Двигательные установки летательных аппаратов

Симметричное обтекание. Установкой перед затупленной носовой частью летательного аппарата, движущегося со сверхзвуковой скоростью, тонкого цилиндрического заостренного тела (иглы) можно добиться значительного снижения лобового сопротивления. При этом уменьшаются тепловые потоки к обтекаемой поверхности от сильно разогретого омывающего газа. Все это позволяет снизить мощность двигательной установки летательного аппарата и уменьшить вес теплозащитных покрытий. [c.383]

ГЛАВА 5. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ [c.115]

Небольшие шары, заполненные водородом или гелием, используются для подъема автоматических метеорологических приборов в верхние слои атмосферы. Большие воздушные шары объемом 20000—30000 м (рис. 60) применяются для подъема людей и научного оборудования на высоту до 20—30 км. К числу летательных аппаратов легче воздуха относятся и дирижабли, снабженные двигательными установками. [c.39]

Разделение ступеней АиБ ракетного летательного аппарата (рис. 4.1.6, а) сопровождается выключением основной двигательной установки ( отсечкой тяги). Это способствует снижению неблагоприятного воздействия на ступень [c.310]

Для двигательных установок некоторых типов летательных аппаратов существенным является ограничение их продольных размеров. Применение опл с переменной длиной, в конструкции которых предусмотрены выдвижные насадки (рис. 4.3.1), — один из путей уменьшения таких размеров. До начала работы двигательной установки насадок занимает положение I, существенно сокращая длину соответствующей ступени летательного аппарата. При включении двигателя выдвинутый вперед насадок 2 образует кольцевой уступ 3. [c.318]

Во многих современных конструкциях летательных аппаратов предусматриваются крылья или оперения, которые могут располагаться в потоке, возмущенном струей продуктов сгорания топлива двигательной установки (в том числе управляющей). Это изменяет аэродинамические характеристики несущей поверхности по сравнению со случаем, когда она омывается невозмущенным потоком. [c.371]

Штуцеры F 16 L 15/00 Штыковые [ затворы в креплениях крышек J 13/12 крепежные детали В 21/04) F 16 соединения устройствах двигателей в клапанах, кранах и задвижках F 16 К 47/02 в реактивных двигательных установках F 02 К 1/(34, 46) в роторных компрессорах F 04 С 29/06) поглощение (в воздухозаборниках, газотурбинных установках или. реактивных двигательных установках F 02 С 7/045 в полировальных станках В 24 В 31/12) предотвращение (в насосах и компрессорах необъемного вытеснения F 04 D 29/(66-68) в трубопроводах F 16 L 55/02 шума двигателей летательных аппаратов В 64 F 1/26)) Шурупы F 16 В 25/00 [c.216]

Описаны новые концепции жидкостных ракетных двигателей (предназначенных в основном для космических летательных аппаратов многоразового использования или гиперзвуковых ракет), в том числе конструктивные схемы с центральным телом и соплом со сдвижным насадком и схема двигателя на двух горючих, одно из которых — высокоплотное — применяется для начального этапа полета, а другое — легкое — обладает высокими энергетическими характеристиками. Последняя схема позволяет использовать общую двигательную установку на протяжении всего полета. Обсуждаемые схемы дают больший простор для конструкторских решений и способствуют повышению характеристик ракет-носителей. [c.11]

Предлагаемая книга содержит описание последних достижений в области ракетных двигателей на химическом топливе, включая характеристики двигательных установок, свойства топлив и технологию их промышленного изготовления, механизм горения и устойчивость, совместимость двигателя с ракетой, управление направлением и величиной тяги. Уже имеются специальные монографии и по твердым топливам [103, 178], и по жидким [67] здесь, пожалуй, впервые оба эти типа ракетных двигателей рассмотрены совместно. Кроме того, в книге показано, как изложенные теоретические принципы применяются на практике к высокоэффективным двигательным установкам (ДУ) ракет-носителей и космических летательных аппаратов. [c.13]

