Высота полета вертолета

Если нет на корабле приводной радиостанции, то посадку можно выполнить с помощью РЛС. Оператор РЛС, информируя летчика о дальности и азимуте, выводит вертолет в сектор 130.. . 210° за кормой корабля. При этом высота полета вертолета 150 м и дальность 5,5 км. Далее вертолет снижается до высоты 90 м и на дальности 900 м принимается решение о посадке или уходе на второй круг. [c.307]

НаивыгоднейшаЯ скорость набора высоты для различных высот полета неодинакова. По указателю, с увеличением высоты полета вертолета с высотным двигателем она должна сохраняться почти неизменной до границы высотности двигателя. Далее она уменьшается в среднем на 7— 8 км/час на каждую тысячу метров высоты. [c.130]

В отличие от непрерывных Не-Ые лазеров использован так называемый импульсно-периодический режим работы, в результате чего мощность лазерного излучения возросла в - 10 раз. В итоге оптимальная высота полета вертолета составила для разных подстилающих поверхностей (снег, вспаханная почва, водная поверхность) от 150 до 1000 м. [c.20]

Максимальная скорость по срыву потока вертолета Ми-6 с трапециевидными лопастями в зависимости от высоты полета следующая [c.74]

Максимальные скорости по прибору, принятые для эксплуатации вертолета Ми-6, с трапециевидными лопастями и нормальным полетным весом в зависимости от высоты полета, следующие [c.74]

Рекомендуемые высоты полета. Обычно полеты на малой высоте при ровном рельефе местности рекомендуется выполнять на высоте до 10 ж при скорости не более 10 км/ч с использованием воздушной подушки. Если полет по необходимости выполняется на высотах от 10 до 50 м, то скорость увеличивают до 30 км/ч. Полеты над пересеченной местностью производят на высоте не менее 50 л и при скорости не менее 80 км/ч для того, чтобы полет происходил вне зоны влияния воздушной подушки. При малых скоростях полета вертолет Ми-6 имеет повышенную вибрацию, поэтому длительные полеты на этих скоростях не рекомендуются. [c.76]

Влияние высоты полета на характеристики вертолета [c.76]

Летные характеристики вертолета зависят от высоты полета, температуры и влажности воздуха. С увеличением высоты уменьшается плотность воздуха, поэтому уменьшается вредное сопротивление и мощность, потребная для движения [c.76]

Влияние веса и высоты полета. Так как потребная для горизонтального полета мощность зависит от веса вертолета и высоты полета, то с увеличением веса километровый расход топлива увеличивается, а дальность уменьшается. Для точного расчета дальности берут средний полетный вес [c.79]

Практическая дальность полета. Практически наибольшая дальность полета вертолета с поршневым двигателем без учета ветра достигается на высоте от 1000 до 2000 л<. Например, у вертолета Ми-1 минимальный километровый расход топлива 0,56 л км на высоте 1000 м при скорости полета по прибору 130 км ч. Дальность полета при таком расходе топлива 370 км. [c.79]

S.P/W (влияние скорости набора высоты на индуктивную скорость при выводе этой формулы не учитывалось). Максимальный угол набора высоты достигается при максимальном значении отношения V /V = AP/(WV). Если вертолет может висеть на данной высоте при заданном полетном весе, то максимальный угол набора высоты равен 90°. Если высота больше статического потолка, то скорость, соответствующая максимальному углу набора высоты, находится в диапазоне между минимальной скоростью и скоростью, при которой мощность минимальна. С увеличением полетного веса минимальная потребная мощность возрастает, а значит, максимальная скорость набора высоты уменьшается. Уменьшается она и с высотой. Точка, в которой максимальная скорость набора высоты равна нулю, определяет абсолютную максимальную высоту полета — динамический потолок. [c.281]

