Двигатель самолета развивает скорость 500 м с: Двигатель самолета развивает скорость 500м/с. определите результирующую скорость

Белорусский государственный университет транспорта — БелГУТ (БИИЖТ)

Регистрация на конференцию «Проблемы безопасности на транспорте»

Как поступить в БелГУТ:

дневное, заочное полное,
заочное сокращенное

Как получить место

в общежитии БелГУТа

Как поступить иностранному гражданину

События

Все события

Все анонсы

• С Днем учителя!
• Курсы по 1C, AutoCAD, CorelDRAW, VISIO, Autodesk I. ..
• Запись на донорство
• Акция «ЭТАЛОН.Студент.by»
• Экспозиции, посвященные Грунтову П.С. и Белому В.А…
• Угадай мелодию
• Открытая лекция Велюгиной Н.Е. «НАДСТРОЙКА, ПРИСТР…
• Конкурс кандидатов в перспективный кадровый резерв…
• Логистика. Обучение для студентов выпускных курсов…
• Турнир на джойстиках по игре в MORTAL COMBAT IX…

Анонсы

Университет

Абитуриентам

Студентам

Конференции

Приглашения

С Днем учителя!

Курсы по 1C, AutoCAD, CorelDRAW, VISIO, Autodesk I…

Запись на донорство

Акция «ЭТАЛОН.Студент.by»

Новости

Университет

Международные связи

Спорт

Воспитательная работа

Жизнь студентов

Новости подразделений



• Университет

За верность традициям в образовании
30 сентября 2022

• Студенческая жизнь

ВОЛОНТЁРЫ БЕЛГУТА | КОРОТКО О ВАЖНОМ
30 сентября 2022

• Университет

Делегация российского Военного института железнодорожных войск и военн. ..
30 сентября 2022

• Университет

День учителя во Дворце Республики
30 сентября 2022

• Студенческая жизнь

Меломаны БелГУТа сыграли в «Угадай мелодию»…
29 сентября 2022

• Воспитательная работа

Наркотики. Ответственность. Последствия…
27 сентября 2022

• Спорт

Победа в соревнованиях по гребле на байдарках…
26 сентября 2022

• Спорт

Команда РОО «Белая Русь» заняла 3 командное место…
26 сентября 2022

• Университет

Участие в V Международном образовательном форуме «Алтай – Азия 2022: Е. ..
26 сентября 2022

Другие новости

• Волонтеры студсовета в приюте для бездомных животных…
• Встреча в общежитии «Я выбираю жизнь!»
• Повышение квалификации по теме «Учет труда и заработной платы в органи…
• Тыдзень роднай мовы «Як ты дорага мне, мая родная мова»…
• Турнир по игре на джойстиках в «Mortal Combat» состоялся…
• Против COVID-19 в БелГУТе
• Единый День информирования: «История белорусской государственности – о…
• Сетевое взаимодействие трех университетов…
• Гомельский транспортный прокурор в ИПК и ПК…
• Состязания в рамках всемирного дня студенческого спорта…
• ДИАЛОГ | Выпуск 14 | БелГУТ |ВЛАДИМИР КОЛОТ О ПРОЕКТАХ, ПЛАНАХ И НОЧЁВ…

КУДА ПОСТУПАТЬ

Все факультеты

БелГУТ на Доске почета

Достижения университета

Предложения

Все предложения

Видеотека

Все видео

Фотогалерея

Все фото

Скорость полета первых самолетов

Скорость самолёта была, есть и остаётся весьма важным его фактором, который позволяет не только с большим комфортом перемещаться между городами, регионами или странами, но и делает время перелёта максимально быстрым.

Самый первый гражданский самолёт «Илья Муромец» имел скорость полёта всего лишь в 105 километров в час, то этот предел сегодня легко может быть преодолён на обычном автомобиле, а в ряде случаев и на международном автобусе, а посему, комфортным такое перемещение никак не назовёшь.

Что касается обычных пассажирских самолётов, то их скорость полёта уже превысила рубеж в 500 километров в час, и является далеко не пределом, но как оказывается, и это является далёким от настоящего комфорта.

Современные пассажирские самолёты лишились удовольствия летать со сверхзвуковыми скоростями, и, причём это имело весьма веские причины, заключающиеся в следующих факторах:

• Надёжность. При полёте на сверхзвуковых скоростях, самолёт вынужден иметь максимально обтекаемую форму, и как известно, чем больше длина авиалайнера, тем сложнее этого добиться. В противном случае, самолёт при достижении сверхзвуковой скорости может буквально развалиться на куски, что естественно является небезопасным и может нести катастрофические последствия.
• Экономичность. По сути, сверхзвуковые самолёты имеют малую экономичность топлива, а следовательно, и рейсы на них будут обходиться гораздо дороже чем на более медленных авиалайнерах.
• Узкая специализация. Под данным фактором следует понимать, что далеко не каждый аэропорт сможет позволить себе принять сверхзвуковой авиалайнер из-за его большой массы и скорости, то есть, необходима большая ВПП.
• Частое техническое обслуживание. В виду того, что самолёт перемещается на сверхбыстрых скоростях. Его необходимо постоянно обслуживать, то есть, практически после каждого рейса проверять состояние фюзеляжа, заклёпочные крепления и т.д., что также несёт ряд неудобств для авиаперевозчиков.

Если современная скорость самолёта гражданской авиации составляет порядка 800 километров в час, то у сверхзвуковых пассажирских авиалайнеров, она составляла свыше 2100 километров в час, что более чем в 2.5 раза быстрее современных авиаперелётов. Тем не менее, в виду главным образом безопасности, на сегодняшний день не существует действующих пассажирских сверхзвуковых авиалайнеров, которых всего-то за всю историю гражданского авиастроения существовало два – советский Ту-144 и англо-французский «Конкорд».

Вполне возможно, что в скором времени, мы сможем вновь наблюдать сверхзвуковые самолёты в небе, и стоит отметить, ряд авиастроителей и конструкторских бюро работают над этим вопросом. Тем не менее, ожидать каких-либо нововведений в ближайших несколько лет не стоит, хотя бы по причине того, что важным фактором остаётся безопасность пассажиров, а скорость самолёта учитывается уже потом.

Известно, что разные модели самолетов имеют различную скорость полета. Так, боевые ударные самолеты имеют значительно высшие скоростные показатели, чем аппараты гражданской авиации.

Скоростные показатели пассажирских авиалайнеров

• Ту-134 является пассажирским лайнером для полетов малой протяженности. Максимальное количество пассажиров на борту – 96 человек. Крейсерская скорость машины составляет 850 км/ч.
• Ту-154 разработан для перелетов на средние протяженности. На борту могут находиться до 180 пассажиров. При этом крейсерская скорость машины составляет 950 км/ч.
• Ту-204 – среднемагистральный лайнер, который может перевозить до 214 пассажиров на борту. Оптимальная скорость полета составляет 850 км/ч.
• «Сухой Суперджет-100» эксплуатируется на авиалиниях с малой загрузкой. Салон может разместить 98 человек, а крейсерская скорость имеет показатель в 830 км/ч.
• ИЛ-62 обеспечивает перевозку пассажиров на дальние дистанции. Экономвариант салона может разместить 198 человек. Нормальной крейсерской скоростью является скорость в 850 км/ч.
• ИЛ-86 – огромный лайнер для перелетов средней дальности. На борту может быть максимальное количество пассажиров в 314 человек. Несмотря на большие размеры, он имеет крейсерскую скорость в 950 км/ч.
• ИЛ-96 является самолетом с большой протяженностью полета и рассчитан на перевозку 300 пассажиров в салоне экономкласса. Оптимальной скоростью является 900 км/ч.
• Airbus A310 изготовляется в разной комплектации, что позволяет использовать машину на линиях с различной протяженностью. Стандартным для этой машины остается число пассажиров в 183 и показатели скорости в 858 км/ч.
• Airbus A320 – эта машина может осуществлять перевозку пассажиров на средних дистанциях полета, с крейсерской скоростью в 853 км/ч. В самолете могут расположиться 149 пассажиров.
• Airbus A330 изготовлен для длительных перелетов с максимальным количеством пассажиров на борту до 398 человек. При перелете крейсерская скорость составляет 925 км/ч.
• Boeing-747 имеет крейсерскую скорость полета в 917 км/ч. Машина имеет возможность осуществлять дальние перевозки до 298 человек.
• Boeing-777 также производит длительные перелеты, но количество пассажиров в экономичном варианте салона достигает всего лишь 148 человек, а оптимальная скорость полета имеет показатель в 891 км/ч.

Boeing 777

Все же пассажирские самолеты обладают невысокой крейсерской и максимальной скоростью полета, хотя бывают и исключения из правил. Так, например, самолет «Конкорд» или Ту-144 могут похвастаться высокими скоростными показателями. Совсем недавно корпорация «Боинг» заявила о создании нового высокоскоростного пассажирского аппарата, который предварительно окрещен как Zehst. В планах руководства компании и конструкторов довести скорость данной модели до 5029 км/ч.

Самые высокие скорости полета имеют более новые военные машины, которые достигают сверхзвуковых скоростей.

Самые быстрые сверхзвуковые самолеты

• МиГ-17 – номинальная скорость полета составляет 861 км/ч. Несмотря на то что это не такой уж и большой показатель, это не помешало стать этой ударной машине самой распространенной в мире.
• Bell X-1 – этот самолет разработан в США. Он осуществил свой первый полет еще в далеком 1947 году. В этом полете удалось произвести разгон аппарата до скорости в 1541 км/ч. В настоящий момент эта единственная машина находится в музее в США.
• North X-15 имел ракетный двигатель, но в отличие от предыдущей модели он максимально разогнался до скорости 6167 км/ч. Этот полет был осуществлен в 1959 году. Всего было создано три таких аппарата, которые занимались изучением верхних слоев атмосферы и ее реакции на вхождение в нее крылатых тел.
• Lockheed SR-71 Blackbird – это военный разведчик, который мог достигать скорости в 3700 км/ч. Он стоял на вооружении в США до 1998 года.
• МиГ-25 мог развивать скорость до 3000 км/ч. Машина отличалась высокими летными и боевыми показателями. В 1976 году советский летчик угнал одну такую машину в Японию, где произвели ее детальное изучение.
• МиГ-31 впервые оторвался от взлетной полосы 1975 года, этот перехватчик может летать со скоростью в 2,35 Маха или же 2500 км/ч.
• F-22 Raptor – военный самолет американского производства. Он относится к самолетам 5 поколения. Крейсерская скорость машины составляет 1890 км/ч, а максимальная доходит до 2570 км/ч.
• Су-100 является ударным разведчиком. Хотя при проектировании было много вариантов его использования. Но все же он очень быстр и может лететь на скорости в 3200 км/ч.
• XB-70 – данный самолет настолько быстр, что во время первых испытаний с него было сорвано потоком воздуха 60 сантиметров кромки. В настоящее время существует только одна такая машина, и та в музее США. Разогнать его удалось до скорости 3187 км/ч.
• Ту-144 был создан в ответ на изготовленный в Британии «Конкорд» в 1960-х годах. Он развивал максимальную скорость до 2500 км/ч. Всего было построено 16 таких машин, в настоящее время не эксплуатируется.
• Aerospatiale-BAC Concorde – это пассажирский аппарат, который активно использовался в авиаперевозках пассажиров. Его крейсерская скорость составляла 2150 км/ч, а максимальная – 2330 км/ч. С 2003 года не используется.

В настоящее время самые развитые страны мира активно работают над созданием самолетов нового поколения, которые должны обладать еще лучшими летными показателями.

Aerospatiale-BAC Concorde

Рассмотрим понятие скорости самолета с физической стороны:

Скорость. Скоростью движения какого-либо тела (в том числе самолета) называется отношение длины пройденного пути ко времени, в течение которого тело проходит этот путь. Если движение происходит с переменной скоростью, то можно рассматривать среднюю скорость движения на определенном участке пути и скорость движения в данный момент. Для того чтобы определить скорость движения в данный момент, следует брать достаточно малые промежутки времени. Чем меньше взят интервал времени, тем точнее будет определена скорость в данный момент.

В технике принято измерять скорость в метрах в секунду (м/сек) и в километрах в час (км/ч). Для того чтобы скорость, выраженную в метрах в секунду, перевести в километры в час, необходимо умножить значение скорости на 3,6.

Например, скорость звука на высоте 8 000 м составляет 308 м/сек, или 308 X 3,6 = 1108,8 ж 1109 км/ч.

Истинная скорость. Скорость, с которой движется самолет относительно воздушной среды, называется истинной или воздушной скоростью Уи.

Истинная скорость определяет величину аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет.

При отсутствии ветра истинная скорость совпадает с путевой скоростью — скоростью движения самолета относительно земли.

Приборная скорость. В авиационной технике нашло широкое применение определение скорости при помощи замера разности полного и статического давлений воздуха. Приемником полного давления является специальный насадок (трубка), установленный на самолете (например ТП-156). Статическое давление обычно подводится к прибору от заборника, представляющего собой калиброванное отверстие в одной из точек фюзеляжа. Скорость, измеренная указанным образом, называется приборной скоростью УПр.

Попятно, что уменьшение плотности воздуха при постоянной истинной скорости будет сопровождаться уменьшением скоростного напора и, следовательно, уменьшением приборной скорости.

Указатель скорости не является идеально точным инструментом. В его показания необходимо вводить инструментальную поправку б Приемник статического давления также не является идеальным — на измерении давления сказывается возмущение воздушного давления в месте расположения приемника.

Вертикальная ось лежит в плоскости симметрии самолета и направлена в сторону верхней поверхности крыла. В скоростной системе ось О у перпендикулярна оси О*. В связанной системе ось перпендикулярна основе.

Поперечная ось направлена в сторону правого крыла.

Угол между направлением скорости набегающего потока и плоскостью хорд крыла называется углом атаки а.

Угол между направлением скорости набегающего потока и плоскостью симметрии самолета называется углом скольжения.

Перегрузкой п называется безразмерное отношение, показывающее, во сколько раз сумма всех действующих на тело сил (кроме силы тяжести) больше веса тела. Если перегрузка равна нулю, то это значит, что на тело действует только неуравновешенная сила тяжести, а сумма остальных сил равна нулю.

Электросамолеты: как авиация готовится к революции

Не так давно мир скептически относился к электромобилям, но Tesla заставила в них поверить. Теперь на электричество переводят и авиацию. Рассказываем, как появляются электросамолеты и почему мы еще на них не летаем

Как устроены электросамолеты

Под термином «электросамолет» понимают электрифицированный летательный аппарат. Специалисты в области авиации различают три уровня электрификации самолетов: «более электрический», «полностью электрический» и «гибридный».

«Более электрический», или самолет с повышенной электрификацией

Этот аппарат, как и обычный самолет, оснащен двигателем внутреннего сгорания. Мотор преобразует химическую энергию сгорающего топлива в механическую и создает тягу — силу, которая толкает его сквозь поток воздуха. Но большую часть работы оборудования (регулировку крыла, выпуск шасси и так далее) выполняют электроприводы. Они питаются от системы электроснабжения и преобразуют электрическую энергию в механическую.

Советский бомбардировщик Пе-2 считается первым в мире электрифицированным самолетом. В 1930-х годах на нем установили около 50 электроприводов

(Фото: avia. pro)

«Полностью электрический самолет»

Летательный аппарат, у которого отсутствуют двигатели внутреннего сгорания, а все оборудование работает на электроэнергии. Для создания тяги в таких самолетах используют электродвигатели, которые питаются от аккумуляторов.

В начале 2000-х годов начался бум создания «полностью электрических самолетов», где основным источником энергии были литий-ионные аккумуляторные батареи.

Самолет Yuneec International E430 китайского производства с электрическим двигателем, который питается от литий-полимерных аккумуляторов

(Фото: avia.pro)

Применение батарей в качестве основных источников энергии ограничивало возможности летательных аппаратов — дальность, время полета, грузоподъемность. Поэтому специалисты в области авиации стали рассматривать альтернативные варианты получения энергии. Среди них:

• солнечные батареи — преобразуют энергию излучения в электроэнергию;
• топливные элементы — преобразуют химическую энергию топлива в электрическую без процессов горения; чаще всего в качестве топлива используется водород.

Сергей Кравченко, руководитель проекта «Контур» Фонда перспективных исследований:

«Применение водорода обусловлено его высокими энергетическими свойствами как топлива и отсутствием загрязнения окружающей среды. Поэтому он имеет большой потенциал в области развития полностью электрических технологий».

«Гибридный самолет»

Оснащен гибридной силовой установкой. Она преобразует энергию дважды: сначала в механическую с помощью двигателей внутреннего сгорания, затем в электрическую с помощью генераторов.

Сергей Кравченко:

«Гибридный двигатель состоит из электрической части (электромотор, генератор, аккумуляторная батарея) и двигателя внутреннего сгорания, который использует химическое топливо. И если сейчас это керосин, то в будущем это будет водород, что открывает огромные перспективы для авиационной техники, разрабатываемой по технологии «полностью электрического самолета».

Кто создает и тестирует электросамолеты сегодня

Разработчики по всему миру, включая Россию, работают над созданием электросамолетов. Мы собрали примеры нескольких успешных проектов.

Стартап Kitty Hawk — персональный электросамолет

В 2017 году стартап Kitty Hawk, в который инвестирует сооснователь Google Ларри Пейдж, показал прототип первого персонального электросамолета Heaviside. Одноместный аппарат может вертикально взлетать и садиться, причем для этого ему достаточно площадки размером примерно 10х10 м.

Heaviside может преодолеть на одном заряде батареи до 160 км — примерно как от Москвы до Твери

(Фото: Kitty Hawk)

Pipistrel — двухместный электросамолет

Компания Pipistrel представила двухместный электрический самолет Velis Electro, который прошел сертификацию Европейского агентства авиационной безопасности EASA. Аппарат получает энергию от двух аккумуляторов, развивает скорость до 181 км/ч и может находиться в воздухе до 50 мин.

Pipistrel уже запустила серийное производство Velis Electro: сертификат типа EASA позволяет эксплуатировать самолет в коммерческих целях

(Фото: Pipistrel)

MagniX и AeroTEC — самый крупный коммерческий самолет

В 2020 году компании MagniX и AeroTEC испытали самый большой коммерческий самолет Cessna Caravan 208B с электрическим двигателем. По словам исполнительного директора Роя Ганзарски, самолет может перевозить 4–5 пассажиров на расстояние до 160 км.

Разработчики рассчитывают, что когда электродвигатель Cessna Caravan 208B пройдет сертификацию, самолет сможет выполнять рейсы с полной загрузкой из девяти пассажиров

(Фото: MagniX)

Siemens — электросамолет с максимальной скоростью

Компания Siemens запустила самолет Extra 330LE с электродвигателем на аккумуляторных батареях. Аппарат побил рекорд среди аналогов: во время полета в 2017 году он достиг максимальной скорости 340 км/ч.

Siemens планируют использовать разработки Extra 330LE для производства (в партнерстве с компанией Airbus) региональных авиалайнеров, работающих на гибридных двигательных установках

(Фото: Siemens)

ЦИАМ — первый пилотируемый российский электросамолет

На международной авиационной выставке МАКС-2021 Центральный институт авиационного моторостроения имени Баранова (ЦИАМ) представил первый полностью электрический пилотируемый российский самолет «Сигма-4». Он развивает максимальную скорость до 100 км/ч и рассчитан на полеты дальностью 100 км — это примерная протяженность МКАД.

Электродвигатель «Сигма-4» питается от аккумуляторных литий-ионных батарей. По словам главы ЦИАМ Михаила Гордина, летные испытания самолета запланированы на вторую половину 2021 года

(Фото: N+1)

ЦИАМ — летающая лаборатория с уникальной гибридной силовой установкой

На МАКС-2021 ЦИАМ также представил летающую лабораторию Як-40ЛЛ. В носовой части аппарата установлен воздушный винт, который приводится в движение электродвигателем. А электроэнергию он получает от генератора, который вращается двигателем внутреннего сгорания.

Электродвигатель создан по уникальной технологии — на высокотемпературных сверхпроводниках (ВТСП). При определенной температуре ВТСП проводят электрический ток без сопротивления и потери энергии. Это позволит увеличивать КПД двигателей: наращивать мощность и при этом снижать их массу и габариты, что важно при строительстве самолетов. Разработку двигателя проводили в рамках совместного проекта Фонда перспективных исследований и ЗАО «СуперОкс». Во время выставки МАКС-2021 летающая лаборатория совершила первый полет, в процессе которого был включен электродвигатель.

Ученые надеются, что к 2030 году технологии позволят создать региональный самолет на гибридной схеме, как у Як-40ЛЛ

(Фото: НИЦ «Институт имени Н. Е. Жуковского»)

Зачем переводить авиацию на электричество

Очевидная причина повышенного спроса на электрификацию — экология. По данным Международной ассоциации воздушного транспорта IATA, на долю коммерческой авиации приходится около 2–3% выбросов углекислого газа. Причем за один короткий перелет, например из Лондона в Рим, образуется 234 кг углекислого газа на одного человека — больше, чем производят граждане некоторых стран за целый год.

Переход на электричество поможет решить экологические и другие проблемы современной авиации.

Сокращение количества выбросов в атмосферу

«Полностью электрический самолет» не создает выхлопа. Но его пока не считают абсолютно экологичными, так как производство аккумуляторов загрязняет окружающую среду, а из-за структуры и химического состава их сложно утилизировать.

Авиакомпания Airbus представила проект развития авиации будущего «Умное небо». По ее прогнозам, к 2050 году будут распространены самолеты с гибридными силовыми установками и электродвигателями. Аэропорты откажутся от двигателей внутреннего сгорания даже на земле: беспилотные электротягачи будут доставлять самолеты на взлетно-посадочную полосу и обратно. Все это поможет снизить количество выбросов в атмосферу.

Снижение затрат на топливо

Именно эта перспектива мотивирует многие крупные авиакомпании вкладывать средства в разработку электросамолетов. Расходы на топливо составляют до 30% их затрат и значительно влияют на прибыль.

В 2020 году электросамолет компаний MagniX и AeroTEC Cessna 208B совершил успешный 30-минутный полет. Исполнительный директор Рой Ганзарски отметил, что цена полета составила всего $6. А если бы они использовали обычное моторное топливо, полет обошелся бы в $300-400.

По словам главы ЦИАМ Михаила Гордина, применение гибридных силовых установок позволит в будущем уменьшить расход топлива на 70%.

Снижение количества шума

Электрические и гибридные летательные аппараты гораздо тише обычных с ДВС. Например, вертолет на высоте 500 м создает звук в 60 дБ, который по громкости можно сравнить с проезжающим мимо мотоциклом. А электросамолет Heaviside (разработка компании Kitty Hawk) во время полета на той же высоте создает звук в 38 дБ — примерно тот же уровень громкости, что и во время разговора людей.

В результате переход авиации на электричество позволит бороться с шумовым загрязнением и строить аэропорты ближе к черте города.

Снижение затрат на эксплуатацию

Электрические двигатели устроены проще двигателей внутреннего сгорания. У них меньше движущихся и соприкасающихся частей, а значит, они менее подвержены износу. Специалисты авиационной промышленности предполагают, что электрические самолеты будут реже нуждаться в техобслуживании, что снизит эксплуатационные расходы.

«Полностью электрический самолет»: в чем сложность

Первые «полностью электрические самолеты» уже существуют и проходят успешные испытания. Но говорить о том, что они станут альтернативой пассажирским лайнерам, рано. Причина в аккумуляторных батареях, которые нуждаются в улучшении.

Даже самые современные батареи уступают топливу в удельной энергоемкости — количестве энергии, которую они могут накопить. Реактивное топливо содержит примерно в 30 раз больше энергии, чем литий-ионная батарея.

Самый большой в мире пассажирский самолет Airbus A380 может пролететь 15 000 километров за один рейс и перевезти до 700 пассажиров. По подсчетам преподавателя кафедры прикладной аэродинамики университета Лафборо Дункана Уолкера, тот же самолет сможет преодолеть максимум 1 000 км с батареями в качестве источника энергии. Чтобы Airbus A380 пролетел на аккумуляторах свой максимум, ему понадобится комплект батарей весом в 30 раз больше, чем его текущий расход топлива. То есть из-за веса он просто не сможет оторваться от земли.

Даже если заменить всех пассажиров и груз на батареи, дальность полета Airbus A380 все равно была бы меньше 2 000 км по сравнению с обычными 15 000 км на топливе

(Фото: Airbus)

Кроме того, самолет с традиционными двигателями во время полета сбрасывает топливо. Так судно становится легче, поэтому расход топлива, которое необходимо для полета, уменьшается. А вес аккумуляторов остается постоянным на протяжении всего полета, даже когда заряд израсходован.

По оценкам экспертов в области авиации, для безопасных и рентабельных полетов можно будет использовать батареи с энергоемкостью 2 000 Вт·ч/кг. Сейчас это показатель не превышает 250 Вт·ч/кг, а за год энергоемкость батарей растет примерно на 3%.

Сергей Кравченко:

«По мнению специалистов, батареи как источник энергии станут коммерчески привлекательными при достижении удельной мощности 600 кВт/кг (удельная мощность — количество тока, которое может выдавать аккумулятор на единицу веса. Показатели современных батарей находятся в пределах 10 кВт/кг. — РБК Тренды).

На текущий момент 100%-го решения указанных проблем не существует. Фонд перспективных исследований в том числе работает над созданием новых аккумуляторов, систем электроснабжения и электродвижения для транспортных средств».

Какие перспективы у электрических самолетов

Очевидно, что перспективы электрифицированных самолетов напрямую зависят от прогресса в области электротехники. По мнению директора проектного комплекса «Гражданские самолеты» НИЦ «Институт имени Н. Е. Жуковского» Сергея Гальперина, коммерческий электросамолет, который мог бы летать на приличные для России расстояния только на батареях или топливных элементах, появится нескоро.

Сергей Кравченко:

«Полностью электрические самолеты вышли из стадии диковинок и в ряде стран уже успешно используются в коммерческих задачах. Ожидается, что и в России данные разработки в ближайшие годы достигнут стадии перехода от экспериментов к опытным технологиям и коммерческому использованию. Однако объем вопросов, которые мешают скорейшему массовому использованию данных типов авиационной техники, еще существенный. И это в большинстве случаев задачи по обеспечению безопасности пассажиров и окружающих объектов».

Глава ЦИАМ Михаил Гордин отметил, что в ближайшем будущем крупные пассажирские лайнеры будут использовать именно гибридные силовые установки. А полностью электрические самолеты, вероятно, найдут применение только в малой авиации из-за ограниченной дальности и вместимости пассажиров.

Сергей Кравченко:

«В среднесрочной перспективе ожидается широкое распространение летательных аппаратов с гибридной силовой установкой. Появление полностью электрических систем будет связано с успехами электрохимии. Однако текущие достижения не позволяют ожидать существенного прогресса в этой области в ближайшее время.

Рассматриваются технические решения, в которых источник электрической энергии — топливный элемент, а потребитель — электромотор. Расчеты показывают, что данная компоновка реализуема для широкого класса региональных самолетов. Именно такое решение может составить конкуренцию газотурбинному двигателю, но требуется создать и испытать данную технологию, чтобы подтвердить расчеты».

Классификация БПЛА по летных характеристикам — Документация Pioneer September update 2021

Беспилотные летательные аппараты различают не только по способу их
применения в определённых сферах нашей жизни или различием конструкции ,
но и по более устойчивым параметрам и характеристикам, например,
взлетной массе, дальности, высоте и продолжительности полета, размерам
самих аппаратов и т.д.

Классификация UVS International

Международной ассоциацией по беспилотным летательным системам UVSI
(Association for Unmanned Vehicle Systems International, до 2004 года
она называлась Европейской ассоциацией по беспилотным системам – EURO
UVS) была предложена универсальная классификация БПЛА (Таблица 1),
которая объединяет многие из названных критериев.

Таблица 1

Приведенная выше классификация на сегодняшний день распространяется, как
на уже существующие, так и на будущие разрабатываемые модели БПЛА. В
основном эта классификация сложилась к 2000 г., когда беспилотные
аппараты только набирали популярность, но с тех пор много раз
пересматривалась. Ее и сейчас нельзя считать устоявшейся. Кроме того,
многие особые типы аппаратов с нестандартными комбинациями параметров
трудно отнести к какому-либо определенному классу.

Российская универсальная классификация

Для сравнения, на сегодняшний день сложилась и Российская классификация
БПЛА, которая ориентирована преимущественно, пока только на военное
назначение аппаратов (Таблица 2):

Таблица 2

Российская классификация отличается от предложенной UVS International по
ряду параметров – упразднены группы БПЛА, некоторые классы зарубежной
классификации отсутствуют в РФ, легкие БПЛА в России имеют значительно
большую дальность и т. д.

Понятно, что у каждый БПЛА выполняет свои поставленные задачи, будь то
Микро- дрон, который мы купили в магазине, чтобы только научиться его
пилотировать или же Легкий квадрокоптер, который выполняет доставку
небольшого груза. Далее мы рассмотрим уже с вами типы БПЛА, которые
наиболее популярны в мире или оказали значительный вклад в развитии
новых типов беспилотников.

2.2 Правила регистрации БПЛА в РФ. Согласование полётов.

Одна из наиболее важных тем — закон о беспилотных летательных аппаратах
в России.

До недавнего времени, мало кто из пилотов понимал, что же будет с его
дроном и с ним самим, если полет не согласовывать, БПЛА не
регистрировать и т.д. Довольно долго законопроект в России был в
разработке и многие из нас томились ожиданиями, что же им делать сейчас
и что будет потом, после его принятия.

В 2019 году Государственная Дума приняла законопроект, который
предотвращает использование беспилотных воздушных судов в противоправных
целях. Любой дрон или квадрокоптер — это беспилотное воздушное судно
(БВС), а человек, который управляет устройством — внешний пилот.
Согласно пункту 5 статьи 32 «Воздушного кодекса Российской федерации»,
любые беспилотные гражданские воздушные суда с максимальной взлетной
массой от 0,25 кг до 30 кг, ввезенные в РФ или произведенные в РФ,
подлежат учету. Это значит, что по закону владелец квадрокоптера должен
поставить на учет беспилотный летательный аппарат — за исключением
устройств, вес которых меньше 0,25 кг. Заявления принимает Федеральное
агентство воздушного транспорта.

Заявление необходимо подать в течение 10 рабочих дней со дня
приобретения БВС на территории России либо с момента его ввоза на
территорию РФ, если покупали дрон за рубежом. Если вы сделали БВС
самостоятельно, то необходимо поставить его на учет до того, как начнете
запускать изобретение в воздух.

Согласование полетов.

Для осуществления полетов дронов и квадрокоптеров необходимо получить
специальное разрешение на использование воздушного пространство.
Разрешение выдает Зональный центр Единой системы организации воздушного
страхования. Если вес дрона или квадрокоптера больше 30 кг, его нужно
обязательно зарегистрировать. Параллельно с этим владелец (внешний
пилот) должен получить сертификат летной годности и свидетельство
внешнего пилота, чтобы иметь возможность управления коптером.

Чтобы запустить дрон или квадрокоптер над населенным пунктом, нужно в
обязательном порядке получить разрешение от органов местного
самоуправления. За сутки до предполагаемого полета следует подать
представление на установление режима полета в зональный центр по
организации воздушного движения. За 2 часа до вылета внешний пилот
должен связаться с диспетчером.

Есть места, где использование квадрокоптеров, дронов и других
беспилотных летательных аппаратов полностью запрещено:

• Аэропорты и вокзалы
• Опасные производства
• Военные объекты
• Стратегические государственные объекты

Классификация БПЛА по конструкции

Как известно на сегодняшний день существует большое количество типов
БПЛА, различной конструкции, предназначенные для множество разных задач.

В данном разделе мы с вами рассмотрим самые известные из них, которые
приобрели наибольшую популярность и доказали свою превосходность
относительно других типов.

Различают следующие типы БПЛА, отличающихся конструкцией и принципом
работы, взлета/посадки и назначения:

• БПЛА самолетного типа
• Мультироторные БПЛА
• БПЛА Аэростатического типа
• Беспилотные конвертопланы и гибридные модели

Рассмотрим ниже каждый из этих типов.

БПЛА самолетного типа

Такой тип аппаратов известен также как БПЛА с жестким крылом (англ.:
fixed-wing UAV). Подъемная сила у них создается аэродинамическим
способом за счет напора воздуха, набегающего на неподвижное крыло.
Аппараты такого типа, как правило, отличаются большой длительностью
полета, большой максимальной высотой полета и высокой скоростью.

Существует большое разнообразие подтипов БПЛА самолетного типа,
различающихся по форме крыла и фюзеляжа. Практически все схемы
компоновки самолета и типы фюзеляжей, которые встречаются в пилотируемой
авиации, применимы и в беспилотной.

Рисунок — самолет Proteus

На рисунке 1 показан экспериментальный многоцелевой самолет Proteus
разработки американской компании Scaled Composites. Разработаны как
пилотируемый, так и беспилотный варианты этого самолета. Особенностью
конструкции является тандемная схема расположения крыльев. Его длина
составляет 17,1 м, размах задних крыльев 28 м, потолок высоты 16 км (при
нагрузке 3,2 т), взлетная масса 5,6 т, максимальная скорость 520 км/ч
(на высоте 10 км), длительность полета до 18 ч. Силовая установка – два
турбореактивных двигателя с тягой по 10,2 кН .

Рисунок 2 — БПЛА RQ-4 Global Hawk

На рисунке 2 показан разведывательный БПЛА RQ-4 Global Hawk,
разработанный американской фирмой Teledyne Ryan Aeronautical, дочерним
предприятием компании Northrop Grumman. Он отличается необычной формой
фюзеляжа, в носовой части которого размещено радиолокационное,
оптическое и связное оборудование. Аппарат изготовлен из композитных
материалов на основе углеволокна и алюминиевых сплавов, имеет длину 13,5
м, размах крыльев 35 м, взлетную массу около 15 тонн, способен нести
полезную нагрузку массой до 900 кг. RQ-4 Global Hawk может находиться в
воздухе до 30 часов на высоте до 18 км. Максимальная скорость 640 км/ч.
Силовая установка – турбореактивный двигатель с тяговым усилием 34,5 кН.

