложенные в этих главах, позволяют все же проследить взаимосвязь основных проектных параметров (тяговооружен-ность, стартовый вес, распределение масс по ступеням и т. д.), что может представлять интерес на ранних этапах проектирования ракет. [c.9]

Отношение 8к, определяюшее оптимальную величину поперечного сечения камеры сгорания, зависит больше всего от размеров двигателя и уменьшается по мере увеличения тяги двигателя. Классические двигатели, созданные немецкими инженерами, имели величины 8к в пределах от 4 до 15. В американской практике предпочитают более длинные камеры с 1,2<бк<С4. Например 8к=3 4 при = 1г 8к=2-ьЗ при/ = 10т 8к=1,2-4-2 при 100 г. [c.403]

Для того чтобы сопло работало в расчетном режиме на большой высоте, необходимо задать большую величину степени расширения ра/рк таким образом, величина Ва больше всего зависит от отнощения (ра/рк) - Для установления связи между величинами Г и Ра можно использовать функцию типа 8аР" = onst. Это приближенное соотнощение, как видно из фиг. 7.28, является справедливым независимо от того, каков предполагаемый характер течения (истечение при постоянном значении к предельно неравновесное, или замороженное истечение равновесное истечение) и каковы свойства топливной смеси. Это приближенное соотнощение очень полезно, так как с его помощью можно быстро выбрать величину 8а, наиболее подходящую для определенной расчетной высоты, в соответствии с условиями, требующимися для того, чтобы избежать отрыва потока в выходном сечении сопла (условие Соммерфильда, см. разд. 2.2.7). Это условие соответствия площади выходного сечения сопЛа расчетной высоте является очень важным, так как оно дает возможность выбрать оптимальное сопло для заданной программы полета. Однако следует отметить, что увеличение площади выходного сечения сопла fa приводит не только к увеличению тяги двигателя, но и к увеличению веса [c.413]

К таким задачам, в частности, относится изменение тяги двигателя ракеты или космического аппарата с целью получения оптимальных характеристик их полета. Как известно, в применении к ЖРД такое регулирование освоено и применяется довольно часто. Для двигателей твердого топлива — несмотря на то, что эти двигатели значительно проще по схеме, чем жидкостные, — регулирование величины тяги осуществляется со значительно большим трудом и применяется реже. Однако выигрыш в ряде важнейших характеристик ракет и космических аппаратов при введении регулирования их двигателей столь очевиден и заметен, что интерес к проблеме регулирования РДТТ не ослабевает, о чем свидетельствуют довольно многочисленные публикации в этой области. [c.297]

Решение этой задачи с помощью математической теории оптимального управления показывает, что минимального расхода топлива достигают при релейном переключении тяги двигателя с одного граничного значения на другое. Анализ оптимальных траекторий свидетельствует о том, что для широкого диапазона изменений начальных условий, массы КА и характеристик ДУ величина тяги имеет одно переключение (с минимального значения на максимальное), а угол между вектором скорости КА и направлением тяги ДУ монотонно убывает с некоторого малого значения 5 10...12° до 5 0. Найденный оптимальный закон управления вектором тяги позволяет оценить предельные возможности по управлению ДУ с точкн зрения минимизации расхода топлива на торможение КА. Кроме того, оказывается возможным, используя найденное оптимальное решение, определить требования, которым должна удовлетворять траектория в конце участка осиовиого аэродинамического торможения. Так, исследования показывают, что независимо от типа рассматриваемой СМП для уменьшения энергетических затрат на активное торможение КА прн работе СМП необходимо стремиться к получению в конце участка аэродинамического торможения (на заданной конечной высоте) минимальных значений скорости и угла наклона траектории к местному горизонту 0 , . При этом для 0 в принципе следует требовать минимума, равного нулю. Этот критерий оптимальности и может быть принят при авалн-эе траекторий основного аэродинамического торможения. [c.439]

