Полет

Шуровка слоя в таких топках не требуется, поскольку, прогреваясь в процессе полета, частицы угля теряют способность спекаться. Шлак сбрасывается в шлаковую шахту, а из нее — в систему шлакоудаления. [c.140]

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]

Помимо задач выравнивания неоднородных потоков в аппаратах и других различных устройствах, часто возникает необходимость преобразовать одну форму профиля скорости в другую. Например, в аэродинамических трубах с равномерным (прямолинейным) потоком иногда требуется создать для испытуемой в рабочей части модели кинематически подобную схему полета по кривой траектории. Этого можно достичь [26, 37], во-первых, изогнув особым образом модель и, во-вторых, создав поперек рабочего сечения трубы постоянный градиент скорости. Такое распределение скоростей может быть получено, например, при испытании решетки с переменным по сечению сопротивлением (переменной густотой). [c.11]

Высоту горизонта обычно принимают на уровне глаз человека, стоящего на земле, т. е. Н= 1,5- - 1,7 м. При изображении застройки большого района высоту горизонта берут равной 100 м и более. Такую перспективу называют перспективой с птичьего полета . [c.165]

Измерение температуры скоростного газового потока имеет очень большое значение для авиастроения, однако здесь не место для подробного обсуждения этой проблемы. Читатель может обратиться к специальным трудам [41, 42], где дается исчерпывающий разбор данного вопроса. Как одна из областей применения технических термометров сопротивления, измерение температуры воздуха за бортом самолета в полете представляет собой любопытный контраст по сравнению с измерением температуры в условиях теплоэлектростанции. [c.228]

Прежде чем перейти к практическим деталям конструкции и особенностям работы датчиков температуры забортного воздуха, необходимо уточнить, что именно следует измерить. Если не считать условий полета в чистом воздухе на малой высоте и с малой скоростью, понятие температура забортного воздуха неоднозначно. Можно выделить по крайней мере четыре температуры [c.228]

Сам чувствительный элемент должен иметь относительно малую постоянную времени от 1 до 5 с в зависимости от условий полета. Конструкция элемента показана на рис. 5.28. Проволока диаметром 0,05 м из чистой платины намотана спиралью и укреплена между двумя коаксиальными тонкостенными платиновыми трубочками спираль изолирована от стенок слюдой и залита цементом. Полностью датчик температуры торможения показан на рис. 5.29. Прежде чем попасть на чувствительный элемент, воздушный поток круто поворачивает, так что любые увлеченные им твердые частицы пролетают в выходное отверстие. Внутренний пограничный слой отсасывается через отверстия, показанные на рисунке, с тем чтобы не происходило отделения потока при резком изменении его направления. [c.230]

Определить расходы через насадки и теоретические высоты полета струй 21 и при полностью открытой аа-движке = 0), если длины труб, соединяющих бак с-насадками, L = 50 м, 1 = 25 ы, а диаметры их одинаковы (с1 = 50 мм). [c.295]

В условиях предыдущей задачи определить, при каком угле бросания а дальность полета Ь будет максимальной. Найти соответствующие высоту и время полета. [c.94]

Определить высоты Ль Лг и Лз над поверхностью воды трех пунктов отвесного берега, если известно, что три пули, выпущенные одновременно в этих пунктах с горизонтальными скоростями 50, 75 и 100 м/с, одновременно упали в воду, причем расстояние точки падения первой пули от берега равно 100 м принять во внимание только ускорение силы тяжести g = 9,81 м/с . Определить также продолжительность Т полета пуль и их скорости Пь U2 и оз в момент падения в воду. [c.97]

Для определения собственной скорости V самолета при ветре размечают на земле треугольный полигон АВС со сторонами ВС=и, СЛ ==/2, АВ — 1й м. Для каждой стороны полигона определяют время полета 1, (2, с. Определить собственную [c.156]

