Диапазон скоростей полета

При полетах на больших высотах в эксплуатации ГТД возникает ряд особенностей, обусловленных низкими значениями давления, температуры и плотности атмосферного воздуха. Эти параметры воздуха изменяют тяговые и другие характеристики ГТД. Например, с увеличением высоты полета на каждые 1000 м тяга ГТД уменьшается в среднем на 5%, что приводит к уменьшению маневренных характеристик и сужению диапазона скоростей полета самолета. [c.63]

Диапазон скоростей полета 63 [c.381]

Этим объясняется применение ТВД для указанного диапазона скоростей полета. ТВД состоит из тех же основных элементов. [c.5]

Изменение общего к. п. д. характеризует экономичность ТРД во всем диапазоне скоростей полета. [c.59]

Диапазон скоростей полета вертолета и его ограничения из условий безопасности Мощность потребная для горизонтального полета [c.206]

Рис. 4.46. Диапазон скоростей полета вертолета

Формула (27) устанавливает закон изменения скорости самолета в функции времени. Весьма примечательно, что полученный закон t = t (и) не зависит от п, что позволяет использовать формулу (27) в различных диапазонах скоростей полета. [c.204]

Дальнейшее повышение скорости удара приводит к более выраженным пластическим деформациям. Пластические деформации велики, а выделение тепла при сдвиге понижает динамический предел текучести материала. Если снаряд тверже, чем мишень, то диаметр кратера становится больше диаметра снаряда и вдавливание происходит на глубину, также большую диаметра. Это типичный диапазон скоростей полета пуль. Когда pV IYd стремится к единице, механизм деформаций меняется и они не могут больше считаться квазистатическими. При этих условиях инерционные напряжения, связанные с локальной пластической деформацией, сравнимы по величине с пределом текучести материала, который воспринимает удар. Инерционные напряжения становятся существенными в зоне пластических деформаций из-за высоких скоростей деформации, имеющих там место. В окружающем упруго деформированном материале инерционные эффекты остаются малыми. Параметр pV /Ya может рассматриваться как отношение давления торможения движущегося снаряда (по аналогии со струей жидкости) к пределу текучести мишени. Когда это отношение значительно превышает единицу, инерция деформированного материала становится более существенной, чем предел текучести, так что материал становится более похожим на идеальную жидкость, чем на пластическое тело. Теоретический анализ высокоскоростного [c.415]

Очевидно, что с ростом высоты полета Н значение л увеличивается. Рост скорости полета М приводит к снижению п из-за увеличения Р . Давление сжатого воздуха Р должно обеспечивать критическое истечение газа из отверстия сопла диафрагмы во всем заданном диапазоне высот и скоростей полета. [c.337]

Как уже указывалось, скорости, с которыми самолет отрывается или касается земли, не должны быть велики. Но эти скорости близки к минимальной скорости полета самолета. Поэтому минимальная скорость полета не должна быть очень велика. С другой стороны, максимальную скорость полета в большинстве случаев желательно сделать большой, т. е. диапазон скоростей самолета должен быть достаточно широк. [c.575]

Так как при больших скоростях подъемная сила на единицу площади крыла велика, то при больших скоростях требуется меньшая площадь крыльев. При этом уменьшается их лобовое сопротивление и, следовательно, легко увеличить скорости. Однако при этом увеличивается и минимальная скорость полета. Для снижения минимальной скорости приходится принимать специальные меры устраивать передвижные щитки, или закрылки, увеличивающие коэффициент подъемной силы (и вместе с тем коэффициент лобового сопротивления). В полете эти закрылки убираются (прижимаются к крыльям), при посадке они выдвигаются и уменьшают посадочную скорость. Применение этих методов позволяет несколько расширить диапазон скоростей самолета. Однако недопустимость повышения минимальной скорости является все же одной из серьезных трудностей при конструировании скоростных самолетов. [c.575]

