Скорости полетов летательных аппаратов

Удельный расход ВРД, как и удельная тяга, зависит от скорости полета летательного аппарата. [c.216]

ВОЗДУШНАЯ (истинная, техническая) СКОРОСТЬ — скорость полета летательного аппарата относительно воздуха. [c.221]

Для гиперзвуковых скоростей полета летательных аппаратов широкое распространение получила ньютонианская теория определения аэродинамических характеристик. [c.23]

Скорости полетов летательных аппаратов [c.124]

Таблица 1.16 Классификация скоростей полета летательных аппаратов

Возрастание скоростей полета летательных аппаратов вызвало повышенно температуры обшивки в результате этого алюминиевые сплавы перестали удовлетворять требованиям авиационной техники сверхзвуковых скоростей. В этих условиях наиболее приемлемым материалом оказались титановые сплавы. [c.428]

В настоящее время имеется ряд конструкций описанного прибора, приспособленных как для лабораторных измерений скорости потока, так и для измерения скорости полета летательного аппарата (точнее, его воздушной скорости, и-ти скорости относительно воздушной среды). Одиако в каждой конструкции, как бы удачна она ни была, полное и статическое давления измеряются не вполне точно. [c.79]

Рассмотренные выше пульсирующие детонационные двигатели, по крайней мере, в принципе могут работать, начиная с нулевой скорости полета летательного аппарата (ЛА). В то же время теоретическое предсказание их тяговых характеристик, в частности, удельного импульса /др из-за сложности определяющих их газодинамических процессов опирается на различные упрощающие допущения. Так, в работе [13], посвященной численному моделированию нестационарного процесса в одиночной детонационной камере и в пристыкованном к ней сопле клапанного ПДД, принимается, что идеальное перемешивание воздуха и топлива происходит мгновенно, а инициирование детонации моделируется введением в части камеры высоких давления и [c.104]

По мере увеличения скорости полета летательного аппарата предварительное поджатие воздуха увеличивается настолько, что при определенной скорости полета необходимость в компрессоре, а следовательно, и в турбине отпадает. [c.220]

Авиационная техника на высотах выше 6—7 км всегда испытывает воздействие минусовой температуры, чаще ниже —40° С. Это, конечно, достоверно только в том случае, если скорость полета летательного аппарата будет дозвуковой. [c.7]

При дозвуковых скоростях полета летательного аппарата давление воздуха в диффузоре увеличивается в несколько раз, что недостаточно для создания большой силы тяги (реактивной силы). Когда скорость полета летательного аппарата дозвуковая, то при ее увеличении в два раза давление воздуха в диффузоре увеличивается в четыре раза. Но все же, когда скорость полета меньше скорости звука, то увеличение давления воздуха в диффузоре (рис. 15.46) незначительно. [c.460]

Также как и тяговый КПД, полный КПД тем больше, чем больше скорость полета летательного аппарата. Следовательно, чем с большей скоростью осуществляется полет летательного аппарата, тем лучше используется внесенная в двигатель тепловая энергия. [c.480]

Адиабатические процессы имеют очень большое значение в аэродинамике больших скоростей — газодинамике. При больших скоростях полета летательных аппаратов воздух, не успевая передать тепло в окружающую среду, также сильно нагревается. Нагрев может достигать тысяч градусов. [c.27]

В зависимости от скорости полета летательного аппарата весь диапазон скоростей делится на несколько зон дозвуковую, трансзвуковую и сверхзвуковую. [c.78]

Форма аэродинамических поверхностей ракеты крыльев, стабилизаторов и т. п. определяет ее аэродинамические характе ристики. Развитие форм аэродинамических поверхностей тесно связано с увеличением скорости полетов летательных аппаратов. [c.97]

