Диапазоны запуска и условия запуска

Работы по конструктивной нормализации и унификации деталей и отдельных элементов, как например, применение ограниченного ряда нормальных диаметров, длины ступиц, размеров шпоночных пазов и другие, в сочетании с групповым запуском, создают условия для достаточно широкого применения протягивания даже в условиях мелкосерийного и единичного производства. Так, например, на некоторых предприятиях в диапазоне диаметров 70— 230 мм установлено всего восемь нормальных значений размеров шлицевых соединений. Для шпоночных соединений в диапазоне ширины шпонок 5—100 мм принято двадцать нормальных значений размеров и т. д. [c.32]

Диапазон приборных скоростей надежного запуска для реактивных самолетов составляет 1/пр = 450 650 км/ч. На больших скоростях ухудшаются условия воспламенения пускового и основного топлива, на меньших скоростях— условия смесеобразования и горения основного топлива. [c.68]

Таким образом, условия запуска обычным способом в полете ухудшаются по мере подъема на высоту как из-за понижения давления и температуры воздуха на входе в камеру сгорания, так и за счет увеличения диапазона между числом оборотов авторотации и малого газа. [c.69]

Закономерности динамического поведения силовой установки с ДВС в пуско-зых резонансных зонах определяются путем численного интегрирования соответствующей модели 2. Предварительное суждение о характере аспекта Зоммерфельда в пусковых резонансных зонах составляется на основе мажорантного критерия 0 v, выражения для которого, а также условия некритического характера эффекта Зоммерфельда приведены в табл. 11. По величине критерия выбирают расчетные модели минимальной допустимой сложности для оценки пусковых динамических характеристик силовых установок с ДВС. Практика динамических расчетов показывает, что при >2- -3 указанная оценка может выполняться по упрощенной методике, представляющей ДВС в виде идеального источника энергии и рассматривающей запуск двигателя и прохождение им пускового скоростного диапазона с равномерной угловой скоростью [10 . [c.377]

Одним из важнейших требований к орбите является энергетическая экономичность запуска и выведения. Используются два основных метода выведения на космические орбиты непрерывный активный участок и старт с орбиты спутника. Первый метод является технически более простым, однако в некоторых случаях его осуществление вызывает трудности. Дело в том, что выбор места запуска неизбежно ограничен и для разгона космического аппарата заданного назначения может оказаться необходимым использовать траектории, круто наклоненные к местному горизонту. Это вызывает рост потерь на преодоление силы тяжести и снижение конечной скорости или, при заданных условиях выведения, снижение веса космического аппарата. Метод непрерывного разгона ограничивает диапазон направлений скорости в начале движения по орбите,. делая более желательными не только орбиты с возможно меньшей начальной скоростью, но и орбиты с возможно меньшим наклоном вектора скорости к местному горизонту в конце активного участка. [c.269]

Напряжение, требуемое для пробоя искрового промежутка (пробивное напряжение) свечи, колеблется в зависимости от условий работы двигателя и зазора между электродами свечи в пределах 3000—10 000 в наибольшее значение пробивного напряжения имеет место при запуске холодного двигателя. Для обеспечения пробоя искрового промежутка свечи с достаточным запасом необходимо, чтобы аппарат зажигания развивал в рабочем диапазоне числа оборотов напряжение не менее 10000—11 000 в. Ввиду трудности измерения высокого напряжения аппаратов зажигания указывающим прибором для испы- [c.304]

Хотя стабильность получаемых характеристик зависит от того, насколько удачно подобрано данное топливо для данного двигателя, однако, в основном, она определяется природой топлива. С этой точки зрения, пару окислитель— горючее следует выбирать так, чтобы при одинаковых условиях работы двигателя характеристики не изменялись от запуска к запуску. Однако установлено, что при построении экспериментальной зависимости характеристической скорости от коэффициента избытка горючего (см. фиг. 9. 17 и 9. 18) имеется некоторый разброс точек. Этот разброс получается олее или менее заметным в зависимости от природы топлива. Следовательно, определение стабильности характеристик требует проведения большого числа испытаний в широком диапазоне режимов работы двигателя. [c.618]

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]

