Результаты летных испытаний

Летные испытания демпфирующего покрытия. Для иллюстраций влияния демпфирующего покрытия на рис. 6.68—6.71 и в табл. 6.1 представлены результаты летных испытаний для узкой (50 Гц) полосы частот колебаний. Акселерометр А-14 устанавливался на обшивке панели в точке с координатами 352 X 2,54 X 10 м по вертикальной шкале. Микрофон М-3 располагался на 12,7 см ниже масляного поддона редуктора. Полет № 1 выполнялся на вертолете, не оборудованном демпфирую-ш,им покрытием, полет № 3 — на вертолете с установленным демпфирующим покрытием. [c.353]

Часто оказывается необходимым дополнять эти испытания специальными диагностическими испытаниями, проводимыми в лаборатории, с целью воспроизведения отказов, имевших место при натурных испытаниях, проведения их анализа и диагностики, а также выработки корректировочных мер. Это имеет особое значение для летных испытаний ракет или космических объектов, когда объем получаемых данных ограничивается пропускной способностью телеметрической системы, а испытываемые образцы разрушаются и, следовательно, недоступны для последующего анализа. Чтобы преодолеть эти серьезные ограничения в использовании результатов летных испытаний, оказалось необходимым разработать специальные методы возвращения испытываемых объектов, например приземление их с помощью парашютов, или создавать для испытаний образцы, допускающие их повторное использование. [c.181]

За. Испытания в опытном и серийном производстве. К этой подгруппе относятся обычные плановые испытания, проводимые с целью проверки соответствия выпускаемых изделий техническим и производственным требованиям. Этим испытаниям подвергается каждое изделие (или образцы, отобранные из каждой партии), включая и образцы, изготовляемые только для испытаний по группам 1, 2, 4 и 5, описанным в других разделах этой главы. Хотя при жестких сроках проведения испытаний, в частности летных испытаний ракет, может казаться оправданным отказ от требования проведения сдаточных испытаний опытных образцов или проверки их качества, подразделение надежности должно возражать против этого, так как при разработке высококачественных изделий существенно знать точные характеристики испытываемого образца для обоснованной интерпретации данных о безотказной работе и отказах. Точность любого результата летных испытаний может быть подвергнута серьезным сомнениям, если все параметры испытанного образца не были измерены на заводе, и, следовательно, неизвестно, насколько они идентичны параметрам серийно изготовленного и сданного заказчику изделия (или насколько от них отличаются). [c.183]

ДЛЯ системы, содержащей, например, летательный аппарат, не представляется возможным создать вспомогательные средства для измерения надежности, которые будут функционировать в полностью контролируемых условиях. Летные испытания могут дать существенную информацию в отношении проблем взаимодействия отдельных элементов комплексной системы, а также послужить основанием для отрицательной оценки степени надежности. Ни в коем случае нельзя недооценивать их важность для демонстрации надежности. Однако порядок проведения и учета результатов летных испытаний, предназначенных для демонстрации надежности, должен быть значительно более строгим, чем в случае простого определения отношения количества успешных исходов выполнения задачи к общему числу испытаний. Во время летных испытаний необходимо учитывать и классифицировать любые отказы компонентов, а их причины должны тщательно исследоваться независимо от того, требовалось ли участие данного компонента в выполнении задания по испытаниям при этом необходимо проведение эффективных корректировочных действий. Для оценки результатов испытаний на надежность аппаратуры не совсем подходят так называемые коэффициенты важности , хотя их использование является полезным при прогнозировании оперативной надежности. [c.227]

Рассматривая летные испытания большей частью как потерянное время, тем не менее фирмы признают их несомненно важным моментом подтверждения в реальных условиях высоких характеристик ЛА, осуществляя второй основополагающий принцип — летай, перед тем как продавать . Как правило, результаты летных испытаний дают лишь 5-7 % разброса с наземными испытаниями и расчетными данными. [c.193]