При больших температурах в камерах сгорания ЖРД и ТРД или при больших скоростях полета летательных аппаратов с ВРД температура торможения продуктов сгорания на входе в сопло может достигать 2500-3000°К. При таких температурах и умеренных давлениях продукты сгорания на входе в сопло частично диссоциированы. При их расширении и охлаждении в сопле вследствие конечности скоростей химических реакций процессы рекомбинации не успевают завершится и химическая энергия горючего, затраченная на диссоциацию продуктов сгорания в камере (или на входе в сопло), не полностью переходит в кинетическую энергию реактивной струи. Это приводит к возникновению потерь импульса сопла из-за химической неравновесности (А/хн ), что имеет место для относительно коротких реактивных сопел, когда время пребывания газа в соплах весьма мало (10 " -10 с) и изменение внутренней энергии и химического состава не успевает за изменением температуры и давления в потоке. Для сопел самолетов с умеренными сверхзвуковыми скоростями (Л4о 3) и длинных сопел ракетных двигателей в большинстве случаев можно считать, что процесс расширения продуктов сгорания происходит энергетически и химически равновесно. [c.89]

Выведем рабочие зависимости для их расчетного определения. Из методических соображений удобнее рассматривать обращенную схему покоящийся на стенде РПД, обдуваемый потоком со скоростью Ун, равной скорости полета летательного аппарата в интересующей нас точке траектории (рис. 5.1). [c.167]

В ракетно-прямоточных двигателях с нерегулируемыми входными сечениями с уменьшением скорости полета летательного аппарата до величины, меньше расчетной, углы наклона скачков в диффузоре становятся больше расчетных и скачки уплотнения переме-ш аются ко входу диффузора, а иногда и выходят из него. При этом часть потока воздуха направляется мимо входного отверстия двигателя. Расход воздуха уменьшается, увеличивая волновое сопротивление диффузора и уменьшая тягу двигателя. С увеличением скорости полета выше расчетной углы наклона скачков уплотнения делаются меньше расчетных, тогда скачки проникают внутрь диффузора и расход воздуха остается максимально возможным. [c.318]

Автоматические регуляторы, изменяя входное сечение диффузора и степень расширения критического сечения сопла, обеспечивают работу двигателя на расчетном режиме при достаточно широких диапазонах изменения скорости полета летательного аппарата и относительного подогрева газов. [c.319]

Наряду с этим возможны колебания из-за смещения скачков уплотнения, возникающего при изменении скорости полета летательного аппарата. С увеличением скорости скачок переходит внутрь диффузора, увеличивая расход воздуха, и если регулятор подачи топлива (газа) не может быстро увеличить подачу топлива (газа), то тяга двигателя падает. Одновременно с этим уменьшается скорость полета летательного аппарата и скачок уплотнения выходит за вход в двигатель, изменяя соотношение газов в камере дожигания, что приводит к росту тяги и скорости полета. Данный процесс, повторяясь несколько раз, приводит к появлению незатухающих колебаний тяги двигателя. [c.320]

Как видно из формулы (8.152), регулятор подачи топлива является статическим и его ошибка зависит от величины ям (0-На рис. 8. 40 построена характеристика точности статического регулятора подачи топлива в РИД в зависимости от ДМн Д- я принятых нами параметров (кривая /). С ростом ДМн(/) ошибка линейно увеличивается линией 2 указана допустимая величина погрешности. Как видно из рис. 8.40, при значительном изменении скорости полета летательного аппарата статическая ошибка системы может превысить принятые нами величины допустимой неточности. Для уменьшения ошибки можно увеличивать коэффициент 4, но до вполне определенных значений, ограничиваемых запасами устойчивости системы регулирования. Возможно также уменьшение коэффициента к[, но также до пределов, ограничиваемых чувствительностью датчиков. [c.398]

Уао — скорость полета летательного аппарата [c.406]

Рис. 8 46 Структурная схема системы автоматического регулирования скорости полета летательного аппарата