Рисунок — БПЛА Х-47В

На рисунке 3 показан перспективный боевой палубный БПЛА Х-47В,
разрабатываемый компанией Northrop Grumman (США). Он имеет форму широко
выгнутой буквы «V» без хвостовой части. Крылья могут складываться, что
немаловажно для ограниченной площади палубы авианосца. Для управления
полетом БПЛА оснащен 6-ю рабочими плоскостями. Турбореактивный двигатель
канадской фирмы Pratt amp. Whitney обеспечивает высокую скорость полета
беспилотного аппарата и расположен в задней части аппарата. Беспилотник
состоит из четырех частей, собранных из композитных материалов и
соединяющихся примерно в середине корпуса. Самолет имеет длину 11,6 м,
размах крыльев 18,9 м (в сложенном состоянии 9,4 м), собственную массу
6,3 т, максимальную взлетную массу 20,2 т. Крейсерская скорость
составляет 900 км/ч. Радиус действия 3900 км. Потолок 12,2 км.
Предположительно аппарат будет приспособлен для выполнения дозаправки в
воздухе. При этом БПЛА будет готов при необходимости беспрерывно
выполнять поставленную боевую задачу в течение 80 часов, что на порядок
больше длительности полета боевых самолетов с пилотами.

Компания «Геоскан» разработала сразу несколько беспилотников самолетного
типа. Один из них «Геоскан 201» (на рисунке 4). Он предназначен для
получения геопривязанных фотографий отдельных объектов, площадной и
линейной аэрофотосъемки, развивает скорость до 130 км/ч, а
продолжительность полета может достигать до 3-х часов.

Полученные с использованием комплекса материалы могут использоваться
для:

• создания ортофотопланов масштаба 1:500 — 1:2000;
• трехмерного моделирования участка местности;
• создания карт высот местности;
• вычисления объемов пород в карьерах и насыпных объектах;
• обследования состояния объектов инфраструктуры, дорожного полотна;
• инвентаризации лесов и посевов;
• оценки ущерба и планирования аварийно-спасательных работ; при ЧС,
  таких как наводнения, оползни и пожары.

Рисунок — «Геоскан 201»

В качестве движителей аппаратов самолетного типа обычно используются
тянущие или толкающие винты, а также импеллеры (лопаточные машины,
заключенные в цилиндрический кожух – англ.: impeller, ducted fan,
shrouded propeller) или реактивные двигатели.

Для аппаратов самолетного типа обычно необходима взлетно-посадочная
полоса (ВПП) или же стартовые катапульты (рисунок 5). Есть также
самолетные БПЛА легкого класса, запускаемые «с руки». При посадке может
применяться ВПП, парашют или специальные уловители (тросы, сетки или
растяжки)

Рисунок — стартовая катапульта

Взлеты и посадки традиционных БПЛА самолетного типа – процесс достаточно
трудоемкий и затратный, требующий наличия специальных вспомогательных
средств (ВПП, устройств запуска и посадки), поэтому разработчики новой
техники все чаще обращаются к нетрадиционным схемам самолетных БПЛА,
позволяющим создать безаэродромные беспилотные системы. Речь идет прежде
всего о самолетах вертикального взлета и посадки (СВВП). На сегодняшний
день существует много разновидностей аппаратов ВВП. Многие из них
являются гибридами самолетов и вертолетов, и рассмотрены в следующем
разделе. Те же СВВП, которым в большей степени присущи свойства
самолета, чем вертолета, обычно имеют в качестве движителя реактивный
двигатель, импеллер или небольшие по размеру пропеллеры. Их условно
можно разделить по положению фюзеляжа при взлете и посадке на аппараты с
вертикальным положением фюзеляжа (тэйлситтеры, от англ. – tailsitter)

Тэйлситтеры в стартовом положении обычно опираются хвостовой частью на
грунт. Если в качестве движителя используются тянущие винты, то они
располагаются в носовой части (рис. 2.3.6). Посадка, как и взлет, у
таких аппаратов обычно производится вертикально. Самое сложное для СВВП
– это переход с вертикальной фазы полета на горизонтальную и обратно. У
показанного на рисунке 6 БПЛА SkyTote, например, для управления полетом
в этих фазах используется даже специальный нейросетевой контроллер.

Рисунок — БПЛА SkyTote

Существует особый вид БПЛА – аппарат с жестким зонтообразным крылом,
основанных на эффекте Коанда. Хотя эти аппараты мало похожи на самолеты,
по принципу полета они все же больше всего соответствуют этой
классификационной группе.

Эффект Коанда – физическое явление, названное так, потому что в 1932
году румынский ученый Анри Коандэ обнаружил, что поток жидкости или газа
стремится отклониться по направлению к стенке тела с криволинейной
поверхностью и при определенных условиях прилипает к ней, вместо того,
чтобы продолжать движение в начальном направлении. Действие эффекта
Коанды проявляется тогда, когда подача слоя воздуха на поверхность
производится через узкую щель. Этот тонкий скоростной слой захватывает
окружающий воздух. В итоге создается т.н. настилающая струя –
полуограниченная струя, которая всегда развивается только вдоль
поверхности ограждения. Дальность распространения настилающей струи
увеличивается приблизительно в 1,2 раза по сравнению со стесненной
струей (т.е. струей, ограниченной со всех сторон, как в трубе). Таким
образом, струя, которая настилается на поверхность, имеет большую
дальнобойность при остальных одинаковых условиях, чем струя
ненастилающая.

Летательный аппарат на эффекте Коанда (рисунок 7) устроен довольно
просто: над зонтообразной поверхностью установлен вентилятор или
реактивный двигатель, создающий поток воздуха, выходящий через узкую
щель и настилающий криволинейную поверхность.

Рисунок — Летательный аппарат на эффекте Коанда

Такой аппарат имеет преимущество при использовании по сравнению с
обычными вертолетами в городских условиях, лесистой и горной местности,
где велика вероятность повреждения несущего винта вертолета. У
предлагаемого аппарата небольшие столкновения с препятствиями не могут
нарушить его работу.

Мультироторные (вертолетные) системы

Одним из наиболее массовых БПЛА является мультикоптер. К этой группе
относятся БПЛА, имеющие больше двух несущих винтов. Реактивные моменты
уравновешиваются за счет вращения несущих винтов попарно в разные
стороны или наклона вектора тяги каждого винта в нужном направлении.
Беспилотные мультикоптеры, как правило, относятся к классам мини- и
микро-БПЛА.

Основное назначение мультикоптеров – это фото- и видеосъемка различных
объектов, поэтому они, как правило, оснащаются управляемыми подвесами
для камер. Мультикоптеры также используются в качестве устройств для
оперативного мониторинга ситуации, проведения сельскохозяйственных работ
(например, опрыскивание), для доставки грузов небольшого веса.

Рисунок 8 –“Tricopter” Рисунок 9 –
“+Copter Рисунок 10 – “XCopter”

Рисунок — “Y4Copter” Рисунок — “HexaCopter” Рисунок — “H6Copter”

Рисунок 14 — “Y6Copter” Рисунок 15 — “OctoCopter” Рисунок 16 —
“ButterflyCopter”

Трикоптер – самая простая схема построения мультикоптеров (рисунок —
17). Обычно трикоптер движется двумя винтами вперед, а третий является
хвостовым. Первые два винта имеют противоположные направления вращения и
взаимно компенсируют реактивные закручивающие моменты, у хвостового же
винта пары нет, поэтому для компенсации его реактивного момента ось
вращения этого винта немного наклоняют в сторону, противоположную
направлению закручивания. Это делают с помощью специального сервопривода
и тяги, которые используются для стабилизации или управления положением
аппарата по курсу.

Рисунок — Пример Трикоптера

Квадрокоптер – самая распространенная схема построения мультикоптеров.
Наличие четырех жестко зафиксированных роторов дает возможность
организовать довольно простую схему организации движения. Существуют две
таких схемы движения: схема «+» и схема «х». В первом случае один из
роторов является передним, противоположный ему – задним, и два ротора
являются боковыми. В схеме «х» передними являются одновременно два
ротора, два других являются задними, а смещения в боковом направлении
также реализуются одновременно парой соответствующих роторов (рисунок
18) Алгоритм управления частотами вращения винтов для схемы «+»
несколько проще и понятнее, чем для схемы «х», однако последняя
используется все же чаще из-за конструктивных преимуществ: при такой
схеме проще разместить фюзеляж, который может иметь вытянутую форму,
бортовая видеокамера имеет более свободный обзор.

Рисунок — Геоскан 401

Гексакоптеры и октокоптеры, имеющие соответственно по 6 (рисунок — 19) и
8 (рисунок — 20) моторов обладают гораздо большей грузоподъемностью по
сравнению с квадрокоптерами. Они также способны сохранять устойчивый
полет при выходе из строя одного двигателя. Такие аппараты отличаются
также гораздо меньшим уровнем вибраций, что особенно важно для
видеосъемки.

Рисунок – Октокоптер Рисунок – Гексокоптер

БПЛА Аэростатического типа

БПЛА аэростатического типа (blimps) – это особый класс БПЛА, в котором
подъемная сила создается преимущественно за счет архимедовой силы,
действующей на баллон, заполненный легким газом (как правило, гелием).
Этот класс представлен, в основном, беспилотными дирижаблями (рисунок —
21)

Дирижабль (от фр. dirigeable – управляемый) – летательный аппарат легче
воздуха, представляющий собой комбинацию аэростата с движителем (обычно
это винт (пропеллер, импеллер) с электрическим двигателем или ДВС) и
системы управления ориентацией благодаря которой дирижабль может
двигаться в любом направлении независимо от направления воздушных
потоков.

Рисунок — БПЛА аэростатического типа

Отличительное преимущество дирижабля — большая грузоподъемность и
дальность беспосадочных полетов. Достижимы более высокая надежность и
безопасность, чем у самолетов и вертолетов. (Даже в самых крупных
катастрофах дирижабли показали высокую выживаемость людей.) Меньший, чем
у вертолетов, удельный расход топлива и, как следствие, меньшая
стоимость полета в расчете на единицу массы перевозимого груза. Размеры
его внутренних помещений могут быть очень велики, а длительность
нахождения в воздухе может измеряться неделями. Дирижаблю не требуется
взлетно-посадочной полосы (но зато требуется причальная мачта) — более
того, он может вообще не приземляться, а просто «зависнуть» над землей
(что, впрочем, осуществимо только при отсутствии сильного бокового
ветра).

Рисунок — Дирижабль для аэрофотосъемки

Наиболее типичные применения современных беспилотных дирижаблей – это
реклама и видеонаблюдение (рисунок — 22). Однако в последние годы их все
чаще заказывают телекоммуникационные компании для использования в
качестве ретрансляторов сигналов. Существуют также проекты постройки
дирижаблей очень большой грузоподъемности – 200-500 тонн.

Привлекают внимание новые концепты дирижаблей, имеющие, как правило,
нетрадиционные форму оболочки и способ движения.

Беспилотные дирижабли линзообразной формы планирует выпускать ОАО
«Долгопрудненское конструкторское бюро автоматики» при поддержке
«Рособоронэкспорта» и «Ростехнологий». Они будут иметь от 22 до 200 м в
диаметре и смогут переносить до нескольких сотен тонн груза. Пока
созданы лишь демонстрационные масштабные модели таких дирижаблей. Пример
– успешно испытанная модель ДП-27 «Анюта» (рисунок — 23). Дисковидная
форма этого аппарата обеспечивает устойчивость к боковому ветру,
простоту управления и высокую маневренность этого многоцелевого
беспилотного дирижабля. Диаметр корпуса судна – 17 м с объемом оболочки
– 522 куб. м, грузоподъемность – 200 кг, максимальная высота подъема
достигает 800 м. С помощью 4 двигателей по 25 л.с. аппарат развивает
скорость до 80 км/ч, бензобак объемом 40 л позволяет демонстратору
осуществлять полет на дистанцию 300 км.

Рисунок -ДП-27 «Анюта»

Беспилотные конвертопланы и гибридные схемы

Гибридные винтокрылые аппараты – автожиры и конвертопланы. Кроме
рассмотренных классов аппаратов самолетного и мультироторного типа
существуют их гибридные разновидности, такие как автожиры и
конвертопланы, которые имеют некоторые признаки как вертолетов, так и
самолетов.

Автожир (другие названия: гирокоптер, гироплан, ротаплан, англоязычные:
autogiro, gyrocopter, gyroplane, rotoplane) – схема, подобная самолету,
у которого в качестве крыла (или в дополнение к нему) установлен
свободно вращающийся винт (рисунок — 24)

Рисунок — Пример одного их первых автожиров

Как и вертолету, автожиру несущий винт необходим для создания подъемной
силы, однако создание подъемной силы основным винтом автожира основано
на другом принципе. Он создает виртуальную дисковую поверхность, при
набегании на которую встречного потока воздуха и создается подъемная
сила. Здесь существенно, что в полете этот винт наклонен назад, против
потока – подобно фиксированному крылу с положительным углом атаки
(вертолет, наоборот, наклоняет винт в сторону движения, т. к. создает
приводным несущим винтом и подъемную, и горизонтальную пропульсивную
силы одновременно). Кроме несущего ротора, автожир обладает еще и
тянущим или толкающим маршевым винтом (пропеллером), как и у обычного
самолета. Этот маршевый винт и сообщает автожиру горизонтальную
скорость.

Большинство автожиров не могут взлетать вертикально, но им требуется
гораздо более короткий разбег для взлета (10-50 м, с системой
предраскрутки ротора), чем самолетам. Почти все автожиры способны к
посадке без пробега или с пробегом всего несколько метров. По
маневренности они находятся между самолетами и вертолетами, несколько
уступая вертолетам и абсолютно превосходя самолеты. Автожиры превосходят
самолеты и вертолеты по безопасности полета. Самолету опасна потеря
скорости, поскольку он сваливается при этом в штопор. Автожир при потере
скорости начинает снижаться. При отказе мотора автожир не падает, вместо
этого он снижается (планирует), используя эффект авторотации (несущий
винт вертолета при отказе двигателя также переводится в режим
авторотации, но на это теряется несколько секунд и падают обороты
ротора, важные при вынужденной посадке). При посадке автожиру не
требуется посадочная полоса.

Скорость автожира сравнима со скоростью легкого вертолета и несколько
уступает легкому самолету. По расходу топлива они уступают самолетам,
техническая себестоимость летного часа автожира в несколько раз меньше,
чем у вертолета, благодаря отсутствию сложной трансмиссии. Типичные
автожиры летают со скоростью до 180 км/ч), а расход топлива составляет
15 л на 100 км при скорости 120 км/ч. Другими преимуществами автожиров
являются гораздо меньшая, чем в вертолетах, вибрация, а также
способность летать при значительном (до 20 м/с) ветре.

В настоящее время автожиры производятся и в беспилотном исполнении
фирмами разных стран. Назначение их самое разнообразное. Так, российская
компания «Рустехресурс» (г. Воронеж) разработала беспилотный автожир
«Химик» для сельскохозяйственных работ – опыления посадок химикатами
(рисунок — 25)

Рисунок — автожир «Химик»

Конвертоплан (англ.: convertiplane, heliplane) – летательный аппарат с
поворотными винтами, которые на взлете и при посадке работают как
подъемные, а в горизонтальном полете – как тянущие (при этом в полете
подъемная сила обеспечивается крылом самолетного типа). Таким образом,
этот аппарат ведет себя как вертолет при взлете и посадке, но как
самолет в горизонтальном полете. Большие винты конвертоплана помогают
ему при вертикальном взлете, однако в горизонтальном полете они
становятся менее эффективными по сравнению с винтами меньшего диаметра
традиционного самолета.

Среди конвертопланов можно выделить три принципиально различающихся
подкласса: аппараты с поворотными винтами (Tiltrotor), с поворотным
крылом (Tiltwing) и со свободным крылом (Freewing).

В конвертопланах с поворотными роторами обычно поворотными являются не
сами винты, а гондолы с винтами и двигателями. Крылья (обычно небольшой
площади) при этом остаются неподвижными. На рисунке 26 приведен пример
беспилотного конвертоплана типа Tiltrotor.

Рисунок — конвертоплан Tiltrotor

В конвертопланах с поворотным крылом поворачивается все крыло вместе с
установленными на нем двигателями и винтами. Достоинством такой схемы
является то, что при вертикальном взлете крылья не закрывают воздушный
поток от винтов (увеличивая тем самым эффективность работы винтов). На
рисунке 27 приведены примеры конвертопланов типа Tiltwing.

Рисунок — конвертопланов типа Tiltwing

Беспилотные конвертопланы с поворотным крылом, построенные по схеме,
показанной на рисунке 28, часто рассматривают как особые подклассы
мультикоптеров (точнее – квадрокоптеров) – соответственно QTR UAV (Quad
Tilt Rotor UAV) и QTW UAV (Quad Tilt Wing UAV).

Рисунок — Конвертолпан с поворотным крылом

В конвертопланах со свободным крылом (Freewing) в зависимости от фазы
полета отклоняются винты, создавая вертикальную или горизонтальную тягу,
а крылья свободно вращаются вокруг оси, перпендикулярной фюзеляжу.

Под напором воздуха, создаваемого винтами, крылья принимают
вертикальное, горизонтальное или какое-либо промежуточное положение.
Аппараты такой конструкции отличаются стабильностью полета. На рисунке
29 показан пример беспилотника типа Freewing.

Рисунок — беспилотник типа Freewing

Вопросы для самопроверки:

• Какие отличия международной классификации от российской?
• Перечислите места, где использование дронов категорически запрещено.
• Если мой дрон весит 251 грамм, его нужно регистрировать?
• За счёт чего летает дирижабль?
• Если у трикоптера и гексакоптера в полете сломался один двигатель,
  смогут ли они продолжить полёт? Почему?
• В чём особенность конвертоплана?

Список использованных источников

1. Сборник научных трудов Харьковского университета Воздушных Сил, 2012,
   выпуск 4 — “Летательные аппараты: аэродинамика, силовые установки,
   оборудование и вооружение”
2. Беспилотная авиация: терминология, классификация, современное
   состояние — Владимир
   Фетисов
   2014 год
3. *https://russiandrone.ru/news/kvadrokoptery_i_drony_nuzhno_li_razreshenie_v_2020_godu/*

Ан-225 «Мрия» — самый большой самолет в мире

Какова скорость самолета ? Какова скорость полета ?

Скорость самолёта была, есть и остаётся весьма важным его фактором, который позволяет не только с большим комфортом перемещаться между городами, регионами или странами, но и делает время перелёта максимально быстрым.

Самый первый гражданский самолёт «Илья Муромец» имел скорость полёта всего лишь в 105 километров в час, то этот предел сегодня легко может быть преодолён на обычном автомобиле, а в ряде случаев и на международном автобусе, а посему, комфортным такое перемещение никак не назовёшь.

Что касается обычных пассажирских самолётов, то их скорость полёта уже превысила рубеж в 500 километров в час, и является далеко не пределом, но как оказывается, и это является далёким от настоящего комфорта.

Современные пассажирские самолёты лишились удовольствия летать со сверхзвуковыми скоростями, и, причём это имело весьма веские причины, заключающиеся в следующих факторах:

• Надёжность. При полёте на сверхзвуковых скоростях, самолёт вынужден иметь максимально обтекаемую форму, и как известно, чем больше длина авиалайнера, тем сложнее этого добиться. В противном случае, самолёт при достижении сверхзвуковой скорости может буквально развалиться на куски, что естественно является небезопасным и может нести катастрофические последствия.

• Экономичность. По сути, сверхзвуковые самолёты имеют малую экономичность топлива, а следовательно, и рейсы на них будут обходиться гораздо дороже чем на более медленных авиалайнерах.

• Узкая специализация. Под данным фактором следует понимать, что далеко не каждый аэропорт сможет позволить себе принять сверхзвуковой авиалайнер из-за его большой массы и скорости, то есть, необходима большая ВПП.

• Частое техническое обслуживание. В виду того, что самолёт перемещается на сверхбыстрых скоростях. Его необходимо постоянно обслуживать, то есть, практически после каждого рейса проверять состояние фюзеляжа, заклёпочные крепления и т.д., что также несёт ряд неудобств для авиаперевозчиков.

Если современная скорость самолёта гражданской авиации составляет порядка 800 километров в час, то у сверхзвуковых пассажирских авиалайнеров, она составляла свыше 2100 километров в час, что более чем в 2.5 раза быстрее современных авиаперелётов. Тем не менее, в виду главным образом безопасности, на сегодняшний день не существует действующих пассажирских сверхзвуковых авиалайнеров, которых всего-то за всю историю гражданского авиастроения существовало два – советский Ту-144 и англо-французский «Конкорд».

Вполне возможно, что в скором времени, мы сможем вновь наблюдать сверхзвуковые самолёты в небе, и стоит отметить, ряд авиастроителей и конструкторских бюро работают над этим вопросом. Тем не менее, ожидать каких-либо нововведений в ближайших несколько лет не стоит, хотя бы по причине того, что важным фактором остаётся безопасность пассажиров, а скорость самолёта учитывается уже потом.

Известно, что разные модели самолетов имеют различную скорость полета. Так, боевые ударные самолеты имеют значительно высшие скоростные показатели, чем аппараты гражданской авиации.

Скоростные показатели пассажирских авиалайнеров

• Ту-134 является пассажирским лайнером для полетов малой протяженности. Максимальное количество пассажиров на борту – 96 человек. Крейсерская скорость машины составляет 850 км/ч.

• Ту-154 разработан для перелетов на средние протяженности. На борту могут находиться до 180 пассажиров. При этом крейсерская скорость машины составляет 950 км/ч.

• Ту-204 – среднемагистральный лайнер, который может перевозить до 214 пассажиров на борту. Оптимальная скорость полета составляет 850 км/ч.

• «Сухой Суперджет-100» эксплуатируется на авиалиниях с малой загрузкой. Салон может разместить 98 человек, а крейсерская скорость имеет показатель в 830 км/ч.

• ИЛ-62 обеспечивает перевозку пассажиров на дальние дистанции. Экономвариант салона может разместить 198 человек. Нормальной крейсерской скоростью является скорость в 850 км/ч.

• ИЛ-86 – огромный лайнер для перелетов средней дальности. На борту может быть максимальное количество пассажиров в 314 человек. Несмотря на большие размеры, он имеет крейсерскую скорость в 950 км/ч.

• ИЛ-96 является самолетом с большой протяженностью полета и рассчитан на перевозку 300 пассажиров в салоне экономкласса. Оптимальной скоростью является 900 км/ч.

• Airbus A310 изготовляется в разной комплектации, что позволяет использовать машину на линиях с различной протяженностью. Стандартным для этой машины остается число пассажиров в 183 и показатели скорости в 858 км/ч.

• Airbus A320 – эта машина может осуществлять перевозку пассажиров на средних дистанциях полета, с крейсерской скоростью в 853 км/ч. В самолете могут расположиться 149 пассажиров.

• Airbus A330 изготовлен для длительных перелетов с максимальным количеством пассажиров на борту до 398 человек. При перелете крейсерская скорость составляет 925 км/ч.

• Boeing-747 имеет крейсерскую скорость полета в 917 км/ч. Машина имеет возможность осуществлять дальние перевозки до 298 человек.

• Boeing-777 также производит длительные перелеты, но количество пассажиров в экономичном варианте салона достигает всего лишь 148 человек, а оптимальная скорость полета имеет показатель в 891 км/ч.

Boeing-777

Все же пассажирские самолеты обладают невысокой крейсерской и максимальной скоростью полета, хотя бывают и исключения из правил. Так, например, самолет «Конкорд» или Ту-144 могут похвастаться высокими скоростными показателями. Совсем недавно корпорация «Боинг» заявила о создании нового высокоскоростного пассажирского аппарата, который предварительно окрещен как Zehst. В планах руководства компании и конструкторов довести скорость данной модели до 5029 км/ч.

Самые высокие скорости полета имеют более новые военные машины, которые достигают сверхзвуковых скоростей.

Самые быстрые сверхзвуковые самолеты

• МиГ-17 – номинальная скорость полета составляет 861 км/ч. Несмотря на то что это не такой уж и большой показатель, это не помешало стать этой ударной машине самой распространенной в мире.

• Bell X-1 – этот самолет разработан в США. Он осуществил свой первый полет еще в далеком 1947 году. В этом полете удалось произвести разгон аппарата до скорости в 1541 км/ч. В настоящий момент эта единственная машина находится в музее в США.

• North X-15 имел ракетный двигатель, но в отличие от предыдущей модели он максимально разогнался до скорости 6167 км/ч. Этот полет был осуществлен в 1959 году. Всего было создано три таких аппарата, которые занимались изучением верхних слоев атмосферы и ее реакции на вхождение в нее крылатых тел.

• Lockheed SR-71 Blackbird – это военный разведчик, который мог достигать скорости в 3700 км/ч. Он стоял на вооружении в США до 1998 года.

• МиГ-25 мог развивать скорость до 3000 км/ч. Машина отличалась высокими летными и боевыми показателями. В 1976 году советский летчик угнал одну такую машину в Японию, где произвели ее детальное изучение.

• МиГ-31 впервые оторвался от взлетной полосы 1975 года, этот перехватчик может летать со скоростью в 2,35 Маха или же 2500 км/ч.

• F-22 Raptor – военный самолет американского производства. Он относится к самолетам 5 поколения. Крейсерская скорость машины составляет 1890 км/ч, а максимальная доходит до 2570 км/ч.

• Су-100 является ударным разведчиком. Хотя при проектировании было много вариантов его использования. Но все же он очень быстр и может лететь на скорости в 3200 км/ч.

• XB-70 – данный самолет настолько быстр, что во время первых испытаний с него было сорвано потоком воздуха 60 сантиметров кромки. В настоящее время существует только одна такая машина, и та в музее США. Разогнать его удалось до скорости 3187 км/ч.

• Ту-144 был создан в ответ на изготовленный в Британии «Конкорд» в 1960-х годах. Он развивал максимальную скорость до 2500 км/ч. Всего было построено 16 таких машин, в настоящее время не эксплуатируется.

• Aerospatiale-BAC Concorde – это пассажирский аппарат, который активно использовался в авиаперевозках пассажиров. Его крейсерская скорость составляла 2150 км/ч, а максимальная – 2330 км/ч. С 2003 года не используется.

В настоящее время самые развитые страны мира активно работают над созданием самолетов нового поколения, которые должны обладать еще лучшими летными показателями. 

Aerospatiale-BAC Concorde

Рассмотрим понятие скорости самолета с физической стороны:

Скорость. Скоростью движения какого-либо тела (в том числе самолета) называется отношение длины пройденного пути ко времени, в течение которого тело проходит этот путь. Если движение происходит с переменной скоростью, то можно рассматривать среднюю скорость движения на определенном участке пути и скорость движения в данный момент. Для того чтобы определить скорость движения в данный момент, следует брать достаточно малые промежутки времени. Чем меньше взят интервал времени, тем точнее будет определена скорость в данный момент.

В технике принято измерять скорость в метрах в секунду (м/сек) и в километрах в час (км/ч). Для того чтобы скорость, выраженную в метрах в секунду, перевести в километры в час, необходимо умножить значение скорости на 3,6.

Например, скорость звука на высоте 8 000 м составляет 308 м/сек, или 308 X 3,6 = 1108,8 ж 1109 км/ч.

Истинная скорость. Скорость, с которой движется самолет относительно воздушной среды, называется истинной или воздушной скоростью Уи.

Истинная скорость определяет величину аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет.

При отсутствии ветра истинная скорость совпадает с путевой скоростью — скоростью движения самолета относительно земли.

Приборная скорость. В авиационной технике нашло широкое применение определение скорости при помощи замера разности полного и статического давлений воздуха. Приемником полного давления является специальный насадок (трубка), установленный на самолете (например ТП-156). Статическое давление обычно подводится к прибору от заборника, представляющего собой калиброванное отверстие в одной из точек фюзеляжа. Скорость, измеренная указанным образом, называется приборной скоростью УПр.

Попятно, что уменьшение плотности воздуха при постоянной истинной скорости будет сопровождаться уменьшением скоростного напора и, следовательно, уменьшением приборной скорости.

Указатель скорости не является идеально точным инструментом. В его показания необходимо вводить инструментальную поправку б Приемник статического давления также не является идеальным — на измерении давления сказывается возмущение воздушного давления в месте расположения приемника.

Вертикальная ось лежит в плоскости симметрии самолета и направлена в сторону верхней поверхности крыла. В скоростной системе ось О у перпендикулярна оси О*. В связанной системе ось перпендикулярна основе.

Поперечная ось направлена в сторону правого крыла.

Угол между направлением скорости набегающего потока и плоскостью хорд крыла называется углом атаки а.

Угол между направлением скорости набегающего потока и плоскостью симметрии самолета называется углом скольжения.

Перегрузкой п называется безразмерное отношение, показывающее, во сколько раз сумма всех действующих на тело сил (кроме силы тяжести) больше веса тела. Если перегрузка равна нулю, то это значит, что на тело действует только неуравновешенная сила тяжести, а сумма остальных сил равна нулю.

Скорость вертолетов

Говоря о скоростных характеристиках летательных аппаратов, нельзя не упомянуть вертолеты. За счет огромного количества производителей и схем строения они имеют различные показатели скорости.

Скорость винтокрылых машин зависит от огромного количества параметров. Самыми вескими являются вес аппарата, количество несущих винтов и количество двигателей, которые приводят в действие винты.

Скоростные характеристики гражданских вертолетов

•  Ми-26Т имеет возможность разогнаться до 270 км/ч, что касается крейсерской скорости, то она равна 255 км/ч. Аппарат оснащен двумя двигателями мощностью в 10 тысяч лошадиных сил. Настолько мощные двигатели обеспечивают легкий подъем машины с максимальной массой, которая составляет  56 тонн.

• Ka-32A11BC – этот гражданский вертолет можно разогнать до скорости в 260 км/ч, а крейсерский полет машины проходит при скорости  200 км/ч при максимальной дальности полета. Максимальный взлетный вес составляет 11 тонн.

• Ми-8/17  имеет максимальную скорость, равную 250 км/ч, при этом крейсерский полет проходит на скорости 230 км/ч. Масса при взлете составляет 13 тонн. Силовая установка представлена двумя двигателями, мощность которых равна 2 тысячам лошадиных сил каждый.

• Ка-62 производит крейсерский полет при скорости в 290 км/ч, а максимальная скорость выше ненамного и равна 308 км/ч. Невысокие отличия в скоростных параметрах можно объяснить небольшой максимальной массой подъема в 6,5 тонны и тем, что аппарат имеет один двигатель мощностью в 1,7 тысячи лошадиных сил.

• Ансат являет собой легкий гражданский вертолет с максимальной массой подъема в 3,6 тонны. Крейсерская скорость в полете равна 250 км/ч, а максимальная 275 км/ч. Вертолет имеет два двигателя, которые при взлете дают 1260  лошадиных сил.

•  Ми-38 имеет крейсерскую скорость в 285 км/ч, при этом максимальная масса взлета равна 16,2 тонны. При взлете силовая установка, состоящая из двух двигателей, выдает мощность в 5 тысяч лошадиных сил.

•  Ка-226 является небольшим гражданским вертолетом с максимальной скоростью полета в 250 км/ч. Крейсерский полет проходит при скорости в 220 км/ч. Аппарат может подняться в воздух с массой в 3,6 тонны. Подъем обеспечивают два двигателя мощностью по 580 лошадиных сил.

Скоростные характеристики военных вертолетов

• Ми-171А2 имеет максимальную скорость в 280 км/ч, крейсерский полет проходит на скорости 260 км/ч. Взлет возможен с максимальной массой машины в 13 тонн. Вертолет имеет один двигатель мощностью в 2,7 тысячи лошадиных сил.

• Ка-52 известен под названием «Аллигатор», оснащен двумя двигателями по 2,4 тысячи лошадиных сил, которые позволяют развить максимальную скорость полета аппарата в 300 км/ч. Что касается крейсерской скорости, то она равна 260 км/ч.

• Ми-28Н «Ночной охотник» может развивать скорость в 300 км/ч, что касается крейсерского полета, то он проходит на скорости 265 км/ч. Два двигателя мощностью в 2,2 тысячи сил, они обеспечивают подъем машины с массой в 10,9 тонны.

•  Ка-31 может развить максимальную скорость в 250 км/ч. Достижение этой скорости обеспечивают два двигателя мощностью в 2,2 тысячи лошадиных сил и массой машины при взлете в 12 тонн.

• Ми-26 производит крейсерский полет при скорости 250 км/ч, а максимальная скорость полета достигает отметки в 295 км/час. Силовая установка состоит из двух двигателей мощностью по 11,4 тысячи лошадиных сил, при этом машина может производить взлет с массой в 56 тонн.

•  Ми-35М оснащен силовой установкой, состоящей из двух двигателей, которые выдают общую мощность в 4,4 тысячи лошадиных сил. Полет возможен с максимальной массой в 10,9 тонны. Крейсерская скорость полета составляет 240 км/час, а максимальная 300 км/час.

•  Ка-27 может производить полет с максимальной массой в 11 тонн. При этом максимальная скорость аппарата достигает отметки в 285 км/ч. Полет машины обеспечивают двигатели мощностью в 2,2 тысячи лошадиных сил каждый.

Самые быстрые вертолеты в мире

• Вертолет NH90, который создан совместными усилиями конструкторов Германии и Франции в корпорации Eurocopter, широко используется во многих странах. Он имеет отличные летные показатели: скороподъемность аппарата равна  11 м/с, кроме того, он может развивать скорость в 291 км/час.

