Регулирование тяги двигателя

П.6. Коррекция с ограниченной тягой двигателя. Рассмотренная импульсная коррекция межпланетной траектории КА отвечает идеализированному случаю использования двигателя с неограниченно большой тягой. Естественно возникает вопрос, как изменятся полученные рекомендации для оптимальной по расходу топлива стратегии проведения коррекции при использовании двигателя с ограниченной тягой. Такая задача исследована в работе [П.2] в обш ей постановке, когда допускается регулирование тяги двигателя от нуля до заданной максимальной величины при условии, что скорость истечения газов из сопла остается неизменной. Определяется оптимальный закон изменения вектора тяги по времени (т. е. величина и направление) из условия минимизации суммарных затрат топлива на коррекцию известных ошибок терминальных параметров движения. [c.434]

Регулирование тяги двигателя практически может осуществляться несколькими путями. [c.51]

Регулирование тяги двигателя [c.133]

Мы остановимся на главном и начнем с того, что вернемся к давно затронутому вопросу о регулировании тяги двигателя. [c.427]

Регулирование тяги двигателя осуществляется путем изменения расхода топлива через систему, то есть изменения ее потребного напора, рассмотрим, как зависят от расхода отдельные члены уравнения (6.12), составляющие потребный напор системы питания. [c.97]

Особенно остро эти вопросы стоят на режимах запуска и глубокого регулирования тяги двигателей, поскольку значения величин осевых сил зависят от угловой скорости и режимных параметров работы ТНА и двигателя в цепом. Прн проектировании ТНА расчет баланса осевых сил обычно ведется на номинальный режим работы двигателя. [c.133]

Двигательные установки (ДУ) разрабатываются для определенного ЛА в зависимости от требуемых характеристик по дальности, высоте и скорости полета, подразделяются на реактивные и поршневые (рис. 5.1) и в общем случае состоят из двигателя, топлива, систем подачи топлива, запуска, регулирования тяги двигателя. [c.115]

Управляющие силы создаются вращением летательного аппарата вокруг двух осей. Для этих целей аппарат имеет четыре органа управления, обеспечивающих управление движениями тангажа, рыскания и крена, а также тягой двигателя. В дальнейшем не будем касаться конструкции двигателей и способов регулирования их тяги, а рассмотрим только первые три вида органов управления, обеспечивающих регулирование управляющих сил при фиксированной тяге. Такое регулирование связано с изменением углов атаки, скольжения или крена летательного аппарата, которое вызвано соответствующими управляющими момента-м и. Эти моменты действуют относительно центра масс и по своей величине определяются управляющими усилиями, непосредственно создаваемыми такими органами. При этом управляющие моменты необходимы также для обеспечения требуемой угловой ориентации аппарата в полете, т. е. для его угловой стабилизации. Устройства, создающие такие моменты, называются органами стабилизации. [c.48]

С высоким пусковым моментом, большим числом включении в час и регулированием скорости Двигатели постоянного тока последовательного или смешанного возбуждения, иногда с искусственными схемами соединения обмоток Механизмы подъема и передвижения кранов большой производительности и точности, вспомогательные металлургические механизмы, электрическая тяга [c.239]

Условия работы скрепера требуют быстрого изменения мощности на рабочем органе, в частности кратковременно нужна очень большая мощность для резания. Так как мощность двигателя самого скрепера недостаточна для этой операции, то прибегают к помощи трактора, подталкивающего скрепер во время резания (трактор-толкач). В зависимости от величины трения о грунт и веса скрепера с грунтом нагрузка постоянно меняется, в результате чего трактор-толкач должен с помощью переключений передач приспосабливать необходимую тягу к условиям работы. Здесь выявляется преимущество гидротрансформатора, так как регулирование тяги и скорости толкача, необходимое для преодоления сопротивления во время загрузки скреперного ковша, происходит автоматически. Кроме того, сокращается время загрузки и водитель освобождается от регулирования скоростей движения и от манипуляций с муфтой сцепления двигателя. [c.203]