Спортивный самолет массы 2000 кг летит горизонтально с ускорением 5 м/с , имея в данный момент скорость 200 м/с. Сопротивление воздуха пропорционально квадрату скорости и при скорости в 1 м/с равно 0,5 Н. Считая силу сопротивления направленной в сторону, обратную скорости, определить силу тяги винта, если она составляет угол в 10° с направлением полета. Определить также величину подъемной силы в данный момент. [c.199]

Самолет летит горизонтально. Сопротивление воздуха пропорционально квадрату скорости и равно 0,5 Н при скорости Б 1 м/с. Сила тяги постоянна, равна 30 760 Н и составляет угол в 10° с направлением полета. Определить наибольшую скорость самолета. [c.204]

Какова должна быть постоянная тяга винта Т при горизонтальном полете самолета, чтобы, пролетев 5 метров, самолет увеличил свою скорость с по м/с до П1 М/с. Тяга винта направлена по скорости полета. Сила лобового сопротивления, направленная в сторону, противоположную скорости, пропорциональна квадрату скорости и равна а Н при скорости в 1 м/с. Масса самолета М кг. [c.205]

Лыжник при прыжке с трамплина спускается с эстакады АВ, наклоненной под углом а = 30° к горизонту. Перед отрывом он проходит небольшую горизонтальную площадку ВС, длиной которой при расчете пренебрегаем. В момент отрыва лыжник толчком сообщает себе вертикальную составляющую скорости Vy = 1 м/с. Высота эстакады /г = 9 м, коэффициент трения лыж о снег / = 0,08, линия приземления СО образует угол Р == 45° с горизонтом. Определить дальность I полета лыжника, пренебрегая сопротивлением воздуха. [c.228]

Примечание. Дальностью полета считать длину, измеряемую от точки отрыва С до точки приземления лыжника на линии СО. [c.228]

Точка, находящаяся на широте X, брошена в западном направлении под углом а к горизонту с начальной скоростью Uq. Определить время и дальность полета точки. [c.259]

При полете снаряда вращение его вокруг оси симметрии замедляется действием момента силы сопротивления воздуха, равного /гш, где со — угловая скорость вращения снаряда, к — постоянный коэффициент пропорциональности. Определить закон убывания угловой скорости, если начальная угловая скорость равна шо, а момент инерции снаряда относительно оси симметрии равен ]. [c.284]

Пренебрегая высотой полета искусственного спутника над поверхностью небесного тела, определить первую космическую скорость VI и соответствующий период Т обращения для Земли, Луны, Венеры, Марса и Юпитера. [c.389]

Решить такую же задачу для случая полета к орбите Венеры (/ з = 108-10 км). [c.394]

Самолет летит из начального в конечный пункт, расстояние между которыми равно 1500 км. Скорость полета v постоянна во времени для каждого полета, но для разных полетов принимает различные значения. Предполагается, что скорость представляет собой случайную величину с гауссовским распределением, с математическим ожиданием Шо = 250 м/с и средним квадратическим отклонением esv — 10 м/с. Определить симметричный интервал для времени полета, соответствующий вероятности 0,999. [c.445]

Самолет летит по прямой линии от начального пункта. Угол отклонения этой прямой от заданной прямолинейной траектории в разных полетах может принимать различные значения. Предполагается, что угол является случайной величиной с гауссовским распределением, его математическое ожидание равно нулю, а среднее квадратическое отклонение равно Определить значения вероятности того, что на расстояниях L = 50 100 200 км боковое отклонение от заданной траектории не превысит 5 км. [c.445]

При расчетной оценке точности стрельбы в мишень принимается, что скорость полета пули постоянна, учитывается случайное отклонение оси ствола и случайное отличие скорости пули от номинального значения. Считается, что пуля попадает точно в центр мишени, если при точном задании направления оси ствола скорость вылета равна номинальному значению 600 м/с. Углы отклонения (р и гр оси ствола от заданного направления н отличие До скорости вылета от номинального значения считаются независимыми случайными величинами с гауссовским распределением, с нулевыми математическими ожиданиями и со средними квадратическими отклонениями соответственно Оф = n,j, =0,5-10 рад и Ои = 75 м/с. Расстояние до мишени равно / = 50 м. Определить симметричные интервалы для горизонтального и вертикального смещений точек попадания в мишень относительно ее центра, соответствующие вероятности 0,99. [c.445]

