Продолжительность полета

Авиационная газовая турбина работает сравнительно короткое время. Продолжительность службы может ограничиться 300—3000 ч. Рабочие напряжения в этом случае могут быть значительно больше, чем в случае применения стационарной турбины. Продолжительность полета межконтинентальной ра- [c.457]

Определим дальность и продолжительность полета тела. В точке М4 падения тела на землю t/4 = 0. Продолжительность полета определим из уравнения (7.4) при г/ = 0 [c.20]

Чтобы определить положение точки, н которой снаряд упадет в море, надо знать продолжительность полета снаряда. Для этого приравняем нулю аппликату г, так как в мгновение, когда снаряд коснется моря, он будет находиться в плоскости хОу. Из уравнения [c.265]

Продолжительность полета космического корабля Восток-2 с космонавтом Г. С. Титовым 25,3 ч, поэтому доза, полученная Г. С. Титовым, была больше и составила 11 мрад. [c.281]

Поглощенная доза излучения, измеренная бортовой аппаратурой при полете космических кораблей Восток-3 и Восток-4 с продолжительностью полета 94,37 и 70,95 ч, составляла 55 мрад у космонавта А. Г. Николаева и 41 мрад у космонавта П. Р. Поповича. [c.281]

В табл. 16.6 указаны суточные дозы внутри космического корабля, вызванные космической радиацией в отсутствие солнечных вспышек во время полета по эллиптическим орбитам с перигеем 300 км. Если принять в качестве допустимой дозы 15 рад, то при полетах на орбитах с апогеем 1000 км время пребывания космонавта не должно превышать 20 суток. При дальнейшем увеличении высоты апогея орбиты мощность дозы возрастает и при 1500 км достигает 2 рад в сутки. Допустимая продолжительность полета для такой орбиты — до одной недели. На высоте от 300 до 1000 км длительность полета с учетом радиационной опасности может быть определена из табл. 16.6. Следует отметить, что при полетах длительностью более двух недель существенную роль начинает играть возможность попадания космического корабля в потоки корпускулярного излучения, образуемого во время вспышек на Солнце. Хотя при полетах на околоземной орбите из-за экранирующего действия геомагнитного поля эта опасность значительно меньше, чем при полетах в межпланетном пространстве, ее следует учитывать при планировании и осуществлении пилотируемых космических полетов. [c.282]

Пример 164. Баллистическая ракета вылетела с Земли с начальной скоростью Vq = 6 км сек, составляющей с горизонтом угол а = 60°, а упала со скоростью Ук, составляющей с горизонтом угол р = 75 . Определить величину скорости, с которой ракета достигла Земли, и продолжительность полета Д/, если вес ракеты G = 40 ООО н и на нее действовала постоянная горизонтальная сила сопротивления воздуха / = 8300 н (рис. 175). [c.269]

Первое значение времени соответствует началу полета, второе — его концу. Продолжительность полета [c.132]

Циклическое нагружение материала или элемента конструкции осуществляется в широком диапазоне частотного спектра. Цикл нагружения, представляющий собой некоторую совокупность полетных нагрузок, является циклом ЗВЗ (см. главу 1). Его продолжительность соответствует продолжительности полета и применительно к вращающимся деталям двигателя может составлять сотни минут. Как было подчеркнуто в первой главе, на практике определяют ресурс ВС или его двигателя по количеству полетных циклов нагружения и в часах. В связи с этим одним из существенных факторов, оказывающих влияние на скорость распространения усталостной трещины, является длительность цикла нагружения. [c.339]

У диска двигателя Д-ЗОКУ период роста трещины в неконтролируемой зоне за счет более высокой стартовой скорости должен быть примерно в 2 раза меньше, чем у диска двигателя Д-30, и составлять менее 100 ПЦН. Поэтому с учетом возможности однократного пропуска трещины при контроле его периодичность должна быть равной примерно 150 ПЦН, что при средней продолжительности полета самолета Ту-154 в 2,1 ч составляет 315 ч. [c.506]

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]

Вместе с тем, при предположении, что повреждения лопаток (№ 5, 6 в табл. 11.2 и рис. 11.23) были нанесены в ремонте, что соответствует максимально возможной работе лопаток с повреждениями после их нанесения, их наработка до разрушения с забоинами составила 130 и 105 полетов при длительности роста трещины соответственно 45-50 и 65-70 полетов. Относительная живучесть в этом случае составляет около 35-40 и 60-66 % соответственно. Средняя продолжительность полетов составила 2 ч. [c.607]