•  AW139M является машиной нового поколения. Силовая установка вертолета составлена двумя качественно новыми двигателями газотурбинного типа, за счет этого достигается максимальная скорость в 310 км/час.

•  AW101 Merlin вертолет создан совместными усилиями итальянцев и англичан, он предназначен для перевозки пассажиров, количество которых на борту может достигать 30 человек. При этом максимальная скорость аппарата равна 309 км/час.

• CHF-47, изготовленный в США, может развить скорость в 282 км/час. Это военная и массивная машина, но в воздухе ведет себя довольно шустро.

•  AW109 являет собой многоцелевой вертолет, который производит крейсерский полет на скорости в 285 км/час. Что касается максимальной скорости, то она равна 311 км/час.

• Вертолет американского производства AH-64D представляет собой многоцелевой аппарат, который может максимально разгоняться до скорости в 365 км/час. Что касается крейсерской скорости машины, она также высока и приближается к отметке  270 км/час.

• Самым быстрым вертолетом в мире по праву считается аппарат Сикорский X2. Эта машина установила мировой рекорд скорости для вертолетов в 2010 году, который равен 415 км/ч.

В силу развития технологий конструкторы упорно трудятся над созданием новых скоростных вертолетов нового поколения, которые смогут производить скоростные транспортировки пассажиров и грузов на дальние дистанции.

Самый быстрый самолет

Avia.pro

3 Авиационные газотурбинные двигатели

Посетите сайт NAP.edu/10766, чтобы получить дополнительную информацию об этой книге, купить ее в печатном виде или бесплатно загрузить в формате PDF.

« Предыдущая: 2 Интеграция авиадвигателей

Страница 35

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Все коммерческие самолеты, разработанные за последние 40 лет (кроме самолетов с количеством пассажиров менее дюжины), оснащены газотурбинными двигателями, турбовентиляторными или турбовинтовыми. Таким образом, любое обсуждение сокращения выбросов углерода от коммерческих самолетов должно учитывать возможности улучшения газотурбинных двигателей. С этой целью в этой главе будет очерчено современное состояние авиационных двигателей, обсуждены возможности и препятствия для улучшения газовых турбин в течение следующих трех десятилетий, а также предложены направления исследований для достижения такого улучшения. Если не указано иное, обсуждение в этой главе относится к газотурбинным двигателям для больших коммерческих самолетов, как обсуждалось в главе 1.

Показатели двигателя

В данном контексте под двигателем понимается устройство, которое преобразует энергию топлива в мощность на валу, а мощность на валу — в тяговую мощность. В текущих реализациях двигатели имеют высокую степень интеграции и имеют форму турбовентиляторного двигателя или турбовинтового двигателя с воздушным винтом. В современных ТРДД (см. рис. 3.1) вентилятор всасывает воздух через входное отверстие, 80-90 процентов которого выбрасывается через сопло вентилятора, обеспечивая большую часть тяги, создаваемой двигателем. Остальной воздух вентилятора сжимается в компрессоре и либо (1) используется для охлаждения, либо (2) смешивается с топливом и сжигается в камере сгорания. Выхлопные газы из камеры сгорания проходят через турбину, вырабатывая механическую энергию, которая вращает вал, приводящий в движение вентилятор и компрессор. Выходящие из турбины газы проходят через выпускное сопло с большой скоростью, что обеспечивает дополнительную тягу. Турбовинтовой двигатель проще по конструкции, хотя по своей концепции похож на турбовентиляторный, основное отличие которого заключается в том, что турбовинтовой двигатель использует пропеллер в свободном воздухе для создания тяги, а не вентилятор в гондоле.

Для газотурбинных двигателей основными техническими показателями являются общий КПД, вес, дополнительное сопротивление и надежность. Под общей эффективностью здесь понимается эффективность, с которой двигатель преобразует мощность потока топлива в тяговую мощность. Это произведение термодинамического КПД процесса, который преобразует мощность потока топлива в мощность на валу (здесь называется термодинамическим КПД двигателя) и тягового КПД (преобразование

Страница 36

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

РИСУНОК 3.1 ТРДД с большой степенью двухконтурности в гондоле авиалайнера. ИСТОЧНИК: А. Х. Эпштейн, 2014 г., Аэродинамические установки для коммерческой авиации в двадцать первом веке и необходимые направления исследований, Журнал AIAA 52(5):901-911, doi:10.2514/1. J052713. Воспроизведено с разрешения United Technologies Corporation, Pratt & Whitney.

мощности на валу к тяговой мощности ¹ ). Наиболее эффективные газовые турбины коммерческих самолетов, находящиеся в эксплуатации или вводимые в эксплуатацию в этом десятилетии, имеют взлетную тягу 20 000 фунтов и выше. Эти турбины работают в крейсерском режиме с термодинамическим КПД двигателя до 55 % и тяговым КПД значительно выше 70 %, что дает общий КПД (произведение двух) около 40 % (см. рис. 3.2). Общая стоимость владения также является важным показателем, влияющим на эффективность конструкции и вес. Эта стоимость включает стоимость производства, стоимость обслуживания (в основном капитальный ремонт) и топливо. Комбинация этих затрат, подходящая для каждого приложения, используется для оценки наилучшей ценности. Как правило, при данном уровне доступной технологии вес газовой турбины можно обменять на эффективность и затраты на техническое обслуживание. Таким образом, двигатели для самолетов с большей дальностью полета (теперь все с двумя проходами) оптимизированы для более высокого уровня эффективности, поскольку соотношение веса и стоимости между двигателем и весом топлива способствует повышению эффективности по мере увеличения дальности полета.

Термодинамический КПД двигателей коммерческих самолетов за последние 50 лет улучшился примерно с 30 процентов до более чем 50 процентов, как показано на рис. 3.3. Большинство двигателей коммерческих авиалиний рассчитаны на максимальную эффективность в крейсерском режиме, поскольку именно здесь сжигается большая часть топлива. Максимальная крейсерская термодинамическая эффективность ограничивается термодинамикой на уровне несколько выше 80 процентов для идеального цикла, состоящего из компонентов без потерь. Конечно, это не реализуемо в практическом смысле, так как реальные детали имеют потери. Где лежит практический предел, учитывая важные ограничения авиации по безопасности, весу, надежности и стоимости, является предметом некоторых предположений. Однако по некоторым оценкам он составляет от 65 до 70 процентов, учитывая развитие новых материалов, архитектур и технологий компонентов, как обсуждается в следующих разделах.

КПД движителя определяется здесь как тяговая мощность, подаваемая на летательный аппарат (которая равна произведению тяги на воздушную скорость), деленная на мощность на валу, подводимую к движителю. Для турбовентиляторных самолетов, находящихся в эксплуатации в настоящее время, КПД движителя составляет 70-80 процентов (рис. 3.4). Турбовинтовые двигатели примерно на 10 процентов более эффективны при их нынешних крейсерских числах Маха. Как отмечалось в главе 2, по мере увеличения размеров движителей для повышения эффективности тяги необходимо проявлять осторожность, чтобы различать и учитывать эффекты установки самолета, которые могут способствовать увеличению общего веса самолета и увеличению лобового сопротивления, но которые обычно не связаны с эффективностью двигателя.

___________________

¹ Необходимо соблюдать осторожность, поскольку «эффективность» может определяться по-разному в зависимости от ссылки или организации. В этом отчете определение выбрано, чтобы обеспечить последовательное сравнение между альтернативными подходами к движению.

Страница 37

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

РИСУНОК 3.2 Тенденция эффективности газотурбинных двигателей коммерческих самолетов. BPR, коэффициент двухконтурности. ИСТОЧНИК: А. Х. Эпштейн, 2014 г., Аэродинамические установки для коммерческой авиации в двадцать первом веке и необходимые направления исследований, Журнал AIAA 52(5):901-911, doi:10.2514/1.J052713. Воспроизведено с разрешения United Technologies Corporation, Pratt & Whitney.

Характеристики газовых турбин

Газотурбинные двигатели имеют несколько характеристик, которые существенно отличают их от других силовых установок, таких как двигатели внутреннего сгорания или электрические приводы. Все двигатели производят отработанное тепло, которое необходимо отбрасывать. Штрафы, связанные с таким отведением тепла, увеличиваются с увеличением скорости полета. Одной из отличительных характеристик газовой турбины, которая особенно важна для высокоскоростных самолетов, является то, что тепло от топлива, теряемое из-за неэффективности газовых турбин, по большей части выходит наружу в виде выхлопных газов и действительно создает положительную тягу. Это отличается от других силовых установок, таких как поршневые двигатели, циклы Ренкина и Стерлинга и электроприводы. Эти электростанции должны явно отбрасывать отработанное тепло, а их необходимые системы охлаждения могут значительно увеличить сложность, вес и сопротивление. Такие штрафы могут быть значительными. Например, по оценкам комитета, увеличение лобового сопротивления (или уменьшение чистой тяги) для снижения 10 процентов мощности двигателя в виде тепла может составлять порядка 5 процентов.

Вторая важная характеристика заключается в том, что при постоянных настройках дроссельной заслонки тяга современного турбовентиляторного двигателя изменяется в зависимости от скорости и высоты таким образом, что это соответствует изменению тяги, необходимой для коммерческого дозвукового авиалайнера. В частности, современным дозвуковым авиалайнерам требуется примерно в три-пять раз больше тяги для взлета, чем для крейсерского полета, и мощность, вырабатываемая турбовентиляторным двигателем с высокой степенью двухконтурности при постоянной настройке дроссельной заслонки, изменяется примерно таким же образом. Таким образом, турбовентиляторные двигатели хорошо подходят для современных авиалайнеров. Это показано на рис. 3.5 для

Страница 38

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

РИСУНОК 3.3. Тренд термодинамического КПД турбовентиляторных двигателей коммерческих самолетов на крейсерском режиме во времени. ИСТОЧНИК: А. Х. Эпштейн, 2014 г., Авиадвигатели для коммерческой авиации в двадцать первом веке и необходимые направления исследований, AIAA Journal 52(5):901-911, doi:10. 2514/1.J052713. Воспроизведено с разрешения United Technologies Corporation, Pratt & Whitney.

РИСУНОК 3.4 Динамика КПД турбовентиляторных двигателей коммерческих самолетов на крейсерском режиме во времени. ИСТОЧНИК: А. Х. Эпштейн, 2014 г., Аэродинамические установки для коммерческой авиации в двадцать первом веке и необходимые направления исследований, Журнал AIAA 52(5):901-911, doi:10.2514/1.J052713. Воспроизведено с разрешения United Technologies Corporation, Pratt & Whitney.

Страница 39

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

РИСУНОК 3.5 Мощность узкофюзеляжных самолетов по сегментам миссии; показаны размерные и процентные доступные мощности. ИСТОЧНИК: А. Х. Эпштейн, 2014 г., Авиадвигатели для коммерческой авиации в двадцать первом веке и необходимые направления исследований, AIAA Journal 52(5):901-911, doi:10.2514/1. J052713. Воспроизведено с разрешения United Technologies Corporation, Pratt & Whitney.

узкофюзеляжный, 150-180 пассажирских самолетов, заправленных топливом для полета на 1000 морских миль (нм). Это означает, что по сравнению с требованиями крейсерского полета авиалайнеру не нужно нести дополнительный вес или сопротивление, чтобы авиалайнер мог взлететь. Кроме того, поскольку большинство газотурбинных двигателей уже оптимизированы для минимального расхода топлива в крейсерском режиме, от лучшего согласования двигателя с характеристиками самолета мало что можно получить. Кроме того, из-за комбинированного эффекта сжатия набегающего воздуха на крейсерской скорости и низкой температуры окружающей среды на крейсерской высоте КПД двигателя газовой турбины на крейсерском режиме на 6–8 % выше, чем на взлете.

Роль размера двигателя

При рассмотрении роли размера (тяги) газовой турбины на КПД необходимо различать экономические и физические факторы. В целом современные более крупные двигатели имеют более высокий КПД, чем двигатели меньшего размера. Большая часть этой разницы обусловлена ​​дизайнерским замыслом. Большие коммерческие двигатели предназначены для дальнемагистральных самолетов, для которых расход топлива является основным фактором. Это связано с соображениями общей стоимости жизненного цикла и отражает то, что компромисс между массой двигателя и расходом топлива тем благоприятнее, чем больше дальность полета самолета. То есть более высокая эффективность выгодна, даже если она достигается за счет некоторого увеличения веса двигателя, потому что более эффективные двигатели позволяют самолетам нести меньше топлива, а уменьшенная загрузка топлива становится все более и более значимой для дальнемагистральных маршрутов. Капитальный ремонт двигателя является еще одной крупной статьей эксплуатационных расходов авиакомпаний. Количество циклов включения-выключения является основным фактором, определяющим частоту капитального ремонта двигателей. Двигатели меньшего размера, предназначенные для коммерческих самолетов меньшей дальности, будут иметь в среднем гораздо больше ежедневных циклов полета, чем двигатели большего размера, предназначенные для крупных транспортных средств, которые, скорее всего, будут летать на дальние маршруты. Поэтому для небольших двигателей особенно важно иметь возможность выполнять большое количество полетных циклов между капитальными ремонтами. Таким образом, для одного и того же уровня технологии более крупные двигатели, как правило, оптимизируются для повышения эффективности, в то время как двигатели меньшего размера, как правило, оптимизируются для уменьшения веса и увеличения количества полетных циклов между капитальными ремонтами. (Двигатели даже меньшего размера, предназначенные для самолетов бизнес-класса и авиации общего назначения, в основном ограничены покупной ценой, которая является гораздо более важным фактором для этих относительно малоиспользуемых самолетов, чем стоимость топлива или капитального ремонта. ) Другими словами, по экономическим причинам небольшие двигатели не рассчитаны на такую ​​же эффективность, как большие двигатели.

Страница 40

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

На рис. 3.6, который дополняет историческую эволюцию, показанную на рис. 3.3, показано изменение термодинамического КПД двигателя в зависимости от размера двигателя с точки зрения взлетной мощности для существующих турбовинтовых и коммерческих турбовентиляторных двигателей. ТРДД большой мощности обычно имеют более высокий КПД, чем ТРДД, рассчитанные на меньшую мощность, и все ТРДД имеют более высокий КПД, чем ТРДД малой мощности. Область N + 3 на рисунке относится к терминологии НАСА для двигателей, которые могут быть введены в эксплуатацию после 2035 года. Как указывалось выше, различия между турбовинтовыми и коммерческими турбовентиляторными двигателями отражают конструкционные намерения, определяемые рынком, различные расчетные рабочие высоты и скорости полета, а также дату выпуска. дизайн и, следовательно, технологический уровень двигателей (в целом новые коммерческие ТРДД выходили на рынок чаще, чем новые ТРД).

Эффективность малых газовых турбин может быть повышена до такой степени, что высокоэффективные технологии, используемые в больших двигателях, могут быть включены в малые двигатели, хотя это может привести к слишком высоким ценам для нынешних рынков малых двигателей. Инвестиции в технологии, специально предназначенные для небольших двигателей, необходимы для ядер двигателей, имеющих небольшой физический размер, для достижения уровней эффективности, сравнимых (или лучше, чем) с двигателями с большими ядрами. Физические ограничения таких улучшений точно не установлены и могут стать областью плодотворных исследований. Такие исследования, направленные на удовлетворение конкретных потребностей небольших двигателей, предназначенных для коммерческого транспорта, могут позволить использовать некоторые концепции распределенных силовых установок. Возможно, наиболее важно то, что по мере повышения эффективности самолета и двигателя для полета требуется меньше мощности, размер двигателя и мощность, требуемые при постоянной производительности самолета, будут уменьшаться в 9 раз.0003

РИСУНОК 3.6 Изменение термодинамического КПД двигателя на крейсерском режиме в зависимости от размера двигателя (в пересчете на мощность на уровне моря) для существующих авиационных газотурбинных двигателей. ПРИМЕЧАНИЕ: SLS, статический уровень моря. ИСТОЧНИК: А. Х. Эпштейн, 2014 г., Авиадвигатели для коммерческой авиации в двадцать первом веке и необходимые направления исследований, AIAA Journal 52(5):901-911, doi:10. 2514/1.J052713. Воспроизведено с разрешения United Technologies Corporation, Pratt & Whitney.

Страница 41

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

будущее. Кроме того, общее отношение давлений ² газовых турбин со временем увеличилось для улучшения термодинамического КПД. В то же время, однако, размер компрессора высокого давления, камеры сгорания и турбины уменьшился, что усугубляет проблемы меньшего размера.

По мере повышения эффективности самолета и двигателя для полета требуется меньше мощности, поэтому размер двигателя и мощность, требуемые при постоянной мощности самолета, в будущем будут уменьшаться.

Потенциал для улучшения

С тех пор, как в конце 1940-х годов были построены первые авиационные газовые турбины, общий КПД (от расхода топлива до тяговой мощности) повысился примерно с 10 процентов до нынешнего значения, приблизившись к 40 процентам (см. рис. 3.2). Вполне вероятно, что скорость совершенствования этих двигателей может продолжаться на уровне около 7 процентов за десятилетие в течение следующих нескольких десятилетий при условии достаточных инвестиций в технологии. Потенциал общего улучшения лучше всего рассматривать с точки зрения составляющих КПД: термодинамического КПД двигателя и тягового КПД движителя.

Как отмечалось выше, неясно, насколько близко к теоретическим пределам можно подойти к газовой турбине для коммерческого самолета, учитывая важные ограничения авиации по безопасности, весу, надежности и стоимости. Несколько авторов рассмотрели вопрос о практических ограничениях для газовых турбин простого цикла, учитывая потенциал для новых материалов, архитектур двигателей и технологий компонентов. Их оценки индивидуальных пределов термодинамического и тягового КПД несколько различаются (и могут по-разному распределять потери между термодинамическим и тяговым КПД), но они согласны с тем, что улучшение общего КПД на 30-35 процентов по сравнению с лучшими современными двигателями может быть достижимо. Как показано на рис. 3.7, термодинамический КПД двигателя составляет 65–70 %, а КПД двигателя — 9 %.0-95 процентов может быть возможным.

Газотурбинные двигатели имеют значительные возможности для усовершенствования: общий КПД повышается на 30 и более процентов по сравнению с лучшими двигателями, эксплуатируемыми сегодня. Улучшения будут происходить за счет множества относительно небольших приращений, а не одной прорывной технологии.

Некоторые исследования показывают, что улучшение характеристик турбомашин и снижение потерь при охлаждении могут повысить термодинамическую эффективность на 19 и 6 процентов соответственно. ³ Такого масштаба прироста нельзя добиться простым внедрением новых технологий в существующие двигатели. Скорее, это требует оптимизации цикла с учетом конкретных уровней рабочих характеристик компонентов, температурных возможностей и охлаждения. Практические циклы промежуточного охлаждения или рекуперации могут повысить эффективность еще на 4. ⁴ Усовершенствованные вентиляторы и гребные винты также могут повысить эффективность тяги на 10 процентов. ⁵ Конечно, практические пределы двигательной эффективности не могут быть рассмотрены только на уровне двигателя без ссылки на конфигурацию самолета и интеграцию силовой установки, как обсуждалось в главе 2.

Подводя итог, можно сказать, что авиационные газотурбинные двигатели имеют значительные возможности для усовершенствования, с потенциалом повышения общего КПД на 30 и более процентов по сравнению с лучшими двигателями, эксплуатируемыми сегодня, при этом потенциал повышения тягового КПД примерно в два раза превышает термодинамический КПД. . Этот уровень производительности потребует множества технологических улучшений и будет реализован в виде ряда относительно небольших приращений, на несколько процентов или меньше, а не за счет одной прорывной технологии. В следующем разделе обсуждаются многие из этих технологий.

___________________

² Коэффициент общего давления представляет собой отношение давления на выходе компрессора к давлению на входе в компрессор.

³ Д.К. Hall, 2011, «Пределы производительности ступеней осевых турбомашин», М.С. диссертация, Массачусетский технологический институт, Кембридж, Массачусетс,

⁴ Дж. Вурр, 2013 г., «Архитектуры и технологии гражданских авиационных двигателей будущего», представленная на 10-й Европейской конференции по турбомашиностроению, http://www.etc10.eu/mat /Whurr.pdf.

⁵ Д. Карлсон, 2009 г., «Ренессанс двигателей: новые циклы, новые архитектуры и возможности для развития рабочей силы», представленный на 19-й конференции Международного общества воздушно-реактивных двигателей ISABE, Монреаль, Канада.

Страница 42

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

РИСУНОК 3.7 Термодинамический и тяговый КПД двигателей в крейсерском режиме некоторых находящихся в эксплуатации двигателей (точки) вместе с литературными прогнозами практических ограничений для газовой турбины простого цикла. Также показаны удельный расход топлива по тяге (TSFC) и общий КПД. Нумерованные символы относятся к конкретным ссылкам: (1) Whurr, 2013; (2) Холл, 2011 г.; и (3) Карлсон, 2009 г.. ИСТОЧНИК: А. Х. Эпштейн, 2014 г., Авиадвигатели для коммерческой авиации в двадцать первом веке и необходимые направления исследований, AIAA Journal 52(5):901-911, doi:10.2514/1.J052713. Воспроизведено с разрешения United Technologies Corporation, Pratt & Whitney.

Повышение топливной экономичности воздушных судов можно разделить на две части. Во-первых, это повышение двигательной эффективности. Работа в этой области важна независимо от выбора двигателя для привода движителя. Вторая часть — повышение термодинамической эффективности двигателя авиационного газотурбинного двигателя. В следующих разделах обсуждаются области инвестиций в технологии, которые могут привести к существенному увеличению расхода авиационного топлива. Перечисленные общие категории не новы; тот же список был бы уместен в течение последних нескольких десятилетий. Что нового, так это многие особенности конкретных инвестиционных возможностей. Каждая передовая технология может предложить только процент или около того улучшения, или даже меньше. В разработке авиационных двигателей прогресс был достигнут за счет разработки множества относительно небольших технологических шагов, которые в совокупности составляют постоянное улучшение.

Относительная ценность новой технологии может очень сильно зависеть от архитектуры движка. Другими словами, новая технология может быть очень ценной для конкретного подхода к проектированию двигателя, но гораздо менее ценной для других. Кроме того, недавно разработанные двигатели оптимизированы на системном уровне, чтобы реализовать преимущества, которые обеспечивают встроенные технологии. Следовательно, новая технология может дать меньше преимуществ при применении к существующей конструкции двигателя, чем при применении к новой конструкции.

Страница 43

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Повышение эффективности движения

Независимо от источника мощности на валу, самолеты зависят от движителей (то есть вентиляторов или винтов) для преобразования мощности на валу в тягу. За очень немногими исключениями, большие коммерческие самолеты используют турбовентиляторные двигатели. Некоторые региональные коммерческие самолеты вместимостью менее 80 пассажиров оснащены турбовинтовыми двигателями.

Пропеллеры

Пропеллеры могут обеспечить превосходную эффективность вентиляторов при более низких числах Маха полета за счет снижения уровня шума. Такие более низкие скорости не являются экономически значимыми при относительно коротких длинах ступеней, таких как 300 нм. В полете были продемонстрированы воздушные винты, оптимизированные для более высоких чисел Маха, чем те, которые в настоящее время используются винтовыми самолетами. На современном уровне техники высокоскоростные двигатели без воздуховодов, такие как открытые роторы, сталкиваются со значительным шумом, механической сложностью и проблемами безопасности при установке, которые необходимо решить, прежде чем их можно будет считать привлекательной альтернативой канальным вентиляторам. Комитет пришел к выводу, что они не должны рассматриваться как приоритетные с целью сокращения выбросов CO ₂ Выбросы больших коммерческих самолетов. Поэтому обсуждение движителей в оставшейся части этой главы будет сосредоточено на характеристиках канальных вентиляторов, используемых в турбовентиляторных двигателях больших коммерческих самолетов.

Турбовентиляторный движитель

Здесь термин «турбовентилятор» относится ко всему внутреннему тракту потока вентилятора, включая вход, вентилятор, канал вентилятора и выпускное сопло вентилятора, которые вместе составляют движитель турбовентиляторного двигателя. Улучшение тяговой эффективности требует снижения скорости выхлопа вентилятора за счет уменьшения степени сжатия вентилятора 9.0047 6 , а также потери давления на внутреннем пути потока. Ротор вентилятора добавляет энергию потоку. Затем часть этой энергии теряется на сопротивление стенкам воздухозаборника и воздуховода, статорам вентилятора и несовершенному расширению сопла вентилятора. Таким образом, необходимо будет разработать технологию для снижения потерь давления на пути потока вентилятора с учетом общего веса и шума системы. (В отличие от первых реактивных самолетов, в которых преобладал шум выхлопной струи, в шуме большинства современных крупных коммерческих самолетов преобладает шум вентилятора. Стенки канала вентилятора имеют акустическую обработку, которая ослабляет этот шум, но увеличивает вес и потери давления.) Таким образом, значительные выгоды могут быть достигнуты за счет достижений в таких технологиях, как высокая эффективность, низкий уровень шума, низкий коэффициент давления вентилятора (1,35: 1 и ниже), турбомашинное оборудование вентилятора с улучшенными акустическими, аэромеханическими характеристиками и устойчивостью, акустические футеровки воздуховодов вентилятора с улучшенными характеристиками акустического демпфирования и потери давления, а также более легкие лопасти и системы сдерживания. Усовершенствования в выпускных соплах, фиксированных и регулируемых, также подпадают под эту тему. Для того чтобы поглощение пограничного слоя стало жизнеспособным подходом к проектированию самолетов (см. главу 2), необходимо найти такие решения, связанные с движителем и воздуховодом, которые были бы акустически и аэромеханически приемлемыми и в которых потери из-за деформации были бы малы по сравнению с выгодами от подавления следа.

Повышение термодинамической эффективности

Существует обширная литература по авиационным газотурбинным двигателям и усовершенствованиям, необходимым для снижения расхода топлива. Специфика наиболее многообещающих подходов меняется по мере достижения прогресса и разработки новых конструкций двигателей. Термодинамические ограничения и текущие механические ограничения на повышение эффективности очень хорошо понятны. Проще говоря, повышение эффективности требует повышения температуры на выходе из компрессора и на входе в турбину при одновременном снижении аэродинамических потерь и веса конструкции. ⁷ Большие авиационные газовые турбины в настоящее время ограничены как ограничениями температуры компрессора, так и температурой турбины. Особенно ценны инженерные подходы, которые допускают более высокие температуры при уменьшении или исключении охлаждающего воздуха. Технологии

___________________

⁶ Коэффициент давления вентилятора – отношение давления на выходе из вентилятора к давлению на входе в вентилятор.

⁷ Более высокие температуры будут сопровождаться более высокими давлениями, но обеспечение более высоких давлений является в первую очередь задачей инженерного проектирования. Развитие способности приспосабливаться к более высоким температурам является гораздо более сложной задачей, которую можно решить только с помощью программы исследований и развития технологий.

Страница 44

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

, которые позволяют двигателям сохранять эффективность «как новые», также уменьшат расход топлива. Теперь двигатели теряют несколько процентов эффективности по мере старения между капитальными ремонтами и не восстанавливают свои первоначальные характеристики после капитальных ремонтов.

Повышение общей эффективности самолета будет означать, что уменьшенный размер сердцевины двигателя поставит под вопрос эффективность двигателя узкофюзеляжного самолета.

Повышение эффективности самолета означает, что сердцевины двигателей будут уменьшаться, поскольку для той же миссии потребуется меньшая мощность. Это означает, что уменьшенный размер сердечника двигателя поставит под угрозу эффективность двигателя узкофюзеляжного самолета. ⁸ Одним из элементов повышения теплового КПД двигателя является увеличение общей степени сжатия, что увеличивает плотность воздуха в активной зоне. Сочетание повышенной тепловой эффективности и снижения требований к мощности самолета означает, что размер активной зоны (обычно измеряемый с точки зрения выходной площади компрессора) уменьшается. Для одного и того же служебного самолета он сократился в 10 раз с 1972 года и будет продолжать снижаться в будущем. Кроме того, как обсуждалось выше, газотурбинные двигатели для небольших самолетов менее эффективны, чем двигатели для более крупных самолетов.

Материалы и производство

История авиационных газотурбинных двигателей — это история передовых разработок материалов, специально направленных на улучшение газовых турбин; некоторые очень успешные примеры включают кованые титановые сплавы (в настоящее время также широко используемые в конструкции самолетов), несколько суперсплавов никеля, монокристаллические аэродинамические поверхности турбин, ⁹ кованые высокотемпературные сплавы порошкового металла, покрытия для защиты окружающей среды и для тепловых барьеров, а также , совсем недавно алюминиды титана. Есть несколько приложений, кроме газовых турбин, которые могут оправдать стоимость разработки этих специальных материалов, которые, как правило, дороги в использовании, а также в разработке и требуют десятилетий, чтобы перейти от лабораторного стола к коммерческому использованию. Тем не менее, передовые материалы были особенно плодотворной областью для инвестиций, потому что успешный материал часто можно использовать для улучшения существующих двигателей, а также для реализации новых концепций. Нет никаких оснований полагать, что это не может продолжаться. Преимущества новых материалов на системном уровне заключаются в уменьшении веса, более высокой температуре или уменьшенном охлаждении, каждое из которых повышает эффективность. Несмотря на то, что применение авиационного двигателя может оправдать материальные затраты в сотни или даже тысячи долларов за килограмм, соотношение затрат и выгод по-прежнему является основным фактором. Например, крупные национальные инвестиции в композиты с металлической матрицей в 1980-е и 1990-е годы привели как к технически жизнеспособному производственному процессу, так и к нескольким успешным демонстрациям компонентов с металлической матрицей в двигателях. Тем не менее, когда планировалось широкомасштабное внедрение, детали оказались слишком дорогими, чтобы быть жизнеспособными.

Даже на концептуальном уровне часто бывает трудно провести различие между разработкой материалов и технологией производства, необходимой для изготовления деталей из этого материала. Особенно это относится ко многим высокотемпературным материалам (например, к монокристаллическим профилям турбин, дискам из порошкового металла и высокотемпературным покрытиям), а также к некоторым полимерным композитам. Это не относится к материалам, заимствованным из других областей применения, таких как сталь, алюминий и некоторые никелевые сплавы, где производство материала отличается от изготовления деталей. Новые методы производства, такие как аддитивное производство жаропрочных материалов, таких как суперсплавы титана и никеля, можно считать либо инновацией, либо слиянием аддитивного производства пластмасс (используемых с начала 1990-х) с давно используемой для дисков порошковой обработкой металла. В любом случае это альтернативный путь к созданию сложных деталей и новых материалов. Он предлагает интригующие возможности для реализации структур или свойств, которые в противном случае были бы чрезмерно дорогими. Эта технология находится в зачаточном состоянии с точки зрения контроля размеров, обработки поверхности и свойств материала, поэтому возможен значительный прогресс. Такие технологические достижения, как это, могут внести значительный вклад в улучшение характеристик двигателя, веса и, возможно, стоимости.

В то время как передовые материалы могут уменьшить расход топлива за счет снижения веса, они могут быть особенно ценными, когда улучшают температурные характеристики и снижают требования к охлаждению. Это верно для компрессорных материалов по

___________________

⁸ Современные двигатели для двухмоторных двухфюзеляжных самолетов имеют вдвое больший размер сердечника, чем двигатели для узкофюзеляжных самолетов, поэтому требования к тяге двухфюзеляжных самолетов должны быть упадет более чем в два раза, прежде чем размер ядра станет для них проблемой.

⁹ «Аэродинамический профиль» относится к стационарным лопастям или статорам в турбине и вращающимся лопастям.

Страница 45

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

обеспечивают более высокие степени сжатия, необходимые для улучшения теплового КПД двигателя (в ближайшем будущем желательна способность от 1300 ° F до 1500 ° F), а также для камер сгорания и турбин для улучшения отношения мощности к весу двигателя (где долгий срок службы при требуется температура материала от 2200°F до 3000°F). Материалы также могут повысить долговечность деталей, чтобы сохранить, а не увеличить расход топлива по мере старения двигателя.

Наиболее плодотворными областями исследования материалов в настоящее время являются передовые высокотемпературные металлы, керамика и покрытия:

• Высокотемпературная керамика. В этой области в ближайшие десятилетия может произойти значительный прогресс. Сюда входят композиты с керамической матрицей (CMC), а также монолитная керамика. Некоторые CMC уже вступают в коммерческую эксплуатацию. Дополнительные CMC и монолиты могут быть введены в коммерческую эксплуатацию в ближайшие несколько лет, и, если они окажутся жизнеспособными и рентабельными в больших масштабах, они получат широкое распространение. Преимуществом этих материалов является их способность выдерживать высокие температуры и низкая плотность. Проблемы включают низкую вязкость разрушения, низкую теплопроводность и стоимость производства. Материалы, которые могут быть введены в эксплуатацию в ближайшие несколько лет, способны работать при температурах от 2200°F до 2400°F. Особый исследовательский интерес представляют менее развитые высокотемпературные материалы, способные выдерживать температуру примерно до 2700°F, что значительно уменьшит или устранит охлаждение во многих частях двигателя и, таким образом, повысит эффективность и снизит вес.
• Жаропрочные металлические сплавы. Усовершенствования в области этих сплавов будут связаны с дальнейшим развитием сплавов на основе никеля, а также новых классов материалов, таких как ниобий и молибден. Материалы на основе никеля можно улучшить, перейдя на диски, изготовленные из двойных или градиентных сплавов или даже монокристаллов. Несмотря на то, что ниобий и молибден более плотные, чем керамика, они имеют температурную способность, приближающуюся к температуре CMC, и гораздо более высокую вязкость разрушения и теплопроводность. Эта комбинация свойств делает их потенциально привлекательными для статических деталей с внутренним охлаждением, таких как лопатки турбин или камеры сгорания. Необходима работа по технологиям изготовления и покрытиям для защиты окружающей среды.
• Покрытия. Покрытия могут повысить ценность многих деталей двигателя. Они необходимы при высокой температуре для защиты окружающей среды. Для охлаждаемых деталей термобарьерное покрытие может значительно увеличить температурную способность и снизить требования к охлаждению. Эрозионное покрытие может продлить срок службы детали и сохранить рабочие характеристики. Ледофобное покрытие может уменьшить угрозы, связанные с образованием льда. Можно ожидать дальнейшего прогресса в покрытиях всех типов при наличии достаточных инвестиций.