Одновременное регулирование НА в первых и последних ступенях. В двигателях, рассчитанных на большие сверхзвуковые скорости полета, снижение Лпр=/г 288/7 может быть вызвано не переходом к пониженным режимам работы, а значительным увеличением температуры воздуха на входе вследствие торможения набегающего на самолет сверхзвукового потока. В этом случае уменьшение расхода воздуха при повороте направляющих аппаратов первых ступеней (для уменьшения углов атаки) является нежелательным, так как в конечном счете приводит к снижению тяги двигателя. [c.171]

Форсажная камера двигателя —общая для обоих контуров, имеет три V-образных стабилизатора пламени, подача топлива производится через три кольцевых топливопровода, расположенных перед стабилизаторами (рис. 60). Эжекторное кольцо форсажной камеры способствует более эффективному и плавному процессу сгорания топлива. Форсажная камера обеспечивает широкий диапазон регулирования тяги. Например, на взлетном режиме тяга регулируется от 6 до 70%. [c.112]

Система управления двигателем проста и универсальна она состоит из двух главных клапанов в магистралях питания окислителя и горючего, регулятора мощности турбины окислителя и байпасного клапана турбины. Регулирование тяги обеспечивается байпасным клапаном, с помощью которого регулируется расход подогретого водорода, идущего на турбины. Соотношение компонентов регулируется посредством изменения мощности турбины ТНА окислителя и, следовательно, изменения расхода окислителя. [c.185]

Есть несколько возможностей регулирования тяги ракетного двигателя, вытекающих из самой формулы тяги [c.211]

Располагаемая тяга двигателя может измениться по ряду причин она повышается при использовании максимального или форсажного режима вместо номинального, при включении ракетных ускорителей понижается при полете в строю (за счет резервирования части тяги), при неправильной настройке системы регулирования двигателя. Возможны и другие причины, в том числе изменение температуры окружающего воздуха. [c.174]

Для управления скоростью вращения КА широкое применение нашли реактивные двигательные установки, представляющие собой системы с одним или несколькими реактивными двигателями малой тяги, объединенные общей системой подачи топлива. Работа таких двигательных установок во многом определяется длительностью активного существования КА, многократными включениями в условиях орбитального вакуума и невесомости, а также ограничением габаритов и веса. Последнее и определяет главный недостаток реактивных двигательных систем, который заключается в постоянном расходовании рабочего тела, запасы которого в полете невосполнимы. Другим недостатком реактивных двигателей является отсутствие возможности регулирования тяги. Поэтому независимо от требований управляющих устройств двигатели при включении развивают одну и ту же тягу и один и тот же управляющий момент. [c.132]

Характерной чертой Б. С. Стечкина было вместе с изложением основного вопроса подробным образом касаться приложений, взятых непосредственно из практики конструирования или эксплуатации авиамоторов. В результате после рассмотрения исходной системы уравнений, что всегда выглядит при чтении лекций формально отвлеченно, студент получал готовый сборник практических задач с ответами и рекомендациями. Число таких задач на лекциях Стечкина достигало полутора десятка. Здесь же впервые ставятся задачи, решением которых ученые и инженеры будут заниматься в прямом смысле до скончания века. Это — регулирование процессов горения и полноты сгорания топлива, форсирование тяги двигателя, устойчивость процессов горения и истечения (помпаж), вопросы экономичности и надежности, наддува и дожигания продуктов сгорания. Стечкиным был накоплен огромный научно-практический опыт, основанный на участии в работах отечественного моторостроения, поэтому чтение лекций сопровождалось примерами расчетов и необходимыми для расчетов практическими рекомендациями по значениям поправочных коэффициентов, по величинам ожидаемых потерь мощности и тяги, по возможным значениям к.п.д. и т. п., то есть, лекции несли своим слушателям материал, который мог быть использован в реальном проектировании. Рассматривая три типа ВРД — прямоточный, турбокомпрессорный и пульсирующий. Стечкин останавливается на целом ряде изобретений и приложений по усовершенствованию параметров того или иного типа ВРД, вспоминает [c.184]

Это время кажется неправдоподобно большим, что указывает на практическую значимость полетов с оптимальным регулированием тяги ракетного двигателя. На фигуре 39 даны графики безразмерного максимального времени полета —в функции 1е для различных значений фо. [c.205]