Проблема подбора двигателя заключается в нахождении оптимального значения мощности силовой установки. Из условия равновесия 7 = 0 имеем 0,5СурУ 5 = С, следовательно, V = i2G/(pS ). Тогда У2С7(р5С,/Р). Отсюда видно, что мощность, необходимая для осуществления горизонтального полета /Уц, определяется главным образом весом аппарата и его аэродинамическим качеством. В том случае, если надо подсчитать тягу двигателя, необходимую для выполнения горизонтального полета, эта зависимость выступает еще яснее Р = О/К. [c.99]

Представляют интерес опытные данные об исследовании цилиндрических насадков ([54], 1958, № 565). Вид насадка и зависимость управляющего усилия от угла поворота, длины насадка и давления в камере двигателя приведены на рис. 4.5.1. Для исследуемой схемы поворотного насадка шарнирный момент достигал 1,54 кгс-см (0,151 Н-м)на 1 кгс боковой управляющей силы, в то время как для центрального газового руля эта величина составляла 0,92 кгс-см/кгс (9,2-10 Н-м/Н). Потери тяги оказались незначительными и практически не зависящими от устройства входной части насадка. Можно ожидать, что от вида конструкции в значительной степени зависит эрозионная стойкость цасадка. Опыты показывают, что оптимальная длина цилиндрического насадка близка к 1,5 его диаметра. [c.327]

Некоторые из этих задач потребовали разработки принципиально новой методики. Один из примеров, приобретающий все большее значение,— вопрос об оптимальнолг регулировании тяги летательного аппарата. Оптимальность означает экстремизацпю того пли иного функционала, выражающего либо дальность, либо время полета, либо затрату горючего и т. п. Оказалось, что решение часто надо искать не в классе гладких или кусочногладких функций, что соответствовало бы обычной постановке вопроса в вариационном исчислении, а в классе разрывных функций. Так, например, решается вопрос об оптимальном регулировании тяги для достижения максимальной дальности при горизонтальном полете самолета с реактивным двигателем. Абсолютный максимум дальности достигается, как было доказано, на так называемом пунктирном режиме вылет из положения, для которого заданы масса и скорость самолета, происходит или с выключенными двигателями, или с максимальной тягой, а затем участки разгона последовательно сменяются участками полета с выключенными двигателями. [c.309]

Изложены основы теории проектирования межорбитальных космических аппаратов (МКА) с двигателями большой и малой тяги. Рассмотрены методы совместного выбора оптимальных проектных параметров МКА, управления его двигательной установкой и траекторий полета. [c.221]

Оптимизация параметров рабочего процесса и характеристики. Для авиационных ГТД существуют определенные оптимальные соотношения между параметрами рабочего процесса, позволяющие получить наивыгоднейшие значения удельных параметров двигателя уд (/ д) и Суд ( J или Муд и Се- При оптимизации параметров ДТРД и ТВД решается задача о наивыгоднейшем распределении полезной работы между внутренним и внешним контурами в ДТРД, воздушным винтом и реактивной струей в ТВД, а также определяется влияние параметров рабочего процесса на удельные параметры двигателей. Значения удельной тяги и удельного расхода топлива при заданных условиях полета определяются только параметрами рабочего процесса газогенератора в ТРД и ТВД, параметрами рабочего процесса внутреннего контура и степенью двухконтурности в ДТРД. [c.28]

Известно, что с увеличением степени двухконтурности оптимальное значение степени повышения давления вентилятора уменьшается, уменьшается и число ступеней вентилятора, необходимое для достижения этой степени повышения давления. При m>3 удается применять одноступенчатый вентилятор. Это обстоятельство предопределяет применение ВПЛ в ДТРД с большой степенью двухконтурности. Использование таких двигателей на СКВП позволяет обеспечить очень высокое отношение взлетной тяги к крейсерской и хорошую приемистость двигателя (т. е. свойства двигателя, наиболее важные для самолета такого типа), так как имеется возможность установки лопаток вентилятора в реверсивное и флюгерное положения. [c.199]

