Испытания в полете

Под руководством Г. Г. Черного в 1950-60-х гг. в Лаборатории газовой динамики ЦИАМ были выполнены теоретические и экспериментальные исследования, связанные с проблемами создания принципиально новых движительных и энергетических установок. Одним из крупных достижений в этом направлении явилось создание рабочего образца ионного двигателя, прошедшего успешные испытания в полете на баллистической ракете. [c.12]

Последовательность действий рулями для вывода из штопора устанавливается для каждого самолета испытаниями в полете и указывается в инструкции по технике пилотирования. У большинства современных самолетов эта последовательность такова [c.363]

Практика показывает, что единого ответа на этот вопрос дать нельзя одно и то же мероприятие может оказаться полезным для одного самолета и вредным для другого. Если самолет плохо выходит из штопора, то лишь тщательные испытания в полете позволяют дать летчику надежные рекомендации в этом отношении. [c.364]

Советским инженером И. А. Меркуловым в 1939 г. был построен и испытан в полете дозвуковой прямоточный двигатель, предназначаемый в качестве ускорителя для винтомоторных са-, молетов. [c.18]

Самолет РМ-1 выполнялся по схеме летающего крыла малого удлинения, впервые испытанной в полете на экспериментальном самолете Стрела А. С. Москалева еще в августе 1937 г. Аэродинамическая схема и треугольная с овальными передними кромками форма крыла в плане в сочетании с мощным двигателем обеспечивали достижение на РМ-1 весьма высоких для своего времени летно-технических данных. Проект получил положительное заключение специалистов ЦАГИ, которые признали целесообразным строительство и проведение летных испытаний самолета для изучения особенностей его аэродинамической схемы. Однако главным направлением экспериментальных работ в то время было признано направление, связанное с изучением в полете особенностей аэродинамики стреловидных крыльев. [c.420]

Испытания в полете. К испытаниям в полете приступают только в том случае, если испытания на земле перед полетом дали хорошие результаты. [c.489]

Результаты испытаний в полете показывают [21], что при развитии продольных колебаний корпуса амплитуда продольной перегрузки резко возрастет, что может привести к разрушению ракеты. Если амплитуда колебаний перегрузки не представляет опасности с точки зрения прочности Конструкции, она может быть недопустимой для экипажа ил приборов. Поэтому при разработке новых ракет-носителей рассчитывают продольную устойчивость. При расчетах продольной устойчивости используются динамические характеристики ЖРД по каналу продольной устойчивости—от входа в насос до камеры сгорания. Далее изложена методика расчета таких характеристик. Если в схеме ЖРД имеется бустерный насосный агрегат или основной насос с местной кавитацией, не поддающейся расчету, кроме расчетов для подтверждения устойчивости системы, необходимо проводить специальные частотные испытания ЖРД и в окончательном варианте расчетов устойчивости использовать результаты этих испытаний. При наличии кавитации экспериментальные частотные характеристики могут существенно отличаться от расчетных. Эти характеристики могут значительно изменяться при изменении среднего уровня давления на входе в ЖРД. [c.29]

Программа летных испытаний гидросистемы состоит из двух разделов наземные испытания и испытания в полете. [c.142]

Опыт эксплуатации ВС гражданской авиации показал, что в пределах существующих ресурсов в отдельных элементах конструкции возникают и развиваются усталостные трещины на значительную длину или глубину [72-88]. Это может происходить по разным причинам. Так, например, сопоставление долговечностей на начальном этапе эксплуатации одного из транспортных самолетов по критерию роста усталостных трещин в обшивке крыла в эксплуатации и на стенде по специальным программам, моделирующим условия эксплуатации, показало следующее [73]. При введении ВС в эксплуатацию нагружение обшивки в полете рассматривали, исходя из эквивалента программы испытания на выносливость по расчету 2,0. Сопоставление со статистическими данными по появлению усталостных трещин в процессе увеличения срока эксплуатации ВС выявило (табл. 1.2), что значение эквивалента программы испытаний для средней части крыла транспортного самолета по критерию роста усталостных трещин состав.ляет 0,31. Расчетный эквивалент программы испытаний на выносливость существенно отличался от статистических данных по наработке к моменту появления усталостных трещин в аналогичных местах обшивки крыла ВС, хотя возникновение и распространение трещин до существенных размеров не было опасным. [c.47]

