Полеты с большой тягой

МЕЖПЛАНЕТНЫЕ ПОЛЕТЫ С БОЛЬШОЙ ТЯГОЙ [c.302]

Полеты с большой тягой [c.468]

Наибольшая сила тяги развивается прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который пригоден для полетов с большими сверхзвуковыми скоростями (более чем в 2—3 раза превышающими скорость звука). [c.570]

Номинальный режим соответствует числу оборотов ротора ня 3—4% меньше максимальных и тяге примерно на 10% меньше максимальной. Время непрерывной работы двигателя на этом режиме, как правило, ограничивается. Используется этот режим при полете с большой скоростью, при длительном наборе высоты и пр. [c.282]

Отметим еще одну особенность диапазона скоростей сверхзвукового самолета. Поскольку на определенных сверхзвуковых скоростях с увеличением скорости происходит рост избыточной тяги, то для установившегося полета с большей скоростью может потребоваться смещение РУД назад. Следовательно, второй режим полета может быть не только на малых скоростях, но и на весьма больших. На рис. 6.09 и 6.10 области второго режима заштрихованы. [c.156]

При рассмотрении преимуществ и недостатков различных способов пилотирования самолета в полете с несимметричной тягой большое значение имеют свойственные им показания пилотажных приборов. [c.86]

До сих пор мы рассматривали траектории полета с малой тягой, обеспечивавшие простой гиперболический пролет мимо планеты назначения. Космический аппарат, снабженный двигательной системой малой тяги, может совершить посадку на планету, используя для торможения или ракетный двигатель большой тяги, или атмосферную подушку планеты. Однако для космического аппарата с малой тягой особенный интерес представляет выход на орбиту искусственного спутника планеты. Масса такого спутника может быть существенно больше массы спутника, выводимого на орбиту методами, излагавшимися в предыдущих главах (исключая случай аэродинамического торможения), при условии, что массы космических аппаратов, сошедших с околоземной орбиты, будут одинаковы. [c.343]

Конструктивно форсажная камера устроена значительно сложнее. Она имеет небольшую массу при значительном увеличении реактивной силы тяги двигателя. Форсажная камера при неподвижном двигателе способна создать тягу, равную одной трети от тяги двигателя без форсажной камеры. В полете с большой скоростью при работе форсажной камеры тяга двигателя может увеличиться почти в два раза. [c.472]

Очень большая величина максимальной тяги, имеющая место при полете с полной тягой в течение короткого периода, ведет к уменьшению числа вариаций высоты и угла наклона траектории на этом участке полета. Анализ задачи можно значительно упростить, если предположить, что двигатель может развивать бесконечно большую тягу. Тогда получается предельный случай минимальной траектории, который может быть полезным при решении реальной задачи с конечным значением максимальной тяги. Положив, что. / тах стремится К бесконечности при одновременном стремлении к нулю таким образом, что [c.773]

Приведенный в 3 метод расчета газового эжектора позволяет определить параметры эжектора — увеличителя тяги с учетом сжимаемости при больших отношениях давлений смешивающихся газов, больших скоростях и температурах в эжектирую-щей струе и тем самым уточнить полученные выше результаты. Расчет проводится для эжектора с заданными геометрическими размерами, т. е. параметрами а и /. Полное давление и температура эжектирующего газа р и Т для данного режима работы двигателя известны. Полное давление и температура торможения эжектируемого воздуха р и Т1 определяются по параметрам атмосферы Рв и и скорости полета с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике. Далее, последовательно задаваясь различными значениями Я2, определяем параметры смеси газа и воздуха на выходе из диффузора. Реальным будет такой режим (такие значения коэффициента эжекции п и скорости истечения w ), при котором давление дозвукового потока в выходном сечении диффузора получается равным атмосферному давлению Ря. [c.561]

В реактивном двигателе развиваемая сила тяги есть сила реакции потока газообразных продуктов сгорания, вытекающих с большой скоростью (в несколько раз превышающей скорость полета) из сопла двигателя в окружающую среду. [c.414]

Ракетные двигатели легки, могут работать в пустоте и способны развивать в течение короткого времени очень большие тяги, практически недостижимые для двигателей других типов. Например, в настоящее время имеются жидкостные ракетные двигатели с одним соплом, развивающие в полете тягу до 800 Т. На больших современных космических ракетах на первой ступени ставится несколько таких двигателей. Существуют ракетные двигатели на твердом топливе, которые развивают тягу в несколько тысяч тонн. [c.130]

Увеличения тяги ТРД при практически неизменном перепаде давления я можно достичь с помош ью повышения температуры торможения на Выходе из выхлопного сопла, для этого можно дополнительно дожигать топливо за турбиной в сопле и таким путем форсировать тягу двигателя. При форсаже температуру газа, вытекаюш его из сопла, можно поднять до 2000 К и более, т. е. значительно выше, чем в основной камере сгорания, где температура не может быть больше значений, при которых обеспечивается прочность лопаток турбины. Для полетов с ТРД на значительных сверхзвуковых скоростях, как было указано выше, необходимо применять специальные диффузоры со сниженными потерями на сверхзвуковых скоростях. [c.143]

