Интересное из энциклопедии авиации:

Транспортный летательный аппарат

Транспортный летательный аппарат. К транспортным относят ЛА, предназначенные для воздушной транспортировки грузов, а часто также (особенно в зарубежной литературе) и пассажирские ЛА. См. ст. Грузовой летательный аппарат, Военно-транспортный...

Турбокомпрессор

Турбокомпрессор — часть ГТД, состоящая из установленных на одном валу осевого или центробежного компрессора и газовой турбины для его привода. Т. служит для повышения давления рабочего тела ГТД. Т. с камерой сгорания, располагающейся между...

Мыльников Григорий Михайлович

Мыльников Григорий Михайлович (1919—1979) — советский лётчик, подполковник, Дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1939. Окончил Борисоглебскую военную авиационную школу лётчиков (1940), Институт народного хозяйства...

Тугоплавкие металлы

Тугоплавкие металлы — металлы, обладающие высокой (выше, чем у железа) температурой плавления (см. табл.).

Табл. — Тугоплавкие металлы*

Название

Плотность, кг/м3

Температура плавления, °С

Железо

7874

1535

Титан

4500

1665

Цирконий

6450

1855

Хром

7190

1890

Ванадий

А | Б | В | Г | Д | Е | Ж | З | И | К | Л | М | Н | О | П | Р | С | Т | У

Ф | Х | Ц | Ч | Ш | Щ | Э | Ю | Я

Газогенератор

газогенератор — 1) часть газотурбинного двигателя, состоящая из последовательно расположенных осевого или центробежного компрессора, камеры сгорания и газовой турбины, приводящей компрессор. Термин «Г.» появился в связи с внедрением в авиастроение турбореактивных двухконтурных двигателей. Эти двигатели имеют двух- или трёхзальную схему. В первом случае Г. называется каскад высокого давления, во втором — каскад высокого и среднего давления. Рабочий процесс в Г. осуществляется при наибольших значениях давления, термических и механических нагрузок. Большая часть прочностных и газодинамических проблем, возникающих при создании газотурбинного двигателя, связана с Г., поэтому опережающая экспериментальная отработка Г. может сократить сроки создания и доводки газотурбинного двигателя. Однотипность конструктивной схемы Г. для газотурбинных двигателей различных принципиальных схем (турбореактивных двигателей, турбореактивных двухконтурных двигателей, турбовинтовых двигателей) позволяет создавать семейства двигателей различных типов и назначения на основе базовой конструкции Г., причём максимальные и минимальные значения тяги (мощности) двигателей одного семейства могут отличаться в несколько раз. Такой метод создания двигателей находит широкое практическое применение. Наряду с термогазодинамическими параметрами рабочего процесса важным конструктивным показателем Г., характеризующим размеры проточной части и определяющим тягу (мощность) базируемых на его основе газотурбинного двигателя, является размерность Г., представляющая собой приведённый расход воздуха в выходном сечении компрессора: формула. где G0 — максимальный приведенный расход во входном сечении компрессора, к — максимальное значение степени повышения давления в компрессоре. Наименьшее значение G0вых имеют Г. вертолётных газотурбинных двигателей и турбовинтовых двигателей лёгких самолётов: G0вых  =  0,2—2,5 кг/с. У Г. современных турбореактивных двухконтурных двигателей для до- и сверхзвуковых самолётов G0вых  =  2—9 кг/с. В Г. одноконтурных турбореактивных двигателей G0вых достигает 35 кг/с. Необходимая тяга (мощность) газотурбинных двигателей получается сочетанием базового Г. с турбовентилятором (турбокомпрессором), имеющим соответствующие значения расхода воздуха и степени повышения давления в вентиляторе (компрессоре низкого давления), или со свободной турбиной (для турбовального газотурбинного двигателя). Конструкция базового Г. должна быть рассчитана на различные значения давления и температуры рабочего тела в различных газотурбинных двигателях.

2) Часть турбонасосного агрегата (турбонасосный агрегат) жидкостного ракетного двигателя — устройство, в камере которого в результате реакций окисления (двухкомпонентное топливо) или разложения (однокомпонентное топливо) вырабатывается горячий газ (температура 200—900°С), являющийся рабочим телом для привода турбины турбонасосного агрегата, насосы которого обеспечивают подачу топлива в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя. Для наддува топливных баков, работы системы управления.

 

Дементьев Геннадий Петрович

Родился 1932 - умер 1996

Конструктор СССР, Доктор технических наук, Лауреат Государственной премии (1976г.), Герой Социалистического Труда, награжден Орденом Ленина, орденами "Знак Почета" и "Трудового Красного Знамени", член Российской инженерной академии, академии космонавтики и Международной астронавтической академии.

После окончания в 1957 году Ленинградской военно-воздушной академии им.Можайского работал инженером-конструктором ММЗ "Зенит", с 1961г. по 1967г. преподавал в МАИ, с 1967 по...

Карта Сайта