Широкое применение на летательных аппаратах различного назначения в большом диапазоне скоростей находят прямоугольные стабилизаторы малого удлинения (рис. 1.8.8,ж). Они обеспечивают большой стабилизирующий момент, что в известной мере объясняется благоприятной интерференцией с корпусом. К числу недостатков таких стабилизаторов относятся их большое аэродинамическое сопротивление, резко возрастающее уже при сравнительно небольших числах М <<Л, а также значительное перемещение центра давления в трансзвуковой области полета. Аэродинамические исследования выявили целесообразность использования на летательных аппаратах со сверхзвуковой скоростью неподвижных стабилизаторов, поворотного оперения (крыльев) или несущих поверхностей (играющих одновременно роль хвостового оперения), имеющих сложную форму в плане (рис. 1.8.8, зл-ж). Для такой формы характерны не одна прямая кромка, а наличие нескольких изломов по передней и задней кромкам, а также кри- [c.67]

Крыло с изменяющейся в полете стреловидностью — одно из средств механизации летательного аппарата (рис. 1.12.10), использование которого благоприятно сказывается на аэродинамических характеристиках летательного аппарата, движущегося в широком диапазоне скоростей (от дозвуковых до больших сверхзвуковых). При этом в зоне трансзвуковых скоростей снижение сопротивления и предотвращение флаттера достигается приданием крылу наибольшего угла стреловидности. В области больших до- и сверхзвуковых скоростей крыло выводят в положение, соответствующее меньшему углу стреловидности. [c.109]

Скорость распространения усталостной трещины прямо пропорциональна раскрытию берегов усталостной трещины (см. главы 3-6). Поэтому минимальное раскрытие трещины соответствует минимальным скоростям роста трещины, которые могут быть реализованы в материале, использованном для изготовления изучаемого элемента конструкции. Применительно к алюминиевому сплаву АВТ, из которого изготавливают лонжероны лопастей, диапазон минимально возможных скоростей роста усталостной трещины составляет менее 10 м/цикл. Именно этот диапазон скоростей роста трещины, как показано выше, был выявлен в исследованном лонжероне лопасти вертолета Ми-8 RA-25617. В этом случае датчику-сигнализатору было достаточно для срабатывания, чтобы трещина проросла на полную длину около 20 мм но нижней полке, включая 10 мм ее сквозного роста. При этом закономерность формирования рельефа излома на этом этапе роста трещины свидетельствует о том, что предельное состояние еще не было достигнуто и она длительное время и далее могла бы развиваться в лонжероне. На это также указывают и результаты представленных оценок длительности роста сквозных усталостных трещин в различных сечениях лонжеронов. Этап развития сквозных трещин составляет не менее 70 полетов в самом нагруженном сечении лонжерона на относительном радиусе около 0,7 (см. 12.4, стр. 643). Различие же в оценках общей длительности роста [c.648]

Диапазон скоростей при болтанке сужается минимальную скорость полета увеличивают, чтобы исключить опасность сваливания самолета, а максимальную скорость уменьшают из-за опасности возникновения перегрузок выше допустимых эксплуатационных. [c.29]

ТВД применяются в силовых установках самолетов и вертолетов большой грузоподъемности, имеющих дозвуковые скорости полета (600—900 км я) ввиду их высокой экономичности в этом диапазоне скоростей. [c.196]

Целесообразные пределы применения того или иного типа ВРД в указанных диапазонах скоростей полета определяются главным образом топливной экономичностью и удельной тягой двигателя. Так, ТВД имеет хорошую экономичность на низких и средних скоростях полета ТРДД имеют высокую экономичность на больших дозвуковых скоростях ТРДДФ относительно мало уступают в экономичности ТРД на сверхзвуковых скоростях полета ТРДФ имеет существенно худшую, чем у ТРД, экономичность при малых скоростях полета, но значительно большую удельную тягу ПуВРД при малых скоростях полета экономичнее прямоточного ВРД. Важны также и другие критерии на- [c.258]

Диапазон скоростей полета на каждой высоте ограничен максимальной и минимальной скоростями. Из рис. 1.29 видно, что минимальная скорость полета с подъемом на высоту непрерывно увеличивается. На определенной высоте 1 макс становится равной Умин. и самолет может лететь в горизонтальном полете только при одной скорости. [c.63]