При запуске двигателя на режиме авторотации определяется как P =f M, Н), где М — скорость полета Я — высота полета на режиме авторотации. [c.337]

Очевидно, что с ростом высоты полета Н значение л увеличивается. Рост скорости полета М приводит к снижению п из-за увеличения Р . Давление сжатого воздуха Р должно обеспечивать критическое истечение газа из отверстия сопла диафрагмы во всем заданном диапазоне высот и скоростей полета. [c.337]

Расчет эжектора состоит в определении предельных значений высоты Н и скорости полета Л/, до которых обеспечивается необходимая мощность воспламеняющего факела для заданных расхода сжатого воздуха и его параметров /, , Г, . Рассчитывают так же среднюю температуру факела и геометрические размеры эжектора. Расчетная схема эжектора показана на рис. 7.25. [c.339]

Гуржиенко Г. А. Метод искривленных моделей и применение его к изучению криволинейного полета воздушных кораблей. — Тр. ЦАГИ, 1934, выи. 182. 64 с. [c.338]

Определить, на какой минимальной глубине /г под баком нужно расположить вход в насос, чтобы при полете на вьюоте 5 км (где атмосферное давление = 53,3 кПа) с ускорением а = 12 м/с по горизонтали давление на входе в насос было не меньше 46,7 кПа. [c.252]

Каков должен быть коа4к )ициент сопротивления задвижки, обеспечивающий одинаковую высоту полета струй [c.295]

Задача XIV—36, Определить теоретическую высвту полета струи г для каждого из двух насадков диаметром (1 = 30 мм, питаемых центробежным насосом (я = [c.444]

В тридцать втором издании сделана попытка, не выходя за рамки теоретической механики, отразить в какой-то степени новые проблемы техники и более полно охватить те вопросы классической механики, которые не нашли до сих пор достаточного освещения. В связи с этим в Сборник введены новые разделы, содержащие задачи по пространственной ориентации, динамике космического полета, нелинейным колебаниям, геометрии масс, аналитической механике. Одновременно существенно дополнены новыми задачами разделы кинематики точки, кинематики относительного дзихсения и плоского движения твердого тела, динамики материальной точки и системы, динамики точки и системы переменной массы, устойчивости движения. Небольшое количество новых задач введено также почти во все другие разделы Сборника некоторые задачи исключены из него. Сделаны также небольшие перестановки в размещении материала. В конце Сборника в качестве добавления приведена Международная система единиц (СИ). [c.8]

Морское орудие выбрасывает снаряд массы 18 кг со скоростью uo = 700 м/с, действительная траектория снаряда в воздухе изображена на рисунке в двух случаях 1) когда угол, составляемый осью орудия с горизонтом, равен 45° и 2) когда этот угол равен 75°. Для каждого из указанных двух случаев определить, на сколько километров увеличилась бы высота и дальность полета, есди бы снаряд не испытывал сопротивления воздуха. [c.208]

Успешный запуск вихревых горелок и воспламенителей, работающих на жидком топливе в основном определяется условиями в перфокамере и гарантируется рабочим диапазоном соотношения плошадей проходных сечений отверстия диафрагмы и соплового ввода. На рис. 7.10 показаны экспериментально полученные соотношения, позволяющие в процессе проектирования выбирать сочетание размеров и F , обеспечивающих стабильность запуска. Область устойчивого запуска офаничена линиями 7 и 2 Режимы, лежащие выше кривой 1 характеризуются пониженным давлением в перфорированной камере и, как следствие ухудшением процесса запуска. Нижняя фаница (кривая 2) зависимости рассчитанная в работе [И], определяет достижение критического режима истечения из отверстия диафрагмы. В полете фаница устойчивого запуска зависит от отношения давления на входе в воспламенитель к давлению в камере сгорания tiJ = Для [c.320]

