Высотная характеристика турбореактивного двигателя

4.2. Высотные характеристики трд

Высотными характеристиками двигателя называют зависимости его тяги (мощности) и удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной

Рис. 4.6. Относительное протекание высотных характеристик ТРД

скорости (числе М) полета и принятой программе управления.

Закономерности протекания высотных характеристик объясняются изменением по высоте полета параметров рабочего процесса  и , а также подводимой теплоты Q, относительное изменение которых представлено на рис. 4.6.

Суммарная степень повышения давления воздуха в двигателе равна

 = вх. Величина вх=при МН = const сохраняется неизменной, поскольку вх = const, а есть функция только МН. Величина же вследствие снижения температурыТН с высотой полета до 11 км возрастает. Это объясняется снижением в указанных условиях температуры воздуха на входе в компрессор, а значит ростоми.

Степень подогрева воздуха =увеличивается с ростом Н, т. к. в соответствии с принятой программой управленияТ*г= const, а Тн снижается.

Величина Q = сп() также повышается, но еще более медленно, чем , вследствие снижения температуры воздуха за компрессором с ростомН (рис. 4.6 в).

Одновременный рост  и  при увеличении Н от 0 до 11 км приводит к возрастанию работы цикла и к значительному повышению (примерно на 40…50%) Руд.

На высотах более 11 км, где температура ТН постоянна, параметры  и  также остаются неизменными, что объясняется подобием режимов работы двигателя.

Расход воздуха с увеличением высоты полета у всех типов ГТД очень значительно снижается вследствие уменьшения давления и плотности воздуха во всех сечениях их проточной части. Величина Gв определяется пропускной способностью соплового аппарата первой ступени турбины (если он «заперт» по перепаду давлений или с.а = 1). В этом случае в соответствии с (4.1)

Gв =. (4.4)

Отсюда видно, что расход воздуха определяется главным образом давлением перед турбиной , так как= const. Но при МН = const величина в диапазоне высот от 0 до 11 км падает медленнее, чемрН, поскольку =к.с= constрН. Увеличение с ростомН до 11 км несколько замедляет темп снижения давления по сравнению срН. Это замедляет снижение Gв.

На высотах более 11 км при МН = const, поскольку ТН = const и = const, в соответствии с теорией подобия,  и другие безразмерные параметры сохраняются неизменными, поэтому остаются постоянными Руд и Суд, а Gв и Р изменяются пропорционально Н.

Таким образом, тяга двигателя Р = Gв Руд до высоты 11 км снижается из-за снижения Gв, не смотря на увеличение Руд. Выше 11 км тяга снижается более интенсивно, т. к. Руд= const, а Gв снижается пропорционально рн, т. к. = const.

Удельный расход топлива. Снижение Суд =(гдеп = внтяг) в диапазоне высот полета от 0 до 11 км объясняется увеличением внутреннего КПД двигателя (из-за одновременного повышения  и ) и улучшением вследствие этого использования теплоты в цикле. Выше 11 км все параметры цикла постоянны, поэтому постоянны п и Суд.

Рис. 4.7. Высотно-скоростные

характеристики ТРД для режима

«максимал» при программе

управления n = const, = const

Влияние числа Рейнольдса на высотные характеристики ГТД состоит в том, что при Re 11 км при принятых допущениях Суд = const,

высотно-скоростные характеристики двигателя

1 высотно-скоростные характеристики двигателя

2 высотно-скоростные характеристики (ВСХ) двигателя

См. также в других словарях:

Высотно-скоростные характеристики двигателя — (см. Характеристики двигателя). Авиация: Энциклопедия. М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994 … Энциклопедия техники

высотно-скоростные характеристики двигателя — высотно скоростные характеристики двигателя — см. в статье Характеристики двигателя … Энциклопедия «Авиация»

высотно-скоростные характеристики двигателя — высотно скоростные характеристики двигателя — см. в статье Характеристики двигателя … Энциклопедия «Авиация»