Выполненные расчеты по закономерности формирования усталостных линий, представленной выше, показали, что трещина распространялась в картере в течение = 400 полетов. При средней продолжительности полета вертолетов Ми-8 около 30 мин развитие трещины от дефекта происходило в течение приблизительно 200 последних часов эксплуатации. [c.669]

Разрушение редуктора имело место при общей наработке вертолета 13896 ч, включая 2251 ч после последнего ремонта. Из условия средней продолжительности полета около 30 мин наработка составит около 27800 полетов, в том числе 4500 полетов после последнего ремонта. Очевидно, что при последнем ремонте трещины в редукторе не было. Причем соотношение между периодом роста трещины и долговечностью составляет около [c.669]

С начала эксплуатации вертолет имел налет 9829 ч, в том числе 940 ч после последнего ремонта. Из условия средней продолжительности полета около 30 мин длительность наработки вертолета (соответствующей наработке корпуса редуктора) составляет около 19658 полетов, в том числе 1880 после последнего ремонта. [c.673]

По условиям работы ЗК главного редуктора наработка рассмотренных колес на момент их разрушения составила 2,25 10 и 3,1 10 циклов соответственно для более короткого и продолжительного периода роста трещины. Средняя продолжительность полета вертолета Ми-8 составляет 0,38 ч. Следовательно, период распространения усталостных трещин составил 45,6 и 53,5 ч для ЗК с наработкой в эксплуатации 4496 и 6242 ч соответственно. При прочих равных условиях, которые соответствуют неизменным условиям нагружения ЗК от одного редуктора к другому, увеличение размера концентратора снижает одновременно период зарождения и роста трещины. Это сопровождается возрастанием относительной живучести (см. главу 1). Представленная оценка периода роста трещины не противоречит этой закономерности. [c.687]

В направлении развития трещины было сформировано около 54 регулярных усталостных линий. Их профиль показывает, что за полет формировалась одна усталостная линия, как это было продемонстрировано для колес № 4, 5 и 6. Средняя продолжительность полета вертолета составила около 0,5 ч. Поэтому длительность роста трещины соответствует - 27 ч. [c.694]

Средняя продолжительность полета вертолета составляет около 37 мин. Следовательно, развитие трещины в колесе происходило в течение около 43 ч. На момент разрушения редуктор налетал 4800 ч, что характеризует относительную живучесть величиной 43/4800 = 0,009 или 0,9 %. [c.695]

Был выполнен подробный анализ кинетики трещины по одному из изломов с оценкой длительности роста трещины. На момент обнаружения сквозной трещины наработка фильтра составила 5443 ч, в том числе 743 ч после последнего ремонта. Средняя продолжительность полета самолета Ан-2 составила около 1,5 ч. При такой продолжительности полета число полетов ВС составляет около 3600, в том числе около 500 полетов после последнего ремонта. [c.764]

Контроль осей в эксплуатации осуществлялся с периодичностью 300 ч, что при средней продолжительности полета ВС 2,5 ч составляет не менее 120 посадок. Сопоставление выполненной оценки длительности роста усталостных трещин с существовавшей периодичностью указывает на то, что она должна была быть уменьшена для более частого контроля. Значительное число случаев разрушения осей в эксплуатации объясняется в первую очередь большей длительностью периода эксплуатации детали между ее осмотрами, чем реализуемая длительность роста трещины. [c.788]

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]

Еще большее значение получает сила Кориолиса в метеорологической задаче о циркуляции воздуха, так как продолжительность полета [уравнение (4.108)] будет в этом случае намного больше, чем при движении снаряда. Ветер представляет собой движение воздушных масс, и если бы силы Кориолиса отсутствовали, то это движение совершалось бы вдоль градиента давления, т. е. от большего давления к меньшему. Следовательно, оно было бы перпендикулярно к изобарам. Однако в Северном полушарии силы Кориолиса отклоняют воздушные массы от этого направления вправо, как показано на рис. 50. При установившемся состоянии движения скорости частиц воздуха не возрастают и не убывают, и силы, действующие на [c.157]

I, наконец, продолжительность полета снаряда (38) [c.124]