Турбомашины

Эффективность современных компрессоров и турбин турбомашин составляет около 90 процентов, в то время как исследования показывают, что возможен КПД выше 95 процентов. ¹⁰ Таким образом, есть много возможностей для улучшения. Интересующие области применения включают аэродинамику, аэромеханику и механическое расположение полных компонентов, особенно тех, которые обеспечивают более высокие температуры нагнетания компрессора. Усовершенствованные инструменты анализа и новые производственные технологии могут открыть новые подходы или сделать реализуемыми старые идеи. Исторически сложилось так, что эффективность турбомашин улучшалась по мере увеличения размера машины, при прочих равных условиях. По мере повышения эффективности двигателя и самолета для данной миссии требуется меньшая тяга, поэтому размер турбомашины двигателя уменьшается. Кроме того, поскольку общая степень сжатия (OPR) двигателей была увеличена для повышения термодинамической эффективности, площади проходного сечения и, следовательно, размеры аэродинамических профилей в активной зоне, особенно в задней части компрессора и в турбине высокого давления, уменьшились. резко. Действительно, новейшие двигатели, вводимые в эксплуатацию с тягой 30 000 фунтов, имеют тот же диаметр сердечника, что и более старые конструкции, которые все еще находятся в производстве, и обеспечивают только одну пятую тяги. Существующие при проектировании турбомашин компромиссы между размером и эффективностью основаны на эмпирической практике, а не на ограничениях из первых принципов. ¹¹ Это означает, что исследования, направленные на достижение более высокой эффективности при малых размерах, могут снизить расход топлива передовых самолетов. Очевидные проблемные области включают чувствительность к изменениям геометрии, например,

___________________

¹⁰ D.K. Hall, 2011, «Пределы производительности ступеней осевых турбомашин», М.С. диссертация, Массачусетский технологический институт, Кембридж, Массачусетс,

¹¹ А. Х. Эпштейн, 2014 г., Аэродинамические установки для коммерческих самолетов в 21 веке и необходимые направления исследований, Журнал AIAA 52(5):901-911.

Страница 46

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

и форму аэродинамического профиля, которые становятся более сложными по мере уменьшения размера. Здесь могут помочь инвестиции в производственные технологии.

Работа над аналитическими инструментами может помочь прогрессу в этой области. Значительные инвестиции за более чем 40 лет позволили создать комплексное компьютерное моделирование, которое анализирует аэродинамику турбомашин на этапе проектирования. Эти инструменты не подходят для важных условий эксплуатации вне расчетной точки, таких как холостой ход. Инструменты механического анализа страдают от неадекватных моделей нелинейных механических взаимодействий, таких как трение, скользящее взаимодействие и пластическая деформация. Аэромеханика — еще одна дисциплина турбомашиностроения, в которой основанное на физике моделирование еще не способно адекватно прогнозировать поведение двигателя во всем рабочем режиме. В целом, повышение точности и скорости инструментов моделирования, чтобы их можно было лучше использовать для своевременной оптимизации всей системы двигателя во время проектирования, может добавить несколько процентных пунктов улучшения расхода топлива и, безусловно, сократить затраты и время разработки.

В заключение, несмотря на значительные инвестиции в турбомашины на протяжении многих десятилетий, эффективность, вес и стоимость все еще могут быть значительно улучшены.

Охлаждение и уменьшение вторичного потока

В современном двигателе 20-30 процентов основного потока компрессора используется для охлаждения и продувки горячей секции. Это прямое снижение эффективности двигателя, поскольку работа, необходимая для сжатия этого воздуха, лишь частично компенсируется в виде тяги. Охлаждение турбин — еще одна область, которой на протяжении десятилетий уделяется значительное внимание. Усовершенствованные методы позволили сократить количество необходимого охлаждающего воздуха и увеличить срок службы двигателя даже при более высоких температурах. Производственные технологии для реализации сложных схем охлаждения были одной из областей прогресса, но здесь можно сделать больше, особенно для неметаллических материалов. Еще одним препятствием для охлаждения является засорение небольших проходов и отверстий грязью, попадающей в двигатель. ¹² В настоящее время размеры охлаждающих отверстий определяются соображениями засорения, а не эффективностью охлаждения, т. е. отверстия имеют увеличенный размер, чтобы предотвратить их засорение. Таким образом, технологии, которые улучшают отделение и удаление грязи, могут способствовать снижению расхода топлива. Эти проблемы усугубляются по мере уменьшения размера двигателя.

Системы сжигания

Современные системы сжигания имеют эффективность более 99 процентов при преобразовании химической энергии топлива в тепло. ¹³ Проблемы проектирования в основном заключаются в сохранении этого уровня производительности и надежности, необходимых для обслуживания коммерческих авиакомпаний, при одновременном снижении регулируемых выбросов. На сегодняшний день подходы как к бережливому сжиганию, так и к интенсивному сжиганию доказали свою конкурентоспособность. Потребуется продолжение работы по выбросам с учетом ожидаемого ужесточения требований к выбросам в сочетании с увеличением степени сжатия двигателя, которое потребуется для дальнейшего сокращения расхода топлива. По мере увеличения общей степени сжатия двигателя для повышения термодинамической эффективности и снижения выбросов CO ₂ , конструкция камеры сгорания будет подвергаться дальнейшим испытаниям для достижения целей как по выбросам, так и по механической целостности. Области, которые могут оказаться полезными, включают новые концепции проектирования и усовершенствованные инструменты моделирования, особенно основанные на физике подходы, позволяющие точно прогнозировать регулируемые выбросы. На сегодняшний день альтернативные виды топлива совместимы с существующей технологией сжигания. Новые подходы к конструкции камеры сгорания могут значительно сократить длину камеры сгорания, тем самым снизив вес двигателя и выбросы CO ₂ .

Органы управления, вспомогательное оборудование и механические компоненты

Преодоление ограничений и недостатков существующих средств управления двигателем и вспомогательного оборудования, такого как генераторы, насосы и теплообменники, дает возможность улучшить расход топлива, уменьшить вес и снизить стоимость. Этот

___________________

¹² Расход топлива снижается по мере эксплуатации двигателя, поскольку отложения (также известные как грязь) накапливаются на аэродинамических профилях и снижают их аэродинамическую эффективность, о чем свидетельствует тот факт, что полугодовая промывка двигателя может улучшить расход топлива примерно на 1 процент. Грязь также может вызывать эрозию, увеличивающую зазор между наконечниками, что увеличивает расход топлива, а грязь может забивать охлаждающие отверстия в турбине. Эти эффекты намного хуже проявляются в местах с плохим качеством воздуха.

¹³ Arthur H. Lefebvre, 1998, Gas Turbine Combustion , второе издание, CRC Press, Boca Raton, Fla.

Страница 47

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

— это область, в которой за последние несколько десятилетий проводилось мало исследований. Несмотря на то, что было предложено и проанализировано множество усовершенствованных архитектур управления двигателем, отсутствие необходимого аппаратного обеспечения, включая процессоры, датчики и приводы с необходимыми температурными характеристиками, препятствовало практическому применению. По мере того как подсистемы самолетов становятся все более электрическими, а коэффициенты давления вентиляторов снижаются для повышения эффективности тяги, эта проблема будет усугубляться. Неэффективность существующих топливных насосов поглощает большую часть теплоемкости потока топлива, которая в противном случае была бы доступна для охлаждения, необходимого для других источников тепла самолета. Следовательно, повышение эффективности топливного насоса, особенно при малых расходах топлива, уменьшит размер и потери давления, связанные с другими требованиями к охлаждению двигателя и самолета. Теплообменники, которые более подробно рассматриваются ниже, далеки от своей теоретической максимальной производительности.

В совокупности агрегаты двигателя занимают значительную часть объема силовой установки, особенно на двигателях меньшего размера; эта проблема становится более сложной, поскольку степень давления вентилятора снижается для повышения эффективности движения. Уменьшение объема этих аксессуаров может привести к снижению коэффициента давления вентилятора за счет улучшения конструкции гондолы. В целом, повышение производительности, эффективности и размеров внешних компонентов, таких как насосы, теплообменники и элементы управления, поможет сократить выбросы CO 9 .0252 2 выбросы.

Механические компоненты газовых турбин, такие как подшипники и уплотнения, предлагают множество возможностей для усовершенствования. Подшипники и их потребность в охлаждении и смазке значительно усложняют двигатель. Подшипники газовой турбины среднего размера рассеивают в масле около 100 кВт тепла, которое необходимо отводить в топливо или в окружающую среду. Масляная система современной газовой турбины чрезвычайно сложна. Одна из причин заключается в том, что подшипники расположены там, где температура окружающей среды превышает температуру самовоспламенения масел. Таким образом, отсеки подшипников должны охлаждаться уплотнениями, чтобы предотвратить утечку масла. Попытки заменить смазываемые маслом подшипники качения на сегодняшний день не увенчались успехом, но сочетание сердечников двигателей меньшего размера, передовых аналитических методов и новых материалов может позволить использовать воздушные или магнитные подшипники на небольших коммерческих самолетах. Воздушные подшипники десятилетиями использовались в системах контроля микроклимата самолетов и некоторых вспомогательных силовых установках, поэтому уже продемонстрирована безопасная и долгосрочная работа, хотя и в менее требовательных к температуре средах. Моделирование и работа с материалами могут помочь здесь. Промышленные магнитные подшипники используются в некоторых наземных силовых турбинах, а также в промышленных насосах и компрессорах. В дополнение к устранению масла и масляной системы они предлагают потенциальное преимущество активного управления динамикой ротора, что является серьезной проблемой для авиационных двигателей. Проблемы в прошлом включают вес и объем необходимой силовой электроники, а также возможности работы при высоких температурах самих магнитов. За последние два десятилетия здесь был достигнут значительный прогресс, особенно в области силовой электроники, так что это может быть еще одной областью, которая может внести значительный вклад в улучшение авиационных двигателей. ¹⁴

Альтернативные термодинамические циклы

В современных коммерческих двигателях используются простые циклы Брайтона. Есть много вариантов цикла Брайтона, которые теоретически могут предложить улучшения. Регенеративные циклы улавливают тепло от выхлопных газов и передают его в компрессор для улучшения характеристик двигателя при работе за пределами расчетной точки. Циклы промежуточного охлаждения охлаждают воздух во время сжатия для повышения эффективности компрессора при одновременном снижении температуры нагнетания компрессора. Комбинированные циклы улавливают часть тепла выхлопных газов, которое затем направляется в цикл Ренкина для производства дополнительной мощности для данного сжигания топлива. Все эти циклы требуют больших (по отношению к двигателю) теплообменников, которые значительно увеличивают вес, объем, стоимость и затраты на техническое обслуживание. Хотя они широко распространены в наземных силовых установках, до настоящего времени они не использовались в авиационных двигателях, поскольку эти циклы не казались привлекательными, учитывая современное состояние компонентов. (Газовые турбины с промежуточным охлаждением и комбинированным циклом широко используются в наземной энергетике, где размер, вес и цикличность включения-выключения не являются проблемой.) Потребуются значительные улучшения в технологии теплообменников, чтобы сделать такие подходы жизнеспособными для низкоуглеродных двигатель коммерческих транспортных самолетов. Эти передовые концепции цикла двигателя ограничены возможностями современной технологии теплообменников.

Методы прерывистого горения и методы, использующие ударные волны, изучались в течение многих десятилетий и в некоторых случаях были доведены до лабораторной демонстрации. Например, в цикле Хамфри используется

___________________

¹⁴ Силовая электроника подробно рассматривается в главе 4.

Страница 48

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

нестационарных процессов, обеспечивающих повышение давления в камере сгорания, а не падение давления в цикле Брайтона, но при этом снижается эффективность сгорания. Цикл Хамфри ставит несколько инженерных задач, в том числе механическую целостность системы при больших импульсах давления. Потенциальная ценность различных гибридных циклов для двигателей коммерческих самолетов для снижения расхода топлива еще предстоит четко установить. Комитет определил, что гибридные циклы в настоящее время не следует считать приоритетной областью исследований для дозвуковых коммерческих самолетов по сравнению с другими инвестиционными возможностями.

Теплообменники

Теплообменники являются важной частью любой силовой установки, воздушно-реактивной или электрической. Их температурная способность, срок службы, объем и вес во многих приложениях ограничены. Современные турбовентиляторные двигатели используют теплообменники для охлаждения моторного масла, охлаждающей жидкости генератора и подачи воздуха в самолет. В ближайшем будущем некоторые двигатели будут использовать теплообменники для производства охлаждающего воздуха для турбин. По мере того, как ядра становятся меньше, а требования к электроэнергии растут, все больше тепла должно отводиться потоку вентилятора. В то же время, по мере снижения коэффициента давления вентилятора этот отвод тепла становится все более дорогостоящим с точки зрения расхода топлива, веса и объема. Некоторые передовые концепции цикла еще больше зависят от технологии теплообменника. Действительно, жизнеспособность воздушных циклов с промежуточным охлаждением и регенеративных циклов ограничивается штрафами теплообменника. Это может быть еще большим ограничением для электрических и гибридно-электрических подходов, в которых тепло имеет низкое качество, что усугубляет штрафы за отвод тепла. Воздушные теплообменники не претерпели большого прогресса на протяжении многих десятилетий. Теплообменники, используемые в наземных двигателях, часто являются самым крупным и дорогим компонентом, который требует наибольшего обслуживания. Необходимы бортовые концепции, которые уменьшают перепад давления, вес и объем на единицу передаваемого тепла; работа при высоких температурах; и имеют более длительный срок службы и более низкую стоимость. Новые производственные технологии, такие как аддитивное производство, могут способствовать появлению новых концепций.

Усовершенствованные концепции цикла двигателя ограничены возможностями современной технологии теплообменников.

С 1970 года общий КПД двигателей коммерческих самолетов повышался примерно на 7 процентов за десятилетие (см. рис. 3.3 и 3.4). Сегодня общий КПД двигателей коммерческих самолетов приближается к 40 процентам. Авиационные двигатели еще не созрели: при наличии достаточных инвестиций существует потенциал для сохранения таких темпов совершенствования в течение следующих нескольких десятилетий. Дополнительную выгоду можно получить за счет инновационных технологий интеграции силовой установки и планера, которые обсуждаются в главе 2.

Находка. Обоснование исследований газотурбинных двигателей. Газотурбинные двигатели имеют значительные возможности для усовершенствования, с потенциалом достижения общего КПД, возможно, на 30 процентов выше, чем у лучших двигателей, находящихся в эксплуатации сегодня, с сопутствующим сокращением выбросов CO ₂ . Эта величина выигрыша требует инвестиций в множество технологий для улучшения термодинамической и тяговой эффективности двигателей, при этом вклад каждой отдельной технологии составляет всего несколько процентов или меньше.

Выше были рассмотрены проблемы с авиационными газовыми турбинами, чтобы прояснить некоторые из многих возможностей, доступных для улучшения характеристик двигателя. Эти возможности часто представлены в традиционном, дисциплинарном смысле:

• Материалы и производство,
• Турбомашины — аэродинамика и структурные концепции,
• Теплообменники,
• Системы сгорания с низким уровнем выбросов, работающие при очень высоких степенях давления,
• Элементы управления и аксессуары,

Страница 49

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование двигателей коммерческих самолетов и энергетических систем: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

• Производство и
• Улучшенные возможности моделирования.

Чтобы сосредоточиться на повышении эффективности и CO ₂ как можно быстрее при заданном уровне инвестиций, полезно рассмотреть проблемы и исследовательские возможности по тематическим областям. Преодоление проблем потребует сочетания дисциплин, чтобы стать инженерной реальностью, и потребует работы как над научными достижениями, так и над концепциями дизайна. Необходимы сбалансированные инвестиции в моделирование и экспериментальные возможности. В каждой области исследования необходимы не только для продвижения методов и материалов, но и для предоставления явных ресурсов для изучения новых концепций. Как обсуждалось выше, многие технологии газотурбинных двигателей могут быть усовершенствованы для снижения выбросов CO 9 в авиации.0252 2 выбросы. Области, в которых обещание сократить выбросы CO ₂ в течение следующих трех десятилетий оправдывает наибольшие инвестиции, сведены к следующим задачам:

Технические задачи

Эффективность движения

Низкие коэффициенты давления вентилятора необходимы для снижения скорости выхлопных газов и, следовательно, улучшения тяговой эффективности, независимо от того, приводится ли вентилятор в движение газовой турбиной или электрическим двигателем. Для постоянного уровня тяги требуется, чтобы эффективная площадь вентилятора увеличивалась, чтобы избежать соразмерного увеличения веса, сопротивления и интеграционных потерь. ¹⁵

Термодинамическая эффективность

Обеспечение более высоких рабочих температур является необходимым условием для достижения значительного улучшения термодинамической эффективности газотурбинных двигателей, а основным препятствием для достижения более высоких рабочих температур является сложность разработки современных материалов и покрытий, способных выдерживать высокие температуры двигателя. рабочие температуры.

Сердечники малых двигателей

Деятельность, направленная либо на улучшение термодинамического КПД газотурбинных сердечников, либо на повышение общей эффективности летательных аппаратов, приводит к уменьшению размеров сердечников. Для узкофюзеляжных самолетов эта тенденция к уменьшению размера основной части создает множество проблем для поддержания и повышения эффективности общей интеграции двигателя и двигателя и самолета.

Повышение общей эффективности самолета за счет более совершенной конструкции планера и двигателей уменьшит необходимую мощность двигателя и, следовательно, физический размер ядра двигателя для данного самолета. Эта тенденция к меньшим размерам сердечников будет усугубляться необходимостью увеличения общей степени сжатия двигателя для повышения термодинамической эффективности. Эффективные малые ядра также могут стать важным фактором для распределенных силовых архитектур с газотурбинными двигателями.

Вентиляторные движители низкого давления

Разработка вентиляторных движителей с низким коэффициентом давления для улучшения тяговой эффективности турбовентиляторных двигателей.

Ключевыми темами исследования для этого проекта являются проектирование турбомашин, потери в воздуховодах, акустика, аэромеханика, аэродинамика и вес гондолы, производство и интеграция самолетов. Степень, до которой может быть улучшена тяговая эффективность, будет отражать оптимизацию конструкции с учетом всех этих факторов. Менее надежными инвестициями были бы исследования

___________________

¹⁵ Эта задача, которая также представляет собой проблему интеграции летательных аппаратов и силовой установки, указана как проблема для исследований газовых турбин, поскольку она является предпосылкой для достижения значительного улучшения тяговой эффективности газотурбинных двигателей.

Страница 50

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

, направленный как на снижение потерь, так и на снижение шума для вентиляторов при наличии искаженного притока, характерного для схем подавления следа BLI, которые привлекательны только в том случае, если потери и шум, создаваемые искаженным движителем, относительно малы. Этот исследовательский проект тесно связан с исследовательским проектом по интеграции летательных аппаратов и двигателей для гондол газовых турбин со сверхвысокой степенью двухконтурности, и работа над этими двумя проектами должна тесно координироваться.

Материалы и покрытия для двигателей

Разработка материалов и покрытий, позволяющих работать при более высоких температурах двигателя.

Ключевыми темами исследования для этого проекта являются передовые материалы, которые могут привести к уменьшению или устранению пленочного охлаждения турбины, а также к совместимым покрытиям для защиты окружающей среды, предотвращения эрозии, предотвращения образования льда и тепловых барьеров.

Малые сердечники двигателей

Разработка технологий для повышения эффективности двигателей с малыми сердечниками, чтобы достичь уровня эффективности, сравнимого с двигателями с большими сердечниками или выше.

Ключевыми темами исследования для этого проекта являются аэродинамические характеристики турбомашин, производство, контроль зазора наконечника, потери вторичного потока, терморегулирование, сгорание и срок службы аэродинамических поверхностей турбины.

Страница 35

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 36

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 37

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 38

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 39

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 40

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 41

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 42

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 43

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 44

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 45

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 46

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 47

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 48

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 49

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Страница 50

Делиться

Цитировать

Рекомендуемое цитирование: «3 авиационных газотурбинных двигателя». Национальные академии наук, инженерии и медицины. 2016. Исследование силовых и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода . Вашингтон, округ Колумбия: Издательство национальных академий. дои: 10.17226/23490.

×

Сохранить

Отменить

Next: 4 Electric Propulsion »

Примеры задач

Примеры задач

ЗАДАЧА 1. 1

Двигатель космического корабля выбрасывает массу со скоростью 30 кг/с со скоростью истечения.
3100 м/с. Давление на выходе из сопла 5 кПа, площадь выходного сечения
0,7 м  2  . Какова тяга двигателя в вакууме?


РЕШЕНИЕ,

   Дано: q = 30 кг/с
           Ve = 3100 м/с
           Ae = 0,7 м  2 
           Pe = 5 кПа = 5000 Н/м  2 
           Па = 0
   
   Уравнение (1.6),

      F = q × Ve + (Pe - Pa) × Ae
      F = 30 × 3100 + (5000 — 0) × 0,7
      Ф = 96500 Н


 

ЗАДАЧА 1.2

Космический аппарат в задаче 1.1 имеет начальную массу 30 000 кг. Что это
изменение скорости, если космический корабль запустит двигатель в течение одной минуты?

РЕШЕНИЕ,

   Дано: М = 30 000 кг.
           q = 30 кг/с
           Ve = 3100 м/с
           т = 60 с

   Уравнение (1.16),
 
      V = Ve × LN [ M / (M - кварта) ]
      V = 3100 × LN [30 000 / (30 000 - (30 × 60))]
      В = 192 м/с


 

ЗАДАЧА 1.3

Сухая масса космического корабля составляет 75 000 кг, а эффективная скорость выхлопных газов
его главного двигателя составляет 3100 м/с.  Какое количество топлива необходимо взять с собой, если
двигательная установка должна развивать суммарную скорость v 700 м/с?


РЕШЕНИЕ,

   Дано: Mf = 75 000 кг.
           С = 3100 м/с
           V = 700 м/с

   Уравнение (1.20),
 
      Mo = Mf × e  (ДВ/Ц) 
      Mo = 75 000 × e  (700/3100) 
      Мо = 94 000 кг

   Масса топлива,

      Мп = Мо - Мф
      Мп = 94 000 - 75 000
      Мп = 19 000 кг


 

ЗАДАЧА 1.4

Космический корабль массой 5000 кг движется по орбите вокруг Земли со скоростью 7790 м/с.
Его двигатель сжигается, чтобы разогнать его до скорости 12 000 м/с, что делает его
на траектории отступления. Двигатель выбрасывает массу со скоростью 10 кг/с и
эффективная скорость 3000 м/с. Рассчитайте продолжительность ожога.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: М = 5000 кг.
           q = 10 кг/с
           С = 3000 м/с
           V = 12000 - 7,790 = 4210 м/с

   Уравнение (1.21),

      t = M / q × [ 1 - 1 / e  (DV / C)  ]
      t = 5000 / 10 × [1 - 1 / e  (4210 / 3000)  ]
      т = 377 с


 

ПРОБЛЕМА 1. 5

Ракетный двигатель, работающий на жидком кислороде и керосине, работает при соотношении компонентов смеси
2,26 и давление в камере сгорания 50 атмосфер. Если сопло
расширен для работы на уровне моря, рассчитать относительную скорость выхлопных газов
к ракете.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: O/F = 2,26
           Рк = 50 атм.
           Ре = Па = 1 атм.

   По таблицам LOX/керосин мы оцениваем,

      Тс = 3470 К
      М = 21,40
      к = 1,221

   Уравнение (1.22),

      Ve = SQRT[ (2 × k / (k - 1)) × (R* × Tc / M) × (1 - (Pe / Pc)  (к-1)/к  ) ]
      Ve = SQRT [ (2 × 1,221 / (1,221 - 1)) × (8 314,46 × 3 470 / 21,40) × (1 - (1/50)  (1,221-1)/1,221  )]
      Ve = 2749 м/с


 

ЗАДАЧА 1.6

Ракетный двигатель развивает тягу 1000 кН на уровне моря с топливом.
расход 400 кг/с. Рассчитать удельный импульс.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: F = 1 000 000 Н
           q = 400 кг/с

   Уравнение (1.23),

      Iсп = F / (q × g)
      Исп = 1 000 000 / (400 × 9. 80665)
      Isp = 255 с (уровень моря)


 

ЗАДАЧА 1.7

Ракетный двигатель использует то же топливо, соотношение смеси и камеру сгорания.
давление как в задаче 1.5. Если расход топлива 500 кг/с,
рассчитать площадь горловины выхлопного сопла.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: Pc = 50 × 0,101325 = 5,066 МПа.
           Тс = 3470 К
           М = 21,40
           к = 1,221
           q = 500 кг/с

   Уравнение (1.27),

      Pt = Pc × [1 + (k - 1) / 2]  -к/(к-1) 
      Pt = 5,066 × [1 + (1,221 - 1) / 2]  -1,221/(1,221-1) 
      Pt = 2,839 МПа = 2,839×10  6  Н/м  2 

   Уравнение (1.28),

      Тт = Тс / (1 + (к - 1) / 2)
      Tt = 3470 / (1 + (1,221 - 1) / 2)
      Тт = 3125 К

   Уравнение (1.26),

      At = (q / Pt) × SQRT [(R* × Tt) / (M × k)]
      At = (500 / 2,839 × 10  6 ) × SQRT[ (8 314,46 × 3 125) / (21,40 × 1,221)]
      At = 0,1756 м  2  

ЗАДАЧА 1.8

Ракетный двигатель в задаче 1. 7 оптимизирован для работы на высоте 2000 м.
метров. Рассчитайте площадь выходного отверстия сопла и коэффициент сечения.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: Pc = 5,066 МПа.
           At = 0,1756 м  2 
           к = 1,221

   Из свойств атмосферы,

      Па = 0,0795 МПа

   Уравнение (1.29),

      Нм  2  = (2 / (k - 1)) × [(Pc / Па)  (к-1)/к  - 1]
      Нм  2  = (2 / (1,221 - 1)) × [(5,066 / 0,0795)  (1,221-1)/1,221  - 1]
      Нм  2  = 10,15
      Нм = (10,15)  1/2  = 3,185

   Уравнение (1.30),

      Ae = (Ат / Нм) × [(1 + (k - 1) / 2 × Нм  2  )/((k + 1) / 2)]  (k+1)/(2(k-1) ) 
      Ae = (0,1756 / 3,185) × [(1 + (1,221 - 1) / 2 × 10,15)/((1,221 + 1) / 2)]  (1,221+1)/(2(1,221-1)) 
      Ае = 1,426 м  2 

   Коэффициент сечения,

      Ае/Ат = 1,426/0,1756 = 8,12


 

ЗАДАЧА 1.9

Для ракетного двигателя в задаче 1.7 рассчитайте объем и размеры
возможно камера сгорания.  Полуугол сходящегося конуса равен 20 градусов.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: At = 0,1756 м  2  = 1,756 см  2 
           Dt = 2 × (1,756/)  1/2  = 47,3 см
            = 20  o 

   Из таблицы 1,

           L* = 102-127 см для LOX/RP-1, возьмем 110 см

   Уравнение (1.33),

           Vc = At ​​× L*
           Vc = 1 756 × 110 = 193 160 см  3 

   Из рисунка 1.7,

           Lc = 66 см (приближение второго порядка)

   Уравнение (1.35),

           Dc = SQRT[(Dt  3  + 24/ × tan × Vc) / (Dc + 6 × tan × Lc)]
           Dc = SQRT[(47,3  3  + 24/ × тангенс (20) × 1) / (Dc + 6 × тангенс (20) × 66)]
           Dc = 56,6 см (четыре соединения)


 

ЗАДАЧА 1.10

РДТТ горит по торцу центрального цилиндрического канала 10
метров в длину и 1 метр в диаметре. Топливо имеет коэффициент горения
0,1, показатель степени давления 0,3 и плотность 1,70 г/мл. Рассчитать
скорость горения и скорость образования продуктов при давлении в камере 5,0 МПа. 


РЕШЕНИЕ,

   Дано: а = 0,1
           п = 0,3
           Рс = 5 000 000 Па
           р = 1,70 г/мл
           Ab = × 1 × 10 = 31,416 м  2 

   Уравнение (1.36),

      г = а × Pc  n 
      r = 0,1 × 5000000  0,3  = 10,23 мм/с

   Уравнение (1.37),

      q = p × Ab × r
      q = 1,70 × 31,416 × 10,23 = 546 кг/с


 

ЗАДАЧА 1.11

Рассчитайте идеальную плотность твердого ракетного топлива, состоящего из 68%
перхлората аммония, 18% алюминия и 14% HTPB по массе.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: w  АП  = 0,68
           w  Al  = 0,18
           w  HTPB  = 0,14

   Из свойств ракетного топлива у нас есть,

        АР  = 1,95 г/мл
        Al  = 2,70 г/мл
        HTPB  = ≈0,93 г/мл

   Уравнение (1.38),
      
      p = 1 /  i  (w / )  i  p = 1 / [(0,68 / 1,95) + (0,18 / 2,70) + (0,14 / 0,93)]
      р = 1,767


 

ЗАДАЧА 1.12

Двухступенчатая ракета имеет следующие массы: масса топлива 1-й ступени 120 000 г. 
кг, сухая масса 1-й ступени 9,000 кг, масса топлива 2-й ступени 30 000 кг, 2-й ступени
сухая масса 3000 кг, масса полезной нагрузки 3000 кг. Специфические импульсы
1-й и 2-й этапы - 260 с и 320 с соответственно. Рассчитать ракету
всего В.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: Mo  1  = 120 000 + 9 000 + 30 000 + 3 000 + 3 000 = 165 000 кг.
           Mf  1  = 9 000 + 30 000 + 3 000 + 3 000 = 45 000 кг
           Исп  1  = 260 с
           Пн  2  = 30 000 + 3 000 + 3 000 = 36 000 кг
           Mf  2  = 3000 + 3000 = 6000 кг
           Исп  2  = 320 с

   Уравнение (1.24),

      С  1  = Исп  1  г
      C  1  = 260 × 9,80665 = 2550 м/с

      С  2  = Исп  2  г
      C  2  = 320 × 9,80665 = 3138 м/с

   Уравнение (1.39),

      V  1  = C  1  × LN[ Mo  1  / Мф  1  ]
      V  1  = 2 550 × LN [ 165 000 / 45 000 ]
      V  1  = 3313 м/с

      V  2  = C  2  × LN [ Mo  2  / Mf  2  ]
      V  2  = 3 138 × LN [36 000 / 6 000]
      V  2  = 5623 м/с

   Уравнение (1. 40),

      V  Всего  = V  1  + V  2  V  Всего  = 3313 + 5623
      V  Итого  = 8,936 м/с


 

ЗАДАЧА 3.1

Используя метод Барроумена, рассчитайте положение центра давления от
передняя кромка ракеты с размерами, указанными ниже. Нос оживовидной формы.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: L  N  = 400 мм
           д = 200 мм
           d  F  = 200 мм
           d  R  = 160 мм
           L  T  = 120 мм
           Х  Р  = 900 мм
           С  R  = 240 мм
           С  Т  = 120 мм
           S = 240 мм
           Д  Ф  = 247 мм
           R = 80 мм
           Х  R  = 120 мм
           Х  В  = 1760 мм
           N = 3 каждый

   Уравнения (3.1)–(3.6),

      (С  Н  )  Н  = 2
 
      Х  Н  = 0,466 × Д  Н 
      Х  Н  = 0,466 × 400 = 186 мм

      (С  N  )  T  = 2 × [(d  R  / d)  2  - (d  F  / d)  2  ]
      (C  N  )  T  = 2 × [(160 / 200)  2  - (200 / 200)  2  ]
      (С  Н  )  Т  = -0,72

      X  T  = X  P  + L  T  / 3 × [1 + (1 - d  F  / d  R  ) / (1 - (d  F  / d  R  ) 2 90  )]
      Х  Т  = 900 + 120 / 3 × [1 + (1 - 200 / 160) / (1 - (200 / 160)  2  )]
      Х  Т  = 958 мм

      (C  N  )  F  = (1 + R / (S + R)) × [4 × N × (S / d)  2  / (1 + SQRT[1 + (2 × L  F ) / (С  Р  + С  Т  ))  2  ])]
      (C  N  )  F  = (1 + 80 / (240 + 80)) × [4 × 3 × (240 / 200)  2  / (1 + SQRT[1 + (2 × 247 / (240) + 120))  2  ])]
      (С  Н  )  Ф  = 8,01

      Х  Ф  = X  B  + X  R  / 3 × (C  R  + 2 × C  T  ) / (C  R  + C  T  ) + 1/6 × [C +  R  C  T  - C  R  × C  T  / (C  R  + C  T  )]
      X  F  = 1760 + 120 / 3 × (240 + 2 × 120) / (240 + 120) + 1/6 × [240 + 120 - 240 × 120 / (240 + 120)]
      Х  F  = 1860 мм

   Уравнения (3. 7) и (3.8),

      (С  Н )  Р  = (C  N  )  N  + (C  N  )  T  + (C  N  )  F 
      (С  N  )  R  = 2 - 0,72 + 8,01 = 9,29

      X = [(C  N  )  N  × X  N  + (C  N  )  T  × X  T  + (C  N  )  (3  F  ) С  Н  )  Р 
      X = [2 × 186 - 0,72 × 958 + 8,01 × 1860] / 9,29
      Х = 1570 мм


 

ЗАДАЧА 4.1

Вычислите скорость искусственного спутника, обращающегося вокруг Земли в
круговая орбита на высоте 200 км над поверхностью Земли.