характеристики двигателя — Высотно скоростные характеристики ТРД. характеристики двигателя — зависимости основных параметров двигателя от величин, характеризующих режим и внешние условия его работы. При эксплуатации авиационного двигателя на летательном аппарате… … Энциклопедия «Авиация»

характеристики двигателя — Высотно скоростные характеристики ТРД. характеристики двигателя — зависимости основных параметров двигателя от величин, характеризующих режим и внешние условия его работы. При эксплуатации авиационного двигателя на летательном аппарате… … Энциклопедия «Авиация»

Аэродинамический расчёт — расчёт движения летательного аппарата как материальной точки в предположении, что выполняется условие равновесия моментов. Основная задача А. р. расчёт летно технических характеристик летательного аппарата. Термин введён Н. Е. Жуковским, им же… … Энциклопедия техники

аэродинамический расчёт — Рис. 1. аэродинамический расчёт — расчёт движения летательного аппарата как материальной точки в предположении, что выполняется условие равновесия моментов. Основная задача А. р. — расчёт лётно технических характеристик летательного… … Энциклопедия «Авиация»

аэродинамический расчёт — Рис. 1. аэродинамический расчёт — расчёт движения летательного аппарата как материальной точки в предположении, что выполняется условие равновесия моментов. Основная задача А. р. — расчёт лётно технических характеристик летательного… … Энциклопедия «Авиация»

турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… … Энциклопедия «Авиация»

турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… … Энциклопедия «Авиация»

Читать еще:  Шкала температуры двигателя ланос

турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… … Энциклопедия «Авиация»

Высотная характеристика турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области испытаний турбореактивных двигателей на стенде в условиях, близких к полетным.

Воспроизведение высотно-скоростных и климатических условий является составной частью стендовых испытаний, проводимых в процессе создания и совершенствования газотурбинных двигателей. Испытания по определению дроссельных и высотно-скоростных характеристик, а также испытания по оценке эксплуатационных характеристик двигателя, прежде всего его пусковых свойств, являются основой работ, выполняемых на стенде.

Первый вид испытаний проводится, как правило, в термобарокамере (ТБК) высотного стенда по схеме с присоединенным воздухопроводом, второй — на климатическом стенде или в ТБК по схеме с разделяющей перегородкой.

Известно техническое решение, содержащее барокамеру с испытываемым двигателем, холодильную и эксгаустерную установки. От выхлопного диффузора ко входу в двигатель установлен возвратный трубопровод с расположенными в нем дросселем и инжектором, регулирующими заданные параметры и расход воздуха второго контура (а.с. №249002 от 20.03.1968 г., по кл. G01M, «Стенд для высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей» — аналог). Однако недостатком данного устройства является то, что оно громоздко, перегружено вспомогательным оборудованием, требует значительных затрат электроэнергии, а также не обеспечивает саморегулирование газовоздушного контура ТБК, что уменьшает провал имитируемой скорости в процессе запуска.

Для двигателей с радиальным входом вместо трубопровода на входе применяют перегородку, которая делит внутреннюю полость ТБК на два отсека — компрессорный и силовой (патент №2336514 от 20.10.2008 г., МПК G01M 15/14, «Способ высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей и стенд для его осуществления»), в котором описан способ высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей, заключающийся в запуске испытываемого двигателя, подачу на его вход воздуха из термостатической установки и воздуха второго контура, его расхода, вывод газа из тракта первого контура эксгаустерной установкой, перепуск воздуха в ТБК из воздушного тракта с формированием передних зон с перетеканием через переднюю перегородку, термостатирование испытуеваемого двигателя с последующим запуском. Это обеспечивается стендом для высотных испытаний, содержащим термостатическую, эксгаустерную установки, ТБК с двигателем, при этом выход второго контура двигателя отделен от газового тракта его первого контура с возможностью перепуска воздуха в термобарокамеру, а полости ТБК разделены перегородками, установленными в зоне входного устройства двигателя и в зоне его выхода, передняя перегородка имеет регулируемые отверстия, а задняя перепускные клапаны.