Тем не менее эксплуатационные режимы полета вертолета не слишком ограничены. Строго вертикальные взлет или посадка обычно не применяются из-за наличия запретной зоны, и летчик после вертикального набора высоты около 5 м начинает разгонять вертолет. При наличии двух или более двигателей запретная зона существенно уменьшается или исчезает совсем. Для многодвигательных вертолетов гораздо более актуальны летные характеристики при одном неработающем двигателе, чем при полном отказе силовой установки. [c.311]

Колеса в процессе уборки могут поворачиваться относительно стойки так, чтобы в убранном положении шасси занимало наименьший объем. Для боевого вертолета очень важным требованием является простота кинематической схемы выпуска шасси. Время выпуска и фиксации их стоек должно быть меньше времени падения вертолета с расчетной высоты полета при аварийной посадке. [c.294]

Последнее время для монтажных работ в труднодоступных местах нача-1и успешно применяться вертолеты-краны, обеспечивающие подачу на сооружение строительных конструкций длиной до 22 м и весом до 12 т. Радиус действия таких кранов до 400 км, высота полета до 4 км, скорость полета до 180 км/ч, минимальная высота стояния при монтаже 5,5—6 м. [c.96]

Масса пустого вертолета, кг Длина вертолета, м Диаметр несущего винта, м Скорость экономическая, км/ч Высота полета, м Потолок динамический, м Продолжительность полета, ч Дальность полета (максимальная), км [c.62]

Рвал определяют по специальным номограммам, так как эта переменная величина зависит от ряда таких факторов, как температура и влажность воздуха, скорость ветра, высота полета, отметка над уровнем моря, влияние зоны и воздушной подушки. Рп, Рт и Рэ на строительно-монтажных работах величины практически постоянные. Для монтажа используют отечественные вертолеты Ми (табл. [c.148]

Задание летных испытаний и анализ характеристик. Характеристики самолетов и вертолетов определяются при анализе их конструкции во время летных испытаний. Профиль испытаний задается соединением конкретных фаз полета. Эти фазы включают прогрев двигателей и взлет, оптимальный набор высоты, полет на максимальной крейсерской скорости, полет максимальной продолжительности на заданной высоте, оптимальное снижение, торможение с максимальной скоростью, зависание, вертикальный взлет и посадку и, наконец, приземление. Можно считать, что практически все условия полета можно выполнить, составляя испытания из перечисленных фаз. [c.222]

Системы обеспечения теплового режима для летательных аппаратов стали развиваться сравнительно недавно. В 30-х годах, в связи с увеличением скорости и высоты полета, появляются первые обогревательные устройства. Для герметических кабин потребовались более сложные системы, которые получили название систем кондиционирования воздуха (СКВ). Эти системы обеспечивали не только требуемую температуру воздуха, но и влажность, подвижность, давление, газовый состав. В этот же период появляются и первые системы по поддержанию теплового режима в специальных приборных отсеках. Системы кондиционирования современных самолетов и вертолетов представляют собой сложные комплексы, обеспечивающие заданную. температуру, влажность, скорость (подвижность воздуха), давление и чистоту воздуха в герметических отсеках. [c.9]

Необходимо отметить, что на величину тяги при полетах у земли оказывает влияние так называемая воздушная подушка , благодаря чему вертолет может оторваться от земли и подняться на несколько метров при затрате мощности меньшей, чем та, которая необходима для висения на высоте 10—15 м. Наличие воздушной подушки объясняется тем, что воздух, отбрасываемый винтом, ударяется о землю и несколько поджимается, т. е. увеличивает свою плотность. Влияние воздушной подушки особенно сильно сказывается при работе винта у земли. За счет поджатия воздуха тяга несущего винта в этом случае, при одной и той же затрате мощности, увеличивается на 30—40%. Однако с удалением от земли это влияние быстро уменьшается, а при высоте полета, равной половине диаметра винта, воздушная подушка увеличивает тягу только на 15—20%. Высота воздушной подушки приблизительно равна диаметру несущего винта. Далее прирост тяги исчезает. [c.14]

