В гражданской авиации на глобальном уровне по затратам на исследования и разработки лидируют четыре крупнейших компании – Boeing, Airbus, Embraer и Bombardier. Именно они генерируют основное число инноваций, и определяют параметры «самолета будущего».
Статьи
Интересное

Современный истребитель Сразу после того, как люди научились летать, они стали использовать летательные аппараты для ведения боевых действий. И всем сразу стало понятно, что тот кто имеет преимущество в небе, и намного больше шансов выиграть любую войну, - так гонка вооружений добралась и до неба. Еще начиная со времен первой мировой войны, все развитые страны ведут гонку в разработке военных самолетов.


Над Донбассом сбили два военных самолета Над Донбассом были сбиты два украинские военные самолеты Су-25. Пилоты успели катапультироваться. Представители украинской армии утверждают, что самолеты были сбиты ракетами земля-воздух в районе населенного пункта Саур-Могила в Донецкой области на границе с Россией. В свою очередь, присутствующий на месте журналист одного из украинских телеканалов, говорит, что одна из машин выполняла боевую задачу в районе Лисичанска в Луганской области.


Бомбежка Барановичей 15 сентября 1939 Вторая мировая война пришла на белорусскую землицу не 22 июня 1941г, а на два года раньше, когда. Третий Рейх и СССР делили Центральную Европу. Пишет Руслан Ревяко.








Немецкие историки назвали точное число жертв бомбардировки ДрезденаВ результате бомбардировки Дрездена авиацией союзников в феврале 1945 года погибло около 25 тысяч человек. К такому выводу после шести лет работы пришла комиссия немецких историков, созданная в 2004 году по требованию городских властей. Официальный доклад комиссии был представлен в среду, 17 марта. По словам главы комиссии Рольф - Дитер Мюллера, историки могут достоверно подтвердить гибель 18 тысяч человек.


B-2 Spirit - самый дорогой в мире бомбардировщикB-2 Spirit - самый дорогостоящий многоцелевой бомбардировщик в мире. Хотя он, не только бомбардировщик, но и просто самолет. В 1997 году это чудо инженерной техники стоило 2 млрд долларов. А если учесть инфляцию, то сейчас B-2 Spirit стоил бы просто фантастические 10000000000 зеленых. И бомбардировщик на все сто процентов оправдывает свою самую высокую цену. Его главное предназначение - прорыв ПВО противника.


Бомбардировщик ТУ-2 как украшение Троещины На киевской окраине действует настоящий "троещинский Голливуд" - большая киностудия FILM.UA. Здесь снято немало известных фильмов, сериалов, телепрограмм. Киношники имеют немало уникальных коллекций международного исторического значения. А у жителей массива киностудия ассоциируется прежде всего с макетом самолета ТУ-2 в реальном размере.


Фотогалерея
Ассамблея ИКАО
Все фото »
Партнеры
Календарь новостей
«    Декабрь 2016    »
ПнВтСрЧтПтСбВс
 
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
 
 