Однако точность измерения испытываемого двигателя недостаточна, так как не обеспечивается силовая развязка элементов крепления двигателя от динамометрической платформы, обслуживающей ТБК, и самое главное, для расширения диапазона имитируемых высот и скоростей при проведении испытаний при сохранении существующей энергетики высотно-компрессорной станции.

Известно также техническое решение (патент России №2336514 от 20.10.2008 г., МПК G01M 15/00) для высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей, содержащее термостатическую, эксгаустерную установки, термобарокамеру с размещенным внутри нее испытуемым двигателем, в котором внутренняя полость термобарокамеры разделена передней и задней перегородками, установленными соответственно в зоне входного устройства испытываемого двигателя и в зоне его выхлопа, при этом передняя перегородка снабжена регулируемыми отверстиями, а задняя перегородка имеет перепускные клапаны.

Однако основным недостатком данного устройства является то, что оно не обеспечивает определение дроссельных и высотно-скоростных характеристик.

Целью изобретения является повышение точности измерения тяги и сокращение затрат при испытании авиационных двигателей в высотно-скоростных и климатических условиях, расширить диапазон имитируемых высотно-климатических условий, что позволит без проведения монтажных работ в ТБК перейти от схемы с разделяющей перегородкой к схеме с присоединенным трубопроводом.

Комбинированная схема с регулируемым перепуском из ресивера представляет собой объединение схем с разделяющей перегородкой и с присоединенным воздухопроводом. Данная схема расширяет диапазон воспроизводимых высотно-скоростных условий в ТБК. Для комбинированной схемы характерно саморегулирование газовоздушного потока контура ТБК, что упрощает поддержание имитируемой скорости при проверке пусковых свойств двигателя и на переходных режимах.

Поставленные задачи для конструкции решаются тем, что стенд выполнен в виде стенда для высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей. Стенд содержит термостатическую и эксгаустерную установки, термобарокамеру и размещенный внутри нее испытываемый двигатель, установленный на неподвижных стойках на динамометрической платформе, при этом воздушный тракт контура испытываемого двигателя сообщен со входом в термобарокамеру через регулируемое отверстие, внутренняя полость термобарокамеры разделена перегородкой, установленной в зоне выхлопа двигателя и снабжена перепускными клапанами.

Согласно изобретению термобарокамера снабжена подводящим трубопроводом с внешним дросселем от высотной линии и через колено соединено с ресивером, жестко установленным на динамометрической платформе, выход которого соосно соединен через лемнискатный насадок и расходомерный коллектор с входом испытуемого двигателя, сопло которого установлено с радиальным зазором и малым осевым перекрытием внутрь выхлопного трубопровода с эжектирующим насадком, закрепленного на разделяющей перегородке, при этом подводящий трубопровод с внешним дросселем соединен с трубой дросселя перепуска для прохода внутрь ресивера нагнетаемого воздуха, поступающего из внешнего трубопровода в термобарокамеру.

Поставленные задачи для условий эксплуатации стенда по схеме с присоединенным трубопроводом решаются таким способом функционирования стенда, что воздух от термостатической и эксгаустерной установки с избыточным давлением подводят к трубопроводу от высотной линии (8), трубопровод низкого давления (11) перекрывают до минимально потребного расхода воздуха для обдува испытуемого двигателя при его течении из входного отсека (9) в выходной отсек (1) через дроссель перепада (14), дроссель перепуска из ресивера (10) закрывают, при этом воздух через колено поступает в ресивер (7), расположенный внутри отсека (9), откуда через лемнискатный насадок (6), расходомерный коллектор (5) поступает на вход испытуемого двигателя (4), установленного на динамометрической платформе (12), а сопло испытуемого двигателя устанавливают с радиальным зазором 0,5 мм и осевым перекрытием внутрь выхлопного трубопровода с эжектирующим насадком (3), закрепленного на разделяющей перегородке (2), поступающий в отсек (1) газ откачивают эксгаустерной установкой.