Уменьшая мощность, затрачиваемую на вращение рулевого винта, мы увеличиваем часть мощности, которая затрачивается на несущий винт, и тем самым увеличиваем скорость его вращения. Это вызывает некоторое увеличение тяги несущего винта, а затем и подъем вертолета. При увеличении мощности, затрачиваемой на вращение рулевого винта (разворот в сторону вращения несущего винта), происходит некоторое уменьшение тяги несущего винта и просадка вертолета. Таким образом, для сохранения постоянной высоты полета при разворотах (что важно при висении у земли), необходимо корректировать газ двигателя для поддержания постоянной величины тяги несущего винта. [c.30]

Так как плотность воздуха с возрастанием высоты полета падает вследствие уменьшения атмосферного давления, то уменьшается и весовой заряд воздуха, поступающего в цилиндры двигателя. Это приводит к тому, что по мере набора высоты вертолета с невысотным двигателем мощность последнего уменьшается. [c.79]

Режим полета вертолета может быть установившимся, когда полет совершается с постоянной скоростью, и переходным (неуста-новившимся), когда скорость полета непрерывно изменяется. Установившимися режимами могут быть горизонтальный, вертикальный, наклонный полет с набором высоты или планирование. В установившемся полете силы и моменты от сил находятся в равновесии, движение равномерное и ускорения, следовательно, отсутствуют. [c.88]

Подобные графики можно построить для любого вертолета с различными значениями полетного веса и для различных высот полета, так как изменение веса вертолета и высоты его полета несколько изменяют связь расс.матриваемых выше характеристик. [c.119]

Максимальная скорость горизонтального полета соответствует использованию номинальной мощности двигателя, если вертолет не имеет ограничений скорости полета по срыву потока с лопастей несущего винта. Она изменяется с изменением высоты полета (рис. 116), так как потребная и располагаемая мощности зависят от плотности воздуха. [c.119]

V км/час, по вертикальной — высота полета Нм. Точка А соответствует статическому потолку, а точка Б — динамическому потолку вертолета. Точка В соответствует расчетной высоте двигателя, до которой сохраняется постоянным значение наддува. [c.119]

От земли до высоты полета, соответствующей точке В, номинальная мощность двигателя растет, далее она начинает уменьшаться. На динамическом потолке мощности двигателя хватает лишь для того, чтобы вертолет мог совершать горизонтальный полет при одном значении скорости. Уменьшение или увеличение скорости полета неминуемо приводит к снижению вертолета. [c.119]

На высотах выше границы высотности двигателя диапазон скоростей горизонтального полета вертолета, равно как и значение его статического и динамического потолков, зимой больше, чем летом. [c.121]

Максимальные же скорости горизонтального полета на высотах ниже границы высотности зимой меньше, чем летом. Это объясняется тем, что летом имеет место не только уменьшение располагаемой мощности двигателя, но и относительное уменьшение потребной мощности на больших скоростях полета вертолета. [c.121]

Увеличивая число оборотов несущего винта с увеличением высоты полета, можно несколько увеличить значение критической скорости У р, поскольку в этом случае компенсация потери подъемной силы из-за уменьшения плотности воздуха достигается не увеличением угла атаки лопасти, а за счет увеличения ее окружной скорости. Однако это не всегда возможно. Так, если полет совершается на номинальной мощности двигателя, то увеличение числа оборотов за счет уменьшения общего шага приведет к потере мощности, а значит, к невозможности продолжения горизонтального полета, т. е. к снижению вертолета. [c.123]

Дальность и продолжительность полета вертолета зависят от запаса горючего и от режима полета, т. е. скорости, высоты и числа оборотов несущего винта, а также от атмосферных условий и регулировки двигателя. [c.124]

Для каждого вертолета с определенными конструктивными данными для различных высот полета и числа оборотов двигателя могут быть, рассчитаны или определены опытным путем часовые и километровые расходы в зависимости от скорости полета. На основании этих данных можно построить графики расходов горю- [c.125]

Наибольший избыток мощности имеет место при определенном значении скорости полета, называемой наивыгоднейшей скоростью набора высоты, которая практически совпадает с экономической скоростью горизонтального полета вертолета. [c.129]