Итак, испытания диска показали, что эксплуатационный ПЦН вызывает повреждение материала в ободе диска, эквивалентное формированию няти усталостных бороздок, выявляемых на изломе. Поэтому при воспроизведении числа полетов по данным измерений усталостных бороздок в эксплуатационных изломах дисков необходимо количество усталостных бороздок уменьшить в 5 раз для установления длительности роста трещины в полетах. [c.480]

Были выполнены специальные испытания рычагов на стенде и плоских образцов, вырезанных их аналогичных рычагов, которые нагружались изгибом. Они показали, что распространение трещины с формированием подобного рельефа имеет место при высоком уровне номинального (одноосного) напряжения растяжения и при высоком уровне коэффициентов интенсивности напряжения. Этот факт подтвердил правомерность использования единой кинетической кривой для расчетов уровня эквивалентного напряжения, что потребовало выяснения причин существенно более высокого уровня напряженности рычага в эксплуатации по сравнению с расчетом. С этой целью были проведены специальные (краткосрочные) летные испытания с тензометрированием рычага в зоне зарождения усталостной трещины. При этом был учтен тот факт, что разрушенный вертолет был перегружен в полете на 2 т, что не могло не повлиять на нагруженность всех его элементов конструкции. [c.752]

Много результатов испытаний, в том числе в полетах [c.92]

Использование волокна РВВ-49 обеспечило экономию массы по панели в целом на 24%, по обшивкам на 38% в сравнении с соответствующими алюминиевыми конструкциями. В настоящее время панель проходит испытания в Лаборатории динамики полета ВВС США. [c.167]

Турбореактивный двигатель J-65, работающий на водороде, был успешно испытан в большом числе полетов, как правило, прн ЛГ=0,75 (М — число Маха) и высоте колета 15 км (длительность непрерывной работы 20 мин). Результаты этих испытаний и библиография приведены в отчете [4]. [c.81]

Доступность естественных условий. Конструктор автомобилей может найти в пределах ограниченной территории предельные внешние условия, в которых может эксплуатироваться его машина. При сравнительно небольших затратах можно провести испытания в условиях жаркой пустыни и при минусовых температурах, на предельных высотах над уровнем моря, на любых дорогах, при воздействии пыли, дождя и других осадков, а также при комбинированном воздействии различных условий. Но конструктор больших ракет на твердом топливе может испытать их в естественных условиях больших высот (низких давлений) только во время кратковременных полетов, которые обходятся очень дорого. Для изготовителей красок применение окрашенных панелей под жарким солнцем в Калифорнии или на пешеходных переходах с интенсивным движением даст ответ о воздействии внешних условий на их продукцию. В каждом случае нужно тщательно изучать естественные внешние факторы, чтобы установить не только относительную трудность проверки испытываемого образца в этих условиях, но и возможность получения предельных значений внешних факторов в течение времени, предусмотренного программой испытаний, сложность измерений внешних факторов и оценки отклонений или отказов во время испытаний вследствие невозможности управлять внешними факторами. [c.170]

Ракета отказала в полете анализ телеметрических данных показал, что в приборном отсеке упало давление. Ракета упала в океан и погрузилась на глубину 3400 м, поэтому попыток извлечь ее оттуда не предпринималось. По данным о скорости потери давления можно сделать заключение, что причиной неисправности был либо регулятор давления, либо шаровой клапан системы кондиционирования воздуха. Лабораторией анализа отказов были получены новые образцы обоих изделий для испытаний и решения проблемы. [c.293]

Как уже отмечалось выше, в реальных условиях работа насосов данного типа включает работу в режиме нагрузки и холостого хода. Причем большую часть времени насосы в полете работают в режиме холостого хода, т. е. при низком противодавлении в нагнетающей магистрали. Ввиду этого реальные условия эксплуатации в течение 2000 летных часов представляют собой более легкие режимы, чем режим лабораторных испытаний при номинальном рабочем давлении в течение 70 ч. [c.93]

Предельно допустимый скоростной напор определяется по результатам расчетов и наземных прочностных испытаний самолета таким образом, чтобы не допустить появления остаточных или чрезмерно больших упругих деформаций конструкции в полете. [c.61]

Летные испытания самолета проводятся для определения величин перегрузок и уточнения распределения воздушной нагрузки, выяснения распределения поля температур, исследования напряженного состояния отдельных частей конструкции в летных условиях, изучения условий возникновения и природы автоколебаний и для других целей. Показания приборов в полете записываются различными самопишущими приборами, установленными на самолете, или передаются на землю по каналам телесвязи. Например, для измерения перегрузок служит прибор, называемый акселерометром. [c.99]