Второе направление — использование МГД-ге-нераторов на летательных аппаратах космического базирования в мощных электроэнергетических установках (МГД-генератор — ядерный реактор, мощность 100—200 МВт, коэффициент преобразования энтальпии до 40 %) [46]. К этому же направлению относится применение МГД-генератора в энергосиловых (двигательных) системах (МГД-генераторы, встроенные в сопло ракетных двигателей) для обеспечения электроэнергией бортовых систем летательных аппаратов или создания высокой удельной тяги. [c.528]

Беспилотный, летательный аппарат, оснащенный собственной двигательной установкой, полет которого на большей части траектории обеспечивается за счет использования аэродинамической подъемной силы, является средством доставки ядерных боеприпасов. [c.470]

Многие задачи управления ЛА возможно решить без непрерывного управления величиной тяги. В этом случае используются двигатели с дискретно изменяемыми энергетическими параметрами, например двигатели с отсечкой тяги. Управляемой целевой функцией при этом является суммарный импульс тяги. Модификацией ЭУ с дискретно изменяемыми параметрами является двигательная установка многократного включения (ДМВ), способная выполнять большинство функций ЭУ космических летательных аппаратов (КЛА). [c.8]

Полет летательного аппарата с реактивным двигателем осуществляется под воздействием реактивной силы (реактивной тяги), которая возникает в результате истечения из реактивного сопла выходящих газов (или рабочего тела). Реактивные двигатели (двигательные или силовые установки) можно разделить на два типа или класса [c.18]

Выбор наиболее подходящего топлива для РПД определяется конкретным назначением двигательной установки, т. е. режимом полета летательного аппарата, условиями его эксплуатации и экономическими требованиями. [c.150]

Важной составной частью процесса проектирования летательного аппарата является этап баллистического проектирования. Под баллистическим проектированием (баллистической завязкой) будем понимать этап процесса разработки, на котором производится выбор основных энергетических характеристик двигательной установки. Выбором этих характеристик при заданных весовых и аэродинамических параметрах летательного аппарата, конструкции и топлива двигателя и параметрах опорной траектории завязываются все летно-технические данные летательного аппарата. Выбор производится из условия обеспечения заданных или оптимальных баллистических характеристик (в последнем случае одновременно определяются и сами баллистические характеристики). Для того чтобы придать этому определению более ясное содержание, рассмотрим, какие данные по элементам летательного аппарата известны из предшествующих этапов разработки. [c.266]

Пример 7.2. Определить баллистические характеристики летательного аппарата и энергетические характеристики идеальной двигательной установки из условий обеспечения максимума дальности полета или максимума дальности пуска при постоянной маршевой скорости. Данные летательного аппарата, двигательной установки и топлива соответствуют примеру 7. 1. Конечная скорость м сек. [c.287]

Пример 7.3. Определить баллистические характеристики летательного аппарата и энергетические характеристики идеальной двигательной установки из условия обе печения максимума дальности полета для летательного аппарата с Спн + Ск = 0,4. Остальные данные летательного аппарата и топлива соответствуют примеру 7. 1. [c.294]

Пример 7.5. Определить баллистические характеристики летательного аппарата и энергетические характеристики идеальной двигательной установки из условия обеспечения максимума дальности полета. Данные летательного аппарата, двигательной установки и топлива соответствуют примеру 7.3. Угол наклона опорной траектории 0о=2О . Конечная скорость Ук=1/1п = 500 м/сек. Решение. [c.302]

Задача рассматривается без упрощающих предположений, касающихся двигательной установки и летательного аппарата и пспользованных в предыдущих разделах. [c.304]

Пример 7.7. Определить баллистические характеристики летательного аппарата и энергетические характеристики двигательной установки из условия обеспечения максимума дальности полета. Данные летательного аппарата, двигательной установки, топлива и опорной траектории соответствуют примеру 7.6. за исключением коэффициентов А и В, которые имеют вид [c.312]