Поперечный вдув струй в сносящий поток представляет практический интерес в связи с разнообразными приложениями, начиная от разбавления продуктов сгорания воздухом в камерах сгорания (КС) газовых турбин и заканчивая аэродинамикой реактивной струи при переходе самолета вертикального или укороченного взлета и посадки с режима подъема на крейсерский режим. При вдуве струи в сносящий поток наблюдается сложная картина течения [1, 87]. Поперечное сечение струи принимает почкообразную форму и состоит из двух вихрей, закрученных в противоположные стороны. Основной поток, обтекая струю, формирует зону обратных токов. Возникающие зоны возвратных течений могут быть использованы для стабилизации фронта пламени в прямоточных КС авиационных двигателей. Генератором стабилизирующей струи служит вихревой воспламенитель [141] (см. п.7.1). Преимущества этих систем — высокая надежность запуска и устойчивая работа в щироком диапазоне изменения физических и климатических условий. В этом случае стабилизация осуществляется на высокотемпературном факеле — закрученном потоке продуктов сгорания, истекающих из сопла-диафрагмы с трансзвуковой скоростью, что может быть использовано для воспламенения сносящего потока топливо-воздушной смеси. При [c.359]

При исследовании теплообмена и гидравлического сопротивления в условиях конденсации и намораживания запуск установки и выход на установившийся режим производился аналогично описанному в опытах на плоском участке. Через 2-2,5 часа после запуска установки наступали установившиеся режимы в следующих диапазонах изменения параметров смеси на входе в канал (Т ) = W0 950°K,Q5 )=I,I+4,56ap, [c.317]

К ЖРД, эксплуатируемым в условиях космического полета, предъявляется ряд специфических требований, определяющих Ч ественные отличия этих двигателей от других типов ЖРД. Основные наиболее характерные отличия — запуск и отключение в Широком диапазоне изменения температур в условиях вакуума Н невесомости длительное пребывание в состоянии предстартовой отовности большой ресурс как по суммарному времени работы, и по количеству запусков высокая надежность и безопасность, удовлетворения этих требований в конструкцию космических вводят ряд специальных узлов и агрегатов. [c.133]

Следует отметить, что помимо рассмотренной выше наиболее сложной и специфической задачи обеспечения запуска в условиях невесомости перед конструктором космических двигателей встает ряд не менее серьезных проблем выбор конструктивных решений и материалов, обеспечивающих устойчивость к воздействию космических факторов (вакуум, широкий температурный диапазон эксплуатации, значительный градиент изменения температуры во времени, радиация), выбор оптимального давл ения в КС, длительное пребывание двигателя в состоянии предстартовой готовности, обеспечение высокой гарантийной надежности и др. От правильного решения этих проблем зависих работоспособность двигателя в целом. [c.140]

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]

Измерения необходимы для того, чтобы показать, что тепловая труба отвечает заданным при ее проектировании техническим условиям. Описанные в гл. 2 ограничения передающей способности трубы, образующие своего рода огибающую рабочего диапазона параметров, также могут быть исследованы как и степень изотермичности трубы. Значительное число факторов может быть изучено в результате стендовых испытаний, включая ориентацию в поте силы тяжести, рабочую температуру, тепловой поток в испарителе, вибрацию и уочо-рение, вопросы запуска. [c.154]

Несколько упомянутых проектов РПД и весьма незначительное число опубликованных исследовательских работ ни в коей мере не исчерпывают всей проблемы развития одного из перспективных типов реактивных двигателей, каким является ракетно-прямоточный двигатель. Поэтому считают, что в области теории и конструкции РПД либо не решены совсем, либо решены частично такие частные проблемы, как влияние количества и размеров твердых частиц в продуктах сгорания ракетного контура на процессы смешения и горения образовавшейся топливо-воздушной смеси в камере дожигания и на рабочие характеристики двигателя разработка физической и математической модели процесса смешения продуктов неполного сгорания ракетного контура с эжектируемым воздухом теоретическая и конструктивная разработка механизма запуска двигателя определение пределов самовоспламенения топливо-воздушной смеси при различных условиях и режимах работы двигателя обоснование выбора топлива, обеспечивающего высокие тягоБо-экономические характеристики и устойчивую работу прямоточного контура в широком диапазоне полетных условий обоснование выбора длины камеры дожигания из условия обеспечения максимальной полноты сгорания. [c.16]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...