Характеристики двигателя получают экспериментальным путем— испытаниями двигателя на стенде или в полете на так называемых летающих лабораториях. Их также можно получить путем расчета (аналитически). [c.10]

Для того чтобы можно было пользоваться снятыми на стенде или в полете характеристиками ТРД неза-висимо от наружных условий и они были универсальными, необходимо результаты испытаний, параметры газа и двигателя привести к стандартным атмосферным условиям. [c.49]

В реальных условиях эксплуатации компрессоров авиадвигателей эти условия часто нарушаются, что приводит к некоторому изменению характеристик компрессора. Так, например, приведенный расход воздуха, КПД и в особенности запас устойчивости на установившихся режимах у компрессора ТРД, работающего на самолете в условиях полета на больших высотах, могут заметно отличаться от соответствующих значений, полученных при испытаниях в земных стендовых условиях при таком же значении приведенной частоты вращения. [c.155]

Победоносцев Ю. А. О первых испытаниях в полете прямоточных воздушно-реактивных двигателей. — В кн. Из истории астронавтики и ракетной техники. [Вып. 1]. Материалы XVHI Междунар. астронавт, конгр. Белград, 25-29 сент. 1967 г. М., 1970, с. 109-121. [c.417]

После гибели самолета <Максим Горький было принято решение о постройке эскадры из 16 самолетов АНТ-20. Для их производства выделили специальный оснащенный высокопроизводительным оборудованием серийный завод. Однако был построен только один шестимоторный самолет ПС-124 (АНТ-20 бис), с 1939 г. по 1942 г. эксплуатировавшийся на воздушных линиях страны. Не был построен 12-моторный самолет ТБ-6 (АНТ-26), проектирование которого было начато еще в 1929 г., который должен был поднимать бомбовый груз массой 24,6 т, а при использовании в транспортно-десантном варианте перевозить пехотную роту с полным вооружением и снаряжением или несколько тяжелых орудий, или танки. По проектным данным самолет имел площадь крыла, равную 754 м , и полетную массу около 70 т, а его силовая установка состояла нз двенадцати двигателей М-34ФРН, восемь из которых размещались в носке крыла, а четыре устанавливались попарно в двух тандемных установках над крылом, размах которого достигал 95 м. Расчетная максимальная скорость самолета ТБ-6 не превышала 300 км/ч. Экспериментальные исследования схемы самолета проводились в аэродинамических трубах ЦАГИ, а в 1935 г. построили двухместный планер-макет, испытанный в полете летчиком Б. Н. Кудриным. Но начатая было постройка опытного образца ТБ-6 в 1935 г. была прекращена, так как усиление наземных и авиационных средств противовоздушной обороны сделало нецелесообразным создание военных самолетов, столь больших размеров и массы, и главное внимание военных специалистов сосредоточилось на совершенствовании тяжелого бомбардировщика, по своим размерам и массе близкого к самолету ТБ-3, в направлении увеличения его скорости, дальности и высотности. [c.323]

В ЛИИ под руководством В. В. Косточкина после тщательных испытаний в полетах было обеспечено существенное повышение взрыво-безопасности самолетов в случае боевых повреждений (см. [26]). Были улучшены эксштуатацисиные свойства таких важнейших систем самолетов, как, например, топливные (Н. И. Тихонов), масляные (М. И. Герасимов), электроснабжения (Н. Т. Коробан). [c.324]

Собственную скорость прецессии гироскопа, определяемую формулами (VIII.48) и (VIII.51), следует учитывать при определении его погрешностей в полете. При испытаниях гироскопов на лабораторном стенде, платформа которого в целях снижения влияния моментов трения и Мр на собственную скорость их прецессии совершает угловые колебания вокруг двух перпендикулярных осей Xi Vi у и необходимо сохранять сдвиг 6 = 0 фаз, для чего платформу стенда следует приводить в движение вокруг обеих осей Xi и i/j от одного двигателя. [c.224]

Выявленные расхождения в долговечности эксплуатационных дисков и дисков на стенде, испытанных в составе двигателя, явились результатом того, что долговечность дисков нри формировании программ испытания определялась по циклу "О-тах-0 нри оборотах взлетного режима (10910 об/мин) без учета повреждения диска при работе двигателя на других режимах, используемых в полете. Из расчетов следовало, что зона зарождения усталостных трещин в эксплуатации является наиболее напряженной и при требуемом нормами прочности пятикратном запасе составляет для дисков с неудаленными и удаленными передними шлицами 2860 и 8043 цикла соответственно. [c.518]