При создании двигателя F107 для крылатой ракеты было необходимо значительно повысить тягу исходного двигателя WR-19-A2 при одновременном снижении удельного расхода топлива. Для увеличения тяги н снижения удельного расхода топлива потребовалось увеличить суммарную степень повышения давления и температуру газа при сохранении степени двухконтурности т ), близкой к оптимальной. Увеличение было достигнуто применением модифицированного компрессора высокого давления. Повышение Т позволило увеличить мощность турбины вентилятора и тем самым степень повышения давления в вентиляторе и компрессоре низкого давления. Конструкция других элементов двигателя изменялась в той мере, в какой это было необходимо для введения усовершенствований, обеспечивающих достижение заданных параметров. [c.209]

Двигатели для дозвуковых военно-транспортных и пассажирских самолетов. Для военно-транспортной и особенно гражданской авиации усилия по совершенствованию силовых установок в основном направляются на дальнейшее уменьшение удельного расхода топлива и на борьбу с ухудшением характеристик во время эксплуатации по мере увеличения наработки двигателей. При этом необходимо добиваться оптимального соответствия степени двух-контурности двигателя назначению самолета, увеличения степени повышения давления и температуры газа перед турбиной, улучшения согласования планера и силовой установки, усовершенствования устройств реверсирования тяги и т. д. [c.221]

Свойства ТРТ, требуемого для бессопловой конфигурации, значительно отличаются от свойств топлива, применяемого в двигателях с сопловым блоком. Чтобы предотвратить появление длительного и неэффективного периода догорания в конце работы двигателя и уменьшить эффекты эрозионного горения, в бессопловом РДТТ нужно обеспечить более высокую скорость горения топлива. Механические свойства таких ТРТ при низких и высоких температурах должны быть лучше при низких температурах их повышенная способность деформироваться без разрушения позволяет выбрать оптимальные величины свода горения заряда, плотности заряжания двигателя и полной тяги, а при высоких температурах это обеспечит сохранение целостности заряда ТРТ в условиях высоких сдвиговых нагрузок, вызванных большими продольными перепадами давления в камере. [c.129]

Если требуется управление вектором тяги в плоскости крена, то можно использовать два сопла или установить в выходном раструбе пару тонких продольных разделительных ребер и впрыскивать жидкость через соответствующие отверстия [182, 183J. Из рис. 122 видно, что отверстия А 1,2) и В 1,2) обеспечивают управление по тангажу, отверстия Си/) — по рысканию, а совместный впрыск А и или Лг и В —по крену. В аэродинамической трубе с водой в качестве впрыскиваемой жидкости проведено параметрическое исследование распределения давления в таком сопле и его изменения в зависимости от отношения расходов вторичного и основного потоков, а также определено оптимальное положение впускных отверстий для вторичной инжекции [182, 183]. Эти результаты были затем использованы при разработке специального устройства, в котором сжигали малоразмерный заряд монотоплива на основе ПХА, а в сопло впрыскивали фреон-113 (рис. 123). Двигатель устанавливали в двух прецизионных подшипниках, позволяющих ему совершать свободное (без трения) движение в плоскости крена. Вращательный момент измеряли с помощью двух балок, приваренных перпендикулярно к переходной муфте, скрепленной с передним днищем РДТТ. Балки жестко заделывались в стенд и при приложении крутящего момента подвергались изгибу. Измерительный мост с тензодатчиками [c.209]

Рассматриваемые здесь оптимальные задачи связаны с идеализацией применяемых двигательных установок термохимических ракетных двигателей большой тяги и двигателей малой тяги (например, ионных). Считается, что величину тяги как для двигателей большой тяги, так и для двигателей малой тяги можно неограниченно изменять. Предполагается также, что для двигателей большой тяги скорость истечения постоянна, а мош ность на выходе — величина переменная у двигателей малой тяги, наоборот, мош,ность на выходе постоянна, а скорость истечения переменна. Мош,ность истекаюш[ей струи газов определяется уравнением [c.163]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...