Другой способ регулирования тяговых двигателей — изменение магнитного потока возбуждения. Из выражения (2) следует, что при развитии определенной силы тяги Р с уменьшением магнитного потока Ф увеличивается ток нагрузки двигателя /, т. е. при ослаблении возбуждения тягового электродвигателя ток нагрузки двигателя, а значит, и генератора возрастает. При легких условиях движения система может быть введена в режим работы генератора на гиперболической части его характеристики. Ослабление возбуждения широко применяется во всех видах тягового электропривода постоянного тока (рис. 23). Преимущественное, повсеместное применение имеет ослабление возбуждения путем ответвления части тока /щ в некоторый резистор с сопротивлением Гщ (рис. 23, а). Для ослабления возбуждения необходимы выводы от катушек возбуждения. Это усложняет устройство двигателя и коммуникаций проводов тем более, что в современном тяговом электроприводе целесообразно применять не одну, а несколько ступеней ослабления возбуждения. [c.20]

Регулирование соотношения компонентов в ЖГГ. Эта схема приведена на рис. 3.5. Она используется в двигателях с дожиганием генераторного газа, если требуется регулирование тяги в небольших пределах по верхнему значению, например 5. .. 8 % номинального ее значения. [c.52]

Тяга и удельный импульс на зе е соответственно составляют Р / = о = 1,67 МН и /я = о = 3562 м/с, а в пустоте = 2,09 МН и / = 4464 м/с. Давление в камере р = 20,5 МПа, давление на ср е сопла рд 0,0175 МПа при геометрической степени расширения сопла Р , = 77,5. Масса сухого двигателя 3175 кг, залитого 3382 кг. Габаритные размеры высота 4,24 м, диаметр 2,67 м. Время работы в полете 520 с. Двигатель должен допускать регулирование тяги в диапазоне 0,65...1,09 номинальной тяги и регулирование соотношения компонентов Кщ = 5,5...6,5. [c.95]

Заход на посадку и посадка на авианосец зависят от соответствия системы летчик — планер — двигатель требуемым пилотажным качествам и летным характеристикам. Эти качества проявляются при различных вариантах управления управление с автоматическим регулированием тяги такое же, как и при ручном управлении, только управление тягой осуществляется автоматом тяги управление посредством автоматической системы посадки на авианосец — полностью автоматическое управление всеми системами управления полетом, включая автомат тяги. [c.266]

Были отработаны следующие параметры двигательной установки максимальная тяга — 150 килограммов, минимальная — 50 килограммов, время работы на максимальном режиме — 112 секунд. Двигатель обладал устойчивым регулированием тяги. [c.276]

К недостаткам РДТТ следует отнести относительно низкую величину удельных тяг (до 300—350 кгс сек1кг), малую продолжительность работы, трудность регулирования тяги двигателя, а также существенную зависимость скорости горения, а значит, и тяги от начальной температуры заряда, давления и скорости газов в камере. [c.218]

Для регулирования тяги двигателей Т-4 на дроссельных режимах на самолете была впервые установлена электрическая дистанционная следящая система управления двигателями -АСДУ-ЗОА, управляемая как летчиком, так и автоматом тяги. Система использовалась на режимах снижения самолета и при заходе на посадку. Большой объем работ, проделанный по математическому и полунатурному моделированию, позволил применить систему, начиная с первого полета самолета. [c.98]

Местная закрутка потока широко используется в энергетических установках и других технических устройствах для организации и интенсификации различных процессов. Закрутка является эффективным средством стабилизации пламени в камерах сгорания авиационных двигателей, используется для интенсификации тепло- и массообмена в каналах, защиты стенок камеры и стабилизации электрической дуги в плазмотронах [ 18] и т. д. Ёольшие перспективы имеет использование закрутки в вихревых МГД-генераторах, для регулирования тяги ракетных двигателей [ 30], удержания тяжелых атомов урана в камерах ядерных энергетических установок [35], в химической, нефтяной, газовой и других отраслях промышленности. [c.7]