Читать еще:  Характеристика двигателя богдан 2110

Для условий эксплуатации стенда по схеме с разделяющей перегородкой решаются таким способом функционирования стенда, что воздух от холодильной и эксгаустерной установки с избыточным давлением подводят к трубопроводу низкого давления (11), трубопровод (8) перекрывают и полностью открывают трубопровод (11) для поступления воздуха в отсек (9) по оси ТБК, открывают дроссель перепуска (10) из ресивера и подают далее через лемнискатный насадок (6), расходомерный коллектор (5), двигатель(4), выхлопной трубопровод с эжектирующим насадком (3) с последующей откачкой из отсека (1) воздуха эксгаустерной установкой, при этом открытый дроссель (14) обеспечивает потребный расход воздуха для обдува испытуемого двигателя при его истечении из отсека (9) в отсек (1).

Для обоих вариантов функционирования по срезу сопла двигателя устанавливается статическое давление, которое соответствует заданной высоте полета, а по входу двигателя — полное давление, соответствующее заданным значениям скорости полета. Управление дросселями газовоздушного контура снаружи и внутри ТБК обеспечивает точную регулировку потребной величины имитируемой высоты и скорости полета.

На чертеже схематично представлен продольный разрез заявляемого стенда для высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей, комбинированная схема с регулируемым перепуском из ресивера, представляющая собой функциональное объединение схем с разделяющей перегородкой и с присоединенным воздухопроводом, реализующего два способа функционирования газовоздушного контура внутри ТБК. Такое объединение позволяет проводить весь объем испытаний без изменения компоновочной схемы внутри ТБК.

Стенд содержит термобарокамеру круглого сечения, внутренняя камера которой разделена перегородкой 2 на два отсека 1 (второй отсек) и 9 (первый отсек). В первом отсеке на неподвижных стойках 13, установленных на динамометрической платформе 12 установлен испытуемый двигатель 4. На той же динамометрической платформе в отсеке 9 установлен неподвижно ресивер 7, выход которого через лемнискатный насадок 6 соосно соединен с расходомерным коллектором 5 и далее со входом двигателя 4. Вход ресивера 7 соединен с трубопроводом высокого давления 8 и дросселем перепуска 10, выходом соединенного с отсеком 9. Отсек 9 в передней осевой части ТБК снабжен трубопроводом низкого давления 11. Сопло двигателя установлено с радиальным зазором 0,5 мм и малым осевым перекрытием внутрь выхлопного трубопровода с эжектирующим насадком 3, закрепленного на разделяющей перегородке 2. Разделяющая перегородка 2 снабжена выпускным дросселем 14. Стенд имеет термостатическую установку 16 и эксгаустерную установку 15.

Заявляемый стенд для высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей работает следующим образом.

Первый вариант соответствует схеме с присоединенным трубопроводом. Воздух от термостатической и эксгаустерной установки с избыточным давлением подводится к трубопроводу высокого давления 8. Трубопровод низкого давления 11 перекрывается практически полностью, так чтобы обеспечить минимально потребный расход воздуха для обдува двигателя при его течении из входного отсека 9 в выходной отсек 1 через дроссель перепуска 14. Дроссель перепуска из ресивера 10 закрывается. В результате воздух из трубопровода 8 через «колено» поступает в ресивер 7, расположенный внутри отсека 9. Откуда через лемнискатный насадок 6 расходомерный коллектор 5 поступает на вход двигателя 4. Сопло двигателя устанавливается с радиальным зазором 0,5 мм и малым осевым перекрытием внутрь выхлопного трубопровода с эжектирующим насадком 3, закрепленного на разделяющей перегородке 2. Истекая из сопла двигателя газ поступает в отсек 1, откуда откачивается эксгаустерной установкой.

Второй вариант соответствует схеме с разделяющей перегородкой. Воздух от холодильной и эксгаустерной установок с избыточным давлением подводится к трубопроводу низкого давления 11 и поступает в отсек 9. Трубопровод высокого давления 8 перекрывается. Направление входа воздуха — по оси ТБК. Дроссель перепуска из ресивера 10 открывается. Воздух через открытый дроссель перепуска поступает внутрь ресивера 7 и далее через лемнискатный насадок 6, расходомерный коллектор 5, двигатель 4, выхлопной трубопровод с эжектирующим насадком 3, откачивается из отсека 1 эксгаустерной установкой. Дроссель 14 обеспечивает минимально потребный расход воздуха для обдува двигателя при его течении из отсека 9 в отсек 1.