Коэффициент полезного действия ракетного двигателя


Внутренний коэффициент полезного действия
Главными причинами сравнительно низкого внутреннего коэффициента полезного действия равного для обычного авиационного двигателя около 0,25—0,30, являются: 1. Химические потери вследствие неполного сгорания при плохом перемешивании, около 5% общего недостатке кислорода и т. п. количества химической энергии, вместе с горючим. 2. Продувочные потери, т. е. потери подводимой вследствие продувки при помощи свежих газов. 3. Потери вследствие того, что время, необходимое для окончательного сгорания, не может ограничиваться мертвой точкой кривошипа. 4. Тепловые потерн через стенки (охлаждение). 5. Потери вследствие неплотностей поршня и распределительного механизма. 6. Потерн потока в трубопроводах, смесительных приспособлениях, насосах и т. и. 7. Потери на трение всего приводного механизма (поршня, кривошипа, вала, распределительного устройства, редуктора, привода насоса, привода зажигательного устройства и т. п.). 8. Потерн выхлопа вследствие неполного расширения и охлаждения отходящих газов. Всего, следовательно, потерн составляют примерно 70% и получаем 0,30. Интересно установить, можно ли и в какой мере ожидать, что такие же потери будут и в ракетных двигателях. Потери, по всей вероятности, будут и в ракетных двигателях и притом в тех же размерах. Меньше всего эти потери будут при непрерывном сгорании и хорошем перемешивании взрывчатых веществ в ракетах, применяющих в виде горючего порох, а больше всего в периодически работающих ракетах на жидком топливе. По всей вероятности, эти потери можно еще уменьшить, регулируя соответственным путем температуру и давление в камере сгорания. Наоборот, нельзя ожидать в ракетном двигателе потерь, перечисленных в пп. 3, 4 и 5. Что касается потерь пп. 3 и 5, то это вытекает из самой природы вещей. Потери благодаря охлаждению, по Оберту, совершенно ничтожны, во-первых, небольших размеров камеры и быстроты движения потока, а во-вторых, — ввиду того, что тепло, отдаваемое горючему, применяемому в качества охлаждающего средства, снова возвращается в двигатель и отдача тепла охлаждающим средством в атмосферу будет минимальной. Потерь потока нельзя ожидать в ракетах, работающих на таких веществах, как порох; в ракетах на жидком топливе потери эти почти такие же, как и в моторах внутреннего сгорания. Особенное значение имеют потери на трение газового потока о стенки сопла. Но у больших сопел хорошей формы такие потери ничтожны. Потери согласно п. 7 ограничиваются потерями в приводах насосов и зажигательных приборов, а потому должны быть значительно ниже, чем в моторах внутреннего сгорания. В Общем в ракетах на жидком топливе общее количество потерь по пп. 1—7 едва ли будет больше 10—15%. Потери согласно п. 8 имеют для ракетных двигателей столь же важное значение, как и для моторов внутреннего сгорания, гак как внутренний коэффициент полезного действия определяется главным образом давлением и температурой выхлопных газов, т. е. количеством энергии, не превратившейся в кинетическую. Циолковский полагает, что при полном сгорании, хорошем охлаждении и достаточной длине сопла конечные температуры ракеты, работающей на О—Н, будут равняться 300—600ЭС. Предельная максимальная температура внутри ракеты дается температурой диссоциации. При максимальном угле отверстия сопла в 10* расширение газов, следовательно, и конечная температура зависят только от длины сопла. Потери в отходящих газах, выраженные в процентах от подведенной химической энергии, зависят, по Циолковскому, от возможного расширения. Эти потери будут, следовательно, минимальными при выхлопе в вакуум. Ввиду ограничения из-за конструктивных соображений размеров устья сопла едва ли можно надеяться на то, что потери эти в области полетов нашего ракетного самолета будут меньше 15—20°/о. Таким образом при очень грубом приближении общий внутренний коэффициент полезного действия ракетного двигателя будет равен 0,70, т. е. он вдвое больше коэффициента полезного действия самых лучших двигателей внутреннего сгорания. Чисто механически внутренний коэффициент полезного действия ракетного двигателя представляет собой отношение кинетической энергии отходящих токов к теплотворной способности £ горючего, израсходованного на ускорение этих газов; вместо этого, пользуясь теоретической скоростью истечения. Внутренний коэффициент полезного действия нагляднее всего определяется как квадрат отношения истинной скорости истечения к теоретической. Значение внутреннего коэффициент а полезного действия было измерено, между прочим, и Годдаром и Обертом. Цифры американца Годдара касаются периодически работавшей модели ракетного двигателя, где в качестве горючего применялся порох со стальным соплом хорошей формы, углом отверстия в 8°, длиной в 164,5 ММ и наибольшим диаметром в 26 мм. По его мнению, результаты должны были бы получиться еще более благоприятными при больших размерах сопла. Цифры приблизительно соответствуют среднему внутреннему коэффициенту полезного действия выстрела согласно данным баллистики. Теоретические предположения относительно увеличения коэффициента полезного действия при выхлопе в вакуум были Годдаром проверены на опытах и найдены правильными. Данные Оберта касаются непрерывно работавших моделей ракетных двигателей при применении в качестве горючего гремучего газа. Однако его опыты были произведены гораздо менее тщательно. Отсюда можно заключить, что общий внутренний коэффициент полезного действия хорошего ракетного двигателя, включая и вспомогательную аппаратуру, может равняться примерно 0,70. Такой коэффициент полезного действия и принят нами за основу при дальнейших расчетах.