Развитая в предыдущих разделах методика выбора оптимальных энергетических характеристик двигательной установки и баллистических характеристик летательного аппарата соответствует траектории заданной формы, в частности, прямолинейной. Рассмотрим прежде всего, нельзя ли, оптимизируя форму траектории, улучшить баллистические характеристики летательного аппарата. (Ограничимся для простоты анализом идеального летательного аппарата. Если считать параметры, определяемые на этапе баллистической завязки, выбранными (например, по методике, изложенной в параграфе 7.9), то задача сводится к определению оптимальной траектории летательного аппарата с заданными характеристиками и решается методами анализа, развитыми в параграфе 7.4. В примере 7.4 была проведена оценка увеличения конечной маршевой скорости при перемещении летательного аппарата из начальной [c.313]

Различие между аэродинамическими, газодинамическими и комбинированными органами управления заключается прежде всего в принципах создания управляющих усилий. Аэродинамические органы управляют полетом за счет перераспределения давления набегающего потока по внешним поверхностям аппарата, т. е. путем изменения вектора равнодействующих всех аэродинамических сил газодинамические — за счет перераспределения давления по внутренним поверхностям аппарата (сопла, двигательной установки и пр.), в результате чего изменяется вектор равнодействующих всех газодинамических сил./(ожбиниробанмые органы управления используют эффекты струйного взаимодействия набегающего потока с потоком газа, выдуваемого наружу через отверстия (щели) на внешней поверхности летательного аппарата. При этом в управляющее усилие входит не только соответствующая составляющая силы тяги, образующейся при струйном вдуве, но и аэродинамическая сила, возникающая за счет интерференции струй с внешним потоком. С точки зрения такого определения орган управления, представляющий собой совокупность аэродинамического и газового рулей, находящихся на одной оси и поворачивающихся одной рулевой машинкой, не является комбинированным. Это два различных руля, работающих вместе. [c.620]

В двигательных установках с односопловым блоком обычно применяется четырехлопастная схема расположения газовых рулей (рис. 4.7.1,а), позволяющая управлять полетом по тангажу (рули 2 и 4), рысканию (рули /и 5) и крену (дифференциальное отклонение рулей 2 и 4 или /и5). Возможна также трехлопастная схема (рис. 4.7.1, б). Исследования показывают, что в такой схеме эффективность рулей повышается, так как каждый из них участвует в управлении по всем трем каналам. Одновременно уменьшается число рулевых машинок и усилителей, упрощается стыковка летательного аппарата со стартовым агрегатом. Все это заметно снижает вес системы управления. Следует, однако, учитывать, что надежность работы такой системы из-за некоторого ее усложнения ниже, чем при четырехлопастной схеме. [c.330]

При оптимальных параметрах конструкции органа управления с впрыском жидкости удается получить линейную зависимость управляющего усилия от расхода инжектируемого вещества. Преимущество этого органа управления заключается в относительной простоте конструкции, обеспечивающей достаточно высокую надежность работы. Недостатком является пониженная по сравнению со вдувом газа эффективность. Например, при впрыске фреона-12 эффективность оказывается вдвое меньшей. Применение этих органов ограничено лишь созданием небольпгих управляющих усилий (до 2- 4% от тяги двигательной установки), используемых обычно на высотных ступенях ракетных летательных аппаратов. [c.345]

Pliqa S) (рис. 5.3.19) показывают, что наи-Удтах обеспечивает схема III с реактивным закрылком. Согласно весовым расчетам, у летательного аппарата с силовой установкой по схеме I наилучшие весовые характеристики и наименьшая потребная тяговооруженность. Применение схемы III приводит к увеличению веса, но снижает потребную тягу. Такое различие между рассматриваемыми схемами объясняется взаимным аэродинамическим влиянием различных элементов аппарата, веса крыла, средств его механизации, а также маршевой силовой установки. Ввиду высоких силовых нагрузок и температур в схеме I вес крыла, приходящийся на единицу его площади, повышенный. Крыло с реактивным закрылком (схема III) имеет больший вес, чем крыло с системой управления пограничным слоем. Утяжеление крыла (схема I) компенсируется снижением веса маршевых двигательных установок, и, наоборот, увеличение их веса в схемах II и III компенсируется снижением веса крыла. [c.382]