В работе [L.135] приводятся результаты летных испытаний, в которых исследовалось влияние срыва на крутящие и изгибающие отступающую лопасть моменты. Установлено, что при срыве высокие гармоники моментов возрастают настолько, что становятся не менее существенными для усталостной прочности лопасти, чем низкие гармоники. При этом высокие гармоники нагрузок вызывают увеличение усилий в цепи управления и вибраций вертолета, что ограничивает максимальную скорость полета. Маневрирование с ускорением приводит в основном к тем же результатам, что и установившийся полет с большей скоростью. Максимально достижимое нормальное ускорение также ограничивается срывом. В результате исследований найдено, что изгибающие и закручивающие лопасть моменты при срыве втрое выше, чем при плавном обтекании. При i, 270 > ss происходит резкое возрастание моментов кручения и изгибающих моментов в плоскости взмаха, а изгибающие моменты в плоскости вращения растут не столь резко. [c.806]

Для практических расчетов предпочитают пользоваться данными о часовом расходе, полученными в результате летных испытаний. При наличии таких данных знать удельный расход топлива для расчета не нужно. [c.225]

Это можно видеть на графиках, полученных в результате летных испытаний самолета со стреловидным крылом (рис. 13.02 и 13.03). Хорошо заметен рост расхода руля при М > 0,88. Расход усилий растет особенно сильно после М = 0,7—0,8, когда начинается волновой кризис. Как видно из графика, при /М=0,94 управление примерно втрое тяжелее, чем при М=0,5. Некоторый рост [c.334]

Точное определение шарнирных моментов лопастей расчетным путем затруднительно. Поэтому при проектировании вертолета приходится пользоваться различными приближенными методами оценки величии нагрузок в управлении, основанными на экстраполяции имеющихся данных по результатам летных испытаний. При предварительной оценке параметров силовых ГУ на этапе эскизного проектирования можно пользоваться статистическими данными. Для этого вводится понятие удельная работа ГУ — произведение усилия, развиваемого ГУ, на его ход, отнесенный к полетной массе. Значение удельной работы, соответствующее усилию па штоке ГУ, равному 70% от усилия при нулевой скорости штока при минимальном рабочем давлении в гидросистеме, является рекомендуемой величиной (/ jj), а значение, соответствующее усилию, замеренному в полете, — величиной фактической ( ф)- Зависимость /с р от полетной массы для одновинтовых отечественных вертолетов [c.144]

Результаты летных испытаний. Основные результаты практического использования гравитационных систем стабилизации получены от спутников серии Транзит [51] и летных испытаний магнитных шаровых демпферов [7] (рис. 23 и 24). И хотя эти полеты были весьма успешными, ограниченные цели и малые размеры этих спутников потребовали минимума приборного оборудования. По результатам этих полетов были оценены качественные характеристики систем стабилизации однако в будущем для получения более точных количественных оценок необходимы дополнительные данные от спутников с более сложными системами стабилизации. В последние пять лет интенсивно испытывались системы с гироскопическим стабилизирующим моментом, причем оборудование таких систем было более высокого качества. Данных о работе гравитационных систем стабилизации в этих полетах не имеется в силу специфических особенностей этих полетов, однако в ближайшем будущем необходимая информация будет, по-види--мому, опубликована, [c.212]

Рис. 23. Результаты летных испытаний гравитационных систем стаби лизации спутников с демпфирующей пружиной и массой-наконечником [52].

Рис, 24. Результаты летных испытаний системы стабилизации с магнитной подвеской демпфера [7]. [c.216]

Очертания топливных баков тоже могут быть заданы на экране световым пером. Можно указать любое желаемое количество отдельных топливных баков, после чего для каждого из них вычисляется емкость и центр тяжести горючего. Полученные данные запоминаются для возможности последующих обращений при анализе веса, устойчивости и результатов летных испытаний. [c.216]

Рис. 157. Кавитационные характеристики, пересчитанные по результатам летных испытаний

На рис. 290 приведены результаты летных испытаний самолета с двумя системами выхлопа. Кривая 2 соответствует установке коллектора, кривая 1 — установке индивидуальных реактивных патрубков. Из рисунка видно, что даже на небольших скоростях полета использование реакции выхлопа при отдельных патрубках приводит к увеличению скорости полета на 4—4,5% по сравнению с коллектором. [c.355]