Исследования, проведенные в термобарокамере, позволяли имитировать климатические условия до высоты Н= 16,0 км. С учетом того, что при высотных условиях температура сжатого воздуха за компрессором при адиабатном сжатии и степенях повышения давления л > 10 выше 300 К, в опытах температура сжатого воздуха на входе в воспламенитель поддерживалась постоянной и равной 300 К. Температура топлива изменялась от исходной Т= 298 К до атмосферной на соответствующей высоте. Пределы изменения температуры составляли 218 < < 298 К. В опытах температура понижалась на 5 К и запуск повторялся. Запуск регистрировали визуально по факелу прюдуктов сгорания и приборами по скачку давления и температуры. После запуска воспламенителя фиксировалась стабильность его работы без срывов в течении 30 с. Время запуска не превышало заданных норм и практически составляло 1 с. Во всем диапазоне изменения параметров окружающей среды и температуры топлива на входе воспламенитель работал без срывов и низкочастотных пульсаций. С уменьшением температуры отмечалось повышение давления топлива, при котором происходил надежный запуск с Р = 0,35 МПа при Т= 298 К до Р = 0,5 МПа при Т= 218 К, что очевидно обусловлено повышением мелкости распыла, вызванной увеличением перепада давления на форсунке. Проведенные испытания позволяют сделать следующие выводы доказана возможность организации рабочего процесса вихревого воспламенителя на вязком топливе при значительном снижении его температуры на входе воспламенитель КС вихревого типа подтвердил работоспособность при продувке в барокамере на режимах, соответствующих высоте полета до 16 км опыты показали высокую устойчивость горения, надежный запуск при достаточно низких отрицательных температурах, что позволяет рекомендовать вихревые горелки к внедрению как устройства запуска КС ГТД, работающих на газообразном топливе и используемых в качестве силовых установок нефтегазоперекачиваюших станций в условиях Крайнего Севера. [c.330]

Приведенная система уравнений с учетом исходных данных и результатов расчета безэжекторной части воспламенителя позволяет получить предельные параметры сжатого воздуха и топлива, обеспечивающие заданную мощность факела на определенной высоте и скорости полета, а также определить основные геометрические размеры эжекторного увеличителя мощности. [c.342]

При создании современных турбин ГТД различного назначения с высокими начальными параметрами, большими неравномерностями полей температуры, скорости, плотности в потоке газа важной является проблема снижения термических напряжений в пере лопатки путем уменьшения неравномерности температуры. Уже при начальной температуре газа Г = 1500 К минимальное значение местного коэффициента запаса прочности может достигнуть своего допустимого значения в самой холодной точке поперечного сечения пера. Наиболее горячие части лопатки — кромки, а наиболее холодные — средние части выпуклой и вогнутой поверхностей с минимумом температуры nmin перемычке между охлаждающими каналами. Традиционный метод уменьшения температурной неравномерности заключается в снижении температуры кромок двумя основными способами интенсификацией теплообмена в кромочных каналах турбулизаторами течения (ребрами, лунками, закруткой, струйным натеканием на стенку, пульсирующей подачей охладителя и т. п.) или понижением температуры воздуха, охлаждающего кромки, путем спутной закрутки или в теплообменнике. Эффективным может быть выдув охладителя на поверхность пера. Однако в авиадвигателях выдув может затруднять отключение охладителя на крейсерских режимах полета самолета. В ГГУ, работающих на тяжелых сортах топлива, происходит отложение твердых частиц на перфорирюванной поверхности, что приводит к [c.366]

Безотказность- - свойство сохранять работоспособное состояние в течение заданной на работки без в ы н у ж д е н-и 1)1 X перерывов. Это свойство особенно важно для ман1ин, отказы которых связаны с онасиостьк) для жизни людей (нанример, га,полеты) или с перерывом в работе GojHiiHoi o комплекса машин. [c.19]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...