РЕШЕНИЕ,

   Из основных констант,

      Радиус Земли = 6 378,14 км
      GM Земли = 3,986005×10  14  м  3  /с  2 
   
   Дано: r = (6 378,14 + 200) × 1 000 = 6 578 140 м

   Уравнение (4.6),

      v = SQRT [GM / r]
      v = SQRT [ 3,986005×10  14  / 6 578 140 ]
      v = 7784 м/с


 

ЗАДАЧА 4. 2

Вычислите период обращения спутника в задаче 4.1.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: r = 6 578 140 м

   Уравнение (4.9),

      P  2  = 4 ×  2  × r  3  / ГМ

      P = SQRT [ 4 ×  2  × r  3  / GM ]
      P = SQRT[ 4 ×  2  × 6 578 140  3  / 3,986005×10  14  ]
      Р = 5310 с


 

ЗАДАЧА 4.3

Рассчитайте радиус орбиты спутника Земли на геостационарной орбите,
где период вращения Земли составляет 86 164,1 секунды.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: P = 86 164,1 с.

   Уравнение (4.9),

      P  2  = 4 ×  2  × r  3  / ГМ

      r = [P  2  × GM / (4 ×  2  )]  1/3 
      r = [ 86 164,1  2  × 3,986005 × 10  14  / (4 ×  2  ) ]  1/3 
      г = 42 164 170 м


 

ЗАДАЧА 4.4

Искусственный спутник Земли находится на эллиптической орбите, которая приводит его к
высота 250 км в перигее и до высоты 500 км в апогее. 
Вычислите скорость спутника в перигее и апогее.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: Rp = (6 378,14 + 250) × 1 000 = 6 628 140 м
           Ra = (6 378,14 + 500) × 1 000 = 6 878 140 м

   Уравнения (4.16) и (4.17),

      Vp = SQRT [ 2 × GM × Ra / (Rp × (Ra + Rp)) ]
      Vp = SQRT[ 2 × 3,986005×10  14  × 6 878 140 / (6 628 140 × (6 878 140 + 6 628 140))]
      Vp = 7826 м/с

      Va = SQRT [2 × GM × Rp / (Ra × (Ra + Rp))]
      Va = SQRT [ 2 × 3,986005 × 10  14  × 6 628 140 / (6 878 140 × (6 878 140 + 6 628 140))]
      Va = 7 542 м/с


 

ЗАДАЧА 4.5

Спутник на орбите Земли проходит через точку своего перигея на высоте
200 км над поверхностью Земли и со скоростью 7850 м/с. Рассчитать
высота апогея спутника.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: Rp = (6 378,14 + 200) × 1 000 = 6 578 140 м
           Vp = 7850 м/с

   Уравнение (4.18),

      Ra = Rp / [2 × GM / (Rp × Vp  2  ) - 1]
      Ra = 6 578 140 / [2 × 3,986005 × 10  14  / (6 578 140 × 7 850  2  ) - 1]
      Ra = 6 805 140 м

      Высота в апогее = 6 805 140 / 1000 - 6 378,14 = 427,0 км


 

ЗАДАЧА 4. 6

Вычислите эксцентриситет орбиты спутника в задаче 4.5.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: Rp = 6 578 140 м
           Vp = 7850 м/с
           
   Уравнение (4.20),

      е = Rp × Vp  2 /ГМ-1
      e = 6 578 140 × 7 850  2  / 3,986005×10  14  - 1
      е = 0,01696


 

ЗАДАЧА 4.7

Спутник на околоземной орбите имеет большую полуось 6700 км и эксцентриситет
0,01. Рассчитайте высоту спутника в перигее и апогее.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: а = 6700 км
           е = 0,01

   Уравнение (4.21) и (4.22),

      Rp = а × (1 - е)
      Rp = 6700 × (1 - 0,01)
      Рп = 6633 км

      Высота @ перигея = 6 633 - 6 378,14 = 254,9км

      Ра = а × (1 + е)
      Ra = 6700 × (1 + 0,01)
      Ра = 6767 км

      Высота @ апогей = 6 767 - 6 378,14 = 388,9 км


 

ЗАДАЧА 4.8

Спутник выводится на околоземную орбиту, где его ракета-носитель сгорает на
высота 250 км. При выгорании скорость спутника составляет 7900 м/с с
зенитный угол равен 89 градусов.  Вычислите высоту спутника в перигее
и апогей.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: r1 = (6 378,14 + 250) × 1 000 = 6 628 140 м
           v1 = 7,900 м/с
            = 89  или 
            
   Уравнение (4.26),

      (Rp / r1)  1,2  = ( -C ± SQRT[ C  2  - 4 × (1 - C) × -sin  2  ]) / (2 × (1 - C))

      где C = 2 × GM / (r1 × v1  2  )
             C = 2 × 3,986005 × 10  14  / (6 628 140 × 7 900  2  )
             С = 1,9

      (Rp / r1)  1,2  = ( -1,9 ± SQRT[ 1,9  2  - 4 × -0,9 × -sin  2  (89) ]) / (2 × -0,9)
      (Rp/r1)  1,2  = 0,996019 и 1,082521

   Радиус перигея, Rp = Rp  1  = r1 × (Rp / r1)  1 

      Rp = 6 628 140 × 0,996019
      Рп = 6 601 750 м

      Высота в перигее = 6 601 750 / 1000 - 6 378,14 = 223,6 км.

   Радиус апогея, Ra = Rp  2  = r1 × (Rp / r1)  2 

      Ra = 6 628 140 × 1,082521
      Ra = 7 175 100 м

      Высота @ агоги = 7 175 100 / 1000 - 6 378,14 = 797,0 км
 

 

ЗАДАЧА 4. 9

Вычислите эксцентриситет орбиты спутника в задаче 4.8.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: r1 = 6 628 140 м
           v1 = 7900 м/с
            = 89  или 

   Уравнение (4.27),

      e = SQRT[ (r1 × v1  2  / GM - 1)  2  × sin  2  + cos  2  ]
      e = SQRT[ (6 628 140 × 7 900  2  / 3,986005 × 10  14  - 1)  2  × sin  2  (89) + cos  2  (89) ]
      е = 0,0416170


 

ЗАДАЧА 4.10

Вычислите угол от точки перигея до точки запуска спутника.
в задаче 4.8.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: r1 = 6 628 140 м
           v1 = 7900 м/с
            = 89  или 

   Уравнение (4.28),

      tan = (r1 × v1  2  / GM) × sin × cos / [(r1 × v1  2  / ГМ) × sin  2  - 1]
      тангенс = (6 628 140 × 7 900  2  / 3,986005 × 10  14  ) × sin(89) × cos(89)
/ [(6 628 140 × 7 900  2  / 3,986005 × 10  14  ) × sin  2  (89) - 1]
      тангенс = 0,48329

       = арктангенс (0,48329)
       = 25,794  или  

ЗАДАЧА 4. 11

Вычислите большую полуось орбиты спутника в задаче 4.8.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: r1 = 6 628 140 м
           v1 = 7,900 м/с

   Уравнение (4.32),

      а = 1/(2/r1 - v1  2 /ГМ)
      а = 1 / ( 2 / 6 628 140 - 7 900  2  / 3,986005 × 10  14  ) )
      а = 6 888 430 м


 

ЗАДАЧА 4.12

Для спутника в задаче 4.8 выгорание происходит 20.10.20, 15:00 UT.
геоцентрические координаты в момент выгорания: 32  o  северной широты, 60  o  з.
курс по азимуту 86  o  . Вычислите наклонение орбиты, аргумент перигея,
и долгота восходящего узла.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: = 86  o  = 32  o   2  = -60  o 

   Из задачи 4.10,

       = 25,794  о 

   Уравнение (4.33),

      cos(i) = cos() × sin()
      cos(i) = cos(32) × sin(86)
      я = 32,223  о 

   Уравнения (4.34) и (4.36),

      загар() = загар() / cos()
      загар () = загар (32) / соз (86)
       = 83,630  o  = - = 83,630 - 25,794
       = 57,836  о 

   Уравнения (4. 35) и (4.37),

      загар() = грех() × загар()
      загар () = грех (32) × загар (86)
       = 82,483  или   1  =  2  -  1  = -60 - 82,483
        1  = -142,483  o  = звездное время на -142,483 долготы, 20.10.2000, 15:00 UT
       = 7  ч  27' 34" = 111,892  или  

ЗАДАЧА 4.13

Спутник находится на орбите с большой полуосью 7500 км и эксцентриситетом
0,1. Рассчитайте время, необходимое для перемещения из положения на 30 градусов позади
перигея до 90 градусов за перигеем.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: а = 7 500 × 1 000 = 7 500 000 м
           е = 0,1
           т  О  = 0
             O  = 30 градусов × /180 = 0,52360 радиан
            = 90 градусов × /180 = 1,57080 радиан
 
   Уравнение (4.40),

      cos E = (e + cos) / (1 + e cos)

      Eo = arccos[(0,1 + cos(0,52360)) / (1 + 0,1 × cos(0,52360))]
      Ео = 0,47557 радиан

      E = arccos[(0,1 + cos(1,57080)) / (1 + 0,1 × cos(1,57080))]
      E = 1,47063 радиана

   Уравнение (4. 41),

      М = Е - е × грех Е

      Мо = 0,47557 - 0,1 × sin(0,47557)
      Мо = 0,42978 радиан

      М = 1,47063 - 0,1 × sin(1,47063)
      М = 1,37113 радиан

   Уравнение (4.39),

      n = SQRT [GM / a  3  ]
      n = SQRT [ 3,986005 × 10  14  / 7 500 000  3  ]
      n = 0,00097202 рад/с

   Уравнение (4.38),

      М - Мо = п × (т - т  О  )

      т = т  О  + (М - Мо) / п
      т = 0 + (1,37113 - 0,42978) / 0,00097202
      т = 968,4 с


 

ЗАДАЧА 4.14

Спутник в задаче 4.13 имеет истинную аномалию 90 градусов. Что будет
положение спутника, т.е. это истинная аномалия, спустя 20 минут?

РЕШЕНИЕ,

   Дано: а = 7 500 000 м
           е = 0,1
           т  О  = 0
           t = 20 × 60 = 1200 с
             О  = 90 × /180 = 1,57080 рад

   Из задачи 4.13,

      Мо = 1,37113 рад
      n = 0,00097202 рад/с

   Уравнение (4.38),

      M - Mo = n × (t - t  О  )

      М = Мо + n × (т - т  О  )
      М = 1,37113 + 0,00097202 × (1200 - 0)
      М = 2,53755


   МЕТОД №1, низкая точность: 

   Уравнение (4. 42),

       ~ M + 2 × e × sin M + 1,25 × e  2  × sin 2M
       ~ 2,53755 + 2 × 0,1 × sin(2,53755) + 1,25 × 0,1  2  × sin(2 × 2,53755)
       ~ 2,63946 = 151,2 градуса


   МЕТОД №2, высокая точность: 

   Уравнение (4.41),

      М = Е - е × грех Е
      2,53755 = E - 0,1 × sin E

      По итерации E = 2,58996 радиан

   Уравнение (4.40),

      cos E = (e + cos) / (1 + e cos)

      Перестановка переменных дает,

      cos = (cos E - e) / (1 - e cos E)

       = arccos[(cos(2,58996) - 0,1) / (1 - 0,1 × cos(2,58996)]
       = 2,64034 = 151,3 градуса


 

ЗАДАЧА 4.15

Для спутника в задачах 4.13 и 4.14 вычислить длину его положения
вектор, его угол траектории полета и его скорость, когда истинная аномалия спутника
составляет 225 градусов.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: а = 7 500 000 м
           е = 0,1
            = 225 градусов

   Уравнения (4.43) и (4.44),

      г = а × (1 - е  2  ) / (1 + e × cos )
      r = 7 500 000 × (1 - 0,1  2  ) / (1 + 0,1 × cos(225))
      г = 7 989 977 м

       = арктан [е × грех / (1 + е × соз)]
       = arctan [0,1 × sin (225) / (1 + 0,1 × cos (225))]
       = -4,351 градуса

   Уравнение (4. 45),

      v = SQRT [GM × (2 / r - 1 / a)]
      v = SQRT [ 3,986005 × 10  14  × (2 / 7 989 977 - 1 / 7 500 000)]
      v = 6828 м/с


 

ЗАДАЧА 4.16

Вычислите возмущения долготы восходящего узла и аргумента
перигей, вызванный Луной и Солнцем для Международной космической станции на орбите
на высоте 400 км, наклонением 51,6 градуса и с орбитальным
период 92,6 минуты.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: i = 51,6 градуса
           n = 1436 / 92,6 = 15,5 оборотов/день

   Уравнения (4.46)–(4.49),

        Луна  = -0,00338 × cos(i) / n
        Луна  = -0,00338 × cos(51,6) / 15,5
        Луна  = -0,000135 град/день

        Солнце  = -0,00154 × cos(i) / n
        Солнце  = -0,00154 × cos(51,6) / 15,5
        Солнце  = -0,0000617 град/день

        Луна  = 0,00169 × (4 - 5 × sin  2  i) / n
        Луна  = 0,00169 × (4 - 5 × sin  2  51,6) / 15,5
        Луна  = 0,000101 град/день

        Вс  = 0,00077 × (4 - 5 × sin  2  i) / n
        Солнце  = 0,00077 × (4 - 5 × sin  2  51,6) / 15,5
        Солнце  = 0,000046 град/день


 

ЗАДАЧА 4. 17

Спутник находится на орбите с большой полуосью 7500 км, наклонением
28,5 градусов и эксцентриситет 0,1. Рассчитать J  2  возмущения в
долгота восходящего узла и аргумент перигея.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: а = 7500 км
           я = 28,5 градусов
           е = 0,1

   Уравнения (4.50) и (4.51),

        J2  = -2,06474×10  14  × a  -7/2  × (cos i) × (1 - e  2  )  -2   J2  = -90 4 4 10 7 500)  -7/2  × (cos 28,5) × (1 - (0,1)  2  )  -2   J2  = -5,067 град/день

        J2  = 1,03237×10  14  × a  -7/2  × (4 - 5 × sin  2  i) × (1 - e  2  )  -2 7×
  J2  14  × (7 500)  -7/2  × (4 - 5 × sin  2  28,5) × (1 - (0,1)  2  )  -2   J2  = 8,250 de/день


 

ЗАДАЧА 4.18

Спутник находится на круговой околоземной орбите на высоте 400 км.  Спутник
имеет цилиндрическую форму диаметром 2 м и длиной 4 м и имеет массу 1000 кг.
Спутник движется своей длинной осью перпендикулярно скорости
вектор, а его коэффициент аэродинамического сопротивления равен 2,67. Вычислите возмущения из-за
атмосферное сопротивление и оценить время жизни спутника.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: a = (6 378,14 + 400) × 1 000 = 6 778 140 м.
           А = 2 × 4 = 8 м  2 
           м = 1000 кг
           С  Д  = 2,67

   Из свойств атмосферы,

       = 2,62×10  -12  кг/м  3 
      Н = 58,2 км

   Уравнение (4.6),

      V = SQRT[GM/a]
      V = SQRT [ 3,986005 × 10  14  / 6 778 140 ]
      V = 7669 м/с

   Уравнения (4.53)–(4.55),

      a  rev  = (-2 × × C  D  × A × × a  2  ) / м
       rev  = (-2 × × 2,67 × 8 × 2,62 × 10  -12  × 6 778 140  2  ) / 1000
       об.  = -16,2 м

      P  rev  = (-6 ×  2  × C  D  × A × × a  2  ) / (m × V)
      P  rev  = (-6 ×  2  × 2,67 × 8 × 2,62 × 10  -12  × 6 778 140  2  ) / (1000 × 7669)
      P  об.   = -0,0199 с

      V  rev  = ( × C  D  × A × × a × V) / м
      В  rev  = ( × 2,67 × 8 × 2,62 × 10  -12  × 6 778 140 × 7 669) / 1000
      V  об  = 0,00914 м/с

   Уравнение (4.56),

      L~-H/a  rev 
      L ~ -(58,2 × 1000) / -16,2
      L ~ 3600 оборотов


 

ЗАДАЧА 4.19

Космический корабль находится на круговой стояночной орбите высотой 200 км.
Вычислите изменение скорости, необходимое для перехода Хомана к
круговая орбита на геостационарной высоте.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: р  А  = (6 378,14 + 200) × 1 000 = 6 578 140 м

   Из задачи 4.3,

      г  В  = 42 164 170 м

   Уравнения (4.58)–(4.65),

      a  tx  = (r  A  + r  B  ) / 2
      а  тх  = (6 578 140 + 42 164 170) / 2
      а  тх  = 24 371 155 м

      Vi  A  = SQRT[GM / r  A  ]
      Vi  A  = SQRT[ 3,986005×10  14  / 6 578 140 ]
      Ви  А  = 7784 м/с

      Vf  B  = SQRT [GM / r  B  ]
      Vf  B  = SQRT [ 3,986005 × 10  14  / 42 164 170 ]
      Vf  B  = 3075 м/с

      Vtx  A  = SQRT[GM × (2 / r  A  - 1 / a  tx  )]
      Vtx  A  = SQRT [ 3,986005 × 10  14  × (2 / 6 578 140 - 1 / 24 371 155)]
      Vtx  A  = 10 239 м/с

      Vtx  B  = SQRT[ GM × (2 / r  Б  - 1/а  тх  )]
      Vtx  B  = SQRT [ 3,986005 × 10  14  × (2 / 42 164 170 - 1 / 24 371 155)]
      Vtx  B  = 1597 м/с

      В  А  = Vtx  А  - Vi  А  В  А  = 10,239 - 7,784
      В  А  = 2455 м/с

      V  B  = Vf  B  - Vtx  B  V  B  = 3,075 - 1,597
      V  B  = 1478 м/с

      В  Т  = В  А  + В  В  В  Т  = 2,455 + 1,478
      V  T  = 3933 м/с


 

ЗАДАЧА 4. 20

Спутник находится на круговой парковочной орбите высотой 200 км. С использованием
однокасательный ожог, он должен быть переведен на геостационарную высоту с помощью
переходный эллипс с большой полуосью 30 000 км. Рассчитать общую сумму
требуемое изменение скорости и время, необходимое для завершения передачи.


РЕШЕНИЕ,

   Дано: р  А  = (6 378,14 + 200) × 1 000 = 6 578 140 м
           г  В  = 42 164 170 м
           а  tx  = 30 000 × 1 000 = 30 000 000 м

   Уравнения (4.66)–(4.68),

      е = 1 - г  А  / а  тх 
      е = 1 - 6 578 140 / 30 000 000
      е = 0,780729

       = arccos[(a  tx  × (1 - e  2  ) / r  B  - 1) / e ]
       = arccos[(30 000 000 × (1 - 0,780729  2  ) / 42 164 170 - 1) / 0,780729 ]
       = 157,670 градусов

       = арктан [е × грех / (1 + е × соз)]
       = arctan [0,780729 × sin (157,670) / (1 + 0,780729 × cos (157,670))]
       = 46,876 градуса

   Уравнения (4. 59)–(4.63),

      Vi  A  = SQRT[GM / r  A  ]
      Vi  A  = SQRT[ 3,986005×10  14  / 6 578 140 ]
      Vi  A  = 7784 м/с

      Vf  B  = SQRT[ GM / r  Б  ]
      Vf  B  = SQRT [ 3,986005 × 10  14  / 42 164 170 ]
      Vf  B  = 3075 м/с

      Vtx  A  = SQRT[GM × (2 / r  A  - 1 / a  tx  )]
      Vtx  A  = SQRT [ 3,986005 × 10  14  × (2 / 6 578 140 - 1 / 30 000 000)]
      Vtx  A  = 10 388 м/с

      Vtx  B  = SQRT [GM × (2 / r  B  - 1 / a  tx  )]
      Vtx  B  = SQRT [ 3,986005×10  14  × (2 / 42 164 170 - 1 / 30 000 000)]
      Vtx  B  = 2371 м/с

      В  А  = Vtx  А  - Vi  А  В  А  = 10,388 - 7,784
      В  А  = 2604 м/с

   Уравнение (4.69),

      V  B  = SQRT[ Vtx  B   2  + Vf  B   2  - 2 × Vtx  B  × Vf  B  × cos ]
      V  B  = SQRT[ 2,371  2  + 3,075  2  - 2 × 2371 × 3075 × cos(46,876)]
      V  B  = 2260 м/с

   Уравнение (4. 65),

      V  T  = V  A  + V  B  V  T  = 2604 + 2260
      V  T  = 4864 м/с

   Уравнения (4.70) и (4.71),

      E = arccos[(e + cos) / (1 + e cos)]
      E = arccos[(0,780729 + cos(157,670)) / (1 + 0,780729 × cos(157,670))]
      E = 2,11688 радиан

      TOF = (E - e × sin E) × SQRT[ a  тх   3  / ГМ ]
      TOF = (2,11688 - 0,780729 × sin(2,11688)) × SQRT [ 30 000 000  3  / 3,986005 × 10  14  ]
      TOF = 11 931 с = 3,314 часа


 

ЗАДАЧА 4.21

Рассчитайте изменение скорости, необходимое для перевода спутника из круговой
600-километровая орбита с наклонением 28 градусов к орбите равного размера с
наклон 20 градусов.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: r = (6378,14 + 600) × 1000 = 6,978 140 м
            = 28 - 20 = 8 градусов

   Уравнение (4.6),

      Vi = SQRT[GM/r]
      Vi = SQRT [ 3,986005 × 10  14  / 6 978 140 ]
      Vi = 7558 м/с

   Уравнение (4. 73),

      V = 2 × Vi × sin (/ 2)
      V = 2 × 7 558 × sin(8/2)
      V = 1054 м/с


 

ЗАДАЧА 4.22

Спутник находится на парковочной орбите высотой 200 км и наклонением
от 28 градусов. Рассчитайте общее изменение скорости, необходимое для передачи
спутник на геосинхронную орбиту с нулевым наклонением с использованием переноса Хомана
с комбинированным изменением плоскости в апогее.

   Дано: р  А  = (6 378,14 + 200) × 1 000 = 6 578 140 м
           г  В  = 42 164 170 м
            = 28 градусов

   Из задачи 4.19,

      Vf  B  = 3075 м/с
      Vtx  B  = 1597 м/с
      В  А  = 2455 м/с

   Уравнение (4.74),

      V  B  = SQRT[ Vtx  B   2  + Vf  B   2  - 2 × Vtx  B  × Vf  B  × cos ]
      В  B  = SQRT[ 1,597  2  + 3,075  2  - 2 × 1,597 × 3,075 × cos(28)]
      V  B  = 1826 м/с

   Уравнение (4. 65),

      V  T  = V  A  + V  B  V  T  = 2,455 + 1,826
      V  T  = 4281 м/с


 

ЗАДАЧА 4.23

Космический корабль находится на орбите с наклонением 30 градусов и долготой
восходящего узла составляет 75 градусов. Рассчитайте изменение угла, необходимое для
измените наклон на 32 градуса и долготу восходящего узла на
80 градусов.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: я  я  = 30 градусов
           я = 75 градусов
           i  f  = 32 градуса
           f = 80 градусов

   Уравнение (4.75),

      a1 = sin(i  i  )cos(i) = sin(30)cos(75) = 0,129410

      а2 = грех (я  я ) грех (я) = грех (30) грех (75) = 0,482963

      a3 = cos(i  i ) = cos(30) = 0,866025

      b1 = sin(i  f  )cos(f) = sin(32)cos(80) = 0,05

      b2 = sin(i  f  )sin(f) = sin(32)sin(80) = 0,521869

      b3 = cos(i  f  ) = cos(32) = 0,848048

       = arccos(a1 × b1 + a2 × b2 + a3 × b3)
       = arccos(0,129410 × 0,05 + 0,482963 × 0,521869 + 0,866025 × 0,848048)
       = 3,259 градуса


 

ЗАДАЧА 4. 24

Вычислите широту и долготу узлов пересечения между
начальная и конечная орбиты КА в задаче 4.23.

РЕШЕНИЕ,

   Из задачи 4.21,

           а1 = 0,129410
           а2 = 0,482963
           а3 = 0,866025
           b1 = 0,05
           b2 = 0,521869
           b3 = 0,848048

   Уравнения (4.76) и (4.77),

      c1 = a2 × b3 — a3 × b2 = 0,482963 × 0,848048 — 0,866025 × 0,521869 = -0,0423757

      c2 = a3 × b1 - a1 × b3 = 0,866025 × 0,05 - 0,129410 × 0,848048 = -0,0300543

      c3 = a1 × b2 — a2 × b1 = 0,129410 × 0,521869 — 0,482963 × 0,05 = 0,0230928

      9 широта0252 1  = arctan(c3 / (c1  2  + c2  2  )  1/2  )
      широта  1  = арктан(0,0230928 / (-0,0423757  2  + -0,0300543  2  )  1/2  )
      широта  1  = 23,965 градуса

      длинный  1  = арктангел (c2 / c1) + 90
      длинный  1  = арктангенс (-0,0300543 / -0,0423757) + 90
      длинный  1  = 125,346 градусов

      широта  2  = -23,965 градуса
      длинный  2  = 125,346 + 180 = 305,346 градуса


 

ЗАДАЧА 4. 25

Вычислите космическую скорость космического корабля, запущенного с околоземной орбиты с
высота 200 км.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: r = (6 378,14 + 200) × 1 000 = 6 578 140 м

   Уравнение (4.78),

      V  esc  = SQRT[ 2 × GM / r ]
      V  esc  = SQRT [ 2 × 3,986005 × 10  14  / 6 578 140 ]
      V  эск  = 11,009РС


 

ЗАДАЧА 4.26

Космический зонд приближается к Марсу по гиперболической траектории полета. Когда в
расстояние 100 000 км, его скорость относительно Марса 5 140,0 м/с и
угол траектории его полета составляет -85,300 градусов. Рассчитать эксцентриситет зонда,
большая полуось, угол поворота, угол , истинная аномалия, прицельный параметр,
радиус перицентра и параметр p.

РЕШЕНИЕ,

   Из основных констант,

      GM Марса = 4,282831×10  13  м  3  /с  2 

   Дано: r = 100 000 × 1 000 = 100 000 000 м
           v = 5140,0 м/с
            = -85,300  о 

   Уравнения (4. 30) и (4.32),

      e = SQRT[ (r × v  2  / GM - 1)  2  × cos  2  + sin  2  ]
      e = SQRT[ (100 000 000 × 5 140  2  / 4,282831 × 10  13  - 1)  2  × cos  2  (-85,3) + sin  2 8) (- ]
      е = 5,0715

      а = 1 / ( 2 / г - v  2 /ГМ )
      а = 1 / ( 2 / 100 000 000 - 5 140  2  / 4,282831 × 10  13  )
      а = -1 675 400 м

   Уравнения (4.80)–(4.85),

      грех (/ 2) = 1 / е
       = 2 × арксинус ( 1 / 5,0715 )
       = 22,744  о 

      cos = -1 / е
       = arccos(-1/5,0715)
       = 101,37  o  = arccos[ (a × (1 - e  2  ) - r) / (e × r)]
       = arccos[ (-1 675 400 × (1 - 5,0715  2  ) - 100 000 000) / (5,0715 × 100 000 000) ]
       = -96,633  или 

      б = -а / загар (/ 2)
      b = 1675,4 / тангенс (22,744/2)
      б = 8330,0 км

      г  о  = а × (1 - е)
      r  о  = -1675,4 × (1 - 5,0715)
      r  o  = 6821,4 км

      р = а × (1 - е  2  )
      р = -1675,4 × (1 - 5,0715  2  )
      р = 41 416 км


 

ЗАДАЧА 4. 27

Космический зонд в задаче 4.26 переместился к истинной аномалии в 75 градусов.
Вычислите радиус-вектор, угол траектории полета и скорость.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: а = -1 675 400 м.
           е = 5,0715
            = 75  или 

   Уравнения (4.43)–(4.45),

      r = a × (1 - e  2 ) / (1 + e × cos)
      r = -1 675 400 × (1 - 5,0715  2 ) / (1 + 5,0715 × cos(75))
      г = 17 909 000 м

       = арктан [е × грех / (1 + е × соз)]
       = arctan [5,0715 × sin(75) / (1 + 5,0715 × cos(75))]
       = 64,729  о 

      v = SQRT [GM × (2 / r - 1 / a)]
      v = SQRT[ 4,282831×10  13  × (2 / 17,909 000 - 1 / -1 675 400)]
      v = 5 508,7 м/с


 

ЗАДАЧА 4.28

Космический корабль стартует с Земли по гиперболической траектории с полубольшим
ось -36 000 км и эксцентриситет 1,1823. Сколько времени нужно, чтобы двигаться
от истинной аномалии в 15 градусов до истинной аномалии в 120 градусов?

РЕШЕНИЕ,

   Дано: a = -36 000 × 1 000 = -36 000 000 м
           е = 1,1823
             О  = 15  о  = 120  или 

   Уравнение (4. 87),

      кош F = (e + cos) / (1 + e cos)

      Fo = arccosh[(1,1823 + cos(15)) / (1 + 1,1823 × cos(15))]
      Fo = 0,07614

      F = arcch[(1,1823 + cos(120)) / (1 + 1,1823 × cos(120))]
      F = 1,10023

   Уравнение (4.86),

      t - t  O  = SQRT[(-a)  3  / GM ] × [(e × sh F - F) - (e × sinh Fo - Fo)]
      t - t  O  = SQRT[(36 000 000)  3  / 3,986005×10  14  ] × [(1,1823 × sin(1,10023) - 1,10023)
               - (1,1823 × sin(0,07614) - 0,07614)]
      t - t  O  = 5035 с = 1,399 часа


 

ЗАДАЧА 4.29

Космический корабль, запущенный с Земли, имеет скорость выгорания 11 500 м/с при
высота 200 км. Чему равна гиперболическая избыточная скорость?

РЕШЕНИЕ,

   Дано: V  bo  = 11 500 м/с.

   Из задачи 4.25,

      В  esc  = 11 009 м/с

   Уравнение (4.88),

      V    2  = V  bo   2  - V  esc   2 
      V   = SQRT[ 11 500  2  - 11 009  2  ]
      V   = 3325 м/с


 

ЗАДАЧА 4. 30

Вычислите радиус сферы влияния Земли.

РЕШЕНИЕ,

   Из основных констант,

      Д  сп  = 149597 870 км
      M  P  = 5,9737×10  24  кг
      M  S  = 1,9891×10  30  кг

   Уравнение (4.89),

      R  Земля  = D  sp  × (M  P  / M  S  )  0,4 
      R  Земля  = 149 597 870 × (5,9737×10  24  / 1,9891×10  30  )  0,4 
      R  Земля  = 925 000 км


 

ЗАДАЧА 5.1

Используя однокасательный прожиг, рассчитайте изменение истинной аномалии и
время перелета с Земли на Марс. Радиус-вектор Земли на
вылет составляет 1000 а.е., а Марс при прибытии - 1,524 а.е. полумажор
ось переходной орбиты составляет 1300 а.е.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: р  А  = 1.000 а.е.
           r  B  = 1,524 а.е.
           a  tx  = 1,300 а.е. × 149,597870×10  9  м/а.е. = 194,48×10  9  м

   Из основных констант,

      GM Солнца = 1,327124×10  20  м  3  /с  2 

   Уравнения (4. 66) и (4.67),

      е = 1 - г  А  / а  тх 
      е = 1 - 1,0/1,3
      е = 0,230769
 
       = arccos[(a  tx  × (1 - e  2  ) / r  B  - 1) / e ]
       = arccos[(1,3 × (1 - 0,230769  2  ) / 1,524 - 1) / 0,230769 ]
       = 146,488 градусов

   Уравнения (4.70) и (4.71),

      E = arccos[(e + cos) / (1 + e cos)]
      E = arccos[(0,230769 + cos(146,488)) / (1 + 0,230769 × cos(146,488))]
      E = 2,41383 радиана

      TOF = (E - e × sin E) × SQRT[ a  tx   3  / GM ]
      TOF = (2,41383 - 0,230769× sin(2,41383)) × SQRT[ (194,48×10  9  )  3  / 1,327124×10  20  ]
      TOF = 16 827 800 с = 194,77 дня


 

ЗАДАЧА 5.2

Для переходной орбиты в задаче 5.1 вычислить фазовый угол вылета, учитывая
что угловая скорость Марса составляет 0,5240 градусов в сутки.

РЕШЕНИЕ,

   Дано:  2  -  1  = 146,488  o 
           t  2  -t  1  = 194,77 дня
             t  = 0,5240  o  /день

   Уравнение (5. 1),

       = ( 2  -  1 ) -  t  × (t  2  -t  1 )
       = 146,488 - 0,5240 × 194,77
       = 44,43  o  

ЗАДАЧА 5.3

Полет на Марс стартует 20.07.2020, 0:00 UT. Планируемое время полета
составляет 207 дней. Вектор положения Земли при вылете составляет 0,473265  X  - 0,899215  Y  а.е.
Вектор положения Марса на пересечении равен 0,066842 9 .0484 X  + 1,561256  Y  + 0,030948  Z  АЕ.
Рассчитать параметр и большую полуось переходной орбиты.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: t = 207 дней
             r  1   = 0,473265  X  - 0,899215  Y  AU
             r  2   = 0,066842  X  + 1,561256  Y  + 0,030948  Z  AU
           GM = 1,327124×10  20  м  3  /с  2 
              = 1,327124×10  20  / (149,597870×10  9  )  3  = 3,964016×10  -14  АЕ  3  /с  2

   От векторной величины,

        r  1   = SQRT[ 0,473265  2  + (-0,899215)  2  ]
        г  1   = 1,016153 а. е.

        r  2   = SQRT[ 0,066842  2  + 1,561256  2  + 0,030948  2  ]
        г  2   = 1,562993 а.е.