Самолеты И-250 и Су-5 явились переходными от поршневых самолетов к реактивным, с турбореактивными двигателями. На них впервые в практике отечественного самолетостроения были испытаны новые конструктивные решения и материалы, характерные для реактивных самолетов, такие, как специальная аэродинамическая компоновка тонкого прямого крыла, осевой компрессор, регулируемая в полете плош адь выходного сопла, специальные жаропрочные материалы. И хотя комбинированная силовая установка не обеспечивала полностью выполнение требований по увеличению мощности и тяги, опыт ее разработки и результаты летных испытаний определили проведение научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, оказавших заметное влияние на создание первых отечественных самолетов с турбореактивными двигателями. [c.435]

Рис. 4. Схема обработки результатов летных испытаний ГТД с целью получения

Первый стартовый комплекс Зенит был построен на Байконуре. Здесь же в середине 80-х годов начались летные испытания. Первый пуск состоялся 13 апреля 1985 года. Проходили они достаточно трудно - из тринадцати первых пусков два были аварийными. Научно-технический совет космодрома дал отрицательное заключение по результатам летных испытаний, а акт Государственной комиссии о приеме Зенита на вооружение в 1989 г. руководством космодрома был подписан с особым мнением. [c.77]

Средние скорости атмосферной коррозии (мкм/год) различных металлов по результатам 10- и 20-летних испытаний [51 [c.173]

С середины ЗОх годов значительно возрос объем исследовательских работ в научных и учебных авиационных институтах. Большие исследовательские работы в области аэродинамики велись в Военно-воздушной инясенерной академии имениН. Е. Жуковского. Фундаментальные исследования, рассматривавшие проблемы аэродинамической компоновки крыла, его механизации и выбора крыльевых профилей и направленные на улучшение пилотажных характеристик монопланов при больших углах атаки, снижение величин посадочных скоростей самолетов и увеличение скоростей их полета, проводились в те годы С. А. Чаплыгиным, В. В. Голубевым, П. П. Красильщиковым и др. В работах И. В. Остославского, Ю, А. Победоносцева и других исследователей были развиты методы аэродинамического расчета и выбора параметров скоростных самолетов. На основе теоретических исследований и летных испытаний, интенсивно проводившихся сначала в ЦАГИ, а затем — с 1941 г. — в специализированном Летно-исследовательском институте, В. С. Пышновым и А. И. Журавченко была решена проблема штопора (неуправляемого вращательного движения самолета с опусканием его носовой части), а М. В. Келдышем (ныне президент Академии наук СССР), Е. П. Гроссманом и другими было проведено изучение так называемого флаттера (возникающего в полете явления самовозбуждающихся колебаний крыльев и хвостового оперения скоростных самолетов) и определены меры борьбы с ним. В это же время по результатам летных испытаний и лабораторных испытаний моделей широко [c.343]

Метод расчета шума вращения винта вертолета на режиме полета вперед приведен в работе [S.24]. Метод состоит в том,, что движение винта считается установившимся (т. е. принимается стационарное распределение диполей), но учитывается нестационарность нагрузок, как это сделано в разд. 17.3.4. Предполагается, что измеренные или расчетные значения нагрузок известны и что подъемная сила равномерно распределена по хорде. Звуковое давление в произвольной точке поля определяется путем численного интегрирования по диску винта. Проведено сравнение результатов расчета шума вращения с результатами летных испытаний. Выяснено, что сходимость первой, гармоники звукового давления улучшилась (по сравнению с теорией Гутина, правильно оценивающей первую гармонику на режиме висения, но занижающей ее на режиме полета вперед) > Однако расчеты высших гармоник, начиная с третьей, были по-прежнему неудовлетворительны. В работе [S.23] этот метод, был уточнен путем учета действительного распределения давления по хорде. Использовался гармонический анализ распределения давления по диску винта, полученного пересчетом результатов измерений давления на поверхности лопасти. При таком подходе хорошая сходимость с экспериментом имела место по крайней мере до четвертой гармоники как на режиме висения, так. и при полете вперед. (В этой связи полезно напомнить, что при равномерном распределении нагрузки по хорде множители 1щы уменьшаются слишком быстро.) В работе даны примеры влияния высших гармоник нагрузки на расчетный уровень шума и сделан вывод, что для получения т-й гармоники шума вращения нужно знать гармоники нагрузки по крайней мере до-номера mN. По этому вопросу ряд данных имеется также в ра- боте [S.22]. [c.851]