Пользуясь уравнением (8.181), составим структурную схему системы автоматического регулирования скоростью полета летательного аппарата с РПД, работающим на твердом топливе (рис. 8.46). На схеме — передаточная функция прибора, измеряющего М [c.411]

В зависимости от скорости движения летательного аппарата возможны две схемы воздушно-реактивного двигателя для сверхзвуковых скоростей и для дозвуковых скоростей полета. [c.568]

В настоящее время в авиации применяются, главным образом, компрессорные газотурбинные двигатели (ГТД). Поршневые двигатели (ПД), исчерпавшие возможности своего дальнейшего развития, были вытеснены ГТД. По сравнению с поршневыми газотурбинные двигатели имеют значительно большую тягу (мош,-ность) при меньшем удельном весей габаритах, имея при этом приемлемую экономичность. Применение ГТД позволило суш,ественно увеличить скорость (рис. 5.1) и высоту полета летательных аппаратов. [c.195]

Для обеспечения подвода необходимого количества воздуха к ГТД на всех режимах полета летательного аппарата и осуществления совместно с компрессором ГТД процесса сжатия воздуха служит входное устройство. Входное устройство состоит из воздухозаборника и подводящего канала. При дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета (М ж 1,5) применяют входное устройство с нерегулируемыми геометрическими размерами, в котором процесс сжатия осуществляется в прямом скачке уплотнения. При скоростях полета, соответствующих числам М> 1,5, применяют входное устройство с регулируемыми геометрическими размерами, в котором процесс сжатия осуществляется в системе косых скачков уплотнения, завершающихся слабым прямым скачком. [c.199]

В плане перспектив развития авиационных силовых установок важное место занимают поисковые исследования новых схем двигателей, которые обеспечили бы дальнейший прогресс развития авиации в направлении повышения дальности, улучшения экономичности и расширения диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов. Определенные возможности в этом плане дает применение комбинированных двигателей, а также двигателей с изменяемыми (параметрами цикла. Использование в одном двигателе двух различных циклов и организация целенаправленного регулирования параметров циклов и обмена энергиями между циклами может обеспечить получение высоких характеристик двигателя в широком диапазоне скоростей и высот полета. Важное значение имеет разработка двухконтурных двигателей с обменом тепловой [c.15]

Разработка и применение новых схем двигателей, обеспечивающих улучшение экономичности, повышение дальности, расширение диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов, а также уменьшение вредного воздействия двигателей на окружающую среду. [c.214]

Удельная тяга ВРД Руд = Р/ш . В ТРДД общий расход воздуха через двигатель определяется суммой -Ь поэтому Руд = Р/ Щ,н + вв)- у двигателей непрямой реакции (например, ТВД) удельная тяга не характеризует работу двигателя, поэтому для них используют понятие эквивалентной мощности N . Мощность Л э определяется суммой мощности винта и реактивной струи (Л рс) ТВД N, = 1Ув -1- Np . Если двигатель развивает реактивную тягу Р, то при скорости полета летательного аппарата [c.277]

ГИРОИНТЕГРАТОР — устр. для оп >еделеиия мгновенной скорости полета летательного аппарата (ракеты) и выключения двигателя с помощью гироскопа в момент достижения заданной скфостй., [c.62]

Стационарные длительные полеты самолетов на 1Высотах, превышающих 30 км, возможны для современных аэродинамических компоновок лишь при скоростях, превышающих 1000 м сек. При таких скоростях полета температуры поверхности самолета становятся значительными (более 350—450°С), что сильно усложняет создание надежно работающих- конструкций. Можно определить целесообразное сочетание высот и скоростей полета летательных аппаратов, когда температуры их поверхности будут допустимыми. Завоевание диапазона высот от 20—25 до 170—190 км, как свидетельствует печать, осуществляется и снизу —созданием самолетов гиперзвуковой авиации, и сверху — [c.8]