   Из векторного скалярного произведения,

       = arccos[ (0,473265 × 0,066842 - 0,899215 × 1,561256) / (1,016153 × 1,562993)]
       = 149,770967  или 

   Уравнения (5.9), (5.10) и (5.11),

      k = r  1  × r  2  × (1 - cos )
      k = 1,016153 × 1,562993 × (1 - cos(149,770967))
      k = 2,960511 а.е.

       = г  1  + г  2  = 1,016153 + 1,562993
       = 2,579146 а.е.

      m = r  1  × r  2  × (1 + cos)
      m = 1,016153 × 1,562993 × (1 + cos(149,770967))
      м = 0,215969 а.е.

   Уравнения (5.18) и (5.19),

      p  i  = k / ( + SQRT (2 × m))
      p  i  = 2,960511 / (2,579146 + SQRT (2 × 0,215969))
      p  i  = 0,4 а.е.

      p  ii  = k / ( - SQRT (2 × m))
      p  ii  = 2,960511 / (2,579146 - КОРЕНЬ(2 × 0,215969))
      p  ii  = 1,540388 а. е.

      Так как , 0,4

   Уравнение (5.12),

      Выберите пробное значение, p = 1,2 а.е.

      a = m × k × p / [(2 × m -  2  ) × p  2  + 2 × k × × p - k  2  ]
      а = 0,215969 × 2,960511 × 1,2
          / [(2 × 0,215969 - 2,579146  2  ) × 1,2  2  + 2 × 2,960511 × 2,579146 × 1,2 - 2,960511  2  ]
      а = 1,270478 а.е.

   Уравнения (5.5), (5.6) и (5.7),

      f = 1 - г  2  / п × (1 - cos)
      f = 1 - 1,562993 / 1,2 × (1 - cos(149,770967))
      f = -1,427875

      g = r  1  × r  2  × sin / SQRT[GM × p]
      g = 1,016153 × 1,562993 × sin(149,770967) / SQRT [3,964016 × 10  -14  × 1,2]
      г = 3 666 240

       = SQRT[GM / p] × tan(/2) × [(1 — cos) / p — 1/r  1  — 1/r  2  ]
       = SQRT [ 3,964016 × 10  -14  / 1,2 ] × тангенс (149,770967/2)
          × [(1 - потому что (149.770967)) / 1,2 - 1/1,016153 - 1/1,562993 ]
       = -4,747601×10  -8 

   Уравнение (5. 13),

      E = arccos[ 1 - r  1  / a × (1 - f) ]
      E = arccos[1 - 1,016153 / 1,270478 × (1 + 1,427875)]
      E = 2,798925 радиан

   Уравнение (5.16),

      t = g + SQRT [ a  3  / GM ] × (E - sin E)
      t = 3 666 240 + SQRT [ 1,270478  3  / 3,964016 × 10  -14  ] × (2,798925 - sin(2,798925))
      т = 21,380,951 с = 247,4647 дня

   Выберите новое пробное значение p и повторите вышеуказанные шаги,

      p = 1,300000 а.е., a = 1,443005 а.е., t = 178,9588 сут.

    Уравнение (5.20),

      p  n+1  = p  n  + (t - t  n  ) × (p  n  - p  n-1  ) / (t  n  - t  n-1 )
      p  n+1  = 1,3 + (207 - 178,9588) × (1,3 - 1,2) / (178,9588 - 247,4647)
      p  n+1  = 1,259067 а.е.

   Пересчитать, используя новое значение p,

      р = 1,259067 а.е., a = 1,336197 а.е., t = 201,5624 дня

   Выполните дополнительные итерации,

      p = 1,249221 а. е., a = 1,318624 а.е., t = 207,9408 дней
      p = 1,250673 а.е., a = 1,321039 а.е., t = 206,9733 дня
      p = 1,250633 а.е., a = 1,320971 а.е., t = 206,9999 сут.

ЗАДАЧА 5.4

Для переходной орбиты Марса в задаче 5.3 рассчитайте вылет и пересечение
векторы скорости.

РЕШЕНИЕ,

   Дано:  р  1   = 0,473265  X  - 0,899215  Y  AU
             r  2   = 0,066842  X  + 1,561256  Y  + 0,030948  Z  AU
             г  1   = 1,016153 а.е.
             r  2   = 1,562993 а.е.
           р = 1,250633 а.е.
           а = 1,320971 а.е.
            = 149,770967  или 

   Уравнения (5.5), (5.6) и (5.7),

      f = 1 - r  2  / р × (1 — cos)
      f = 1 - 1,562993 / 1,250633 × (1 - cos(149,770967))
      f = -1,329580

      g = r  1  × r  2  × sin / SQRT[GM × p]
      g = 1,016153 × 1,562993 × sin(149,770967) / SQRT [ 3,964016 × 10  -14  × 1,250633 ]
      г = 3 591 258

       = SQRT[GM / p] × tan(/2) × [(1 — cos) / p — 1/r  1  — 1/r  2  ]
       = SQRT [ 3,964016 × 10  -14  / 1,250633 ] × тангенс (149,770967/2)
          × [(1 - cos(149,770967)) / 1,250633 - 1/1,016153 - 1/1,562993]
       = -8,795872×10  -8  = 1 - r  1  / p × (1 - cos )
       = 1 - 1,016153 / 1,250633 × (1 - cos(149,770967))
       = -0,514536

   Уравнение (5. 3),

        v  1   = (  r  2   - f ×  r  1   ) / г

        v  1   = [(0,066842 + 1,329580 × 0,473265) / 3 591 258]  х 
           + [(1,561256 + 1,329580 × -0,899215) / 3 591 258]  Д 
           + [(0,030948 + 1,329580 × 0) / 3 591 258]  Z 

        v  1     = 0.0000001  X   + 0.000000101824  Y   + 0.00000000861759  Z   AU/s × 149.597870×10  9    v  1     = 28996.2  X   + 15232.7  Y   + 1289.2  Z  м/с

   Уравнение (5.4),

        v  2   = ×  r  1   + ×  v  1  

        v  2   = [-8,795872×10  -8 ×0,473265 - 0,514536×0,0000001]  X 
           + [-8,795872×10  -8  × -0,899215 - 0,514536 × 0,000000101824]  Д 
           + [-8,795872×10  -8 ×0 - 0,514536×0,00000000861759]  Z 

        v  2   = -0,000000141359 X   + 0. 0000000267017  Y   - 0.00000000443406  Z   AU/s × 149.597870×10  9    v  2     = -21147.0  X   + 3994.5  Y   - 663.3  Z   m/s


 

ЗАДАЧА 5.5

Для переходной орбиты Марса в задачах 5.3 и 5.4 рассчитайте элементы орбиты.

РЕШЕНИЕ,

   Проблема может быть решена с помощью  r  1   и  v  1   или  r  2   &  v  2  

   Дано:  r  1   = (0,473265  X  - 0,899215  Y  а.е.) × 149,597870×10  9  м/а.е.
              = 7,079944×10  10   X  - 1,345206×10  11   Y  м
             r  1   = 1,016153 × 149,597870 × 10  9  = 1,520144 × 10  11  м
           GM = 1,327124×10  20  м  3  /с  2 

   Из задачи 5.4,

        v  1   = 28996,2  X  + 15232,7  Y  + 1289,2  Z  м/с

      Также,

        v  = SQRT[ 28996,2  2  + 15232,7  2  + 1289,2  2  ] = 32 779,2 м/с

   Уравнения (5. 21) и (5.22),

        ч  = (r  Y  V  Z  - R  Z  V  Y )  x  + (R  Z  V  x  - R  x  V  Z ) - R  x  V  Z ) - R  x  V ).  - р  Y  v  X  )  Z 
        ч  = (-1,345206×10  11 ×1289,2 - 0×15232,7)  X  + (0×28996,2 - 7,079944×10  10 ×128948 Y 9089,84)
          + (7,079944×10  10 ×15232,7 + 1,345206×10  11  × 28996,2)  Z 
        ч  = -1,73424×10  14   X  - 9,12746×10  13   Y  + 4,97905×10  15   Z

        n  = -h  Y   X  + h  X   Y 
        n  = 9,12746×10  13   X  - 1,73424×10  14   Y 

      Также,

        ч  = SQRT[ (-1,73424×10  14  )  2  + (-9,12746 × 10  13 )  2  + (4,97905 × 10  15 )  2 ] = 4,98291 × 10  15   N  = SQRT [).   2  + (1,73424×10  14  )  2  ] = 1,95977×10  14 

   Уравнение (5.23),

        e  = [(  v   2  - GM /  r  ) ×  r  - (  r • v  ) ×  v  ] / GM

          v   2  - GM /  R  = 32779.2  2  - 1,327124 × 10  20  / 1,520144 × 10  11  = 2,01451 × 10  8  448 = 2,01451 × 100047 8  4448 = 2,01451 × 100047 8  44448 = 2,01451 × 100047 8  4448 = 2,01451 × 100047. - 1.345206×10  11   × 15232.7 + 0 x 1289.2 = 3.80278×10  12    e   = [2.01451×10  8   × (7.079944×10  10    X   - 1.345206×10  11    Y  )
          - 3,80278×10  12  × (28996,2  X  + 15232,7  Y  + 1289,2  Z  ) ] / 1,327124×10  20   e  = 0,106639  X  - 0,204632 
4 Z  - 0,204632 
4 Z  - 0,84

   Уравнения (5. 24) и (5.25),

      а = 1/(2/ r  -  v   2 /GM)
      a = 1 / ( 2 / 1,520144 × 10  11  - 32779,2  2  / 1,327124 × 10  20  )
      а = 1,97614×10  11  м

        e  = SQRT[ 0,106639  2  + (-0,204632)  2  + (-0,000037)  2  ]
        е  = 0,230751

   Уравнения (5.26) через (5.30),

      cos i =  ч  Z   /  ч 
      cos i = 4,97905×10  15  / 4,98291×10  15 
      я = 2,255  о 

      cos =  n  X   /  n 
      cos = 9,12746×10  13  / 1,95977×10  14  = 297,76  o 

      кос =  н • е  / (  н  ×  е  )
      cos = (9,12746 × 10  13  × 0,106639 - 1,73424 × 10  14  × (-0,204632) + 0 × (-0,000037))
               / (1,95977×10  14 ×0,230751)
       = 359,77  o 

      cos  o  =  e • r  / ( e  ×  r  )
      cos  o  = (0,106639 × 7,079944 × 10  10  - 0,204632 × (-1,345206 × 10  11  ) - 0,000037 × 0)
               / (0,230751 × 1,520144 × 10  11  )
        о  = 0,226  о 

      cos u  o  =  n • r  / ( n  ×  r )
      u  o  = 0 (точка запуска = восходящий узел)

   Уравнения (5. 31) и (5.32),

       = + = 297,76 + 359,77
       = 297,53  o   o  = + +  o   o  = 297,76 + 359,77 + 0,23
        о  = 297,76  о  

ЗАДАЧА 5.6

Для КА из задач 5.3 и 5.4 вычислить гиперболический избыток
скорость при вылете, впрыск V и зенитный угол вылета
асимптота. Инжекция происходит с 200-километровой парковочной орбиты. скорость Земли
вектор в момент отправления равен 25876,6  X  + 13759,5  Y  м/с.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: r  o  = (6 378,14 + 200) × 1 000 = 6 578 140 м
             r  = 0,473265  X  - 0,899215  Y  AU
             В  P   = 25876,6  X  + 13759,5  Y  м/с

   Из задачи 5.4,

        В  С   = 28996,2  X  + 15232,7  Y  + 1289,2  Z  м/с

   Уравнение (5.33),

        V  S/P   = (VS  x  - VP  x )  x  + (против  Y  - VP  Y )  Y  + + (VP  Y )  Y  + + + + + (VP  Y )  Y  + + + + + + + + + + + (VP  Y ) 
.   З 
        В  S/P   = (28996,2 - 25876,6)  X  + (15232,7 - 13759,5)  Y  + (1289,2 - 0)  Z 
        В  S/P   = 3119,6  X  + 1473,2  Y  + 1289,2  Z  м/с

   Уравнение (5.34),

        V  S/P   = SQRT[ VS/P  X   2  + VS/P  Y   2  + VS/P  Z   2 ]
        В  S/P   = SQRT[ 3119,6  2  + 1473,2  2  + 1289,2  2  ]
        В  S/P   = 3683,0 м/с

      V   =  V  S/P   = 3683,0 м/с

   Уравнения (5.35) и (5.36),

      V  o  = SQRT[ V    2  + 2 × ГМ/р  или  ]
      V  o  = SQRT [ 3 683,0  2  + 2 × 3,986005 × 10  14  / 6 578 140 ]
      V  o  = 11 608,4 м/с

      V = V  o  - SQRT [GM / r  o  ]
      V = 11 608,4 - SQRT [ 3,986005 × 10  14  / 6 578 140 ]
      V = 3824,1 м/с

   Уравнение (5. 37),

        r  = SQRT[ 0,473265  2  + (-0,899215)  2  + 0  2  ]
        г  = 1,01615 а.е.

       = arccos[(r  X  × v  X  + r  Y  × v  Y  + r  Z  × v  Z  ) / (r × v)]
       = arccos [ 0,473265 × 3119,6 - 0,899215 × 1473,2 + 0 × 1289,2) / (1,01615 × 3683,0)]
       = 87,677  или  

ЗАДАЧА 5.7

Для КА в задачах 5.3 и 5.4 при расстоянии промаха +18 500 км
по прибытии рассчитать гиперболическую избыточную скорость, прицельный параметр и
большая полуось и эксцентриситет гиперболической траектории приближения. Марс'
вектор скорости на пересечении равен -23307,8  X  + 3112,0  Y  + 41,8  Z  м/с.

РЕШЕНИЕ,

   Дано: d = 18 500 км / 149,597870×10  6  = 0,000123664 а.е.
             r  = 0,066842  X  + 1,561256  Y  + 0,030948  Z  AU
             В  P   = -23307,8  X  + 3112,0  Y  + 41,8  Z  м/с
           
   Из основных констант,

      GM Марса = 4,282831×10  13  м  3  /с  2 

   Из задачи 5. 4,

        В  S   = -21147,0  X  + 3994,5  Y  - 663,3  Z  м/с

   Уравнение (5.33),

        V  S/P   = (VS  x  - VP  x )  x  + (против  Y  - VP  Y )  Y  - VP  Y )  Y  +2553 + 2 (VP  Y )).  З 
        В  S/P   = (-21147,0 + 23307,8)  X  + (3994,5 - 3112,0)  Y  + (-663,3 - 41,8)  Z 
        В  S/P   = 2160,8  X  + 882,5  Y  - 705,1  Z  м/с

   Уравнение (5.34),

        V  S/P   = SQRT[ VS/P  X   2  + VS/P  Y   2  + VS/P  Z   2 ]
        В  S/P   = SQRT[ 2160,8  2  + 882,5  2  + (-705,1)  2  ]
        В  S/P   = 2438,2 м/с

      V   =  V  S/P   = 2438,2 м/с

   Уравнения (5. 38.А) и (5.38.Б),

      d  x  = -d × r  y  / SQRT[ r  x   2  + r  y   2  ]
      d  x  = -0,000123664 x 1,561256 / SQRT[ 0,066842  2  + 1,561256  2  ]
      d  x  = -0,000123551 а.е.

      д  y  = d × r  x  / SQRT[ r  x   2  + r  y   2  ]
      d  y  = 0,000123664 × 0,066842 / SQRT[ 0,066842  2  + 1,561256  2  ]
      d  y  = 0,0000052896 а.е.

   Уравнение (5.39),

       = arccos[(d  x  × v  x  + d  y ×  v  y  ) / (d × v)]
       = arccos[(-0,000123551 × 2160,8 + 0,0000052896 × 882,5) / (0,000123664 × 2438,2)]
       = 150,451  или 

   Уравнения (5.40)–(5.42),

      б = д × грех
      б = 18 500 × грех (150,451)
      б = 9 123,6 км

      а = -ГМ/В    2 
      а = -4,282831×10  13  / 2438,2  2 
      а = -7,2043×10  6  м = -7 204,3 км

      e = SQRT[ 1 + b  2  / a  2  ]
      e = SQRT[ 1 + 9 123,6  2  / -7 204,3  2  ]
      е = 1,6136


 

ЗАДАЧА 5. 8

Когда космический корабль приближается к Юпитеру, он имеет скорость 9470 м/с, полет
угол траектории 39,2 градуса и целевое расстояние промаха -2 500 000 км. В
перехвата, скорость Юпитера составляет 12 740 м/с при угле траектории полета 2,40
градусов. Рассчитайте скорость космического корабля и угол траектории полета, следуя
его прохождение мимо Юпитера.

   Дано: V  P  = 12 740 м/с.
             P  = 2,40  или 
           ВС  i  = 9470 м/с
           S  i  = 39,2  o 
           d = -2 500 000 км
           
   Из основных констант,

      GM Юпитера = 1,26686×10  17  м  3  /с  2 

   Уравнения (5.44) и (5.45),

        V  P   = (V  P  × cos  P  )  X  + (V  P  × sin  P  )  Y 
        В  П   = (12740 × cos(2,40))  X  + (12740 × sin(2,40))  Y 
        В  P   = 12729  X  + 533  Y  м/с

        VS  i   = (VS  i  × cos S  i  )  X  + (VS  i  × sin S  i  )  Y 
        VS  i   = (9470 × cos(39,2))  X  + (9470 × sin(39,2))  Y 
        VS  i   = 7339  X  + 5985  Y  м/с

   Уравнения (5. 46) и (5.47),

        VS/P  I   = (VS  I )  x  - VP  x )  x  + (VS  I )  Y  - VS  I )  Y  - VS  I )
        VS/P  i   = (7339 - 12729)  X  + (5985 - 533)  Y 
        VS/P  i   = -5390  X  + 5452  Y  м/с

        В  S/P   = SQRT[ (VS/P  i  )  X   2  + (VS/P  i  )  Y   2  ]
        В  S/P   = SQRT[ (-5390)  2  + 5452  2  ]
        В  S/P   = 7667 м/с

      В   =  В  S/P   = 7667 м/с

   Уравнение (5.48),

        i  = арктан [ (VS/P  i  )  Y  / (VS/P  i  )  X  ]
        i  = арктанг [ 5452 / -5390 ]
        i  = 134,67  или 

   Уравнения (5. 40)–(5.42),

      б = д × грех
      б = -2 500 000 × грех (134,67)
      б = -1 777 900 км

      а = -ГМ/В    2 
      а = -1,26686×10  17  / 7667  2 
      а = -2,1552×10  9  м = -2 155 200 км

      e = SQRT[ 1 + b  2  / a  2  ]
      e = SQRT[ 1 + (-1,777,900)  2  / (-2 155 200)  2  ]
      е = 1,2963

   Уравнение (5.49.Б),

       = -2 × arcsin( 1 / e )
       = -2 × арксинус ( 1 / 1,2963 )
       = -100,96  о 

   Уравнение (5.50),

        f  =  i  +  f  = 134,67 + (-100,96)
        ф  = 33,71  о 

   Уравнение (5.51),

        VS/P  f   = (V  S/P  × cos  f  )  X  + (V  S/P  × sin  f  )  Y 
        VS/P  f   = (7667 × cos(33,71))  X  + (7667 × sin(33,71))  Y 
        VS/P  f   = 6378  X  + 4255  Y  м/с

   Уравнения (5. 52) и (5.53),

        VS  f   = ((VS/P  f  )  X  + VP  X  )  X  + ((VS/P  f  )  Y  + ВП  Да  )  Да 
        VS  f   = (6378 + 12729)  X  + (4255 + 533)  Y 
        VS  f   = 19107  X  + 4788  Y  м/с

        VS  f   = SQRT [ (VS  f  )  X   2  + (VS  f  )  Y   2  ]
        VS  f   = SQRT[ 19107  2  + 4788  2  ]
        VS  f   = 19 698 м/с

   Уравнение (5.54),

      S  f  = арктан [ (VS  f  )  Y  / (VS  f  )  X  ]
      S  f  = арктан [ 4788 / 19107 ]
      S  f  = 14.07  или  

50 Amazing Aircraft Engines — журнал FLYING

Мы, пилоты, любим двигатели, и не зря. Мы полагаемся на их постоянную бесперебойную работу, чтобы наши полеты были безопасными. Возможно, более того, без двигателей полет никогда бы не пошел далеко, и можно утверждать, что каждому заметному прогрессу в летных характеристиках предшествовал значительный прогресс в конструкции силовой установки.

Предстояло много работы. Wright Flyer 1903 года, первый самолет с двигателем, был оснащен двигателем мощностью 12 л. Сегодня твердотопливные ракетные двигатели способны развивать тягу более 2 миллионов фунтов, что позволяет нам отправлять в космос огромные полезные грузы. Даже в наземных приложениях по-прежнему наблюдается значительный прогресс в области двигателей: от усовершенствования существующих двигателей с гораздо большей эффективностью и более низким уровнем шума до совершенно новых концепций, таких как проект гиперзвукового ГПВРД, финансируемый НАСА. Вот наш выбор для 50 лучших двигателей всех времен, появившихся в результате эволюции силовых установок.

Получите эксклюзивный онлайн-контент, подобный этому, доставленный прямо в ваш почтовый ящик, подписавшись на нашу бесплатную информационную рассылку .