Итак, с увеличением скорости полета от О до s удельный расход топлива непрерывно растет от исходного стендового значения, обращаясь в бесконечность при Со = = С5 (рис. 3.4). Увеличение удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета не свидетельствует о непрерывном ухудшении экономичности работы ТРД, так как параметр Суд не является критерием экономичности. Экономичность работы ТРД ухудшается лишь в том диапазоне скоростей полета, в котором наступает падение общего к. п. д. В диапазоне скоростей полета от нуля до экономической скорости (на которой Т]0 = П0ма1(с) экономичность ТРД непрерывно растет. [c.60]

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]

Для промежуточных скоростей полета строгое теоретическое обоснование полученных формул отсутствует. Однако аэродинамические характеристики несущего винта, рассчитанные по этим формулам, хорошо согласуются как с экспериментальными данными, так и с результатами расчетов по вихревой теории. Поэтому указанные формулы можно считать приемлемыми во всем диапазоне скоростей полета. В выражении Р = 7(l/sina + у). слагаемое Tv определяет индуктивную мощность, а слагаемое JFsina — мощность, затрачиваемую на подъем по вертикали и на продвижение вертолета вперед (преодоление вредного сопротивления). Как и в случае вертикального полета, это соотношение можно представить в безразмерном виде Р/Рв = = P/ Tvb) = F(sin а -f v)/Vb, где по-прежнему vl = Г/(2рЛ). Индуктивная скорость определяется выражением [c.135]

При дальнейшем увеличении скорости полета тяга двигателя начинает падать вследствие изменеиня фазы открытия и закрытия входных клапанов из-за воздействия скоростного напора и сильного отсоса газов из выхлопной трубы, в результате которого ослабляется их обратный ток в сторону камеры сгорання. Циклы становятся слабыми по интенсивности, а при скорости полета 700—750 KsiilHa двигатель может перейти иа непрерывное горенне смеси без выраженной цикличности. По этой же причине происходит уменьшение максимума тяги и на кривой ill (см. рис. 4). Следовательно, с увеличением скорости полета необходимо регулировать подачу топлива в камеру сгорания с таким расчетом чтобы поддерживать постоянным качество смеси. При этом условии тяга ПуВРД в определенном диапазоне скоростей полета меняется незначительно. [c.17]

Следует отметить, что используемый коэффициент подъемной силы на крыле самолета Си Харриер возрастает при отклонении закрылков на промежуточный угол в процессе маневрирования. Вследствие этого самолет в диапазоне скоростей полета, соответствующих числам М= =0,5.. . 0,9, имеет используемый коэффициент маневренно- [c.141]

Государственные испытания ХАИ-1, проведенные летчиками И. Ф. Пет-р( ым и П. М. Стефановским в марте—июне 1933 г., подтвердили основные расчетные данные самолета (табл. 4). Испытатели отмечали его высокие летные данные, сравнимые несмотря на меньшую мощность двигателя, с летными данными зарубежных аналогов, легкое и неутомительное управление самолетом на всех режимах полета небольшие нагрузки от рулей на ручке и педалях, достаточно просторную кабину экипажа, отсутствие каких-либо вибраций конструкции во всем диапазоне скоростей полета. Основным недостатком самолета являлась неудовлетворительная работа механизма ручного подъема и выпуска шасси, ненадежность замков фиксации шасси в убранном или выпущенном юложе-нии. Отвлекаясь от пилотирования самолета, летчик должен был тратить много времени и внимания на вращение штурвальчика подъема или выпуска шасси, следя за правильностью укладки тросов в канавках шкива. Из-за отказа замков и складывания шасси при, разбеге на взлете опытный самолет ХАИ-1 потерпел аварию при государственных испытаниях. Испытатели отмечали также необходимость увеличения площади руля направления, высказали пожелание о снижении массы пустого самолета, естественно, не в ущерб прочности. По результатам государственных испытаний было сделано заключение о необходимости немедленно начать серийное производство самолетов ХАИ-1 и о возможности их эффективного использования в гражданском воздушном флоте в качестве основного типа пассажирского самолета. [c.379]

Самая высокая эффективность двигателя достигается в определенном диапазоне скоростей. Поэтому ПВРД заранее проектируют на определенный диапазон скоростей полета. [c.461]