Внешний коэффициент полезного действия
Сущность внешнего коэффициента полезного действия выясняется из следующих соображений. Так как кинетическая энергия и производимая работа определяются скоростями, а скорости указываются всегда только относительно определенных приведенных точек, то в дальнейшем при нашем анализе все данные, касающиеся работы, должны всегда относиться к одной и той же точке, например к неподвижному месту старта, иначе можно придти к совершенно-неправильным выводам. Такой к. п. д. возможен лишь в теоретическом случае. Практически из-за больших трудностей, возникающих при разработке ракет с большими давлениями в камере и отношениями площади выходного сечения сопла к критической, возможное значение щ пока находится в пределах от 0,30-до 0,6. Рассмотрим ракетный самолет, летящий с постоянной скоростью (по отношению к неподвижному месту старта) при наличии сопротивления атмосферы, причем движущая сила Р ракеты равна сопротивлению атмосферы. Ракетный двигатель работает равномерно, т. е. он расходует в один и тот же период времени одинаковое количество горючего с теплотворной способностью Е, выталкивая в то же время всегда одно и то же количество газов с одинаковой скоростью с. Его секундная работа, отнесенная к какой-то точке, связанной с движущейся ракетой, будет постоянной. Но его работа, отнесенная к неподвижной точке старта и получаемая из горючего, находящегося в движении, по отношению к этой точке. Секундная работа, необходимая для продвижения тела с постоянной скоростью v при наличии сопротивления W, составляет в соответствии с основными законами механики. Работа реакции V и мощность мотора L обычно не равны, так как они взаимно определяются равенством W=P. Отношение их друг к другу мы называем внешним коэффициентом полезного действия так как разница между этими двумя величинами является потерей энергии. Таким образом мы подошли к внешнему коэффициенту полезного действия ракетного привода, зависящему от скорости полета, который неизвестен в сухопутных средствах передвижения, но который по существу встречается и у всех других реактивных приводов, как то: гребных винтов, пропеллеров и т. п. Однако в последнем случае более глубокий анализ и учет этого коэффициента полезного действия не нужен, так как суда, самолеты и т. п. в течение наибольшего периода времени его действия передвигаются с постоянной скоростью, так что у них практически будет постоянным, каковым мы обычно и привыкли считать к.п.д. При ракетных же полетах, наоборот, в течение максимального времени работы привода скорость полета в значительной мере меняется и вместе с тем меняется и внешний коэффициент полезного действия приводного механизма. Физически такое изменение скорости объясняется тем, что затрачиваемая двигателем энергия используется на то, чтобы придать известную скорость, как отходящим газам, так и самолету, т. е., другими словами, энергия делится на потери кинетической энергии отходящих газов и приобретенную кинетическую энергию самолета или работу по преодолению сопротивления самолетом. Отношение этих обеих долей энергии изменяется вместе со скоростью полета, а вместе с тем изменяется и внешний коэффициент полезного действия. В дальнейшем мы разберем некоторые зависимости внешнего коэффициента полезного действия при главнейших состояниях ракетного самолета в полете.
Внешний коэффициент полезного действия при отсутствии силы тяжести и сопротивления
В среде, свободной от действия силы тяжести и не оказывающей сопротивления, для сохранения движения не требуется затраты работы. При затрате же работы движение самолета становится ускоренным; при этом ускорение будет равномерным при постоянной движущей сило на единицу массы. Так как скорость полета изменяется, то вместе с этим изменяется и внешний коэффициент полезного действия. По Оберту и Ноордунгу можно рассуждать следующим образом. Максимальный коэффициент полезного действия получается тогда, когда выталкиваемые массы отдают большую часть своей энергии самолету. Главную роль при этом играет энергия движения газового потока после соответственного охлаждения. Если мы отнесем все количество энергии движения (а следовательно, скорости) к состоянию движения в месте старта, то частицы газа потеряют почти полностью свою кинетическую энергию тогда, когда они находятся по отношению к месту старта в состоянии покоя, т. е. когда скорость полета равна скорости отходящих газов. Внешний коэффициент полезного действия силы реакции равняется тогда единице (100%), так как теоретически энергия при этом совершенно не теряется. При больших пли меньших скоростях полета газы сохраняют еще часть своей