В 1945—1946 гг. А, М. Люлька, И. Ф. Козловым, С. П. Кувшинниковым и другими был спроектирован и построен турбореактивный двигатель ТР-1 с многоступенчатым осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания, одноступенчатой турбиной и гидравлической системой регулирования. Этот двигатель с тягой 1300 кг был первым отечественным турбореактивным двигателем, прошедшим официальные испытания. В 1947 г. А. А. Никулин при участии Б. С. Стечкина, С. К. Туманского и других сконструировал крупноразмерный двигатель ТКРД-1 с силой тяги 3780 кг, а затем на его базе — группу двигателей того же класса. При конструировании двигателей основное внимание уделялось обеспечению их высокой надежности и большого ресурса работы, простоте и четкости конструктивных решений. Типичными представителями этой группы явились двигатели РД-3, устанавливаемые на самолетах Ту-104 и других тяжелых самолетах, серийно изготовляемые с 1952 г. и долгое время остававшиеся самыми крупными двигателями в мире по величине силы тяги (первоначально составлявшая 8750 кг, она в дальнейшем была значительно повышена). Зарубежная авиационная промышленность в конце 40-х и начале 50-х годов не располагала крупноразмерными авиационными турбореактивными двигателями, и тяжелые реактивные самолеты иностранных фирм снабжались различными двигателями со сравнительно малой силой тяги. [c.370]

Дроссельные зз слюики 3 и 4 служат для ручной регу-Л1ировки смеси и равномерной подачи ее в цилиндр. Регулирование мощности двигателя произ водится центробежным регулятором 17, юотор ый при помощи поводка 16, рычага 14 и тяги 13 перемещает точку опоры толкателя И на качающемся рычаге 10, изменяя в результате этого величину подъема клапана. Зажигание смеси производится электрической искрой от магнето (устройство магнето см. ниже). [c.290]

Широкое распространение на отечественных электростанциях для регулирования производительности тяго-дутьевых машин получили направляющие аппараты, которые представляют собой поворотные лопатки, устанавливаемые непосредственно перед рабочим колесом вентилятора. Такие аппараты можно применять как для радиальных, так и для осевых (рис. 17-5) машин. При повороте лопаток аппарата особым приводом достигается закрутка потока, поступающего на рабочее колесо вентилятора. При этом на частичной нагрузке происходит уменьшение давления, развиваемого вентилятором, и соответственно уменьшается расход энергии на его привод. Однако эти простые и удобные устройства не во всех случаях обеспечивают экономичное регулирование. Наилучший эффект получается для осевых машин, наихудший — для радиальных вентиляторов с назад загнутыми лопатками. Поэтому для последнего случая в СССР применяют комбинированное регулирование — двухскоростные двигатели и направляющие аппараты. [c.194]

Рис. 4-8. Регулирование тяго-дутьевых машин путем изменения скорости вращения электродвигателя. а — изменение эксплуатационного к. п. д. вентиляторной установки (ВДН-23Х2) прн различных способах регулирования / — электродвигатель с вентильным каскадом 2--направляющий аппарат ОНА в комбинации с двухскоростным двигателем 3 — гидромуфта аппарат ОНА б —распределение мощности для фазового электродвигателя с реостатом в цепи ротора л злектродиигателя типа N —S / - забпраем-ая из сети энергия

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]

Существует большое разнообразие программ регулирования турбореактивного двигателя по скорости полета. К ним относятся программы регулирования на максимальную тягу, на наилучшую экономичность (минимальный удельный расход топлива), на неизменную геометрию двигателя, на сохранение полного лодОбия режима работы турбокомпрессора и различные комбинированные, и специальные программы. [c.53]

Дроссельной характеристикой ДТРД называют зависимость лолной тяги и удельного расхода топлива от числа оборотов турбокомпрессора (или положения регулирующих органов двигателя) при постоянной скорости и высоте полета и принятой программе регулирования. Если двигатель двухвальный, то его характеристики обычно изображаются по числу оборотов турбокомпрессора высокого или низкого давления. [c.90]

Форсажная камера двигателя Адур подобна форсажной камере ДТРДФ Спей и обеспечивает регулирование тяги в широком диапазоне. Примененная на двигателе система форсирования допускает розжиг форсажной камеры не только на максимальном нефорсированном режиме, как обычно, но и при работе двигателя на дроссельном режиме. Это позволяет без скачков увеличивать форсажную тягу двигателя. Применение такой системы в модификации Адур Мк.102 обеспечило возможность плавного изменения тяги двигателя на форсаже в пределах от 40 до 130% тяги на нефорсированных режимах. [c.120]