Для космических полетов, осуществляемых с большими скоростями, применяют ракеты с жидкостными реактивными двигателями, в которых используют жидкое топливо и жидкие окислители (кислород, перекись водорода и др.). Распыливаемые в камере сгорания топливо и окислитель реагируют при постоянном давлении, обеспечивая образование большого количества газов с очень высокой температурой — До 2500— 3000 С. Расширяясь адиабатно, газы вытекают со сверхзвуковой скоростью, создавая струю, реакция которой и заставляет двигаться ракету. Поскольку воздух в двигатель не забирается, то и работа на сжатие воздуха не затрачивается. Сила тяги не зависит от скорости полета, что является большим преимуществом двигателей такого рода. [c.98]

При полетах на больших высотах в эксплуатации ГТД возникает ряд особенностей, обусловленных низкими значениями давления, температуры и плотности атмосферного воздуха. Эти параметры воздуха изменяют тяговые и другие характеристики ГТД. Например, с увеличением высоты полета на каждые 1000 м тяга ГТД уменьшается в среднем на 5%, что приводит к уменьшению маневренных характеристик и сужению диапазона скоростей полета самолета. [c.63]

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]

Форсирование тяги при этом способе составляет 25—50% и более (на стенде и малых скоростях полета). При полете с большими скоростями форсирование тяги может достигать более 100%. Так, при скорости полета, соответствующей числу М = 2,5, тяга ТРДФ может увеличиться примерно в 2,5 раза. [c.215]

Большое значение имеет вопрос о выполнении разворотов с несимметричной тягой. Если выполнять их без скольжения (координированно), нет оснований считать разворот в. сторону отказавшего двигателя более опасным, чем в сторону работающего. Следует только помнить, что координированный разворот с данной угловой скоростью в направлении работающих двигателей должен выполняться с большим креном, чем в сторону неработающего. Причина этого очевидна. Ведь для прямолинейного полета без скольжения уже нужен был некоторый крен в сторону работающего двигателя. Поэтому в отличие от полета с симметричной тягой в этом случае отсчитывать угол крена надо не от нуля, а от того угла, который уже имелся при полете по прямой. [c.89]

Заключительный 3.4 разбит на два идеологически дополняющих друг друга раздела. Первый из них посвящен полету ракеты с большой реактивной тягой и, как следствие, с большим ускорением. Второй, наоборот, — полету с малой тягой и с малым ускорением. Плоские уравнения движения уточняются для различных важных частных случаев. Кроме того, первый раздел знакомит с интересной задачей о движении многоступенчатых ракет, о распределении масс ступеней для придания составной ракете максимальных скоростных показателей. При исследовании полета с малым ускорением в свободном полете и в поле тяготения анализируются оптимальные режимы работы двигателей КА с помощью решения условных вариационных задач. [c.77]

Управляемостью самолета называется способность его переходить из одного режима полета в другой под действием рулей. При испытаниях на управляемость летчик должен осветить следующие вопросы 1) Легкость управления, оцениваемую по нагрузкам на ручку и педали при всех эволюциях, присущих данному самолету. Наибольшие усилия на руль глубины возникают при планировании на больших углах атаки при передней центровке, на элероны — при больших ско- )0стях полета, на руль поворота — при боль-1ПИХ скоростях полета с мотором, работающим на полном газе. 2) Запас рулей определяется иеиспользовадным углом отклонения их сверх потребного для выполнения эволюций. Нормальным запасом рулей считают 23—50% от возможного их отклонения. Запас руля высоты определяется обычно из условий посадки с предельно-передней центровкой прп полном открытии щитков и из условий поднятия хвоста н-а взлете. Запас элеронов может быть выявлен при перекладывании самолета из одного виража в другой, а также при полете в болтанку на больших углах атаки. Запас руля поворотов можно оценить на взлете при перекладывании из одного виража в другой, на скольжении, а у многомоторных самолетов при полетах с несимметричной тягой винтов. В случае остановки одного из боковых моторов д. б. возможен не только прямолинейный полет, ио и разворот в любую сторону. При этих испытаниях одновременно определяется возможность полета без снижения и потолок самолета с одним остановленным мотором. [c.231]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

Развитие космической ракетной техники привело к выделению двух классов задач о полете ракет с двигателями на химическом топливе, т. е. задач о полете с боль-1П0Й тягой (в этом случае на единицу тяги приходится малый вес), и о полете ракет с двигателями малой тяги. Двигатели малохт тяги характеризуют то, что на единицу тяги приходится большо вес, по этот недостаток компенсируется продолжительностью действия тяги при малом расходе массы (для электрореактпвных двигателей) или даже нулевом (для солнечного паруса ). [c.308]

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]

С увеличением числа Мо полета удельный расход топлива ДТРД и ТРД непрерывно растет, так как увеличивается полезная работа каждого. килограмма тяги, стало быть, возрастает затраченная энергия в виде расхода топлива на этот килограмм тяги в час. Однако темп увеличения удельного расхода топлива ДТРД по скорости полета значительно больше, чем у ТРД (рис. 4.34), Таким образом, с ростом числа Мо разрыв между [c.112]

Заметим, что ДТРД с большой степенью двухконтурности при выключенной системе форсажа может обеспечить на дозвуковых скоростях полета исключительно хорошую экономичность, а при включенной системе форсирования — очень большую степень увеличения тяги. [c.125]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...