скорости, и в таком случае часть энергии движения не будет использована на продвижение самолета, а следовательно, коэффициент полезного действия будет меньше. Таким образом внешний коэффициент полезного действия в неподвижной ракете равен нулю, так как вся энергия уносится вместе с отходящими газами. При увеличивающейся скорости растет и внешний коэффициент полезного действия до тех пор, лока он не достигнет максимума, т. е. единицы при е=с, так как тогда отходящие газы позади ракеты будут находиться в состоянии покоя, а это указывает на то, что вся энергия израсходована. При еще большем увеличении » мощность еще более как бы возрастает, однако лишь за счет накопленной ранее в горючем кинетической энергии. В действительности коэффициент полезного действия надает, так как горючее при выталкивании неполностью отдает свою энергию движения. После выхлопа газы обладают кроме тепловой энергии, учтенной, еще некоторым количеством кинетической энергии. Следовательно количество получаемой энергии увеличивается в линейной зависимости от скорости в том случае, если c=const, при этом взаимопротивоположны. Если отнести это количество энергии к теплотворной способности горючего Е, принимаемой всегда за основу при анализе коэффициента полезного действия. Мы можем убедиться, что из 1 кг горючего можно получить гораздо большее количество энергии (за счет его кинетической энергии), нежели это соответствует его теплотворной способности. Уменьшению скорости отходящих газов на величину с соответствует различное уменьшение их кинетической энергии в зависимости от различных скоростей полета. Если мы назовем временным внешним коэффициентом полезного действия ту часть общей кинетической и термической энергии горючего, которая в какой-то определенный момент используется ракетой. При скоростях коэффициент полезного действия составляет более, следовательно, при очень больших скоростях он будет больше, чем коэффициент полезного действия винта. При дальнейшем повышении скоростей коэффициент полезного действия снова приближается (по асимптоте) к нулю. Отношение энергии L, получаемой от горючего, к его теплотворной способности при различных скоростях полета. В этом отношении Иоордунг приходит к несколько иным результатам, которые вытекают из его практически менее ясного определения внешнего коэффициента полезного действия. Он выражает этот коэффициент полезного действия в виде отношения увеличения кинетической энергии имеющихся в данный момент масс горючего плюс массы самолета к расходуемой термохимической энергии горючего. Таким образом, он приходит к отрицательны л» значениям коэффициента полезного действия, так как уменьшение массы самолета вследствие выхлопа, при больших скоростях полета, конечно, означает больший расход кинетической энергии всей системы, нежели приобретаемый выигрыш скорое. В общем при этом процесс выхлопа газов, несмотря на увеличение скорости, будет означать потерю энергии, так как часть массы отходящих газов, обладающих еще значительным количеством кинетической энергии, выталкивается наружу. Мы не будем здесь останавливаться на делаемых им в этом отношении выводах. Определение внешнего коэффициента полезного действия по Оберту имеет, с другой стороны, тот недостаток, что довольно высокие частоты при очень больших скоростях получаются лишь за счет ранее аккумулированной кинетической энергии горючего. Движение самолета в среде, не оказывающей сопротивления и не подверженной действию тяжести, как мы уже говорили, будет при работающем двигателе ускоренным, а следовательно, скорость полета, отнесенная к неподвижной точке старта, будет вначале меньше скорости отходящих газов, затем будет равна этой скорости и в конце концов превысит ее. В соответствии с вышеизложенным внешний коэффициент полезного действия будет вначале невелик, затем он будет возрастать, достигнет своего максимума — единицы и в конце концов снова будет падать. Из экономических соображений поэтому наибольший интерес в течение этого периода ускорения представляет средний внешний к.п.д. Следовательно, будет представлять собой ту часть общего расхода энергии (считая с момента начала движения), которая еще имеется в виде кинетической энергии движущегося самолета. Для равномерно ускоренного движения работающей ракеты в среде, свободной от действия силы тяжести и совершенно не оказывающей сопротивления, будет справедлив закон центра тяжести. Этот коэффициент полезного действия сравнительно высок и при других практически возможных конечных скоростях.
Внешний коэффициент полезного действия при полете в среде, не оказывающей сопротивления, но при наличии действия силы тяжести