Воздух [очистка <в помещении В 03 С 3/32 в самолетах В 64 D 13/00) регулирование потоков воздуха F 24 F 13/08 сжатый, использование для уплотнения формовочных смесей В 22 С 15/22-15/26 увлажнение F 24 F 3/14, 6/00 удаление из сосудов В 65 D 51/16 циркуляция в холодильных установках F 25 D 17/00-17/08] Воздуходувные устройства [для ДВС F 01 Р 5/02 для дымоходов F 23 J 3/00 в пескоструйных машинах В 24 С 5/02-5/04 В 65 Н для подачи (изделий к машинам (станкам) 5/22 нитевидного материала 51/16) для разделения изделий, уложенных в стопки 3/14, 3/48 для транспортирования изделий от машин к стопкам 29/24) в системах подачи воздуха в топку F 23 L 5/02] Воздухозаборники [F 02 С <для газотурбинных или реактивных двигательных установок 7/04-IjOSl реактивных двигателей , летательных аппаратов В 64 D 33/02 В 60 систем вентиляции Н 1/30 К 11/08, 13/02) транспортных средств, судов В 63 J 2/10] [c.58]

Существует ряд явлений, родственных Э., в к-рых перенос носителей заряда осуществляется не электрич. полем, а градиентом темп-ры (см. Термоэлектрические явления), звуковыми волнами (см, Акустоэлектрический эффект), световым излучением (см. Увлечение электронов фотонами) и т. п. Э. жидкостей, газов и плазмы обладает рядом особенностей, отличающих её от Э. твёрдых тел (см. Электрические разряды в газах, Электрический пробой. Электролиз). Э. М. Эпштейн. ЭЛЕКТРОРАКЁТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (электрореактивные двигатели, ЭРД)—космич. реактивные двигатели, в к-рых направленное движение реактивной струи создаётся за счёт электрич, энергии, Электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) включает собственно ЭРД, систему подачи и хранения рабочего вещества и систему, преобразующую электрич. параметры источника электроэнергии к номинальным для ЭРД значениям я управляющую функционированием ЭРД, ЭРД—двигатели малой тяги, действующие в течение длит, времени (годы) на борту космич. летательного аппарата (КЛА) в условиях невесомости либо очень малых гравитац. полей. С помощью ЭРД параметры траектории полёта КЛА и его ориентация в пространстве могут поддерживаться с высокой степенью точности либо изменяться в заданном диапазоне. При эл.-магн. либо эл.-статич. ускорении скорость истечения реактивной струи в ЭРД значительно выше, чем в жидкостных или твердотопливных ракетных двигателях это даёт выигрыш в полезной нагрузке КЛА. Однако ЭРД требуют наличия источника электроэнергии, в то время как в обычных ракетных двигателях носителем энергии являются компоненты топлива (горючее и окислитель). В семейство ЭРД входят плазменные двигатели (ПД), эл.-хим. двигатели (ЭХД) и ионные двигатели (ИД). [c.590]

Функциональная схема инерциальной системы без гиростабилизированной платформы [7] приведена на рис. 25. Назначение отдельных блоков понятно из рисунка. Видно, что в системе для счисления пути используются датчики первичной информации и вычислительные устройства. Такими датчиками являются блок гироскопов, блок акселерометров (измерителей ускорений), блок оптических телескопов. Поступаю щая информация обрабатывается в вычислительном устройстве и поступает на органы летательного аппарата, управляющие и регулирующие его движение (рулевые органы, двигательную установку). Все вычисления при работе БИС разбивают на две группы вычисление ориентации объекта и навигационные вычисления. Для коррекции БИС используются оптические телескопические системы типа солнечных или звездных ориентаторов. БИС наиболее чувствительна к ошибкам группы приборов, выдающей информацию об угловом движении объекта. Поэтому использование лазерных датчиков угловой скорости вращения дает существенные преимущества. Ожидается, что с их применением можно построить высокоточную, простую, малогабаритную БИС, пригодную к использованию в быстром а не врирующих объектах. В иностранной печати сообщалось, что если БИС, построенная на роторных гироскопах, стоит 90 000 дол., то использование Лазерных датчиков при сохранении той же точности по- [c.63]