Совершая полет на высоте Н, вертолет имеет запас потенциальной энергии и = G Н. Если подача мощности на несущий винт прекратится, то вертолет немедленно начнет снижаться под действием силы земного притяжения. [c.139]

Точка А соответствует наименьшей скорости снижения. получается при такой скорости планирования, которая равна наивыгоднейшей скорости набора высоты при моторном полете вертолета (точка А на рис. 150). Это примерно та же самая скорость, что и скорость наибольшей продолжительности полета. Теоретическими исследованиями доказано, что при этой скорости полета отношение [c.151]

Четвертый период (1954—1966 гг.) характеризовался проектированием, освоением в производстве и эксплуатации боевых самолетов со сверхзвуковыми скоростями полета, осугцествлением полетов на скорости, большей, чем удвоенная скорость звука, достижением значительных рабочих высот полета, и развитием авиационно-ракетных комплексов с самолетами-носителями различных типов и радиусов действия. В гражданской авиации на протяжении этого периода широко вводились в эксплуатационную практику пассажирские самолеты большого, среднего и малого радиусов действия с турбовинтовыми и турбовентиляторными двигателями — такие, как Ту-114, Ил-18 и Ан-10. К этому же времени относились разработка, передача в серийное производство и эксплуатационное освоение крупнейшего турбореактивного пассажирского самолета Ил-62 с реверсируемыми двигателями, транспортных (грузовых) самолетов Ан-12 и Ан-22, турбовинтовых вертолетов Ми-6, Ми-8 и Ми-10. Советская авиация по техническому уровню и численности самолетного парка занимает одно из первых мест в мире, опережая по ряду качественных и количественных показателей авиацию капиталистических стран. [c.402]

Летательные аппараты В 64 [аварийные устройства для эвакуации D 25/08-25/20 бронирование D 7/00 вентиляция D 13/00-13/04 с вертикальным взлетом и посадкой С 29/00-29/04 замедление движения при посадке F 1/02 заправка топливом (D 37/14-37/18 в полете D 39/00-39/06) конструктивные и аэродинамические элементы С 1/00-19/02 легче воздуха В I 00-1/70 модификация кресел и других сидений для летательных аппаратов D 11/06, 25/04 молниеотводы D 45/02 с мускульным приводом С 31/04 обнаружение, предупреждение и устранение обледенения D 15/00-15/22 оборудование (для погрузки, перевозки и размещения пассажиров и грузов D 9/00-11/06 для сбрасывания или подъема бомб и других предметов или материалов D 1/00-1/22)] Летательные аппараты из пластических материалов В 29 L 31 30 В 64 [поддерживающие или опорные средства для пассажиров и экипажа D 25/02-25/06 посадочные устройства С 25/00-25/ 68 привязные наземные сооружения для них F 3/00-3/02 размещение (вооружения D 7/00-7/08 приборов D 43/00-43/02 силовых установок (С 1/16, 0 27/00-41/00)) разрядники статического электричества D 45/02 со свойствами самолета и вертолета С 27122-27jiO трансмиссии D 35/00-35/08 удаление топлива из них D 37/14, 37/20-37/28 управление <С 13/00-21/00, высотой полета С 15/00, по крену С 15/00, (С 05 D 1/08) курсом и местоположением С 15/00, (С 05 D 1/10)) устройства (для крепления или причаливания (F 1/12-1/16, В 1/66) маневрирования на аэродромах F 1/22-J/24)] В 60 ( преобразуемые из траЕГСпортных средств F 5/02 приспособленные для движения на воздушной подушке V 3/08) транспортные средства для их перевозки Р 3/11 [c.105]

Минимальная скорость Умин — скорость, на которой вертолет может удерживаться в горизонтальном полете на данной высоте на взлетном или номинальном режиме работы двигателя. Для любого вертолета на высотах от нуля до потолка висения V mhh = 0> выше потолка висения V mhh постепенно увеличивает-си до экономической скорости на потолке полета вертолета. [c.73]