Двигатель FM.56 проходил летные испытания по стандартным и специальным программам на летающей лаборатории Каравелла и опытном СКВП Y -15. На летающей лаборатории испытания по специальной программе состояли из оценки характеристик двигателя, оценки уровня вибраций, проверки работы системы охлаждения, эффективности системы регулирования тяги, исследования работы двигателя с несимметричным потоком на [c.171]

Сужающиеся сопла для больших скоростей полета становятся неэффективны. Потери тяги двигателя при использовании таких сопел на числах М полета, равных 2,5, могут достигать 15% и более. Поэтому возникает небхо-димость в переходе к сверхзвуковым соплам (типа сопла Лаваля, рис. 5.14), обеспечивающим глубокое расширение потока с минимальными потерями. Однако эффективная работа сверхзвуковых сопел заданной геометрии возможна лишь в узком диапазоне режимов. Следовательно, необходимо специальное регулирование геометрии сверхзвукового сопла для улучшения процесса расширения, что значительно усложняет его конструкцию. На рис. 5.24 приведена простая конструктивная схема регулируемого сверхзвукового сопла. [c.266]

Эжекторные сопла (рис. 5.25,6), у которых в основе регулирования сверхзвуковой частью лежит аэродинамический принцип, являются из всех сверхзвуковых сопел наиболее простыми в конструктивном отношении. Такое сопло состоит из обычного сужаюш,егося сопла створчатой конструкции с регулируемым критическим сечением и наружной соосно расположенной цилиндрической или профилированной обечайкой, образуемой эжекторными створками. Между внешней поверхностью центрального сопла (внутренние створки) и внутренней поверхностью обечайки (наружные створки) образуется кольцевая щель, через которую основным потоком газа осуществляется эжектирование воздуха, отбираемого или после входного устройства двигателя или непосредственно из окружающей среды. В процессе подвода вторичного воздуха за счет повышения давления на внешней поверхности контура сужающегося внутреннего сопла обеспечивается соответствующее увеличение тяги двигателя на сверхзвуковых режимах работы выходного устройства. [c.268]

Для управления полетом требуется изменять величину и направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в разных пределах — от нескольких процентов для маршевых двигателей ускорителя до 1 10 при посадке на Луну или другие планеты ( Рейнджер , лунный модуль КК Аполлон , ЖРД RL-10) и до 1 100 при встрече и стыковке космических аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять положение космического аппарата, создавая моменты по углам тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена вызывают поворот относительно его продольной оси. В общеЫ случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление пО каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы отклонением вектора тяги маршевого двигателя, тогда как уп равление по каналу крена требует наличия по меньшей мере двух газовых рулей в сопле или двух сопел. [c.200]

Схема регулирования двигателя Дейтц . На фиг. 35 приведена схема регулирования газожидкостного двигателя Дейтц. Рычаг управления 6 имеет три положения I — полная нагрузка, II — холостой ход и III — остановка двигателя. Увеличение подачи жидкого топлива при разгоне двигателя осуществляется за счет паза 3 в тяге 5. Эта же тяга, с некоторым запаздыванием, открывает и газовую заслонку 4 для подачи газа в цилиндры двигателя. [c.581]

Кроме того, необходимо рассматривать возможность самолета по уходу на второй круг в случае неудачного захода на посадку или промаха аэрофинишера. На ручное управление летчиком всеми системами управления полетом (включая регулирование тяги) в процессе удерживания самолета на курсе в створе палубы и на глиссаде влияют различные летные характеристики и характеристики управляемости самолета. Оценка самолета на посадочном режиме при испытаниях исторически проводилась летчика-ми-испытателями качественно, что давало противоречивые результаты. Поэтому в последние годы для более точного определения количественных характеристик самолета при минимально допустимой воздушной скорости захода на посадку с работающим двигателем были выработаны критерии, применяемые в испытаниях. Несмотря на то что критерии не все охватывают и могут меняться, хотя и незначительно, в зависимости от конкретной конструкции самолета, они определяют воздушную скорость захода на посадку, исходя из некоторых важных характеристик. Кратко они могут быть представлены следующим образом [c.266]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...