Имевшие место случаи нарушения герметичности гидроцилиндров ГЦ-20Н на ранней стадии эксплуатации Ил-86 свидетельствовали о с.педую-щем. Наработка агрегатов, с учетом предполагаемого режима работы, почти на два порядка была меньше той, что заложена в расчет с учетом существующих запасов по расчетам на долговечность (табл. 14.3). Необходимо было проанализировать причины несоответствия предполагаемой и реализованной в эксплуатации, наработки агрегатов. Для этого было осуществлено тензометрирование гидроцилиндров в полете стендовые испытания агрегатов до нарушения их герметичности с одновременным АЭ контролем фрактографический анализ всех имевших место случаев нарушения герметичности гидроцилиндров в эксплуатации и на стенде с оценкой длительности роста трещин и уровня эквивалентного напряжения. [c.754]

С середины ЗОх годов значительно возрос объем исследовательских работ в научных и учебных авиационных институтах. Большие исследовательские работы в области аэродинамики велись в Военно-воздушной инясенерной академии имениН. Е. Жуковского. Фундаментальные исследования, рассматривавшие проблемы аэродинамической компоновки крыла, его механизации и выбора крыльевых профилей и направленные на улучшение пилотажных характеристик монопланов при больших углах атаки, снижение величин посадочных скоростей самолетов и увеличение скоростей их полета, проводились в те годы С. А. Чаплыгиным, В. В. Голубевым, П. П. Красильщиковым и др. В работах И. В. Остославского, Ю, А. Победоносцева и других исследователей были развиты методы аэродинамического расчета и выбора параметров скоростных самолетов. На основе теоретических исследований и летных испытаний, интенсивно проводившихся сначала в ЦАГИ, а затем — с 1941 г. — в специализированном Летно-исследовательском институте, В. С. Пышновым и А. И. Журавченко была решена проблема штопора (неуправляемого вращательного движения самолета с опусканием его носовой части), а М. В. Келдышем (ныне президент Академии наук СССР), Е. П. Гроссманом и другими было проведено изучение так называемого флаттера (возникающего в полете явления самовозбуждающихся колебаний крыльев и хвостового оперения скоростных самолетов) и определены меры борьбы с ним. В это же время по результатам летных испытаний и лабораторных испытаний моделей широко [c.343]

В 1933 г. прошел летные испытания одномоторный самолет АНТ-25 с двигателем М-34, выполненный в опытно-конструкторском бюро (ОКБ) А. Н. Туполева по проекту конструкторской бригады П. О. Сухого. Для уменьшения сопротивления в полете и соответствующего увеличения дальности полета на самолете было применено крыло большого удлинения, установлено полуубирающееся в полете шасси и выполнена тщательная отделка его наружных поверхностей, а для разгрузки крыла почти по всему его размаху были размещены топливные баки (при весе самолета 11,5 ш вес запаса бензина составлял 6,1 т). Для взлета тяжело нагруженного самолета была построена первая в СССР бетонная взлетная полоса со стартовой горкой. [c.356]

Наряду с истребителями Яковлева в начальный военный период строились самолеты-истребители МиГ-3 А. И. Микояна и М. И. Гуревича и ЛаГГ-3 С. А. Лавочкина, В. П. Горбунова и М. И. Гудкова. Самолет МиГ-3 — самый скоростной и высотный советский самолет-истребитель своего времени — в 1942 г. был снят с производства в связи с вынужденным прекращением выпуска устанавливаемого на нем двигателя АМ-35А. Самолет ЛаГГ-3 тогда же заменен в крупносерийном производстве его более совершенным вариантом — самолетом Ла-5, спроектированным С. А. Лавочкиным. Обладавший высокой маневренностью, легко управляемый в полете, хорошо вооруженный и развивавший скорость до 650 км/час, Ла-5 в том же году был передан частям истребительной авиации. Еще через год прошел летные испытания и с 1944 г. строился крупными сериями самолет Ла-7, улучшенный вариант самолета Ла-5, отличавшийся улучшенными аэродинамическими качествами, большей скоростью полета (680 км/час) и усиленным вооружением. По летно-тактическим характеристикам этот самолет на малых и средних высотах полета превосходил все основные типы современных ему истребителей немецких вооруженных сил, в том числе облегченный истребитель Фокке-Вульф-190А-8 и последний вариант истребителя Мессер-шмитт 109 0-6 . [c.364]