Средний внешний к.п.д. ракетного двигатели во время постоянного ускорения самолета до конечной скорости. При действии силы тяжести в пустоте для поддержания движения необходима затрата работы. Но постоянная работа привода ведет при этом к совершенно другим ускорениям самолета, нежели в среде, свободной от действия силы тяжести. Постоянный импульс, уравновешивающий действие силы тяжести, может компенсировать ускорение, и самолет будет в этом случае вести себя таким же точно образом, как и самолет с неработающим приводом в среде, свободной от действия тяжести. В этом случае постоянная работа привода не увеличивает энергии самолета и внешний коэффициент полезного действия все время равняется нулю. Увеличение силы привода оказывает при этом такое же действие, какое бы оказывала одна только эта добавочная сила на самолет, движущийся в среде, свободной от действия тяжести. Правильность этого последнею положения подтверждается еще и следующими соображениями. Если самолет парит в поле сил тяжести, не двигаясь, причем силы тяжести уравновешиваются действием ракеты является составляющей ускорения поля тяготения, действующего в исследуемом направлении. Предположим, что перпендикулярная к ней составляющая ускорения уравновешивается какой-то силой, не интересующей нас в данное время и оставляемой поэтому без рассмотрения Преобразованная при этом процессе ракетой энергия полностью удаляется вместе с газами. Внешний коэффициент полезного действия процесса равен нулю. Вообразим себе теперь, что самолет, в котором сила тяжести уравновешивается действием ракеты, не будет находиться в состоянии покоя, а по какой-либо причине, однажды действовавшей, движется равномерно с постоянной скоростью в по направлению к рассматриваемой нами составляющей силы тяжести. Преобразование же энергии происходит в данном случае несколько иначе. Получаемая из газа энергия L состоит теперь из кинетической составляющей то и термохимической составляющей. После выхлопа ракетный газ обладает еще кинетической энергией. Разница между обоими видами энергии должна была быть использована самолетом. По отношению к полю тяготения самолет приобретает в секунду потенциальной энергии. Это значит, что энергия, требующаяся для пополнения работы по подъему, действительно отдается отходящими газами самолету, и он движется, следовательно, так, как если бы он парил в поле, свободном от тяготения. Поэтому все зависимости остаются в силе, если мы введем поправочный член, применявшийся и Шерешевским в подобных же случаях. В этом уравнении представляет собой составляющую ускорения силы тяжести в направлении полета, а идеальное ускорение самолета, обусловливаемое общей движущей силой Р, которое отличается от истинного ускорения самолета на постоянное ускорение поля Возникновение этого поправочного члена для движения, но испытывающего сопротивления в поле тяготения, можно себе представить следующим образом. Получаемая от ракеты ежесекундно энергия составляет в общем. Из выталкиваемой для уравновешивания поля тяготения массы т, ракетой используется энергия. Из количества обшей энергии, получаемой в каждую секунду, на компенсацию действия поля тяготения расходуется. Полезная энергия ускорения составляет, следовательно, известную долю полученной энергии. Если такая доля полезной энергии будет действительно получаться в любой момент, то это будет справедливо и для всего периода ускорения при условии, что в течение этого периода будет постоянным; поэтому является поправочным членом. Работа ракетного двигателя как раз уравновешивает вес самолета, не придавая ему ускорения, несмотря на значительную затрату энергии. При увеличении г также увеличивается и достигает своего максимума, равного единице при cos=9, т. е. полет, перпендикулярный к вертикальному направлению поля тяготения. Движение, перпендикулярное к оси самолета, не представляет для нас в данном случае интереса.
Внешний коэффициент полезного действия при полете в поле, свободном от действия силы тяжести при наличии сопротивления
Здесь часть энергии движущей силы расходуется на то, чтобы преодолеть сопротивление воздуха и поддержать движение. Избыточная энергия движущей силы может, в соответствии с ускорением самолета. Особенное значение для наших дальнейших исследований имеет то обстоятельство, что сопротивление воздуха W, как мы увидим ниже в разделе «Траектория полета», можно при выборе соответственной траектории полета во время периода ускорения рассматривать как величину постоянную и не зависящую от скорости полета. Отсюда необходимая для преодоления сопротивления воздуха доля движущей силы будет также величиной постоянной. Выталкиваемая в каждую секунду масса газа m может быть подразделена, в зависимости от ее применения в самом общем случае, на три части: из которых т1, расходуется на уравновешивание составляющей силы тяжести, т2 — на ускорение самолета, а т3 — на преодоление сопротивления воздуха. В то время как мы считаем, что го, и связанная с ней энергия являются чистыми потерями для самолета, работа ускорения и работа по преодолению сопротивлении воздуха являются, наоборот, полезной работой в смысле выполнения задач транспорта. Поэтому мы не можем говорить о новом коэффициенте полезного действия, и самое большее, что мы можем сделать, — это выяснить, какая часть энергии, приобретаемой ракетой в единицу времени, расходуется на ускорение и какая часть — на преодоление сопротивления воздуха. Наиболее простым будет случай равномерного полета, соответствующий крейсерскому полету, имеющему в то же время и практически очень важное значение. Скорость v остается все время постоянной. Поэтому и энергия, приобретаемая самолетом в соответствии с формулой для «временного» коэффициента полезного действия будет величиной постоянной и будет расходоваться полностью на преодоление сопротивления воздуха. Работа ускорения будет равна нулю и все количество полезной энергии расходуется самолетом на поддержание постоянной крейсерской скорости путем преодоления сопротивления воздуха. Здесь, следовательно, внешний коэффициент полезного действия может быть непосредственно сравнен с коэффициентом полезного действия обыкновенного винта. Для зависимости будут справедливы и в данном случае, тем более, что и коэффициент полезного действия при 1 так же будет иметь значение =1; при скоростях полета в пределах он все же будет больше ОД а следовательно, больше, чем у хорошего винта, и только при скоростях вне значений, он падает уже до величины = 0,5, не представляющей никакого интереса. Так как встречающиеся на практике скорости отходящих газов колеблются в пределах от с = 1000 м/сек до с=4000 м/сек в зависимости от массы газов и энергии Е, получаемой от единицы горючего. То ракетный двигатель можно применять в качестве весьма экономичного привода при скоростях полета между 270 и 15 000 м/сек, причем общий коэффициент полезного действия приводного механизма будет больше, чем т;=0,35, т. е. значительно больше, чем у обычного самолетного двигателя (равного, примерно, = 0,25). Если мы вспомним, что в настоящее время летная скорость в 270 м/сек (1000 км/час) считается максимальным пределом, который едва ли может быть превзойден гоночными самолетами, оборудованными обычного типа двигателями, то тот факт, что улучшение коэффициента полезного действия ракетных двигателей начинается как раз в области указанных скоростей, приобретает особое значение и интерес. Вторым практически весьма важным случаем является ускоренный полет ракетного самолета в начале траектории полета, во время периода ускорения, который имеет большое значение ввиду очень большого расхода горючего в этот период максимальной работы двигателя. Так как нашей целью является не прохождение какого-то определенного отрезка пути за этот сравнительно короткий период ускорения, а как раз ускорение движения самолета до некоторой конечной скорости, то расход энергии на любые другие цели, а следовательно, также и на преодоление сопротивления воздуха должен рассматриваться как чистые потери. Поэтому средний коэффициент полезного действия периода ускорения, выведенной для ускорения в свободной от тяготения среде, для среды, оказывающей постоянное сопротивление, должен быть снабжен поправочным членом такого порядка. Этот поправочный член получается следующим образом. Из приобретаемого ракетой в каждую секунду количества энергии на преодоление сопротивления воздуха расходуется. Остальное количество энергии, которое и рассматривается нами здесь только как полезное. Остальные движения ракетных самолетов с энергетической точки зрения имеют уже не столь важное значение.
Общий коэффициент полезного действия
Общий коэффициент полезного действия приводного механизма распадается, согласно вышеизложенному, на внутренний коэффициент полезного действия и внешний коэффициент полезного действия. Внутренний коэффициент полезного действия, практически не зависит от состояния движения ракетного самолета и представляет собой величину постоянную, дающую оценку качества ракетного двигателя. По своей природе он может быть сравнен с коэффициентом полезного действия мотора внутреннего сгорания, но он значительно больше. Внешний коэффициент полезного действия, наоборот, не является величиной постоянной и сильно зависит от состояния движения самолета, а в особенности от скорости полета. Например, внешний коэффициент полезного действия ракетного двигателя, движущегося с постоянной скоростью в среде, оказывающей сопротивление W, является величиной постоянной. Если же самолет движется с постоянной скоростью в поле тяготения интенсивностью, то постоянный коэффициент полезного действия. Если скорость в изменяется, то вместе с нею меняется и коэффициент полезного действия, и мы может говорить тогда лишь о временном коэффициенте полезного действия. Практически гораздо большее значение дня большой области полета при переменной скорости будет иметь средний внешний коэффициент полезного действия. Этот средний коэффициент полезного действия будет, например, составлять при полете с постоянным ускорением в среде, свободной от действия силы тяжести и не оказывающей сопротивления, где и является летной скоростью в данный момент. При постоянном ускорении полета (благодаря работе ракеты) в направлении действия поля тяготения интенсивностью средний внешний коэффициент полезного действия ускорения. Если ускоренный полет происходит, кроме того, в среде, отзывающей постоянное сопротивление. Для получения общего, отнесенного к способности горючего коэффициента необходимо перемножить внешние коэффициенты полезного действия отдельных случаев полета. Более объективная оценка внешнего к.п.д. ракетного аппарата может быть получена. Влияние масс газов, забираемых извне ракетой из окружающей среды, на общий коэффициент полезною действия учитывается во всех зависимостях путем введения всегда правильного значения.