Резервирование переключением системы на запасной элемент принципиально более эффективно, чем постоянное, так как резервный (запасной) элемент сохраняет исходную надежность в период пребывания в резерве. Однако, при такой схеме резервирования увеличивается пассивная масса двигательной установки и соответственно снижается тяговооруженность летательного аппарата. Поэтому резервирование замещением ярименяется только для небольших двигателей и отдельных узлов в особо ответственных условиях. Например, по этому принципу могут быть резервированы тормозные двигатели пилотируемого космического корабля для схода с орбиты, рулевые двигатели, а также арматура системы питания. [c.28]

Наконец, исследуются комбинированные двигательные установки, сочетающие в одной конструкции турбокомпрессорный, прямоточный и ракетный двигатели. Интересна схема так называемого воздушного жидкостного ракетного двигателя (ВЖРД) здесь за счет хладоресурса жидких водорода и кислорода при движении летательного аппарата в атмосфере осуществляется ожижение кислорода воздуха и его накопление в баках. [c.354]

На рис. 15.80 показана конструктивная схема ракеты РДТТ. Такие ракеты, как правило, выполняются в виде самостоятельных агрегатов летательных аппаратов. Под двигательной установкой с РДТТ следует понимать конструкцию самого двигателя твердого топлива, который состоит из камеры сгорания, соплового блока и агрегатов управления тягой. [c.515]

Сердцем космической ракеты является двигательная установка. Двигательная установка - это силовой агрегат, обеспечивающий разгон ракеты до заданной скорости, но ракете необходимо не только сообщить скорость, она должна во время полета управляться. Система управления космическим летательным аппаратом имеет свои органы восприятия окружающей среды. Эти средства делают его полностью автономным. Наибольшее распространение получили системы, основанные на инерционных методах управления, т. е. на измерении линейных ускорений приборами, использующими свойство инерции материального тела (отсюда название инерциал ьные ). [c.15]

Выражение (3.155) позволяет определить допускаемый кавитационный запас АЛсрв при заданном давлении в баке. Это выражение позволяет также определить давление в баке для насоса с известным кавитационным запасом А срв. Давление в баке рд в основном определяет толщину стенок бака, а следовательно, и массу баков. Масса баков составляет значительную долю массы двигательной установки, поэтому чем меньше будет давление в баке, тем меньшую сухую массу будет иметь летательный аппарат. Кроме того, надо стремиться к уменьшению давления рд и для снижения массы системы наддува бака. Рассмотрим более подробно влияние отдельных членов выражения (3.155) на необходимое давление в баке. [c.197]

Особенностью задачи баллистического проектирования летательного аппарата с РПД (или ПВРД) является наличие двухступенчатой двигательной установки, что приводит к необходимости исследования оптимального сочетания работы ступеней двигательной установки при разгоне. Эта задача сводится к определению оптимума скорости перехода с ракетного на ракетно-прямоточный двигатель из условия обеспечения максимального количества топлива для маршевого участка и решается с помощью методов исследования функции на максимум. [c.272]

Рассмотрим методику выбора энергетических характеристик идеальной двигательной установки при заданной скорости полета. Положим, что требуется обеспечить некоторое постоянное значение скорости полета летательного аппарата 1/= l/i = onst при движении по опорной траектории с углом Оо=т 0. Примем, что параметры, определяюш ие баллистическую завязку, заданы табл. 7.3, за исключением ограничений 14, 17, 22 и 23. [c.280]

Пример 7. 1. Определить энергетичесюие характеристики идеальной двигательной установки из условия обеспечения постоянной маршевой скорости l/i = 600 м1сек лля летательного аппарата со следующими данными [c.282]

Пример 7.6. Определить баллистические характеристики летательного аппарата и энергетичесюие характеристики двигательной установки из условия обеспечения максимума дальности при полете по траектории 0°=20 . Данные летательного аппарата [c.310]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...