Ч. Гиббс-Смита, замечательным воздушным феноменом, не имеющим соперников и прецедентов . В августе 1913 г. на самолете, имевшем большую закрытую кабину (с 8 человеками на борту), был установлен мировой рекорд продолжительности полета 1 ч 54 мпн [5, с. 119 21, с. 66, 87, 88]. [c.280]

Заход на посадку осуществляется с круга (с коробочки) или с маршрута (с прямой). Заход на посадку по кругу проще, чем с прямой, но менее экономичен, так как продолжительность полета по кругу у гражданских самолетов составляет 8—15 мин на высоте 300—500 м, при этом расход топлива у ГТД очень большой. [c.32]

ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА [c.48]

Поглощенная доза, полученная космонавтами К- П. Феоктистовым, В. М. Комаровым, Б. Б. Егоровым на корабле Восход , по данным индивидуальных дозиметров, составляла 30 5 мрад, или 29 5 мрад/сутки, по данным бортового дозиметра— 27 1 мрад, или 26гЫ мрад1сутки. Космический корабль Восход-2 , запущенный 18/111 1965 г., поднялся до высоты 495 км при продолжительности полета 26,03 ч. По расчетным данным, суточная доза при этом должна быть в несколько раз больше доз при более ранних полетах, поскольку увеличение высоты полета связано с более длительным пребыванием в зоне радиационных поясов. Предполагалось также, что во время этого полета поглощенная доза у космонавта А. А. Леонова должна быть больще, чем у П. П. Беляева, так как А. А. Леонов некоторое время находился вне корабля в открытом космосе. Результаты измерений показали, что поглощенная доза излучения, полученная космонавтами П. П. Беляевым и А. А. Леоновым, была практически одинаковой (70 мрад). Однако среднее значение мощности тканевой дозы, полученной на корабле Восход , в 2 раза, а на корабле Восход-2 в 4 раза больше соответствующих доз, полученных при полетах космонавтов на космических кораблях Восток , что объясняется как увеличением высоты полета, так и повыщением интенсивности галакти- [c.281]

На основании сведений о пространственном расположении поясов радиации и данных о траектории полета корабля определяют интегральные потоки и энергетическое распределение заряженных частиц и вычисляют соответствующие тканевые дозы. Для заданной продолжительности полета оценивают ожидаемую тканевую дозу, обусловленную солнечным корпускулярным излучением. Суммарную дозу за полет сравнивают с дозой, установленной в качестве критерия радиационной безопасности. Основным методическим вопросом на этом этапе расчета явля- [c.285]

В 1903 г. К. Э. Циолковский опубликовал труд, в котором были впервые в мире сформулированы законы движения ракеты. В этом труде было отмечено важнейшее преимущество ракеты пе ред другими типами двигателей — независимость ее работы от состояния окружающей среды. Далее Циолковский, исходя из того, что продолжительность полета пороховой ракеты крайне ограничена, впервые предложил реактивный двигатель, работающий на жидком типливе, и подробно рассмотрел его устройство и работу. [c.415]

Анализ подходов к оценке безопасного ресурса основных силовых элементов авиаконструкций свидетельствует о формировании для всех случаев эксплуатационного нагружения каждого элемента конструкции некоторого блока последовательно действующих циклических нагрузок. Он по интенсивности воздействия в той или иной мере является эквивалентом предполагаемого повреждения конструкции, которое должно быть реализовано в условиях эксплуатации. Оцениваемый на его основе период или срок эксплуатации ВС или ГТД выражается числом циклов соответственно ЗВЗ или ПЦН, а также одновременно выражается в часах наработки с учетом средней продолжительности полета ВС. Последнее необходимо в связи с тем, что продолжительность полетов различного типа ВС в эксплуатации может колебаться в широких пределах в зависимости от решаемых ими задач. Так, например, для вертолетов средняя продолжительность полета составляет около 30-40 мин, тогда как для самолета длительность полета может достигать 7 ч. [c.44]

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]