Модель Wright-Double Cyclone довела технологию радиально-поршневых двигателей до предела, объединив два и без того мощных 9-цилиндровых двигателя Wright Cyclone в 18-цилиндровый двухрядный силовой агрегат. В одном из современных приложений — сильно модифицированном гоночном автомобиле Grumman Bearcat Reno Rare Bear — двигатель с сухим весом в две с лишним тонны может развивать мощность до 4000 лошадиных сил, хотя типичная выходная мощность составляла около трети этой мощности. Райт начал разработку двигателя в середине 19 века.30-х годов, но только когда возникла необходимость в сверхдальнем и высотном бомбардировщике Boeing B-29, Райт завершил работу над двигателем. После большой работы по повышению надежности двигатель 3350 будет использоваться не только для Superfortress, но и для ряда самых влиятельных ранних авиалайнеров, включая Lockheed Constellation и Super Constellation, а также Douglas DC-7. Мы попросили читателей Flying помочь нам добавить еще один двигатель в список, и Wright 3350 Double-Cyclone оказался на первом месте. Посмотрите галерею выбора нашего читателя здесь, чтобы ознакомиться с другими претендентами. Венгерский инженер Дьёрдь Ендрассик разработал Jendrassik Cs-1, первый функциональный турбовинтовой двигатель, в 1930-х годах. Двигатель предназначался для венгерского двухмоторного бомбардировщика-разведчика Varga RMI-1. Цель Jendrassik по производству двигателя мощностью 1000 л.с. была прервана из-за проблем со стабильностью сгорания, которые ограничивали мощность первой версии до 400 л.с. Венгерские ВВС в конце концов отказались от усилий Ендрассика, и вместо этого RMI-1 был оснащен двигателями Daimler-Benz DB 605. На основе силовой установки, используемой в культовом Porsche 9.11, шестицилиндровый Porsche PFM 3200 появился в 1980-х годах как более плавная, простая и надежная альтернатива традиционным поршневым двигателям авиации общего назначения. PFM появился на нескольких самолетах, но дебютировал только на одном серийном самолете: Mooney PFM, которых было произведено несколько десятков. С PFM, который полагался на двойную электронную систему зажигания, исчезла необходимость манипулировать настройками смеси и оборотов винта в минуту в полете, и на его место пришел единственный рычаг мощности, который обеспечивал работу двигателя на его наиболее эффективной настройке без каких-либо дополнительных действий. работа пилотом. В дополнение к этой уменьшенной рабочей нагрузке в кабине был невероятно спокойный полет без традиционных вибраций типичной поршневой рабочей лошадки. Несмотря на большую топливную экономичность и простоту эксплуатации, его подводные камни — большой вес, отсутствие повышенной производительности и неисправная коробка передач — удерживали двигатель от дальнейшей известности. Но это не помешало ему произвести неизгладимое впечатление на тех пилотов, которым посчастливилось лично испытать его плавные летные характеристики. Бергфальке2 из ВикипедииАлессандро Анзани, итальянец, который позже переехал во Францию, начал производить двигатели для мотоциклов в начале 19 века. 00-х годов и был вдохновлен на разработку двигателей для самолетов после того, как братья Райт посетили Францию. Он разработал серию трехцилиндровых двигателей мощностью от 10 до 50 л.с., в том числе двигатель мощностью 25 л.с., который приводил в движение самолет Луи Блерио XI через Ла-Манш в 1909 году. Двигатели Анзани с воздушным охлаждением имели чугунные цилиндры, которые первоначально были расположены в форма веера. Но потеря веса и повышенный шум вентилятора, используемого для трехцилиндровых двигателей, вынудили Анзани преобразовать свою конструкцию в Y-образный радиальный двигатель. Альф ван БимGEnx был частью так называемой инициативы General Electric по «экомагинации», направленной на экономию денег клиентов и защиту окружающей среды. Получившийся в результате двигатель представляет собой технологическое чудо, которое используется в Boeing 787 Dreamliner, а также в Boeing 747-8. Благодаря лопастям вентилятора из композитных материалов двигатель обеспечивает на 15 % меньшее потребление топлива, чем турбовентиляторные двигатели предыдущего поколения для больших авиалайнеров, а также использует камеру сгорания нового типа, которая снижает выбросы закиси азота более чем на 50 % по сравнению с нормативными ограничениями. Разработан на основе GE90, GEnx также претендует на звание самого тихого коммерческого реактивного двигателя из когда-либо созданных благодаря большим и более эффективным лопастям вентилятора, которые работают на более низких скоростях вращения. Предоставлено GEGnome-Rhone Mistral Major, также известный как 14K, представлял собой двухрядный радиальный двигатель, который какое-то время был самым мощным двигателем, заказанным в больших количествах на планете. Разработанный в конце 1920-х годов, Mistral Major с воздушным охлаждением был частью популярной серии K французского производителя и потомком меньшего Gnome-Rhone 7K. Истребительные варианты 14К получили оценку 9.00 л.с., превосходя по мощности большинство других европейских двигателей того времени и обеспечивая привлекательность Mistral Major как на континенте, так и за его пределами. Свидетельством его успеха стало то, что двигатель использовался более чем в дюжине различных типов самолетов и породил большое количество модификаций. Федеральное правительство СШАРакетник F-1 был разработан в 1950-х годах для поддержки растущей космической программы Соединенных Штатов. Несмотря на свою относительную древность, F-1 остается самой мощной двигательной установкой на жидком топливе из когда-либо построенных, развивая тягу в 1,5 миллиона фунтов. Для каждого запуска Saturn V использовалось пять F-1, при этом каждый двигатель сжигал более 400 галлонов жидкого кислорода в секунду, что примерно в 5000 раз превышает объем мощного реактивного двигателя, используемого сегодня на коммерческих авиалайнерах. F-1 был важнейшим компонентом успешных космических запусков НАСА в 1960-х годов, что привело к знаменитой лунной миссии Аполлона-11 в 1969 году. Что нужно, чтобы самолет разогнался до 7000 миль в час? Как доказал мировой рекорд полета НАСА X-43 в 2004 году, ответом является технология сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, или ГПВРД. Технология ГПВРД, разрабатываемая со времен Второй мировой войны, позволяет сверхскоростным самолетам, летящим со скоростью более 4 Маха, получать кислород прямо из атмосферы, в отличие от бортового запаса тяжелого окислителя или традиционного газотурбинного двигателя. Это дает несколько преимуществ, включая меньший вес, лучшую производительность и повышенную безопасность. В то время как традиционный ракетный ускоритель или реактивный двигатель по-прежнему необходимы, чтобы разогнать самолет до скорости 4 Маха, прежде чем его поступательная скорость сможет сжимать кислород атмосферы без дополнительной помощи, эта технология значительно расширяет возможности сверхскоростных полетов. Исследователи говорят, что технология ГПВРД может когда-нибудь помочь самолетам летать со скоростью, в 15 раз превышающей скорость звука, превратив традиционный 18-часовой полет из Нью-Йорка в Токио в двухчасовую прогулку. Никто не знает ваш заводской двигатель лучше, чем завод, который его построил. Посетите сайт www.Lycoming.com, чтобы найти местного дистрибьютора. Конкурировать с Pratt & Whitney PT6A, одним из самых успешных когда-либо созданных двигателей, — задача не из легких. Но двигатель General Electric H80 мощностью 800 л.с. дает хорошие результаты. Представленный в весьма уважаемом тракторе Thrush 510G, H80 был разработан на основе M601 Walter Aircraft Engines после того, как GE приобрела чешскую компанию в 2008 году. Хотя теперь H80 принадлежит американцам, он по-прежнему производится в Чешской Республике и был впервые сертифицирован. Европейским агентством по авиационной безопасности в декабре 2011 года. Сертификация FAA была получена через несколько месяцев. После успешного внедрения H80 был сертифицирован STC для King Air C9.0 и будет работать на модифицированной версии двухтурбинного двигателя Nextant G90XT. Серия шестицилиндровых двигателей компании GEFranklin Engine Company зарекомендовала себя как на самолетах, так и на вертолетах. Тысячи самолетов были оснащены двигателями Franklin, включая модели Bell, Socata, Maule, Bellanca, Piper, Aeronca и Taylorcraft, и это лишь некоторые из них. Версия двигателя мощностью 220 л.с. получила STC для Cessna 170, 172 и 175, превратив сотни этих популярных самолетов в 182 исполнителя. Шестицилиндровые двигатели Франклина производились с 1940-х до 1970-х годов компанией из Сиракуз, штат Нью-Йорк, которая была продуктом компании Franklin Automobile Company. Двигатели были известны своей надежностью и тем, что у них было очень мало директив по летной годности, но компания несколько раз банкротилась, и в 1975 году чертежи двигателей были куплены польской компанией, которая до сих пор предоставляет запчасти и надеется возобновить производство. какой-то момент. Авиадвигатель Curtiss OX-5 V-8 вошел в историю авиации как легендарная силовая установка. Curtiss представила OX-5 в 1919 г.10, и вскоре он нашел свое применение в JN-4 Jenny, еще одном продукте Curtiss. В течение следующего десятилетия компания Curtiss построила более 12 000 этих симпатичных двигателей V8, которые были способны развивать мощность до 90 л. техническое обслуживание. Тем не менее, OX-5 подготовил почву для великих поршневых двигателей V8 и V12 эпохи Второй мировой войны. Предоставлено Джоном Фаулером. Семейство турбовентиляторных двигателей Rolls-Royce Trent с усовершенствованной технологией компрессора и турбинного блиска используется во многих современных авиалайнерах, включая Airbus A330, A340 и A380, а также в Boeing 777 и 787. С годами двигатель совершенствовался. с последующими поколениями, предлагающими еще более высокую производительность и эффективность. Сегодня ультратихий и эффективный Trent 900 приводит в действие A380, в то время как Trent 1000 является доступным выбором (наряду с General Electric GEnx) для 787. Семейство Trent привело непосредственно к огромному успеху Rolls-Royce на рынке коммерческих двигателей. Новейшая версия двигателя, Trent TEN (расшифровывается как Thrust, Efficiency and New technology), обеспечивает удельный расход топлива на 3% выше, чем оригинал, и предназначена для полетов на всех версиях Боинга 787. Как и почти в каждом новом сегменте В авиации на заре пилотируемых полетов марш прогресса сверхлегких самолетов (очень легких, одноместных, тихоходных самолетов) был функцией доступной двигательной техники. Конструкция действительно полезных моделей была ограничена наличием легких надежных двигателей меньшей мощности. Компания Rotax, производившая двигатели для ряда специализированных рынков, включая мотоциклы, гидроциклы и снегоходы, пришла на помощь с линейкой легких, недорогих и относительно надежных двухтактных двигателей. Одноцилиндровая двухтактная модель 277, ранний авиационный двигатель Rotax, выдавала 26 л.с., весила всего 65 фунтов с редукторным приводом и выхлопом и стоила чуть более 1000 долларов. с 19С 75 по сегодняшний день компания Rotax произвела более 170 000 авиадвигателей, большинство из которых — облегченные двухтактные модели. Начиная с модели 277, компания Rotax перешла к созданию еще более производительных и мощных моделей, включая популярные модели 447 и 503, вплоть до модели 582, одного из самых технологически совершенных двухтактных двигателей с поворотными клапанами, системой впрыска масла, двумя карбюраторами и электронным зажиганием. . Модель 582, которая производится до сих пор, используется во многих десятках моделей легких самолетов. Четырехцилиндровый дизельный двигатель SR305-230 был разработан французской компанией SMA, которая в настоящее время является дочерней компанией Safran. Двигатель впервые поднялся в воздух в 19 г.98 на французском планере Socata TB-20 и сертифицирован FAA в 2002 году. Недавно двигатель SR305-230 был выбран для установки на последнюю версию чрезвычайно популярной модели Cessna 182 Skylane — Turbo Skylane JT-A. Двигатель имеет воздушное и масляное охлаждение и совместим с двигателем Jet-A, который широко доступен в аэропортах по всему миру. В дополнение к устранению растущей проблемы доступности 100LL, SR305 имеет электронный блок управления, который оптимизирует работу двигателя на всех этапах наземных и летных операций, снижая нагрузку на пилота. SMA утверждает, что эксплуатационные расходы двигателя SR305 снижены примерно на 40 процентов по сравнению с двигателями, работающими на легковом газе, благодаря более длительному сроку службы 2400 тонн в год, меньшему количеству деталей и меньшему расходу топлива. Ranger L-440 представлял собой семейство перевернутых рядных шестицилиндровых двигателей, построенных в 1919 году.30-х и 1940-х годах подразделением авиационных двигателей Ranger компании Fairchild. Было выпущено четыре версии L-440 мощностью от 145 до 200 л. с. Этот двигатель наиболее известен на учебно-тренировочном самолете Fairchild PT-19. Всего было построено более 15 000 двигателей L-440. После Второй мировой войны излишки двигателей Ranger нашли себе готовый дом под капотами гоночных автомобилей для бездорожья и драгстеров в 1950-х годах. Двигатель ценился за его малый вес и простоту, но правительство США продало излишки двигателей Ranger по таким низким ценам, что это вывело компанию из бизнеса. Предоставлено Историческим обществом авиационных двигателей. Hispano-Suiza 12Y был французским двигателем мирового класса, который мог бы оставить большее историческое впечатление, если бы не оккупация страны Германией во время Второй мировой войны. 12Y стал предпочтительным двигателем для многих знаменитых самолетов, в том числе для французских истребителей Morane-Saulnier MS406 и Dewoitine 506, которые сражались с Люфтваффе в битве за Францию. 12-цилиндровый 12Y с водяным охлаждением был менее мощным, чем современные двигатели Daimler-Benz, но он был немного легче. Фактически, самый большой вклад Y12 во Вторую мировую войну внесли не французы, а Советы, которые производили по лицензии версии мощностью до 1100 л.с., которые использовались для установки на истребители Яковлева и Лавочкина. Плайн из Википедии В отличие от большинства известных двигателей, в которых коленчатый вал приводит в движение гребной винт, Gnome Rotary был разработан со стационарным коленчатым валом, вокруг которого вращались цилиндры, картер и гребной винт. Идея пришла в голову двум братьям, Лорану и Луи Сегену, и их двигатель Societe des Moteurs Gnome был представлен на Парижском авиасалоне в 1919 году.08. Двигатели Gnome, развивавшие мощность от 50 до 160 л.с., широко использовались в самолетах Первой мировой войны. Как правило, когда речь идет о двигателях, предпочтительнее меньшее количество движущихся частей, а роторные двигатели не выдержали испытания временем. Одна из самых больших жалоб пилотов за последние несколько десятилетий заключается в том, что технология авиационных двигателей сильно отстает от автомобильных двигателей. В середине 1990-х Continental работала над тем, чтобы изменить это впечатление, выпустив двигатель IOF-240. Буква «F» в IOF-240 означает полное цифровое управление двигателем, или Fadec, что является причудливым способом сказать, что двигатель автоматически выполняет многие задачи, такие как обороты винта в минуту, опережение зажигания и соотношение топлива и воздуха. — которые либо фиксируются, либо механически управляются пилотом в большинстве случаев применения на легких самолетах. Когда двигатель был представлен в 2002 году, он был редкостью, поскольку не имел ни магнето, ни контроля смеси. Вместо этого зажигание и подача топлива контролируются электроникой. В дополнение к обеспечению оптимальной топливно-воздушной смеси — IOF-240 сжигает около 5 галлонов в час — электронная система позволяет более точно анализировать двигатель и устранять неисправности. IOF-240 был впервые представлен в Liberty XL2, двухместном самолете из углеродного волокна, разработанном на основе самолета из комплекта Europa, который стал первым самолетом с поршневым двигателем, сертифицированным Fadec. Предоставлено Континенталь Никто не знает ваш заводской двигатель лучше, чем завод, который его построил. Посетите сайт www.Lycoming.com, чтобы найти местного дистрибьютора. Когда турбодизельный двигатель Thielert появился на рынке в конце 1990-х годов, он обещал настоящую революцию. Полномасштабная переработка высокотехнологичного немецкого автомобильного двигателя, Centurion, казалось, предлагал все: соотношение мощности к весу, сравнимое с газопоршневыми двигателями, способность работать на реактивном топливе, турбонаддув и невероятную топливную экономичность. Diamond Aircraft была первоначальным заказчиком, разработавшим легкий твин TwinStar следующего поколения, казалось бы, вокруг двигателей. К сожалению, проблемы с коробкой передач — двигатель использует редуктор, чтобы снизить скорость винта до полезного диапазона оборотов в минуту — досаждали двигателю с неприемлемо короткими интервалами капитального ремонта и заоблачными затратами на техническое обслуживание. Сегодня двигатель Thielert принадлежит компании Continental Motors, которая усердно работала над улучшением ценностного предложения двигателя, повторно внедряя его в новые и модернизированные приложения. Continental R-670, считающийся одним из самых успешных когда-либо произведенных радиальных двигателей, прославился тем, что устанавливался на один из самых знаковых военных учебно-тренировочных самолетов всех времен — биплан PT-17 Stearman. Семицилиндровый двигатель мощностью 220 л.с. был второй попыткой Continental создать радиальный двигатель и имел ошеломительный успех, хотя многие считают его недостаточно мощным. Производитель построил более 40 000 R-670 до и во время Второй мировой войны, и не только для использования в авиации. Помимо установки на несколько типов самолетов того времени, R-670 также устанавливался во время войны на ряд легких бронированных машин, включая танк M3 Stuart. Nimbus227 из Википедии. Звук Garrett-Honeywell TPE331, работающего на холостом ходу на рампе, безошибочен. Модель 331 с прямым приводом начиналась как вертолетный двигатель, но вскоре завоевала популярность у производителей турбовинтовых двигателей, которые ценили двигатель за его экономичность и хорошее соотношение топлива и веса. Самым известным самолетом, получившим мощность от TPE331, был Mitsubishi MU-2, который, пожалуй, наиболее узнаваем из самолетов с двигателем TPE331 по пронзительному вою двигателя постоянной скорости на холостом ходу. Другие самолеты, в которых использовался этот двигатель, включают Jetstream 31, Cessna 441, Pilatus PC-6 Turbo Porter, Piper Cheyenne 400 и многие другие. Сегодня линия TPE331 принадлежит и обслуживается компанией Honeywell. Как и другие производители — иногда с хорошим эффектом — Lycoming расширил диапазон мощности своих четырехцилиндровых авиационных двигателей, добавив еще одну пару оппозитных кувшинов, создав шестицилиндровый двигатель с на 50 процентов большей потенциальной мощностью. Двигатели серии 540 появились в 1957, так как новые более крупные личные и чартерные самолеты требовали большей мощности. Piper широко использовала этот двигатель, особенно в своей линейке Navajo, PA-32, Aztec, Comanches и Mirage, но многие другие производители также выбрали 540-сильный двигатель, включая Aero Commander, Pitts и R44 Robinson Helicopter. Как и в случае с четырехцилиндровой версией, 540 доступен в различных модификациях, причем популярным вариантом является турбонаддув. Когда Соединенные Штаты вступили в Первую мировую войну в 1917 году, правительству понадобился мощный серийный двигатель для оснащения национального парка самолетов. Она привлекла к ответственности производителей автомобилей, и проектное решение было разработано всего за пять дней. Первым прототипом двигателя Liberty был восьмицилиндровый L-8 с водяным охлаждением, но вскоре от него отказались, уступив место более мощному V12 Liberty. Производство двигателя вращалось вокруг использования стандартных деталей, но производители Liberty L-12 — Lincoln, Packard Motor Car, Ford Motor, Nordyke & Marmon и General Motors — изначально изо всех сил пытались приспособить создание двигателя к условиям тот же самый тип эффективного массового производства, который взял штурмом автомобильную промышленность. Но по мере того, как война продолжалась, первоначальные сбои были преодолены, что привело к производству более 13 500 L-12 к концу войны и более 20 000 двигателей за весь срок службы L-12. Двигатель приводил в действие различные самолеты, в том числе de Havilland DH-4, Fokker T2, Navy Curtiss NC-4 и Douglas World Cruiser. Предоставлено Джоном ФаулеромВ конце 99-х авиаконструкторы преследовали мечту об очень легком реактивном самолете.0-х и начале 2000-х один необходимый аспект оставался неуловимым: работающий двигатель. В то время как другие попытки, разработанные в то время, потерпели неудачу, серия PW600 сделала идею личного легкого реактивного самолета реальной реальностью. Построенный с использованием половины компонентов обычного турбовентиляторного двигателя, PW600 представлял собой легкий, компактный, простой в обслуживании двигатель, который мог производить достаточную мощность, чтобы помочь этому новому классу бизнес-джетов соответствовать эталонным характеристикам FAA. Семейство PW600 оснащено двухканальной полнофункциональной цифровой системой управления двигателем и включает в себя двигатели, производящие 9Тяга от 50 до 1750 фунтов. Благодаря своей надежности и проверенным характеристикам модели PW600 можно найти в различных легких бизнес-джетах, включая Eclipse 550, Cessna Mustang и Embraer Phenom 100. Предоставлено Pratt & WhitneyПервый турбореактивный двигатель, запущенный в эксплуатацию, Junkers Jumo 004 был одним из немногих реактивных двигателей, разработанных немцами в конце 1930-х — начале 1940-х годов для первых реактивных истребителей в стремлении создать совершенный истребитель. Jumo 004 приводил в действие двухмоторный Messerschmitt Me 262, первый реактивный истребитель, введенный в эксплуатацию во время Второй мировой войны. При длине 152 дюйма двигатели были почти такими же длинными, как фюзеляж Me 262, и создавали почти 2000 фунтов тяги. К сожалению, эти ранние реактивные двигатели были заведомо ненадежны. Их средний срок службы составлял всего около десятка часов. НАСА Pratt & Whitney F119— технологический монстр, на котором держится первый в мире — и пока единственный — действующий истребитель пятого поколения. Нет сомнений, что это один из самых передовых серийных двигателей, когда-либо созданных. Он сочетает в себе технологию малозаметности и векторную тягу, что обеспечивает беспрецедентную маневренность Lockheed Martin F-22. Двигатель обеспечивает тягу в 35 000 фунтов, достаточную для того, чтобы разогнать F-22 до сверхзвуковой скорости без форсажа. В дополнение к F-22 двигатель F119 был предложен для Rockwell B1-R, потенциальной модернизации B1-B, которая увеличила бы скорость бомбардировщика с 1,25 Маха до 2,2 Маха. Предоставлено Pratt & Whitney Pratt & Whitney R-1340 был первым из легендарного семейства радиальных двигателей Wasp, которые славились своей мощностью и надежностью. Однорядный девятицилиндровый двигатель мощностью от 500 до 600 л.25, от Ford Trimotor до гоночного автомобиля Gee Bee Джимми Дулиттла, de Havilland Otter и более 50 других типов самолетов. Вероятно, самым известным самолетом с двигателем R-1340 был модифицированный Lockheed 10E Electra, на котором Амелия Эрхарт пилотировала ее злополучную попытку установить мировой рекорд в 1937 году. Санджай Ачарья из Википедии Никто не знает ваш заводской двигатель лучше, чем завод, который его построил. Посетите сайт www.Lycoming.com, чтобы найти местного дистрибьютора. Шестицилиндровый инжекторный двигатель TSIO-550 представляет собой версию двигателя IO-550 с турбонаддувом, который впервые был представлен компанией Continental в 1983. Двигатели серии ИО-550 выдают от 280 до 360 л.с. В 1990-х годах по запросу Raytheon компания Continental усовершенствовала IO-550, чтобы оптимизировать характеристики двигателя мощностью 300 л. Обладая еще лучшими характеристиками на больших высотах благодаря двойным турбонагнетателям, TSIO-550 используется в трех самых эффективных современных однодвигательных сертифицированных поршневых самолетах: Cessna TTx, Cirrus SR22 и Mooney Acclaim. Предоставлено Continental Перевернутый двигатель V12 Daimler-Benz DB 605 с наддувом прославился тем, что приводил в действие Bf 109., один из самых мощных и страшных истребителей Люфтваффе. Непосредственный впрыск топлива в двигатель давал Bf 109 явное преимущество перед британским «Спитфайром» при тяге с отрицательными перегрузками, позволяя многим пилотам избегать плохих ситуаций и жить, чтобы сражаться в другой день. Несмотря на склонность к механическим проблемам, 35,7-литровый двигатель DB 605 с жидкостным охлаждением выдавал 1455 л.с., что делало его одним из самых мощных истребительных двигателей Второй мировой войны. Выпущенные в начале 1950-х годов двигатели Lycoming O-360 и последующие IO-360, возможно, стали прототипами двигателей в легкой авиации общего назначения, доминирующими — наряду с двигателями серий 320 и 540 — в широком секторе поршневой авиации. Трудно сказать, для какой платформы наиболее известны двигатели серии 360, поскольку они входят в стандартную комплектацию десятков неподвижных и винтокрылых самолетов, от универсального хвостового тягача Piper Super Cub до вертолета Robinson R22 и Mooney 201, где двигатель помог определить современный персональный транспортный самолет. Четырехцилиндровый двигатель с оппозитными поршнями имеет карбюраторную, инжекторную, турбированную, противовращательную и акробатическую версии. Он все еще находится в производстве и используется в многочисленных новых самолетах, в том числе в Cessna 172. Те из нас, кто летал за Lycoming 360, знают его за надежность, стабильные показатели межремонтного пробега и хорошую топливную экономичность. Возможно, самым известным двигателем Первой мировой войны был французский роторный двигатель Le Rhone, который, как ни странно, был разработан в Германии для неавиационных целей вскоре после первого полета Райтов. В роторных двигателях весь ряд цилиндров вращался вокруг неподвижного коленчатого вала. Они были мощным усовершенствованием современного уровня техники, обеспечивая хорошую мощность при относительно небольшом весе и с хорошим охлаждением. Однако они были делом «все или ничего» — на полной мощности или вообще без нее, когда пилот периодически выключал зажигание или его части, выключал и снова включал — и они регулярно обрызгивали пилотов касторовым маслом как часть эксперимента. . Из-за трансграничного характера технологии уже тогда копии и лицензионные варианты Le Rhone использовались обеими сторонами в войне, в том числе в некоторых из самых известных истребителей того времени. Самолеты, летающие за двигателем Le Rhone, включали Fokker Dr.I, Sopwith Camel, Nieuport 11 и Bristol Scout. Всего за несколько лет заводы в нескольких странах выпустили около 100 000 двигателей Le Rhon, что сделало его одним из самых производимых авиадвигателей в истории. General Electric J85 изначально разрабатывался для запуска беспилотника-ловушки, который должен был защищать бомбардировщики B-52 от приближающихся ракет класса «земля-воздух». Вскоре военные начали использовать небольшой турбореактивный двигатель для установки на Northrop T-38 Talon и F-5. Гражданская версия двигателя CJ610 стала основой ранней корпоративной авиации первых Lears и Hansa Jet. Сегодня J85 используется компанией Scaled Composites White Knight, самолетом-носителем SpaceShipOne. Он также был выбран для запланированного воспроизведения немецкого Me 262 компанией Everett, штат Вашингтон. ВВС США планируют оставить двигатели на вооружении до 2040 года, что свидетельствует о долговечности и долговечности J85. Предоставлено GEOИзначально продукт компании Garrett AiResearch, а затем AlliedSignal, Honeywell TFE731 является одним из самых успешных гражданских турбовентиляторных двигателей за всю историю: с момента его появления в 1972. Созданный на основе вспомогательной силовой установки McDonnell Douglas DC-10, TFE731 отличался низким расходом топлива и меньшим уровнем шума, чем предыдущие реактивные двигатели, что привело к его выбору в начале 1970-х годов для Learjet 35/36 и Dassault Falcon 10. затем двигатель налетал более 100 миллионов часов на различных бизнес-джетах, включая различные модели Cessna Citation, Dassault Falcon 50 и 900, Hawker 800 и 900XP, Learjet 40/45, Gulfstream G150 и многие другие. Производство двигателя продолжается и по сей день, и его новейшее авиационное назначение — тактический реактивный самолет Scorpion от Textron AirLand. Когда Rotax представил свою модель 912 почти два десятилетия назад он ознаменовал кардинальные изменения в спортивно-авиационной игре. Благодаря этому технологически продвинутому четырехтактному двигателю конструкторы спортивных самолетов получили выбор из более мощного легкого двигателя с замечательной топливной экономичностью и долговечностью, которую пилоты легких самолетов привыкли ожидать от сертифицированного двигателя. Используемый в длинном списке спортивных самолетов, начиная с начала 90-х годов и до сегодняшнего дня, 912 используется в сертифицированных и самодельных самолетах от Flight Design, RANS, Tecnam, Van’s и десятков других. Четырехтактный двигатель с электронным зажиганием имеет воздушное и жидкостное охлаждение, а межремонтный ресурс составляет 2000 часов. Оригинал 80 л.с. 912 был карбюраторным, но сегодня модели предлагают впрыск топлива в варианте 912iS мощностью 100 л.с. и турбонаддув в тесно связанном продукте 914 мощностью 115 л.с. Тихий гул шестицилиндрового поршневого двигателя Continental O-300 с воздушным охлаждением использовался в нескольких популярных типах самолетов, включая Globe Swift, Maule M-4 и чрезвычайно популярный Cessna 172 Skyhawk. О-300 — это улучшенная версия С-145 с двигателем мощностью 145 л. Continental добилась более высокой номинальной мощности C-145/O-300 за счет увеличения частоты вращения коленчатого вала и длины хода поршня C-125. O-300 стал настолько успешным, что Rolls-Royce производил его в Европе по лицензии Continental. Rolls-RoyceСемейство турбовентиляторных двигателей Rolls-Royce BR700 в одиночку породило сегмент сверхдальнемагистральных бизнес-джетов, которыми оснащены Gulfstream V и Bombardier Global Express, выпущенные в середине 19-го века.90-е. Предлагая непревзойденную эффективность, BR710 обеспечивал дальность полета 6000 морских миль в полной массе, что быстро стало золотым стандартом для корпоративных самолетов. Первоначально партнерство BMW / Rolls-Royce, Rolls-Royce с тех пор взял на себя полный контроль над программой. BR725, еще более эффективная версия двигателя, позволяет новому флагману Gulfstream G650 развивать максимальную скорость 0,925 Маха и дальность полета 7000 морских миль при 0,85 Маха. jkb- через Википедию Никто не знает ваш заводской двигатель лучше, чем завод, который его построил. Посетите сайт www.Lycoming.com, чтобы найти местного дистрибьютора. Выпущенный в 1930 году двигатель Jacobs серии L-4 является одним из самых примечательных радиальных двигателей всех времен. Прежде всего, это был отличный двигатель — надежный, плавно работающий и относительно экономичный. Вначале двигатель получил прозвище «Shaky Jake» за его склонность сильно трястись на опорах при первом запуске и лишь немного слабее при низких оборотах — черта, которая по сей день нравится большинству пилотов самолетов с двигателями Джейкобса. L-4, получивший от военных обозначение R-755, был почти без сомнения самым технологически продвинутым звездообразным двигателем своего времени с коваными алюминиевыми поршнями, выпускными клапанами, заполненными натрием, и картером из магниевого сплава. Двигатель начал свою жизнь как модель мощностью 225 л.с., но более поздние версии производили до 350 л. с. Интересно, что среди многих самолетов, получивших мощность Джейкобса, есть несколько самых красивых моделей, в первую очередь Beech Staggerwing, Cessna 195 и несколько бипланов с кабиной Waco. Двигатели Jacobs L-4 и производные от них производились более 40 лет до начала 1970-х годов. Хотя точные данные о производстве установить сложно, количество двигателей составляет не менее 10 000 штук, и они входят в стандартную комплектацию более чем дюжины самолетов. Предоставлено Обществом истории авиационных двигателей. Современное чудо, многоразовый твердотопливный двигатель космического корабля «Шаттл» имел длину 126 футов, диаметр 12 футов и производил среднюю тягу 2,6 миллиона фунтов. При всей этой мощности топливо составляло около 85 процентов от 1,3 миллиона фунтов, из которых состоял двигатель. Для запуска космического челнока требовалось два RSRM, которые доставили судно на высоту около 24 морских миль и скорость 3000 миль в час, прежде чем отсоединиться от фюзеляжа и вернуться на Землю на парашюте. Как следует из названия, RSRM можно было использовать повторно, хотя его нужно было очищать, осматривать и тестировать после каждого использования. НАСА Представленный Williams International, тогда еще малоизвестным производителем двигателей крылатых ракет, Williams FJ44 станет воплощением современной конструкции легких реактивных двигателей. Популярный в богатой линейке Cessna CitationJet, FJ44 зарекомендовал себя как надежный и эффективный двигатель, до такой степени, что улучшенные версии могут похвастаться почти вдвое большей тягой по сравнению с оригиналом и остаются звездными характеристиками в этой категории спустя четверть века после появления двигателя. . Сегодня FJ44 является почти синонимом сегмента легких реактивных самолетов, на нем установлено больше приложений, чем у его конкурентов вместе взятых. Офицер британских ВВС сэр Фрэнк Уиттл признан отцом реактивного двигателя за его новаторскую работу перед Второй мировой войной. Ему приписывают единоличное изобретение турбореактивного двигателя, который Королевские ВВС, к сожалению, не смогли понять как революционное творение. Поскольку планы никогда не держались в секрете, немецкие инженеры легко перепроектировали работу Уиттла. Прорыв для Уиттла произошел в конце 19 века.20-х годов, когда он понял, насколько эффективнее было бы использовать турбину вместо поршневого двигателя для сжатия воздуха в реактивном двигателе. К 1940 году Уиттл основал британскую компанию Power Jets Limited для создания двигателя. Турбореактивный двигатель W.1 вскоре стал реальностью. Он был установлен на прототипе Gloster E.28, первом британском реактивном самолете, который совершил свой первый полет 15 мая 1941 года. , циклон Райта R-1820 был разработан в начале 1930-х как потомок Р-1750. В начале своего 25-летнего производственного цикла девятицилиндровый R-1820 выдавал мощность 575 л.с. Но различные усовершенствования конструкции за эти годы в конечном итоге сделали радиальный двигатель с воздушным охлаждением рабочей лошадкой мощностью 1525 л.с. Благодаря низким эксплуатационным расходам и благоприятному соотношению веса и мощности двигатель R-1820 был выбран в качестве двигателя для самых разных самолетов. Он наиболее известен как двигатель B-17 Flying Fortress, но также претендует на DC-1, DC-2, ранние модели DC-3, Grumman J2F Duck, Curtiss P-36 и многие другие. R-2800 ВВС США Pratt & Whitney, также называемый Double Wasp из-за его двухрядной компоновки, представлял собой 18-цилиндровый двигатель с воздушным охлаждением и рабочим объемом 2800 кубических дюймов. Модель Double Wasp, способная производить 2000 л.с., впервые была запущена в 1937, представленный на рынке в 1939 году и использовавшийся в нескольких известных боевых самолетах, включая Vought F4U Corsair, Grumman F6F Hellcat и Republic P-47 Thunderbolt. Позднее мощность была увеличена до 2800 л.с. После Второй мировой войны R-2800 оставался популярной силовой установкой и устанавливался, в частности, на крылья Douglas DC-6 и Convair CV-240. В период с 1939 по 1960 год было построено более 125 000 R-2800. Национальный архив США Astro-40 — это электродвигатель, разработанный AstroFlight, компанией, которая специализируется на продуктах с электрическим приводом, таких как радиоуправляемые самолеты, беспилотные летательные аппараты, двигатели и электрические самолеты. Двигатель Astro-40 был первым двигателем на солнечной энергии, и он приводил в действие Sunrise II, первый беспилотный самолет на солнечной энергии, в 1974. Преемник Astro-40, названный Cobalt 40, приводил в действие одноместный Gossamer Penguin с человеком на борту в 1980 году. Солнечная панель мощностью 600 Вт собирала энергию для Cobalt 40, которая превращала его в тягу. через трехступенчатую трансмиссию и 11-футовый пропеллер. Двигатель вращался со скоростью 15 000 об/мин, а пропеллер вращался только со скоростью 120 об/мин. Хотя Astro-40 летал на очень небольшом количестве самолетов, в конечном итоге он будет рассматриваться как пионер грядущей революции самолетов с электрическим приводом. НАСАВ начале 19В 30-х годах Continental Motors разработала первые двигатели в линейке продуктов, которые компания в конечном итоге расширила, чтобы создать каталог из десятков моделей, которыми оснащаются десятки тысяч легких самолетов по всему миру. Эти двигатели отличались необычной по нынешним меркам конструкцией: четырехцилиндровой, плоской головкой, боковым расположением клапанов, однозажигательной, с одной головкой на два цилиндра. Сегодня A40 является наиболее известным из этих типов двигателей, поскольку он был установлен на первый серийный Piper Cub и привел к разработке линейки двигателей, включая легендарные C-65, L9.0 и О-200, которые в течение следующих 80 лет приводили в движение многие десятки тысяч легких самолетов. Шталькохер из Википедии. Allison V-1710 появился в результате армейского проекта в преддверии Второй мировой войны по разработке мощного двигателя с жидкостным охлаждением. В период с 1931 по 1948 год было построено более 70 000 таких истребителей, так как V-12 устанавливался на несколько легендарных истребителей, включая Lockheed P-38 Lightning, Bell P-39 Airacobra, Curtiss P-40 Warhawk, North American P-51A Mustang, Bell P- 63 Кингкобра и другие. Эллисон начал работу над V-1710 с целью производства двигателя мощностью 1000 л.с., но разработка продолжалась медленно до конца 19 века.30-х годов, когда США искали двигатель для своих дирижаблей, в которых использовались немецкие двигатели. V-1710 оказался прочным и надежным двигателем для истребителей в начале Второй мировой войны и больше всего запомнился своей версией с турбонаддувом, которая придавала P-38 исключительные высотные характеристики. Предоставлено Джоном Фаулером Задуманный в 1940-х годах, Rolls-Royce/Olympus был первым в мире двухконтурным ТРД с осевым потоком, самая известная версия которого разгоняла сверхзвуковой Concorde до легендарных скоростей. Первоначально двигатель был разработан и производился компанией Bristol Aero Engines в Англии до того, как компанию купила компания Rolls-Royce. Он был установлен на знаменитом бомбардировщике Avro Vulcan и был выбран для BAC TSR-2, предполагаемого ударного и разведывательного самолета времен холодной войны, который стал жертвой постоянно растущей стоимости. Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 остается единственным реактивным двигателем с форсажной камерой, когда-либо использовавшимся для коммерческих авиалайнеров. Четыре двигателя Olympus 593 с тягой 32 000 фунтов каждый позволяли Concorde развивать крейсерскую скорость 2,2 Маха. Никто не знает ваш заводской двигатель лучше, чем завод, который его построил. Посетите сайт www.Lycoming.com, чтобы найти местного дистрибьютора. Этот небольшой четырехцилиндровый двигатель от пенсильванского производителя Lycoming олицетворяет собой двигатель для легких самолетов, чему способствует тот факт, что он приводил в действие некоторые из самых популярных легких самолетов, включая более поздние модели Cessna 172 и Piper PA-28 Cherokee. С четырьмя цилиндрами, расположенными по два с каждой стороны, большими головками с воздушным охлаждением, штатной карбюраторной топливной системой и двойным зажиганием от магнето, все приводило в движение винт с неподвижными лопастями, 150-сильный O-320 потреблял 1930-х годов и обновил его с помощью новейших материалов и технологий производства. Суть в том, что O-320 обеспечивает надежность, доступность и удобство. Возможно, одним из самых примечательных двигателей в истории авиации была эта маломощная модель ручной работы, построенная первоклассным механиком братьев Райт Чарли Тейлором. Используя цепные приводы для вращения пропеллеров, этот примитивный четырехтактный двигатель обеспечивал мощность в 12 лошадиных сил, необходимую для того, чтобы 17 декабря 1903 года «Райт Флаер» едва поднялся в воздух. Можно утверждать, что без Тейлора «Райт Флаер» был бы просто еще одним малоизвестным неудачным экспериментом в полете. CFM56, совместное предприятие GE и французской компании Snecma, было запущено в середине 19 века.70-х годов и стал одним из самых производимых реактивных двигателей благодаря его использованию компанией Boeing для нового узкофюзеляжного авиалайнера под названием 737, который станет самым продаваемым авиалайнером. CFM56 — это турбовентиляторный двигатель с высокой степенью двухконтурности, что означает, что большая часть воздуха, поступающего в двигатель, обходит секцию турбины и вместо этого приводит в действие огромный вращающийся вентилятор двигателя. Конструкция с большим байпасом означает более высокую эффективность использования топлива, меньший вес и значительно более низкий уровень шума — все это отличительные черты современной реактивной авиации. Merlin производит тот самый волшебный звук самолета в полете: гудящий рев 12 цилиндров в идеальной гармонии делают свое дело легким галопом. Разработанный в скороварке Англии военного времени, Merlin приводил в движение десятки самолетов, включая культовые модели, такие как Supermarine Spitfire, Avro Lancaster и de Havilland Mosquito. Версия по лицензии Packard помогла создать лучший истребитель Второй мировой войны: North American P-51D Mustang. Край «Мерлин» давал истребителю/эскорту «Мустанг» дальность действия, необходимую для наблюдения за бомбардировщиками B-17, когда они пробирались вглубь удерживаемой немцами территории, что быстро переломило ход войны. JAW через WikipediaЗа последние шесть десятилетий двигатель Pratt & Whitney Canada PT6 стал золотым стандартом в мире турбовинтовых двигателей. Турбовинтовой двигатель работает очень похоже на современный реактивный двигатель, но вместо выхлопных газов или реактивного вентилятора секция турбины приводит в движение воздушный винт. На больших высотах, чем летают самолеты с поршневым двигателем, но ниже реактивного уровня, турбовинтовой двигатель полагается на наиболее эффективный тип силовой установки, поскольку воздушный винт остается очень эффективным при превращении топлива в тягу на более низких пригодных для дыхания высотах на высоте около 30 000 футов. Существует много турбовинтовых двигателей разных производителей, но ни один из них не сравнится с успехом PT6, который впервые поднялся в воздух в 1919 году.61. На сегодняшний день Pratt & Whitney построила более 40 000 таких двигателей для более чем 100 различных типов самолетов. Предоставлено Pratt & Whitney. Щелкните здесь, чтобы просмотреть список. Или посмотрите нашу галерею «Выбор читателей: 50 удивительных авиационных двигателей», чтобы проголосовать за еще один двигатель, который мы могли пропустить!

март | 2013 | Старый машинный пресс

By William Pearce

Хотя его отец был соучредителем компании Dodge Brothers Company, прародителя сегодняшней автомобильной компании Dodge, Гораций Элджин Додж-младший не пошел вслед за отцом в автомобильный бизнес. Но, как и его отец, он очень интересовался водным транспортом. В 1923 году, после смерти отца, он основал компанию Dodge Boat Works в Детройте, штат Мичиган. Это предприятие было поддержано инвестициями в размере 2 миллионов долларов от его матери, Анны Томпсон Додж.

Вид сбоку на двигатель Duesenberg W-24, разработанный Дж. Полом Миллером.

Додж очень увлекался лодочными гонками и хотел создать непобедимую лодку. В 1925 году Додж обратился к Duesenberg Brothers Racing с просьбой построить двигатель, который привел бы его к победе в гонке за Золотой кубок. Было заключено соглашение, и 27 января 1926 года был подписан контракт на 32 500 долларов на строительство двух полных двигателей с запасными частями, достаточными для постройки третьего. Первый двигатель должен был быть доставлен 15 июня 1926 года, а второй — 6 июля 1926 года. Хотя Фред Дюзенберг участвовал в проекте двигателя, скорее всего, большую часть работы выполнил Оги Дюзенберг.

Контрактный двигатель представлял собой три рядных восьмицилиндровых двигателя на общем алюминиевом картере, образуя W-24. Почему была выбрана конфигурация двигателя «W», неизвестно, но она обеспечивает мощный двигатель в довольно компактном пространстве. В то же самое время в истории двигатель Napier Lion W-12 приводил в движение рекордные воздушные, наземные и морские машины, и легко понять, как Lion мог служить источником вдохновения.

Вид на строящийся Duesenberg W-24.

Диаметр цилиндра двигателя составлял 2,875 дюйма (73 мм), а ход поршня составлял 4,0 дюйма (102 мм), что давало общий рабочий объем 623 куб. дюйма (10,2 л). Два боковых берега были наклонены под углом 60 градусов к центральному вертикальному берегу. Каждый из блоков двигателей W-24 состоял из двух блоков по четыре цилиндра со встроенными головками. Первые четырехцилиндровые блоки предположительно изготавливались из чугуна, но позже блоки цилиндров стали отливать из алюминия со стальными гильзами цилиндров. Единственный коленчатый вал двигателя поддерживался пятью коренными подшипниками. Шатуны были трубчатого типа, с главным стержнем в центральном ряду и шарнирным стержнем на каждом внешнем ряду.

Четыре клапана на цилиндр, работающие в камере сгорания с двускатной крышей. В общей сложности на регулировку 96 клапанов двигателя ушло около недели труда. Клапаны приводились в действие в каждом ряду двигателей двойными верхними распределительными валами, которые увеличивали длину двигателя. Распределительные валы были зацеплены с коленчатым валом через промежуточные шестерни. Каждый блок из четырех цилиндров имел пять выпускных окон. Каждое из трех средних выпускных отверстий имело по два выпускных клапана. Выхлопные газы каждого ряда собирались в единый коллектор с водяной рубашкой. В каждый цилиндр была установлена ​​одна свеча зажигания, которая зажигалась распределительным валом Delco, установленным в задней части каждого ряда цилиндров.

Сложный привод распределительных валов в задней части 24-цилиндрового двигателя Duesenberg. Шестерня коленчатого вала имела 17 зубьев, промежуточные шестерни — 74 зуба, шестерни распределительного вала — 34 зуба. Центральная промежуточная шестерня зацепляла промежуточную шестерню с 45 зубьями. Зубчатая передача приводила в движение распределительные валы на половинной частоте вращения двигателя.