  • Категория: Техника ракетного полета
  • Просмотров: 5015
    Уважаемый посетитель, Вы зашли на сайт как незарегистрированный пользователь.
    Мы рекомендуем Вам зарегистрироваться либо войти на сайт под своим именем.
    Поиск по сайту
    Личный кабинет
    Актуально

    Ан-225 «Мрия» - самый большой в мире самолет Ан-225 «Мрия» - самый большой в мире самолет. Создал самолет киевский КБ имени Антонова. Этот уникальный самолет установил аж 240 мировых рекордов. Не несмотря на свой почтенный возраст и то, что существует лишь одна единица этого самолета, он все еще не уступает своим конкурентам. Если поступит заказ то будет достроен второй гигант, который готов лишь на 60-70%.


    Мировые авиакомпании приостанавливают рейсы в Израиль Полеты в Тель-Авив приостановили также польские авиалинии „LOT”. Авиакомпании из Европы и Соединенных Штатов Америки приостанавливают рейсы в Израиль. Причина - обострение израильско-палестинского конфликта. После того, как полтора километра от аэропорта „Бен Гурион” в Тель-Авиве упала ракета, Федеральная авиационная администрация США решила, что, как минимум, в течение суток свои рейсы в Израиль приостанавливают авиакомпании „Delta”, „United” и „US Airways”.