Для обоих вариантов по срезу сопла двигателя устанавливается статическое давление, которое соответствует заданной высоте полета, а по входу двигателя — полное давление, соответствующее заданным значениям скорости полета. Управление дросселями газовоздушного контура, а именно дросселями трубопроводов 8 и 11 снаружи и дросселями 10 и 14 внутри ТБК обеспечивает точную регулировку потребной величины имитируемой высоты и скорости полета.

Высотная характеристика турбореактивного двигателя

Индекс книги: 00282.
ББК 39.55. Силовые установки летательных аппаратов. Авиационные силовые установки.

Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей.

Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик.

МАШИНОСТРОЕНИЕ. М. 1979 г. 288 с. Ил.

В книге изложены вопросы теории и методы оценки влияния эксплуатационных факторов на характеристики и эксплуатационные свойства газотурбинных двигателей и их элементов в наземных и полетных условиях.

Книга предназначена для инженеров и конструкторов авиационной промышленности.

В процессе эксплуатации авиационный двигатель подвергается влиянию большого числа разнообразных факторов, связанных как с внешними параметрами, характеризующими состояние атмосферы, так и с параметрами, обусловленными особенностями использования двигателя в системе силовой установки самолета. Все эти факторы можно объединить в понятие эксплуатационных. Сюда, в первую очередь, относятся такие параметры воздуха, как давление, температура, влажность, водность, а также параметры потока, поступающего в двигатель, такие, как неравномерность и нестационарность полей давлений и температуры, турбулентность и т. п., обусловленные условиями полета (углы атаки, скольжения, скорость и т. п.) и работой предшествующих и последующих данному элементу элементов силовой установки. Кроме этого при работе двигателя в системе силовой установки к нему могут быть предъявлены дополнительные требования в отношении отборов мощности от вала, отборов воздуха, использования хладоресурса топлива, приводящего к повышению температуры топлива и т. п.

Читать еще:  Характеристики двигателей ford mondeo

Несмотря на то, что влияние каждого в отдельности эксплуатационного фактора на характеристики и эксплуатационные свойства ГТД в ряде случаев может быть небольшим по величине, при неблагоприятном стечении обстоятельств, когда влияние отдельных факторов действует в одном направлении, приходится сталкиваться с существенным ухудшением данных двигателя и соответственно летно-технических свойств самолета.

Нередко действие эксплуатационных факторов в определенных условиях эксплуатации оказывается настолько ощутимым, что может накладывать жесткие требования на выбор термодинамических параметров цикла при закладке двигателя, программ регулирования органов управления и подачи топлива в двигатель. Как показывает практика, отсутствие необходимых сведений о влиянии эксплуатационных факторов на характеристики двигателя и его элементов на стадии проектирования двигателя может существенным образом отразиться на его эффективности и удобстве в эксплуатации.

Расширение диапазона высот и скоростей полета летательных аппаратов, оснащенных газотурбинными двигателями, повышение требований к эксплуатационным характеристикам и надежности силовых установок сопровождается, как показывает опыт отечественного и зарубежного двигателестроения, значительным увеличением объема исследований ГТД и их элементов в условиях, максимально приближенных к эксплуатационным.

Естественно, что качество и надежность экспериментальных данных во многом определяются выбором методов исследования. Поэтому большое внимание уделяется совершенствованию методов экспериментального исследования характеристик ГТД и их элементов в системе двигателя и силовой установки , как на наземных, так и на высотных стендах. Немаловажное значение приобрели вопросы точности оценок характеристик ГТД в серийном производстве двигателей (с целью повышения стабильности характеристик ГТД и, соответственно, летательных аппаратов), потребовавшие более глубокого изучения влияния на характеристики ГТД изменения атмосферных условий, а также внутренней аэродинамики стендов для наземных испытаний .