Использовать весь диапазон скоростей полета у вертолетов обычно нельзя из-за ограничений. Срыв потока на несущем винте при полете с большой скоростью приводит к ограничению скорости полета максимально допустимым значением Кмакс доп. Из-за срыва могут ограничиваться и максимально допустимые высоты полета. [c.207]

Газотурбинные двигатели устанавливаются как на современных сверхзвуковых истребителях и бо.адбардиров-щиках, так и на транспортных самолетах и вертолетах. Все более широкое распространение находят ГТД и в качестве вспомогательных бортовы.х и аэродромны.х источников мощности для привода генераторов, насосов, для запуска двигателей в качестве стартеров и пр. Хорошая экономичность и высокая эксплуатационная надежность обеспечили самое широкое распространение ГТД и на самолетах гражданской авиации. Уже сейчас ГТД обеспечили пилотируемым летательным аппаратам скорости полета, превышающие более чем втрое скорость звука, и высоты полета свыше 30 км. На базе газотурбинных двигателей стало возможным создание силовых установок, обеспечивающих самолету вертикальный взлет и посадку, т. е, практически безаэродромное базирование. Огромные мощности, развиваемые в одном агрегате при приемлемых весовых и габаритных данных, позволили создать самолеты-гиганты и вертолеты значительной грузоподъемности. [c.225]

Этим соотношением определяются основные характеристики вертолета. Оно основано на фундаментальных законах гидродинамики и показывает, что для того, чтобы скорость протекания через диск была мала и, следовательно, были малы индуктивные затраты мощности, проходящий через диск воздух нужно ускорять малым перепадом давления. Для экономичного режима висения требуется малая величина отношения Р/Т (малый вес топлива и двигателя), а для этого должна быть мала нагрузка на диск Т/А. Вертолеты имеют наименьшую нагрузку на диск (Т/А от 100 до 500 Па), а потому и наилучшие, характеристики висения среди всех аппаратов вертикального взлета и посадки. Заметим, что на самом деле индуктивную мощность определяет отношение Т/ рА), так как эффективная нагрузка на диск возрастает с высотой полета и температурой, т. е. с уменьшением плотности воздуха. Используя методы вариационного исчисления, можно доказать, что, как и для крыльев, равномерное распределение индуктивных скоростей по диску дает минимальную индуктивную мощность при заданной силе тяги. Задача состоит в том, чтобы минимизировать кинетическую энергию КЭ v dA следа при заданной силе тяги или заданном количестве движения dA следа. Представим индуктивную скорость в виде суммы v = v - -bv среднего значения V и возмущения бу, для которого бийЛ = 0. Тогда —+ (6/4)2d/4,H кинетическая энергия достигает минимума, когда во всех точках диска би = О, т. е. при равномерном распределении скорости протекания. Суть в том, что при неравномерном распределении скоростей протекания дополнительные потери мощности в областях с большими местными нагрузками превышают выигрыш в мощности, получаемый в областях с малыми нагрузками. [c.46]

Хейсон [Н.71] исследовал влияние земли при полете вертолета вперед на основе схемы активного диска с вихревым следом, вводя отраженную систему вихрей под поверхностью земли. Он установил, что воздушная подушка всегда уменьшает требуемую мощность, но при полете вперед этот эффект ослабевает с высотой быстрее, чем на режиме висения. Влияние земли уменьшается и с ростом скорости полета, причем наиболее сильно изменение скорости сказывается в диапазоне 1,5 V/vb 2,0. Хейсон нашел также, что на малых высотах увеличение мощности, вызванное ослаблением влияния земли с ростом скорости, происходит быстрее, чем уменьшение мощности вследствие обычного уменьшения индуктивной скорости при полете вперед. Поэтому в конечном счете требуемая мощность вблизи земли должна возрастать с увеличением скорости от нуля (см. рис. 4.8) ). [c.153]

Рис. 131. Вертикальная скорость вертолетов с высотным и иевысотным двигателями в зависимости от высоты полета

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...