ТРДД имеют преимуш ества перед авиационными двигателями других типов в диапазоне скоростей полета вплоть до скорости (2.5...3.0)М и на высотах до 35 км. [c.482]

Иногда вводится ограничение числа М полета при выполнении некоторых маневров. Вьшолнение маневров в трансзвушво М диапазоне скоростей полета (M = 0,85- 1,1) характеризуется резким изменением устойчивости по перегрузке и скорости, потребных отклонений руч1кн управления и усилий на ней на единицу перегрузки. Так, выполнение эволюций в вертикальной плоскости на числах М>1 требует повышенного расхода ручки управления и больших тянущих усилий, а на высотах более 4000— 5000 м для создания перегруэки более 5 на некоторых самолетах ручка выбирается практически полностью на себя, в то время как при М<0,9 потребные отклонения ручки и усилия на ней значительно меньше. [c.395]

Достоинством диффузоров с внутренним сжатием является их малое внешнее сопротивление, так как наружная обечайка у них может быть выполнена с малым углом наклона, а в пределе и цилиндрической (в этом случае Хоб = 0). Существенными недостатками этих диффузоров являются трудность их запуска и обеспечения устойчивой работы в широком диапазоне скоростей полета, что служит серьезным препят- [c.63]

Для обеспечения запуска и работы нерегулируемого диффузора без головной волны на входе В заданном широком диапазоне скоростей полета, охватывающем и скорости, меньшие расчетной, площадь горла Рщ выбирается несколько больше той, которая потребна для осуществления расчетного режима течения при Мн.р. Площадь горла в этом случае рассчитывается при минимальном значении числа Мншт в заданном диапазоне скоростей полета, а не при Мн.р — по формуле [c.69]

Основной задачей регулирования входного диффузора является согласование пропускных способностей диффузора и двигателя в целях предотвращения выбитой головной волны, получение наибольших возможных значений коэффициента огд и наименьших — коэффициента Схлоп и обеспечение устойчивой работы системы диффузор — двигатель в заданном диапазоне скоростей полета и режимов работы двигателя. [c.80]

Для расширения рабочего диапазона дроссельных режимов и улучшения характеристик диффузора на нерасчетных скоростях полета прибегают к различным методам регулирования диффузоров (изменение проходного сечения горла и взаимного положения центрального тела и обечайки, выпуск воздуха через отверстия в стенке диффузора, слив или отсос пограничного слоя на центральном теле или на обечайке и др.), описанным в специальной литературе ). Регулировоание расхода воздуха через горло сверхзвукового диффузора необходимо также для вывода последнего на рабочий режим ( запуска ). Дело в том, что расчетная скорость потока устанавливается не внезапно, а путем перехода от положения покоя к движению с постепенно нарастающей [c.488]

Болтанка может привести к самовыключению двигателя в полете, особенно на больших высотах, где двигатель более чувствителен к изменению расхода воздуха. В зоне вертикальных потоков получается косой вход воздуха в двигатель (рис. 1.11), что приводит к уменьшению расхода воздуха, помпажу и самовыключению двигателя. На летчика неблагоприятно влияет не только перегрузка, но и ее частота. Частота перегрузок при скорости полета 500—800 км1ч составляет в среднем 0,7—2 гц. Однако в полете возможны случаи возникновения перегрузок с частотой 4—5 гц, которые тяжело переносит летчик, так как этому диапазону соответствуют собственные частоты колебаний тела человека. [c.30]

Влияние оборотов авторотацин на запуск ГТД. Обороты авторотации зависят от скорости и высоты полета, т. е. от скоростного напора (приборной скорости). Например, для двигателя с осевым компрессором в диапазоне скоростей по прибору Кпр = 300 -i- 600 км1ч обороты авторотации равны Павт = (0,2 -т- 0,4) Пмако и даже на режиме минимальной скорости они примерно равны оборотам стартера. При постоянной приборной скорости обороты авторотации с подъемом на высоту увеличиваются медленнее, чем обороты малого газа, поэтому диапазон разгона двигателя при запуске с режима авторотации при увеличении высоты расширяется. [c.67]

Исследования показывают, что в диапазоне дозвуковых скоростей полета расчет высотно-скоростных характеристик нефор- [c.107]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...