Кроме того, повышение скорости полета летательных аппаратов с ВРД сопровождается повышением температуры торможения воздуха на входе в двигатель, в результате чего перед реактивным соплом температура торможения продуктов сгорания достигает 2500-3000°К. При таких температурах и умеренных давлениях продукты сгорания на входе в сопло частично диссоциированы. В соплах ЖРД, имеюгцих высокие температуру и давление газа, эти процессы еще более усиливаются. [c.346]

Рассмотрим методику выбора энергетических характеристик идеальной двигательной установки при заданной скорости полета. Положим, что требуется обеспечить некоторое постоянное значение скорости полета летательного аппарата 1/= l/i = onst при движении по опорной траектории с углом Оо=т 0. Примем, что параметры, определяюш ие баллистическую завязку, заданы табл. 7.3, за исключением ограничений 14, 17, 22 и 23. [c.280]

Принцип системы автоматического регулирования заключается в следующем. При увеличении скорости полета летательного аппарата Мн увеличится давление рпро и мембрана пневматического делителя 13 переместится вверх, а вместе с ней рычаг 14 так, что клапан 15 опустится вниз, стравливая через струйную трубку давление под поршнем сервопривода 5, который при перемещении вниз с помощью кулачкового механизма 9 уменьшит проходное отверстие жиклера 2. При этом уменьшится давление р под мембраной пневматического делителя У, в результате чего мембрана опустится вниз, а рычаг 3 откроет клапан 4, отчего количество жидкости, вытекающей из нижней полости сервомотора 10, увеличится. Поршень сервомотора 10 опустится вниз и откроет дроссель подачи топлива И и количество топлива, поступающего из бака 16 к форсункам 12 РПД, увеличится. С уменьшением скорости полета летательного аппарата процесс перемещения рычагов, поршней и клапанов будет протекать в обратном порядке. [c.361]

ХВ-70 значительно тяжелее Т-4МС (244 т для первого и 170 т для второго), что позволяло американской машине нести большую полезную нагрузку. С другой стороны, двухсотка имела разнесенные парные гондолы двигателей, что позволяло полностью использовать внутренние обьемы фюзеляжа. ХВ-70 Valkyrie из-за пакета двигателей под фюзеляжем мог нести вооружение только на внешних узлах подвески, что соответственно уменьшало скорость полета летательного аппарата. [c.161]

Следует отметить, что возможности этих схсм ограничены при исследовании газодинамических процессов в трубах с низкой плотностью газа. Это объясняется тем, что явления, характерные для полета летательных аппаратов, движущихся на больших высотах с большой скоростью, сопровождаются весьма малыми изменениями условий окружающей среды. Показатель преломления среды при этом практически не отличается от своего значения в вакууме изменение показателя преломления из-за каких-либо причин также весьма мало. Поэтому приходится регистрировать весьма малые световые изменения, которые возникают при iipo-хождении световой волны через исследуемый разреженный газ. На основании этого высокая чувствительность интерфероме-фз является одним из основных критериев, определяющих диапазон его применения для исследования состояния газа при низкой плотности. [c.153]

При полете летательного аппарата оо сверхзвуковой скоростью воздух поступает в двигатель со скоростью, превышающей скорость звука. Этот большой ско ростной напор используется для сжатия воздуха в диффузоре 1—3. Для уменьшения скорости и увеличения давления воздуха, т. е. для превращения кинетической энергии в потенциальную, при сверхзвуковой скорости потока диффузор должен сужаться на екоФорой длине, а затем расширяться, как это показано на участках 1—2 и 2—3. При этом в диффузоре 1—3 р и Т увеличиваются, а т уменьшается. Однако такая форма присуща идеальному диффузору. В действительных двигателях диффузоры имеют только расширение на всем своем протяжении. Дело в том, что при сверхзвуковых скоростях полета перед входом в диффузор образуется скачок давления и на участке 1—2 скорость воздуха становится в силу этого меньше скорости звука поэтому в этом случае диффузоры делают только с расширением (без сужения). [c.189]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...