В итоге расход элеронов на единицу угловой скорости может не уменьшаться с ростом скорости полета, а расти или на некотором участке скоростей оставаться постоянным. В качестве примера на рис. 13.05 показан график для самолета со стреловидным. крылом, полученный в результате летных испытаний. Резкое снижение эффективности элеронов на больших скоростях приводит и к соответствующему росту расхода усилий, делающему поперечное управ ление очень тяжелым. Это видно из графика на рис. 13.06, полученного для того же самолета. Естественно, что расход усилий растет еще быстрее, чем расход элеронов, так как на шарнирный момент влияет еще и скоростной напор, а тйкже перераспределение давлений при волновом кризисе на элеронах. [c.337]

Магнитная система демпфирования. Для демпфирования угловых колебаний спутника необходимо выбрать некоторое опорное положение, относительно которого следует измерять колебания. В качестве таких опорных положений можно выбрать направления в инерциальном пространстве, как это предлагалось в двух предыдущих типах систем стабилизации. Для этой цели можно использовать также магнитное поле, если магнит системы стабилизации поместить в вязкую среду. Достаточно мощный магнит способен с большой точностью сохранять заданное положение в магнитном поле, что позволяет демпфировать колебания спутника относительно магнита. Задача в этом случае заключается в выборе такого направления в магнитном поле, которое бы не совпадало с желаемой ориентацией спутника тогда вариации магнитного поля можно отнести к возмущениям, действующим на спутник со стороны окружающей среды. Следует учесть, что существует определенное соотношение между допустимой величиной возмущения и требуемой степенью демпфирования. Системы такого типа были созданы фирмами Локхид и Дженерал Электрик и испытывались в полете. Аналитические методы синтеза, использованные фирмой Дженерал Электрик , а также результаты летных испытаний системы изложены в работах [7, 43, 50, 53]. Авторы этих работ применили номограмму Делпа [16], расширив ее для учета параметров магнитных систем демпфирования (рис. 16 и 17). Демпфирующее устройство, в котором вместо вязкой среды используются вихревые токи, описано в работах [50, 83]. [c.205]

Особую ценность имеют результаты летных испытаний, отражающие совокупное влияние различных фаБсторов (уноса, шероховатости поверхности и т. д.) на переход пограничного слоя и не подверженные воздействию негативных факторов, присущих аэродинамическим трубам. Обработка летных данных [44, 51] по формуле (6.18) показала, что для определения начала перехода в данном случае также может быть использована эта зависимость, однако величина Ai должна быть увеличена Ai = 1600/М . Диапазоны изменения основных параметров, входящих в формулу (6.18), имеют следующие ограничения М о = 4 -20 = 2ч-4 = 0,154-0,9 h 4,0. [c.130]

Результаты летных испытаний МТКК Спейс шаттл показали, что при работе ДУ орбитального маневрирования компоненты топлива без газовых включений поступали через сетчатый экран в коллектор даже в условиях, когда объем переднего отсека бака оставался наполненным лишь на 4 %, Даже при действии отрицательных ускорений в полете компоненты топлива не перетекали из коллектора через сетчатый экран в передний отсек баков. [c.344]

На рис. 157 приведены кавитационные характеристики, пересчитанные по результатам летных испытаний самолетов с двигателями ВК-105, АМ-35А, Даймлер-Бенц-601А и ЮМО-211. [c.197]