Впервые пластики, упрочненные стеклом, были применены для изготовления фюзеляжа самолета ВТ-15 — одномоторного, маловысотного моноплана, сконструированного, изготовленного и испытанного в 1943 г. в лаборатории ВВС США. Первый полет самолета состоялся в марте 1944 г. По своим прочностным и массовым характеристикам этот фюзеляж со слоистой структурой, выполненной на основе бальсовой древесины, превосходил на 50% аналогичную конструкцию из алюминия. В то н е самое время ВВС США сконструировали и изготовили крыло для Североамериканского самолета АТ-6 — также одномоторного маловысотного моноплана. В конструкции этого крыла слоистой структуры облицовка была изготовлена из стеклопластика, а в качестве заполнителя был выбран ячеистый ацетат целлюлозы. Через 25 лет в 1968 г. впервые поднялся в воздух 4-местный самолет Игл фирмы Winde keг, который имел конструкцию, на 80% состоящую из стеклопластика. В конструкции крыла были использованы пять поперечных перегородок, связанных металлическими фитинговыми соединениями с его поверхностью. Улучшенные [c.491]

Положительные результаты стендовых испытаний позволили в 1974—1975 гг. приступить к летным испытаниям турбовентиляторного двигателя, лопатки третьей ступени которого были полностью выполнены из боралюминия. Летные испытания проводились на самолете F-111B. Программа испытаний включала полеты самолета с двумя двигателями, оснащенными лопатками из композиционного материала. Лопатки были изготовлены из алюминиевого сплава 6061, армированного волокнами борсик. Замковая часть лопаток в виде ласточкина хвоста изготовлена из титана. Передняя кромка лопатки имела никель-кобальтовое покрытие, осажденное электрохимическим способом на готовую лопатку, предназначенное для защиты от повреждения посторонними предметами. Лопатки из композиционного материала на 40% легче вентиляторных лопаток, изготовленных из титана. Расчеты показывают, что применение этих лопаток позволит снизить массу двигателей на 15—20% [177]. [c.235]

Подобие режимов комлрессора означает, что при этом Лк и Т1к остаются постоянными, так как они выражаются только через отношение давлений и температур на входе и выходе. Поэтому, в каких бы условиях ни испытывался компрессор, при постоянстве чисел Ма и Ми всегда будут получаться одни и те же значения Як и Т1к. Следовательно, если характеристики компрессора строить не в параметрах Св и , а в критериях подобия Ма и Ми, то они не будут зависеть (при указанных выше допущениях) от условий эксперимента, т. е. будут универсальными. В частности, характеристики, снятые в стендовых условиях, будут оставаться справедливыми для условий полета. Или, например, при стендовых испытаниях в целях снижения мощности для привода компрессора могут применяться такие установки (вакуумного типа), в которых давление на входе в процессе испытаний может быть значительно меньше атмосферного (или меньше соответствующего давления в условиях полета) и т. д. При этом не следует забывать, что применение теории подобия будет давать правильные результаты при соблюдении всех указанных выше условий (допущений), т. е. при наличии автомодельности по числу Re, а также при подобии полей параметров газа и при отсутствии пульсаций потока (нестационарности) на входе в компрессор. [c.123]

Другим широко применяемым видом испытания является испытание, при котором для определения восприимчивости В В к детонации обычно используется набор пластин из инертного материала, ослабляющих инициируюш,ую ударную волну. На основе результатов таких испытаний восприимчивость ВВ характеризуют толщиной инертного слоя в сантиметрах или числом пластин, необходимых для такого ослабления инициирующей ударной волны, при котором ВВ не детонирует. Ценность результатов таких экспериментов также повышается, если их представлять в виде минимальной энергии, необходимой для инициирования. Это позволяет количественно оценивать взрывоопасность применительно к нештатным ситуациям, возникающим в полете, или к высокоскоростным ударным воздействиям. [c.57]

Натурные усталостные испытания изделий, например таких, как вновь создаваемые самолеты, чрезвычайно дороги. Такие испытания обычно являются ускоренными испытаниями, режим проведения которых рассчитывается так, чтобы за время испытаний от 6 до 12 месяцев моделировались реальные эксплуатационные воздействия за 10 или более лет. Испытания, моделирующие нарру-жение в полете отдельных частей самолета, на современных испытательных машинах могут быть проведены за 1—2 недели или даже быстрее. [c.295]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...