Первоначально развитие разрушения происходило по границам зерен, на которых имели место тонкие окисные плены (рис. 11.33). Они частично отслаивались от материала в отдельных зонах излома. От первоначального участка межзеренного разрушения произошло зарождение и распространение усталостной трещины, которое характеризуется регулярным формированием в изломе блоков мезолиний (рис. 11.346-г). Их формирование в направлении роста трещины регулярно. Расстояние между линиями меняется от 20 до 50 мкм в одной лопатке и от 20 до 60 мкм по направлению роста трещины по толщине лопаток, составляющей около 2 и 1,8 мм соответственно. Из этого следует, что развитие усталостных трещин от зон разрушения по механизму полз Д1ести при средней величине шага блока 35 и 40 мкм происходило в течение 80 и 120 полетов. При средней продолжительности полета около 40 мин длительность роста усталостной трещины в часах составляет 58 и 90 ч. [c.623]

Средняя продолжительность полетов вертолета в эксплуатации составляет около 30 мин, а частота приложения единичных нагрузок определяется частотой вращения винта лопасти 192 об/мин. В связи с этим окончательно получаем, что длительность роста трещины в лонжероне была не менее 49,5 ч или около 100 полетов. Представленная оценка не противоречит анализу макроскопической морфологии рельефа. На отдельных участках излома можно было наблюдать при небольшом увеличении бинокулярного микроскопа нерезкие усталостные линии. Там, где они наблюдались, было проведено сопоставление оценок числа полетов по усталостным бороздкам и по этим макролиниям. Оказалось, что расхождение в сопоставляемых оценках числа полетов не превышает 10 %. [c.642]

На протяжении развития трещины, выявленной в ЗК, происходило формирование регулярных макролиний усталостного разрушения, которые были использованы для оценки длительности роста трещины. Выполненная оценка показала, что длительность роста трещины составила около 110 полетов вертолета. Относительный период роста трещины с 5 ieT0M средней продолжительности полета вертолета 30 мин составил около 7,5 %. Сравнительно высокая доля периода роста трещины при наличии в материале металлургического дефекта подтверждает сказанное выше о влиянии зоны расположения дефекта материала на относительную долю периода роста трещины. В данном слз ае дефекты располагались по впадине зуба, где возникает высокий уровень напряжения от изгиба при контакте зубьев колеса. Поэтому и относительная доля периода роста трещины оказалась существенной. Помимо того, следует указать на то, что в рассматриваемом сл гчае трещина распространялась в полотно ЗК. В этом случае резкого нарастания уровня напряжений по мере увеличения длины трещины не происходило (подобная ситуация проанализирована выше). Это обстоятельство также повлияло на возрастание доли относи- [c.691]

В изломах по всем исследованным трещинам были выявлены мезолинпи усталостного разрушения, шаг которых возрастал в направлении развития процесса разрушения (рис. 13.45). Во всех трещинах шаг мезолиний монотонно нарастал в направлении роста трещины, что свидетельствовало о регулярном нагружении шпангоута от полета к полету вертолета. Блоки мезолиний усталостного разрушения характеризуют развитие трещины в каждом полете вертолета, как это было продемонстрировано выше применительно к вертолету Ми-2. Поэтому они были использованы для оценки длительности роста трещины в полетах и часах из условия средней продолжительности полета вертолета 30 мин (см. табл. 13.4). Сопоставление длительности роста усталостных трещин в разных зонах для каждого вертолета свидетельствует о том, что первыми зародились трещины А1 и Б1 при реализованной ими длительности 950 и 1550 ч соответственно. Каждая из указанных трещин не достигла своего предельного размера, и ее стабильный рост в эксплуатации еще мог продолжаться значительный период времени. Полученная оценка длительности роста трещин, с учетом того факта, что трещины были далеки еще от предельного размера, позволила сделать следующий вывод. В пределах существующего межремонтного ресурса в 1000 летных часов зародившаяся первой усталостная трещина непосредственно после ремонта не достигнет своего предельного состояния до поступления вертолета в следующий ремонт. [c.729]

Выполненные расчеты длительности роста трещины по зависимости расстояния мезолиний от длины трещины показали, что ее развитие в тяге происходило длительное время в течение около 8600 полетов. К моменту разрушения в эксплуатации тяга наработала 4772 ч, после последнего ремонта ее наработка составила 255 ч. Из условия средней продолжительности полета вертолета 30 мин указанные периоды в полетах составляют соответственно около 9544 и 510. Выполненный расчет показывает, что трещина была пропущена в ремонте. Это объясняется тем, что, по условиям ремонта, с тяги не смывается краска, а неразрушающие методы ее контроля не применяются. Визуально же выявить трещину не было возможности потому, что ее развитие происходи.по квазихрупко с едва заметным раскрытием берегов трещины в принороговой области скоростей роста трещины. В этом случае только специально настроенная аппаратура может быть эффективна в выявлении усталостных трещин. Причем под слоем краски такие трещины не выявляются даже ею, если не проведено специальной оценки чувствительности аппаратуры и ее настройки, как это имело место с контролем панели крыла ВС в эксплуатации, когда трещины не были выявлены, а после снятия краски их размер оказался в несколько сотен миллиметров [1]. [c.749]