Первоначально один восходящий карбюратор подводил воздух к каждому из шести четырехцилиндровых блоков. В результате произошло плохое распределение топлива, и двигатель никогда не работал нормально. Карбюраторы с восходящим потоком были заменены карбюраторами с нисходящим потоком, и работа W-24 улучшилась, но все еще не была идеальной. Шесть карбюраторов с нисходящим потоком были заменены 12 карбюраторами Zenith с нисходящим потоком, что еще раз улучшило производительность. Наконец, 12 карбюраторов Holley с нисходящим потоком заменили Зениты, и двигатель стал работать ровно. Хотя W-24 работал лучше, чем когда-либо, его мощность составляла неутешительные 475 л.с. (354 кВт).

Первый двигатель был доставлен компании Dodge в 1927 году. Ранее в том же году Дж. Пол Миллер начал работать на заводе в Дюзенберге и много лет занимался двигателем W-24. Одними из первых изменений Миллера были установка двутавровых шатунов вместо трубчатых и замена распределителей Delco на магнето Bosch. С 1929 по 1935 год Миллер работал в компании Dodge и продолжал разработку двигателя. К несчастью для Dodge, 24-цилиндровые двигатели не принесли ничего, кроме разочарования. В результате он так и не заплатил Дюзенбергу последние 2000 долларов за двигатели.

Задняя часть 24-цилиндрового двигателя Duesenberg с двумя двухцилиндровыми карбюраторами, питающими нагнетатель. Обратите внимание на магнето Bosch с приводом от распределительного вала.

Гонка за Золотой кубок 1931 года проходила на озере Монтаук в Нью-Йорке, и двигатель W-24 был установлен на лодке Dodge Miss Syndicate III . Мисс Синдикат III не смогла финишировать в первом заезде. В 1932 году Miss Syndicate III был переименован в Delphine V . Додж-старший назвал яхту в честь своей дочери, а Додж-младший продолжил «традицию Дельфин», назвав множество лодок в честь своей сестры. И снова гонка за Золотой кубок прошла на озере Монток в Нью-Йорке. Во время первого заезда 9-цилиндровый двигатель W-240011 Delphine V выбыл после трех кругов. Dodge представил пять лодок для участия в гонке за Золотой кубок 1933 года, проходившей на реке Детройт. 24-цилиндровый Duesenberg был установлен в двух моделях: новом Delphine VIII и новом Delphine IX . В том же году Delphine VIII не стартовали, а Delphine IX не финишировали ни в одном заезде. В 1934 году Додж с отвращением продал один (но, возможно, оба) двигателя W-24 Хербу Мендельсону.

Перед продажей компания Dodge была вдохновлена ​​работой двигателя Packard с наддувом на одной из этих лодок, Дельфин IV . Поскольку изменение правил позволило использовать нагнетатели, начиная с 1935 года, Додж поручил Миллеру разработать нагнетатель для W-24. Этот незавершенный проект был продан Мендельсону, и Мендельсон нанял Миллера для продолжения работы над двигателем. Именно усовершенствованный Миллером двигатель с наддувом действительно вдохнул жизнь в W-24. В нагнетателе использовалось рабочее колесо диаметром 8 дюймов (203 мм), и он вращался со скоростью, в 6,5 раз превышающей скорость коленчатого вала (32 500 об / мин при частоте вращения двигателя 5000 об / мин), создавая наддув 15 фунтов на квадратный дюйм (1,03 бар). Первоначально на двигателе с наддувом использовались два двухкамерных карбюратора, но они были заменены одним четырехцилиндровым карбюратором Stromberg. Наряду с новыми впускными коллекторами, разработанными Миллером, были окончательно решены проблемы с распределением топлива. Выпускные коллекторы были заменены 30 вертикальными выхлопными трубами, выходящими в воздух. С изменениями двигатель весил 1400 фунтов (635 кг) и назывался Mendelson-Duesenberg W-24. Двигатель заработал как чемпион и теперь выдавал более 850 л.с. (634 кВт) при 5000 об/мин. Сообщается, что при полной песне двигатель издавал звук, не похожий ни на что другое на земле.

W-24 устанавливается в Нотр-Дам Арены, спроектированном Джин Ареной, Уолтером Шмидом и Бертом Маккензи.

Мендельсон установил W-24 на свою лодку, спроектированную Клеллом Перри, с задним расположением двигателя Notre Dame (первая). Его первым соревнованием была гонка на Кубок президента 1935 года на реке Потомак. Перри был водителем и выиграл гонку. В 1937 году Перри снова был за штурвалом, когда Notre Dame с двигателем W-24 выиграл гонку «Золотой кубок», проводившуюся на реке Детройт, со средней скоростью 63,68 миль в час (102,48 км / ч) за 9 гонок. Курс 0 миль (145 км).

Совершая скоростной забег по реке Детройт в рамках подготовки к гонке за Золотой кубок 1938 года, Перри получил травму, когда новая лодка Notre Dame (вторая) вышла из-под контроля и перевернулась. (Эта авария, возможно, уничтожила один из двигателей W-24.) Новый Notre Dame был отремонтирован, и Дэн Арена взял на себя обязанности водителя. Он занял второе место в гонке на Кубок президента, но ему не понравилась остойчивость лодки. Мендельсон спросил у Арены, что, по его мнению, необходимо для устранения проблем со стабильностью, и Арена ответила: «Постройте еще одну лодку». Мендельсон согласился, и Арена разработала новую лодку длиной 22 фута (6,7 м), снова названную 9.0011 Notre Dame (третий), с двигателем W-24, расположенным перед водителем.

Дэн Арена (стоит) готовится к запуску Нотр-Дама с двигателем W-24 со своим братом Джином в качестве механика, а Берт Маккензи делает последние приготовления.

После небольшого старта Arena выиграла Кубок Президента 1939 и 1940 годов на новом Notre Dame . В 1940 году на реке Детройт W-24 разогнал Notre Dame до нового рекорда скорости в своем классе — 100,987 миль в час (162,523 км/ч). Лодка стояла на хранении во время Великой Отечественной войны, но была выведена в 1947, выиграл гонку Серебряного кубка на реке Детройт и занял второе место в гонке Кубка президента. К этому времени конкуренты устанавливали на свои лодки излишки двигателей Allison времен Второй мировой войны, и Duesenberg W-24 больше не мог конкурировать. Двигатель был снят и помещен на хранение.

По крайней мере, один двигатель Duesenberg W-24 уцелел вместе со многими запасными частями. По состоянию на 2013 год двигатель принадлежит Джерарду Рэйни и был перестроен для установки в строящуюся копию Нотр-Дама (третья). В середине 19В 90-х годах Миллер и Арена были вовлечены в проект, который базируется в районе залива Сан-Франциско. Несомненно, когда проект будет завершен, сочетание двигателя и катера будет настоящим зрелищем.

Уцелевший двигатель Duesenberg W-24, принадлежавший Джерарду Рэйни, вид 1996 года. Обратите внимание, что каждый ряд цилиндров состоит из двух блоков по четыре цилиндра; щель между блоками видна на ближайшем к камере берегу. Корпуса распределительных валов увеличивают длину двигателя. (изображение Пэт О’Коннор)

Источники:
— «The Duesenberg W-24» Дина Бэтчелора, Road & Track , август 1992 г.
— «Этот парень из Окленда» Фрэнка Гудайтиса, Nautical Quarterly , No. «Они всегда называли его Оги» Джорджа Мура, Automobile Quarterly , Vol. 30, No. 4 (1992)
– Классический двигатель с двумя распредвалами Гриффита Боргесона (1979/2002)
– Классические американские малолитражки: деревянные лодки, 1915–1965 Баллантайн и Дункан (2005)
– http://www.vintagehydroplanes.com/apba_history/notebook/1996_08.html. – 1933 – Год Dodge Navy Фреда Фарли – ABRA Unlimited Historian
– http://www.findagrave.com/cgi-bin/fg.cgi?page=sh&GRid=14820517

Вот так:

Нравится Загрузка…

7.

4 Мощность | Университетская физика Том 1

Цели обучения

К концу этого раздела вы сможете:

• Соотносить работу, выполненную в течение интервала времени, с подаваемой мощностью
• Найти мощность, затрачиваемую силой, действующей на движущееся тело

Понятие работы включает силу и перемещение; теорема о работе-энергии связывает чистую работу, совершаемую над телом, с разницей его кинетической энергии, вычисленной между двумя точками на его траектории. Ни одна из этих величин или отношений не включает время в явном виде, однако мы знаем, что время, доступное для выполнения определенного объема работы, часто так же важно для нас, как и сам объем. На открывающем главу рисунке несколько спринтеров могли достичь одинаковой скорости на финише и, следовательно, выполнить одинаковый объем работы, но победитель гонки выполнил ее за наименьшее количество времени.

Мы выражаем отношение между выполненной работой и интервалом времени, затрачиваемым на ее выполнение, вводя понятие мощности. Поскольку работа может меняться в зависимости от времени, мы сначала определим среднюю мощность как работу, выполненную за интервал времени, деленную на интервал,

[латекс] {P} _ {\ text {ave}} = \ frac {\ текст {Δ} Вт} {\ текст {Δ} т}. [/latex]

Затем мы можем определить мгновенную мощность (часто называемую просто мощностью ).

Мощность

Мощность определяется как скорость выполнения работы или предел средней мощности для интервалов времени, приближающихся к нулю,

[латекс] P=\frac{dW}{dt}. [/latex]

Если мощность постоянна в течение интервала времени, средняя мощность для этого интервала равна мгновенной мощности, а работа, выполненная агентом, поставляющим мощность, равна [latex] W=P\Delta t [ /латекс]. Если мощность в течение интервала меняется со временем, то выполненная работа есть интеграл мощности по времени,

[латекс] W=\int Pdt. [/latex]

Теорема о работе-энергии описывает, как работа может быть преобразована в кинетическую энергию. Поскольку существуют и другие формы энергии, как мы обсудим в следующей главе, мы также можем определить мощность как скорость передачи энергии. Работа и энергия измеряются в джоулях, поэтому мощность измеряется в джоулях в секунду, которой в системе СИ присвоено название ватт, аббревиатура Вт: [латекс] 1\,\текст{Дж/с}=1\, \text{W} [/латекс]. Другой распространенной единицей для выражения мощности повседневных устройств является мощность в лошадиных силах: [латекс] 1\,\текст{л.с.}=746\,\текст{Вт} [/латекс].

Пример

Сила подтягивания

Военнослужащий весом 80 кг делает 10 подтягиваний за 10 с ((Рисунок)). Какую среднюю мощность развивают мышцы тренирующегося при перемещении его тела? ( Подсказка: Сделайте разумные оценки для любых необходимых количеств.)

Рисунок 7.14 Какая мощность затрачивается на выполнение десяти подтягиваний за десять секунд?

Стратегия

Работа, совершаемая против силы тяжести при движении вверх или вниз на расстояние [латекс] \Delta y [/latex], составляет [латекс] мг\текст{Δ}y. [/latex] (Если вы поднимаете и опускаете себя с постоянной скоростью, прилагаемая вами сила компенсирует гравитацию на протяжении всего цикла подтягивания.) Таким образом, работа, совершаемая мышцами тренирующегося (движущими, но не ускоряющими свое тело) за полное повторение (вверх и вниз) составляет [латекс] 2 мг\текст{Δ}y. [/latex] Предположим, что [латекс] \text{Δ}y=2\text{ft}\приблизительно 60\,\text{см}\text{.} [/latex] Также предположим, что длина ветвей составляет 10 % от массы тела и не входят в подвижную массу. При этих предположениях мы можем рассчитать работу, проделанную за 10 подтягиваний, и разделить на 10 с, чтобы получить среднюю мощность. 9{2})(0,6\,\text{m})}{10\,\text{s}}=850\,\text{W}\text{.} [/latex]

Значимость

Это типично для расхода энергии при напряженных упражнениях; в бытовых единицах это чуть больше одной лошадиной силы [латекс] (1\,\text{hp}=746\,\text{W}). [/latex]

Проверьте ваше понимание

Оцените мощность, затрачиваемую тяжелоатлетом, поднимающим штангу массой 150 кг на высоту 2 м за 3 с.

Показать решение

Мощность, необходимая для перемещения тела, также может быть выражена через силы, действующие на него. Если сила [латекс] \overset{\to }{F} [/latex] действует на тело, которое смещается [латекс] d\overset{\to }{r} [/latex] за время dt , мощность, затрачиваемая силой, равна

[латекс] P=\frac{dW}{dt}=\frac{\overset{\to }{F}·d\overset{\to }{r} }{dt} = \ overset {\ to {F} · (\ frac {d \ overset {\ to {r}} {dt}) = \ overset {\ to {F} · \ overset {\ to }{v}, [/latex]

, где [latex] \overset{\to }{v} [/latex] — скорость тела. Тот факт, что пределы, подразумеваемые производными, существуют для движения реального тела, оправдывает перестановку бесконечно малых величин.

Пример

Автомобильная мощность Движение вверх по склону

Сколько мощности должен затратить автомобильный двигатель, чтобы поднять автомобиль массой 1200 кг на 15 % при скорости 90 км/ч ((Рисунок))? Предположим, что 25% этой мощности рассеивается на преодоление сопротивления воздуха и трения.

Рисунок 7.15 Мы хотим рассчитать мощность, необходимую для движения автомобиля в гору с постоянной скоростью.

Стратегия

При постоянной скорости кинетическая энергия не изменяется, поэтому чистая работа, затраченная на перемещение автомобиля, равна нулю. Следовательно, мощность двигателя, необходимая для движения автомобиля, равна мощности, затрачиваемой на преодоление силы тяжести и сопротивления воздуха. По предположению, 75% мощности передается против силы тяжести, что равно [латекс] m\overset{\to }{g}·\overset{\to }{v}=mgv\,\text{sin}\,\ theta , [/latex] где [latex] \theta [/latex] — угол наклона. Оценка 15% означает [латекс] \text{tan}\,\theta =0,15. [/latex] Это рассуждение позволяет нам определить требуемую мощность. 9{-1}\,0,15), [/латекс]

или

[латекс] P=\frac{(1200\,×\,9,8\,\text{N})(90\,\text{m }\text{/}3,6\,\text{s})\text{sin}(8,53\text{°})}{0,75}=58\,\text{кВт,} [/latex]

или около 78 л.с. (Вы должны указать шаги, используемые для преобразования единиц измерения. )

Значимость

Это разумное количество энергии для двигателя автомобиля малого и среднего размера, чтобы обеспечить [латекс] (1\,\text{hp}= 0,746\,\text{кВт}\text{).} [/latex] Обратите внимание, что это только мощность, затраченная на движение автомобиля. Большая часть мощности двигателя уходит куда-то еще, например, на отработанное тепло. Вот почему автомобилям нужны радиаторы. Любая оставшаяся мощность может быть использована для ускорения или для управления аксессуарами автомобиля.

Резюме

• Мощность — это скорость выполнения работы; то есть производная работы по времени.
• В качестве альтернативы работа, выполненная за интервал времени, представляет собой интеграл мощности, подаваемой за интервал времени.
• Мощность, передаваемая силой, действующей на движущуюся частицу, является скалярным произведением силы и скорости частицы.

Ключевые уравнения

{2}}{2м} [/латекс]

Концептуальные вопросы

Мощность большинства электроприборов измеряется в ваттах. Зависит ли этот рейтинг от того, как долго прибор включен? (В выключенном состоянии это устройство с нулевой мощностью.) Объясните с точки зрения определения мощности.

Показать решение

Объясните с точки зрения определения мощности, почему потребление энергии иногда указывается в киловатт-часах, а не в джоулях. Какова связь между этими двумя энергетическими единицами?

Искра статического электричества, которую можно получить от дверной ручки в холодный сухой день, может иметь мощность в несколько сотен ватт. Объясните, почему вы не ранены такой искрой.

Показать решение

Зависит ли работа, совершаемая при подъеме предмета, от скорости его подъема? Зависит ли затрачиваемая мощность от того, как быстро он поднимается?

Может ли мощность, затрачиваемая силой, быть отрицательной?

Показать решение

Как 50-ваттная лампочка может потреблять больше энергии, чем 1000-ваттная духовка?

Проблемы

Человек в хорошей физической форме может выдавать 100 Вт полезной мощности в течение нескольких часов подряд, возможно, крутя педали механизма, который приводит в действие электрогенератор. Пренебрегая любыми проблемами эффективности генератора и практическими соображениями, такими как время отдыха: (a) Сколько людей потребуется, чтобы запустить электрическую сушилку для белья мощностью 4,00 кВт? б) Сколько человек потребуется, чтобы заменить крупную электростанцию ​​мощностью 800 МВт?

Показать решение

Какова стоимость эксплуатации электрических часов мощностью 3,00 Вт в течение года, если стоимость электроэнергии составляет 💲0,0900 за [латекс] \text{кВт}·\text{ч} [/латекс]?

Большой бытовой кондиционер может потреблять 15,0 кВт электроэнергии. Какова стоимость эксплуатации этого кондиционера 3,00 часа в день за 30,0 дня, если стоимость электроэнергии составляет 💲0,110 за [латекс] \text{кВт}·\text{ч} [/латекс]?

Показать решение

(a) Какова средняя потребляемая мощность в ваттах прибора, потребляющего 5,00 [латекс] \text{кВт}·\текст{ч} [/латекс] энергии в день? б) Сколько джоулей энергии потребляет этот прибор в год? 9{6}\,\text{J} [/latex] полезной работы за 8 часов? б) За какое время при такой скорости этот человек поднимет 2000 кг кирпичей на высоту 1,50 м? (Работа, проделанная для подъема его тела, может быть опущена, поскольку здесь она не считается полезной. )

Показать решение

Драгстер массой 500 кг разгоняется из состояния покоя до конечной скорости 110 м/с на расстоянии 400 м (около четверти мили) и сталкивается со средней силой трения 1200 Н. Какова его средняя выходная мощность в ваттах и ​​лошадиных силах если это займет 7,30 с?

(a) За какое время автомобиль массой 850 кг с полезной выходной мощностью 40,0 л.с. (1 л.с. равен 746 Вт) достигнет скорости 15,0 м/с без учета трения? б) Сколько времени займет это ускорение, если при этом автомобиль поднимется на холм высотой 3,00 м?

Показать решение

(a) Найдите полезную мощность двигателя лифта, который поднимает груз массой 2500 кг на высоту 35,0 м за 12,0 с, если он также увеличивает скорость из состояния покоя до 4,00 м/с. Обратите внимание, что общая масса уравновешенной системы составляет 10 000 кг, так что в высоту поднимается только 2 500 кг, но ускоряются полные 10 000 кг. (b) Сколько это стоит, если электричество стоит 💲0,09{5}\text{-kg} [/latex] самолет с двигателями мощностью 100 МВт, способный развивать скорость 250 м/с и высоту 12,0 км, если бы сопротивление воздуха было пренебрежимо малым? (b) Если это действительно занимает 900 с, какова мощность? в) Какова средняя сила сопротивления воздуха при этой мощности, если самолету потребуется 1200 с? ( Подсказка: Вы должны найти расстояние, которое самолет проходит за 1200 с при постоянном ускорении. )

Показать решение

Рассчитайте выходную мощность, необходимую для 9{7}\,\text{м/с} [/латекс] на расстоянии 2,5 см. Какая мощность сообщается электрону в момент его смещения на 1,0 см?

Показать решение

Уголь поднимается из шахты на расстояние 50 м по вертикали с помощью двигателя, который подает на конвейерную ленту мощность 500 Вт. Сколько угля в минуту можно поднять на поверхность? Не учитывать эффекты трения.

Девушка тянет свою 15-килограммовую повозку по ровному тротуару, прикладывая силу 10 Н в точке [латекс] 37\text{°} [/латекс] к горизонтали. Предположим, что трением можно пренебречь и вагон трогается с места. а) Какую работу совершает девочка на тележке за первые 2,0 с? (b) Какую мгновенную мощность она проявляет при [латексе] t=2,0\,\текст{с} [/латекс]?

Показать решение

Типичный автомобильный двигатель имеет КПД 25%. Предположим, что двигатель автомобиля массой 1000 кг имеет максимальную выходную мощность 140 л. с. На какой максимальный уклон может подняться автомобиль со скоростью 50 км/ч, если тормозящая сила трения на нем равна 300 Н?

При беге трусцой со скоростью 13 км/ч по ровной поверхности человек массой 70 кг потребляет энергию примерно 850 Вт. Используя тот факт, что КПД «человеческого двигателя» составляет примерно 25 %, определите скорость, с которой этот человек расходует энергию при беге трусцой по склону [латекс] 5.0\text{°} [/латекс] с той же скоростью. Предположим, что тормозящая сила трения в обоих случаях одинакова.

Показать решение

Дополнительные задачи

Тележку тянут на расстояние D по плоской горизонтальной поверхности под действием постоянной силы F , действующей под углом [латекс] \тета [/латекс] к горизонтальному направлению. Другими силами, воздействующими на объект в это время, являются сила тяжести ([латекс] {F}_{w} [/латекс]), нормальные силы ([латекс] {F}_{N1} [/латекс]) и ([латекс ] {F}_{N2} [/latex]), и трения качения [латекс] {F}_{r1} [/латекс] и [латекс] {F}_{r2} [/латекс], как показано ниже. . Какую работу совершает каждая сила?

Рассмотрим частицу, на которую действует несколько сил, одна из которых, как известно, постоянна во времени: [латекс] {\overset{\to }{F}}_{1}=(3\,\text{ N})\шляпа{i}+(4\,\текст{N})\шляпа{j}. [/latex] В результате частица перемещается по оси x от [latex] x=0 [/latex] до [latex] x=5\,\text{m} [/latex] за некоторое время интервал. Какую работу выполняет [латекс] {\ overset {\ to {F}} _ {1} [/латекс]?

Показать решение

Рассмотрим частицу, на которую действует несколько сил, одна из которых, как известно, постоянна во времени: [латекс] {\overset{\to }{F}}_{1}=(3\,\text{N} )\шляпа{i}+(4\,\текст{N})\шляпа{j}. [/latex] В результате частица движется сначала по x -ось от [латекс] х=0 [/латекс] до [латекс] х=5\,\текст{м} [/латекс] и затем параллельно y -ось от [латекс] y= 0 [/latex] to [latex] y=6\,\text{m}\text{.} [/latex] Какую работу выполняет [латекс] {\overset{\to}}{F}}_{ 1} [/латекс]?

Рассмотрим частицу, на которую действует несколько сил, одна из которых, как известно, постоянна во времени: [латекс] {\overset{\to }{F}}_{1}=(3\,\text{N} )\шляпа{i}+(4\,\текст{N})\шляпа{j}. [/latex] В результате частица движется по прямолинейному пути от декартовой координаты (0 м, 0 м) до (5 м, 6 м). Какую работу выполняет [латекс] {\ overset {\ to {F}} _ {1} [/латекс]?

Показать решение

Рассмотрим частицу, на которую действует сила, зависящая от положения частицы. Эта сила определяется выражением [латекс] {\ overset {\ to} {F}} _ {1} = (2y) \ hat {i} + (3x) \ hat {j}. [/latex] Найдите работу, совершаемую этой силой при перемещении частицы из начала координат в точку на 5 метров вправо по оси x .

Мальчик тянет 5-килограммовую тележку с силой 20 Н под углом [latex] 30\text{°} [/latex] над горизонтом в течение некоторого времени. За это время тележка проходит расстояние 12 м по горизонтальному полу. а) Найдите работу, проделанную мальчиком над тележкой. б) Какую работу совершит мальчик, если он будет тянуть с той же силой горизонтально, а не под углом [латекс] 30\текст{°} [/латекс] над горизонталью на то же расстояние?

Показать решение

Ящик массой 200 кг перенести с площадки 1 этажа в квартиру 3 этажа. Рабочие знают, что они могут либо сначала воспользоваться лифтом, а затем переместить его по третьему этажу в квартиру, либо сначала передвинуть ящик в другое место, отмеченное буквой C ниже, а затем подняться на лифте на третий этаж и сдвинуть его на третий. пол меньшее расстояние. Беда в том, что третий этаж очень неровный по сравнению с первым этажом. Учитывая, что коэффициент кинетического трения между ящиком и поверхностью пола равен 0,100, а между ящиком и поверхностью третьего этажа равен 0,300, найдите работу, которую затрачивают рабочие на каждом пути, показанном на рисунке 9.от 0011 А до Е . Предположим, что силы, которую должны приложить рабочие, достаточно, чтобы сдвинуть ящик с постоянной скоростью (нулевое ускорение). Примечание: Работа лифта против силы тяжести не выполняется рабочими.

Хоккейная шайба массой 0,17 кг брошена по шероховатому полу с разной шероховатостью в разных местах, что можно описать зависящим от положения коэффициентом кинетического трения. Для шайбы, движущейся по x -ось, коэффициент кинетического трения является следующей функцией x , где x в м: [латекс] \mu (x)=0,1+0,05x. [/latex] Найдите работу, совершаемую кинетической силой трения хоккейной шайбы при ее перемещении (a) из [латекс] x=0 [/латекс] в [латекс] x=2\,\text{m} [ /latex] и (b) с [латекс] x=2\,\text{m} [/latex] на [латекс] x=4\,\text{m} [/latex].

Показать решение

Горизонтальная сила 20 Н требуется для того, чтобы ящик массой 5,0 кг двигался с постоянной скоростью по наклонной поверхности без трения при изменении высоты по вертикали на 3,0 м. а) Какова работа силы тяжести при этом изменении высоты? б) Какую работу совершает нормальная сила? в) Какую работу совершает горизонтальная сила?

Коробка массой 7,0 кг скользит по горизонтальному полу без трения со скоростью 1,7 м/с и сталкивается с относительно безмассовой пружиной, которая сжимается на 23 см, прежде чем коробка останавливается. а) Какой кинетической энергией обладает ящик до столкновения с пружиной? б) Вычислите работу, совершенную пружиной. в) Определите жесткость пружины.

Показать решение

Вы едете на автомобиле по прямой дороге с коэффициентом трения между шинами и дорогой 0,55. Большой кусок обломков падает прямо перед вашим взором, и вы тут же нажимаете на тормоза, оставляя след длиной 30,5 м (100 футов) перед остановкой. Полицейский видит, что ваша машина остановилась на дороге, смотрит на след заноса и выписывает вам штраф за превышение скорости 13,4 м/с (30 миль/ч). Стоит ли оспаривать штраф за превышение скорости в суде?

По неровной поверхности пола толкают ящик. Если к ящику не приложено никакой силы, ящик замедлится и остановится. Если ящик массой 50 кг, движущийся со скоростью 8 м/с, останавливается через 10 с, с какой скоростью сила трения, действующая на ящик, отбирает энергию у ящика?

Показать решение

Предположим, что для поддержания скорости 8 м/с ящика массой 50 кг требуется горизонтальная сила 20 Н. а) Какова мощность этой силы? (b) Обратите внимание, что ускорение ящика равно нулю, несмотря на то, что сила 20 Н действует на ящик горизонтально. Что происходит с энергией, переданной ящику в результате работы этой силы в 20 Н?

Зерно из бункера падает со скоростью 10 кг/с вертикально на конвейерную ленту, которая движется горизонтально с постоянной скоростью 2 м/с. а) Какая сила необходима, чтобы конвейерная лента двигалась с постоянной скоростью? б) Какова минимальная мощность двигателя, приводящего в движение конвейерную ленту?

Показать решение

Велосипедист в гонке должен подняться на [латекс] 5\text{°} [/латекс] холм со скоростью 8 м/с. Если масса велосипеда и байкера вместе составляет 80 кг, какой должна быть мощность байкера, чтобы достичь цели?

Задачи-задачи

Ниже показан ящик массой 40 кг, который с постоянной скоростью толкается на расстояние 8,0 м по наклону [латекс] 30\text{°} [/латекс] под действием горизонтальной силы [латекс] \overset{ \к {F}. [/latex] Коэффициент кинетического трения между обрешеткой и наклоном составляет [латекс] {\mu }_{k}=0,40. [/latex] Рассчитайте работу, совершаемую (а) приложенной силой, (б) силой трения, (в) силой тяжести и (г) результирующей силой.

Показать решение

Поверхность предыдущей задачи изменена так, что коэффициент кинетического трения уменьшен. К ящику приложена такая же горизонтальная сила, и после того, как его толкнули на 8,0 м, его скорость составила 5,0 м/с. Какую работу теперь совершает сила трения? Предположим, что ящик находится в состоянии покоя.

Сила F ( x ) зависит от положения, как показано ниже. Найдите работу, совершаемую этой силой над частицей при ее перемещении из [латекса] x=1.0\,\text{m} [/latex] в [латекс] x=5.0\,\text{m}\text{.} [/латекс]

Показать решение

Найдите работу той же силы на (рис.) между теми же точками [латекс] A=(0,0)\,\text{и}\,B=(2\,\text{m} ,2\,\text{m}) [/latex], по дуге окружности радиусом 2 м с центром в точке (0, 2 м). Оцените интеграл пути с помощью декартовых координат. ( Подсказка: Вам, вероятно, потребуется обратиться к таблице интегралов.)

Ответьте на предыдущую задачу, используя полярные координаты.

Показать решение

Найдите работу той же силы на (рис.) между теми же точками [латекс] A=(0,0)\,\text{и}\,B=(2\,\text{m} ,2\,\text{m}) [/latex], по дуге окружности радиусом 2 м с центром в точке (2 м, 0). Оцените интеграл пути с помощью декартовых координат. ( 9{3\текст{/}2}. [/latex]

Предположим, что сопротивление воздуха, с которым сталкивается автомобиль, не зависит от его скорости. Когда автомобиль движется со скоростью 15 м/с, его двигатель передает на колеса мощность 20 л.с. а) Какая мощность передается на колеса, если автомобиль движется со скоростью 30 м/с? б) Сколько энергии затрачивает автомобиль, чтобы проехать 10 км со скоростью 15 м/с? При 30 м/с? Предположим, что двигатель имеет КПД 25%. в) Ответьте на те же вопросы, если сила сопротивления воздуха пропорциональна скорости автомобиля. (d) Что эти результаты, а также ваш опыт потребления бензина говорят вам о сопротивлении воздуха?

Показать решение

Рассмотрим линейную пружину, как на (Рисунок)(а), с массой M , равномерно распределенной по ее длине. Левый конец пружины неподвижен, а правый конец, в положении равновесия [латекс] х=0, [/латекс] движется со скоростью v в направлении x . Чему равна полная кинетическая энергия пружины? ( Подсказка: Сначала выразите кинетическую энергию бесконечно малого элемента пружины дм через полную массу, равновесную длину, скорость правого конца и положение вдоль пружины; затем проинтегрируйте.)

Глоссарий

средняя мощность

работа, выполненная за интервал времени, разделенный на интервал времени

мощность

(или мгновенная мощность) скорость выполнения работы

Домашнее задание Стива Боддекера 132

Глава 22 #5, 8, 13 ,
27 , 31 , 35, 43, 59, поезд

Ч
22. 1 #5

Многоцилиндровый
Бензиновый двигатель самолета, работающий при 2500 об/мин, потребляет энергии 7890
Дж и выдает 4580 Дж на каждый оборот коленчатого вала. а) Сколько литров топлива он потребляет?
за 1,00 ч работы, если теплота сгорания равна 4,03 10 ⁷ Дж/л? б) Какова выходная механическая мощность
двигатель? Пренебрегите трением и выразите ответ в лошадиных силах. в) чему равен крутящий момент
коленвал под нагрузкой? г) какая мощность
должны ли выхлопная система и система охлаждения выводиться из двигателя?

Гл. 22.2 #8

Холодильник имеет
коэффициент полезного действия 3,00. Отсек для лотка для льда имеет температуру 20,0°C,
а температура в помещении 22,0С. Холодильник может преобразовать 30,0 г
воды при 22,0С до 30,0 г льда при 20,0С каждую минуту. Какая входная мощность
требуется? Дайте ответ в ваттах.

Ч
22. 3 #13

Идеальный газ
пройден цикл Карно. Изотермическое расширение происходит при 250С, а
изотермическое сжатие происходит при 50,0°С.
Газ забирает 1200 Дж энергии из горячего резервуара за время
изотермическое расширение. Найдите (а)
энергия, вытесняемая в холодный резервуар в каждом цикле, и (b) чистая работа, выполняемая
газом в каждом цикле.

Ч
22.4 #27

Какую работу выполняет
идеальному холодильнику Карно требуется удалить 1,00 Дж энергии из гелия при
4,00 К и отбрасывать эту энергию в окружающую среду при комнатной температуре (293 К)?

Ч
22. 5 #31

В цилиндре
в автомобильном двигателе сразу после сгорания газ ограничивается объемом
50,0 см ³ и имеет начальное давление 3,00 x 106 Па. Поршень движется наружу до конечного объема
300 см ³ и газ расширяется без потери энергии за счет тепла. (а) Если γ
= 1,40 для газа, какое конечное давление? б) какую работу совершает
газ расширяется?

Гл.
22.6 #35

Лоток для льда
содержит 500 г жидкой воды при 0°С. Рассчитайте изменение энтропии
воды, так как она медленно и полностью замерзает при 0°С.

∆S =
∆Q / T

∆S = м л /
Т

∆S =
-(1/2 кг)(3,33×105 Дж/кг) / 273K

∆S
= -610 Дж/К

Ч
22.7 #43

Как быстро ты
лично заставляет энтропию Вселенной увеличиваться прямо сейчас? Вычислить
оценка по порядку величины, указывающая, какие количества вы принимаете в качестве данных и
ценности, которые вы измеряете или оцениваете для них.

Ч
22 #59

Электростанция А,
имея КПД Карно, производит 1000 МВт электроэнергии из
турбины, которые всасывают пар при температуре 500 К и отбрасывают воду при температуре 300 К в проточную
река. Вода ниже по течению 6,00 K
теплее за счет мощности силовой установки.
Определить скорость течения реки.

Ч
22 поезд

Для ускорения поезда используется реальный двигатель с КПД 20,0%.