    Лондон: тысячи пассажиров улетели без багажа Тысячи пассажиров ждут за границей своих сумок и чемоданов, который потерялись во время вылета из Лондона. С четверга в лондонском аэропорту Heathrow наблюдается хаос с багажом. Тысячи пассажиров ждут за границей своих сумок и чемоданов, который потерялись во время вылета из Лондона. Дирекция аэропорта уверяет, что весь багаж будет найден.




    Капитан самолета не понял шуток...Шутки двух пассажиров стали причиной того, что пассажирский самолет был принудительно посажен парой британских истребителей. Шутки двух пассажиров стали причиной того, что пассажирский самолет был принудительно посажен парой британских истребителей. Лайнер с более чем 300 пассажирами и членами экипажа на борту направлялся из пакистанского Лахора в британский Манчестер.


    Польша закупает “Boeing 787 Dreamliner”Самолеты заказала польская авиакомпания LOT. Кстати, LOT является первыми в Европе авиалиниями, которые заказали эти современные авиалайнеры, сообщает газета “Rzeczpospolita”. “Boeing 787” ждут в Варшаве не только сотрудники польской авиакомпании и польские любители авиации, но также поклонники этого самолета в Европе. В интернете они объединяются в группы и покупают билеты на европейские трассы LOT, на которых будет летать “Dreamliner”.


    Из Минска в Гомель за час Еще до вылета предвзято отнесся к возможности попасть на самолете в Гомель.

    Скепсис был вызван возрастом самолетов АН - 24: последний экземпляр этой модели выпустили тридцать один год назад.

    Но, когда поднялись в воздух, понял, что возраст неопытному глазу пассажира замечается только по каким-то внешним деталям.


    Завод «Антонов» до конца года выпустит новый самолетГосударственное предприятие «Антонов» планирует до конца 2014 года завершить сборку первого опытного экземпляра нового самолета Ан-178 грузоподъемностью до 18 тонн. Сооружение опытного экземпляра нового Ан-178 грузоподъемностью до 18 т., который сменит на рынке Ан-12 начата компанией в 2013 г., а до конца 2014 года поднять первый опытный Ан-178 в небо.



    Вертолет Ка-50 «Черная акула»Хищный, узкий фюзеляж маскирует значительные размеры боевой машины. Вертолет имеет высоту 4,9 метра, его длина с учетом винтов 15,9 метра. Винты имеют диаметр 14,5 метра. «Хребет» вертолета образует собой несущая балка шириной и высотой один метр. На эту балку, крепкую как конструкция моста, навешиваются двигатели. Интересно отметить, что целых тридцать минут двигатель может работать вообще без масла.


    Пе-8 самолет Сталина

    Реклама
    Даты авиации
    Сегодня: среда 21 декабря 2016

    Счетчик посещений
    Понедельник257
    Вторник258
    Среда127
    Четверг223
    Пятница211
    Суббота174
    Воскресенье227

    Всего хитов:2789
    Было всего:46942
    Рекорд:307
    Почтовая рассылка
    ГлавнаяО компанииИКАОИАТАКонтакты
    © Авиационная аналитическая компания «Авиас»
    Rambler's Top100