Исходя из этого опыта и на базе ранее построенных гидросамолетов коллектив Г. М, Бериева разработал конструкцию летающей лодки М-10. Снабженный двумя поршневыми двигателями АШ-73 и оборудованием, необходи-мы-м при несении патрульной службы и ведении боевых операций в открытом море, самолет М-10 мог совершать полеты на дальность до 5000 км, продолжительность полета составляла около 20 час. [c.378]

Корабль Пионер-10 был запущен в начале марта 1972 г. трехступенчатой ракетой Атлас-Центавр (ATLAS SLV-3 / EN-TAUR/TF-364-4) с целью получения научных данных об орбите Марса, в особенности по свойствам межпланетной среды и природе пояса астероидов, исследования Юпитера и его окружения и отработки техники продолжительных полетов к внешним планетам. Юпитер удален от Земли на 5,2 астрономических единиц космический корабль прибыл в район Юпитера в декабре 1973 г. Продолжительность полета Пионера-10 рассчитана на срок более двух лет [10]. [c.113]

Американец Л. Мауро сконструировал и построил самолет, на поверхности крыльев которого расположена батарея из 500 солнечных элементов. Вырабатываемая этой батарее электроэнергия приводит в движение мотор мощностью в три лошадиные силы, с помощью которого удалось даже совершить не очень продолжительный полет. Еще один -американец, Д. Дюнан, построил солнечный мотоцикл , скорость которого достигает 50 километров в час. Существуют проекты солнечных воздушных шаров и дирижаблей. [c.185]

К концу первого десятилетия XX в. авиация уверенно доказала свое право на жизнь. В 1909 г. в ряде стран стали создавать первые салюлето-строительные заводы, что положило начало развитию новой отрасли производства — авиационной промышленности. Совершенствовались самолеты, особое внимание обращалось на улучшение их летных характеристик — уже не только продолжительности полета (1909 г.— 4,3 ч, 1912 г.— 13,3 ч), но и скорости (1909 г.—80 км/ч, 1912 г.—170 км/ч), дальности (1909 г.— 233 км, 1911 г.—около 1800 км), грузоподъемности (1912 г.— до 400 кг) [5, с. 245, 246], маневренности и надежности. Повышение скорости было связано в основном с ростом мощности моторов (до 130— 150 л. с.) и в меньшей степени — с улучшением аэродинамики самолета, хотя уже в этот период началось совершенствование профилей и формы крыла, применение закрытого фюзелянча, кабины для летчика и кожуха для двигателя. [c.277]

Наибольших успехов в этой области добился германский предприниматель Ф. Цеппелин. Он построил несколько гигантских дирижаблей сига- )Ообразной формы объемом более 10 тыс. м , имевших жесткий алюминиевый каркас, мягкую оболочку, более десятка баллонетов, онерение и рули высоты. При использовании нескольких двигателей общей мощностью около 100 л. с. дирижабли развивали скорость до 50 км/ч и были хорошо управляемы. В июле 1908 г. продолжительность полета (с экипажем более 10 человек) достигла 12 ч [23, с. ИЗ]. В строительстве мягких дирижаблей больших успехов добился другой немецкий конструктор А. Пар-севаль. Следует отметить, что в технике строительства дирижаблей в первые два десятилетия XX в. были реализованы многие идеи, предложенные ще Циолковским [25, с. 34]. [c.282]

К началу первой мировой войны военная авиация насчитывала в России 263, Германии 232, Франции 156, Австро-Венгрии 65, Англии 30, США 30, Италии 30 самолетов. В большинстве это были двухместные самолеты с горизонтальной скоростью] 75—80 км/ч, скороподъемностью на 2 км — от 30 мин до 1 ч, потолком 2,5—3 км, продолжительностью полета 2—3 ч (49, с. 45]. В кампаниях 1914 г. их применяли главным образом для разведки на поле боя и корректировки артиллерийского огня. [c.427]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...