По результатам летных испытаний опытных и первых серийных самолетов ТБ-3 в конструкторском бюро была составлена программа работ по улучшению их летно-тактических и эксплуатационных данных, которая предусматривала в первую очередь снижение массы конструкции путем ужесточения допусков на поставляемые материалы, повышение общей культуры серийного производства замену двигателей М-17 на более мощные двигатели М-34 увеличение дальности полета замену носовой пулеметной турели шаровой башней, вписанной в обводы фюзеляжа установку новой носовой кабины штурмана с улучшенным обзором с( ершенствование оборонительного стрелкового и наступательного бомбардировочного вооружения- [c.311]

По мере увеличения скорости и высоты полета самолетов оказался актуальным учет влияния сжимаемости воздуха при вычислении истинной воздушной скорости. Метод учета влияния сжимаемости был разработан А. В. Чесаловым [10] и стал обязательным элементом обработки результатов летных испытаний. [c.315]

Рассмотренные в 2 способы оценки коэффициентов линейной модели ГТД были применены при обработке результатов летных испытаний современного двухвального ТРДДФ. Уравнения движения для ТРДДФ в линенном приближении имеют вид [c.75]

Рассмотрены некоторые способы оценки коэффициентов лпйейной модели ГТД, которые позволяют достаточно точно вычислять неизвестные величины (постоянные времени, коэффициенты передачи и др.) современных ГТД по результатам наблюдений. Приводится пример расчета коэффициентов линейной модели двухвального ТРДДФ по результатам летных испытаний. [c.324]

Летные испытания первых реактивных истребителей, при которых скорость полета достигала 910—950 клг/час, подтвердили результаты ранее выпол ненных теоретических и эксперимента.льных работ. Они показали, что отработанная и широко использовавшаяся аэродинамическая схема свободноне-сущего моноплана с трапециевидным крылом утолщенного профиля допускает увеличение скорости лишь в пределах до 0,8 от скорости звука на соответствующих высотах, что превышение этого предела приводит к тяжелым нарушениям устойчивости и управляемости самолета, что увеличение скорости сопряжено со значительным возрастанием воздушных нагрузок, испытываемых летящим самолетом. Следовательно, для практического освоения околозвуковых и звуковых скоростей обязательны переход к новым аэродинамическим схемам, отказ от применения дерева как конструкционного материала и разработка новых принципов проектирования цельнометаллических самолетов с крыльями и оперением высокой прочности и жесткости. [c.373]

Первый отечественный турбовинтовой двигатель ТВ-2М был сконструирован в 1953 г. коллективом, возглавлявшимся А. Д. Швецовым и позднее руководимым П. А. Соловьевым. Летные испытания двигателя на экспериментальных самолетах и летающих лабораториях подтвердили возможность обеспечения высокой скорости и высоты полета и высокую экономичность работы силовой установки. Конструкторским коллективом А. Г. Ивченко был создан турбовинтовой двигатель АИ-20 с осевым десятиступенчатым компрессором, кольцевой камерой сгорания и трехступенчатой турбиной. Его взлетная мощность равна 4000 э. л. с., удельный вес по взлетной мощности составил 0,27 кз/э. л. с., тогда как наименьший удельный вес поршневого двигателя М-63 — 0,464 жз/л. с. Ресурс турбовинтовых двигателей, при запуске в серийное производство не превьппавший 200 рабочих часов, в результате совершенствования технологии и конструктивных улучшений был увеличен до нескольких тысяч часов. Началась разработка конструкций пассажирских самолетов с турбовинтовыми двигателями. [c.393]

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]

Прекрасное коррозионное поведение медьсодержащих и низколегированных сталей подтверждается результатами испытаний, проведенных ВМС США и ASTM. При 8-летних испытаниях, организованных ВМС США в Кристобале (Зона Панамского канала), скорости коррозии низколегированных сталей, определенные по потерям массы, составили от 18 до 23 мкм/год [13,17] (см. рис. 10). При 15,5-летних испытаниях в Кюр-Биче (Сев. Каролина, США) на стенде, расположенном в 250 м от средней отметки прилива, скорости коррозии низколегированных сталей не превышали 8 мкм/год. [c.44]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...