Использование математических моделей в автоматизированных измерительно-вычислительных системах в практике исследований ГТД позволяет существенно повысить эффективность эксперимента. Согласование математической модели, в которой учитываются достаточно полно все известные связи между параметрами двигателя и используются близкие к реальным характеристики элементов, с результатами испытаний является одним из определяющих факторов, способствующих повышению информативности и точности эксперимента. Создание математической модели ГТД, описывающей с высокой точностью все многообразие возможных в эксплуатации режимов работы двигателя, потребовало проведения специальных экспериментальных и расчетных исследований. Целью этих исследований явилось уточнение закономерностей изменения характеристик двигателя и его элементов в высотно-скоростных условиях.

В книге, в основном, нашли отражение результаты исследований, связанных с изучением влияния эксплуатационных факторов ( давления, температуры и влажности воздуха, неравномерности поля температур и давлений перед двигателем и т. п.) на эксплуатационные характеристики и свойства ГТД и их элементов, а также с анализом и изысканием путей совершенствования эксплуатационных характеристик и свойств ГТД.

Глава 1. Условия эксплуатации ГТД.

  • Эксплуатационные факторы, определяемые условиями полета.
  • Эксплуатационные факторы, обусловленные особенностями работы силовой установки на самолете.

Глава 2. Влияние условий эксплуатации на характеристики элементов ГТД.

  • Зависимость характеристик элементов ГТД от эксплуатационных факторов.
  • Воздухозаборник.
  • Компрессор.
  • Основная камера сгорания.
  • Турбина.
  • Форсажная камера.
  • Реактивные сопла.
  • Совместная работа элементов ТРД в высотно-скоростных условиях.

Глава 3. Математическая модель ГТД.

  • Виды математических моделей двигателя.
  • Применение теории подобия и размерностей.
  • Моделирование турбореактивных двигателей с помощью ЭЦВМ.
  • Линейная математическая модель ГТД.

Глава 4. Основные эксплуатационные характеристики и режимы работы ГТД.

  • Максимальный режим.
  • Форсированные режимы.
  • Крейсерские режимы.
  • Режим малого газа.

Глава 5. Экспериментальное определение эксплуатационных характеристик ГТД.

  • Особенности определения тяги ТРД в условиях H=0, M=0.
  • Влияние атмосферных условий на точность определения характеристик ГТД.
  • Методы имитации полетных условий.
  • Определение основных параметров ГТД в высотно-скоростных условиях.
  • Точность определения параметров при стендовых испытаниях ГТД.

Глава 6. Согласование математической модели с экспериментальными данными.

  • Основы согласования математической модели ГТД с результатами испытаний.
  • Линеаризация модели в программе согласования.
  • Эффективность метода согласования математической модели с результатами испытаний.

Глава 7. Режимы авторотации.

  • Зависимость авторотации от скорости и высоты полета.
  • Минимальная частота вращения при авторотации.
  • Максимальная приведенная чистота вращения на режиме авторотации.
  • Особенности авторотации многовальных ГТД.
  • Внутреннее сопротивление авторотирующего двигателя.
  • Скорость полета, при которой устанавливается максимальная допустимая физическая чистота вращения авторотации.
  • Выход двигателя на режим авторотации.
  • Параметры на входе в камеру сгорания.

Глава 8. Запуск двигателя.

  • Режимы холодной прокрутки.
  • Пусковые характеристики камеры сгорания ГТД.
  • Основные факторы, влияющие на границу запуска, определяемую пусковыми характеристиками камеры сгорания.
  • Мощность пускового устройства.
  • Избыточная мощность турбины двигателя.
  • Основные процессы, происходящие при запуске двигателя.
  • Продолжительность запуска двигателя.

Глава 9. Приемистость ГТД.

  • Общие требования к приемистости двигателя.
  • Методы и критерии приближенной оценки приемистости ГТД.
  • Динамическая характеристика двигателя.
  • Программы подачи топлива и регулирования ГТД на режимах приемистости.
  • Особенности приемистости двигателей различных конструктивных схем.
  • Изменение запасов устойчивой работы вентилятора и компрессора ТРДДФ при переходных процессах.
  • Форсажная приемистость.

Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector