Потолок самолета практический

С подъемом на высоту мощность обычного поршневого мотора уменьшается быстрее, чем относительная плотность воздуха. Это происходит потому, что индикаторная мощность мотора (без учета механических потерь) изменяется примерно пропорционально плотности воздуха. Реализуемая на валу мотора эффективная мощность представляет собой разность между индикаторной мощностью и механическими потерями, а так как последние почти не зависят от плотности воздуха и поэтому с подъемом на высоту практически не изменяются, то эффективная мощность снижается быстрее, чем относительная плотность воздуха. Поэтому максимальная скорость полета самолета с обычным невысотным мотором достигается у земли и уменьшается с подъемом на высоту. Если поддерживать мощность неизменной до некоторой высоты, то до этой высоты скорость полета не падала бы, а возрастала. Соответственно возрос бы и потолок самолета. [c.61]

Статический потолок. Для сверхзвуковых самолетов, кроме практического и теоретического потолков, вводятся понятия статического и динамического потолка. Под статическим потолком понимают наибольшую высоту горизонтального прямолинейного полета с постоянной скоростью, т. е. высоту, достигаемую использованием избыточной тяги двигателя (двигателей.) [c.45]

В полете на потолках с дозвуковой и сверхзвуковой скоростями самолет ведет себя различно. В первом случае он не обладает практически никакой маневренностью даже небольшой крен или попытка изменить скорость немедленно приводят к потере высоты. На потолке, достигнутом на сверхзвуковой скорости, самолет послушно входит в крены до 20—30°, разворачивается без потери высоты и довольно хорошо управляется. Летчику может показаться, что потолок еще не достигнут. И тем не менее это статический потолок, так как при попытке увеличить высоту скорость, хотя и медленно, уменьшается. [c.18]

Возникает вопрос нельзя ли практически использовать часть кинетической энергии для набора высоты, превышающей статический потолок Очевидно, современные самолеты, имея громадный избыток скорости, могут набрать дополнительную высоту. Но сколь большую и какой применить метод [c.19]

Статический потолок на сверхзвуковой скорости полета становится уже в какой-то мере понятием отвлеченным, так как не он определяет возможности самолета. Если практически максимальная высота самолета с дозвуковой скоростью полета всегда меньше статического потолка, то у сверхзвукового самолета она всегда больше и лежит где-то между статическим и динамическим потолками. Именно к этой высоте, по нашему мнению, следует применять термин практический потолок . [c.27]

На основании законов механики производится вычисление орбит (траекторий) искусственных спутников Земли настолько точно, что предсказанные задолго текущие координаты спутника на небесной сфере хорошо совпадают с наблюдаемыми. При помощи расчетов, основанных на законах классической механики и аэромеханики, в конструкторских бюро авиационных заводов с большой точностью устанавливаются геометрические формы новых самолетов и определяются их летные характеристики (скорости на различных высотах, дальности при изменении полезной нагрузки и запасов горючего, практический потолок , устойчивость, управляемость и маневренность). Законы механики позволяют точно рассчитать траектории, скорости и дальности полета артиллерийских снарядов, баллистических ракет дальнего действия, беспилотных самолетов. Успехи нашей страны в завоевании космоса были бы невозможны без знаний механики. Всюду, где инженеру приходится иметь дело с механическими движениями, теоретическая механика дает надежную, проверенную практикой основу для правильного познания различных [c.16]

После выяснения наивыгоднейших скоростей подъема производится т. н. полет на потолок. Сейчас же после взлета летчик устанавливает наивыгоднейшую скорость подъема и делает подъем на полном газе (или на максимально допустимом давлении наддува ниже границы высотности) до практического потолка самолета. При этом через каждые 250—500 м высоты производят следующие записи скорость по прибору, обороты мотора л, давление наддува р , темп-ра смеси и темп-ра наружного воздуха г . При этом полете на самолете д. б. установлены один или два барографа, записывающие и менение по времени наружного давления р. [c.228]

В период второй мировой войны корабельные самолеты— истребители, торпедоносцы, бомбардировщики были с поршневыми двигателями. Их максимальная скорость полета 500.. . 700 км/ч, практический потолок 7.. . 12 км, дальность полета до 2000 км. [c.8]

В послевоенный период появились реактивные корабельные самолеты истребители, штурмовики, бомбардировщики, противолодочные, радиолокационного дозора, радиопротиводействия. Их максимальная скорость полета 800... 2500 км/ч, практический потолок 7.. . 22 км, дальность, полета до 5500 км. [c.8]

Максимальная взлетная масса самолета с пятью подвесными контейнерами 29 500 кг. Дальность полета с четырьмя контейнерами и одним подфюзеляжным подвесным топливным баком 1315 км. Практический потолок — И 600 м. [c.114]

Скороподъемность у земли 21 м/сек Практический потолок 12500 м Время набора высоты 8 км 7,5 мин 10 км 10,0 мин Самолет мог достигнуть требуемой департаментом 27.02.45 года продолжительности полета [c.147]

Площадь крыла Вес пустого самолета Полная нагрузка Полетный вес Нагрузка па 1 Нагрузка на 1 л. с Мощность на 1 м2 Максимальная скорост Крейсерская скорость Посадочная скорость Практический потолок Дальность полета. . [c.255]

Первые же испытания самолетов поставили перед специалистами вопрос о создании методов испытаний, их научном обосновании, способах и средствах измерений. Вначале основными оценками самолета были их некоторые летно-технические характеристики (скорость, потолок) и качественные оценки летчиками пилотажных свойств. По мере увеличения массы самолета становилось актуальным определение взлетно-посадочных характеристик, оценка деформаций и прочности конструкции. На ранней стадии специалисты столкнулись с проблемами устойчивости и управляемости, нередко определявшими безопасность полета, реальную возможность выполнения полета и достижения практических целей. [c.313]

Испытательные полеты самолетов Ла-7Р, Як-ЗРД и Су-7 с ЖРД-ускорителями показали, что при работе РД-1 максимальная скорость истребителя может быть увеличена до 795 км/ч (Ла-7Р), время набора высоты 5000 м сокращено до 3 мин (Як-ЗРД) и достигнут практический потолок 13 000 м (Ла-7Р). Максимальный прирост скорости при включении РД-1 составил 182 км/ч на высоте 7800 м (Як-ЗРД) (см. рис. 6). [c.414]

К сожалению, из-за длительной доводки двигателя и отсутствия мощностей серийного производства для изготовления новой модификации двигателей на втором этапе работы были остановлены, и самолет остался на стадии эксперимента. Результаты выполнения первого этапа были более чем обнадеживающими (по сравнению с характеристиками МИГ-25П или Р). Практический потолок превысил [c.255]

Условия плотности воздуха. На современных самолетах приборам приходится работать в условиях изменения атмосферного давления в пределах от 790 мм рт. ст. (максимальное давление на уровне моря) до 90 мм рт. ст. (на высоте 15 000 м). Понижение плотности воздуха с высотой сказывается в первую очередь на ухудшении работы приборов, приводимых в движение воздухом, а именно, пневматических авиагоризонтов, указателей поворота, пневмо-гидр авл и-ческих автопилотов. Это объясняется тем, что производительность источников питания пневматических гироприборов на больших высотах оказывается недостаточной. Практический потолок или высотность гироприборов (т. е. максимальная высота, на которой прибор еще продолжает нормально работать) при питании этих приборов от пневмо - или вакуум-насосов не превышает 10 000 м, г в лучших случаях 12 ООО м, [c.13]

Практический потолок. У самолетов некоторых типов (обычно дозвуковых) достижение статического (теоретического) потолка практически невозможно. Самолет в процессе набора высоты может достичь несколько меньшей высоты, называемой практическим потолком. Определяется практический потолок как высота, на которой максимальная вертикальная скорость равна 0,5 м1сек. [c.160]

Точность ИШР. От того, в какой мере тактически и технически правильно назначен профиль и режим полета и обоснованно определен запас топлива на самолете, зависит успех выполнения полетного задания и безопасность полета. Вероятно, излишнее количество топлива нецелесообразно иметь на борту самолета, так как из-за этого уменьшается при заданном полетном весе полезная нагрузка и напрасно расходуется топливо и др. Кроме того, снижаются максимальная скорость, практический потолок, маневренные и взлетно-посадочные характеристики. [c.121]

Палубный самолет дальнего радиолокационного обнаружения Е-2С Хокай (рис. 2.50) с взлетной массой 23 400 кг, запасом топлива 5600 кг имеет максимальную скорость полета 600 км/ч, среднюю скорость при патрулировании на высоте 7000—9000 м — 460 км/ч, практический потолок— 10 000 м. Продолжительность патрулирования на удалении 370 км — 4,2 ч. [c.133]

Скороподъемность у земли 48 м/сек(12 км высоты самолет должен был набирать за 6 мин) Практический потолок 12000 м Продолжительность полета истребителя с чисто реактивной силовой установкой не была слишком высокой в этой части характеристик фирма Арадо не сумела выполнитьтребований [c.46]

Олин из трофейных И 96 проходил испытания в НИИ ВВС, где показал скорость у земли 316 км/ч, а на высоте 3.2 км — 370 км/ч, время набора висты 5 км составляло 7,5 мии, практический потолок — 10000 м, время виража —15 с. Однако эти данные служили только в качестве ориентира, поскольку мотор самолета был некондиционным (его собрали из деталей трех аварийных моторов), а пришедпшс в негодность лопасти винта фикси рованного шага. заменили другими с измененными шириной и профилем. Ло оценкам, скорость серийных И 96 на 20 - 30 км/ч превьинала ее значение, полученное при испытаниях в НИИ ВВС, лучше была и скоро нодъемностъ. Изучениг самолета и полеты иа нем оказались весьма полез [c.159]

Истребитель И-180 проходил два этапа заводских испытаний. В начале испытаний выявилось, что самолет обладает неудовлетворительной продольной и поперечной устойчивостью, его трудно было удержать на прямой при разбеге и пробеге. На доработки потребовалось время, и после них качества самолета улучшились, но все же недостатки в характеристиках устойчивости оставались. Испытания также выявили, что прочность капота и конструкции крыла недостаточна . Требовалось доработать также конструкцию шасси, кольцевого маслорадиатора, костыля и др. Что же касается летных данных, то они оказались достаточно высокими. При весе 2175 кгс И-180 показал скорость у земли 408 км/ч, а на высоте 5850 м — 540 км/ч, его практический потолок—10250 м, время виража 21—22 с., время набора высоты 5 км — 6,25 мин. Несмотря на то, что по скорюсти И-180 намного превосходил И-16, было ясно, что он еще не может считаться полноценным боевым самолетом и нуждается в дальнейших доработках. Испытания второго опытного И-180 не были завершены, поскольку закончились катастрофой, в которой 5 сентября 1939 г. погиб летчик-испытатель Т. П. Сузи. [c.170]

Серийные пассажирские гидросамолеты МП 1 бис снабжались невысотными дайгателями АМ-34Б и имели практический потолок 4675 м (см. табл. 2). На этом самолете были установлены первые женские мировые 1>екорды высоты полета. Рекордная высота полета, равная 8864 м, достигнутая летчицей П. Д. Осипенко 22 мая 1937 г., является самым ранним из действовавших до сих пор мировых авиационных рекордов СС СР. Не превышены до настоящего вымени и женские мировые рекорды дальности полета по прямой и по ломаной линии для гидросамолетов, установленные на МП-1 бис экипажем в составе П.. Д. С сипенко, В. Ф. Ло-мако и М. М. Расковой 2 июля 1938 г. в беспосадочном перелете по маршруту Севастополь — Архангельск протяженностью 2372 км (2241,5 км по прямой), который был пройден за 10 ч 35 мин со средней скоростью 228 км/ч. [c.258]

При заводских испытаниях были выявлены и другие крупные недостатки МДР-3 — малая скороподъемность и очень малый практический потолок, равный всего 3000 м (табл. 4). С полетной массой 13973 кг самолет развивал максимальную скорость у поверхности воды 208 км/ч, но такие данные не устраивали военных заказчиков. По мнению испытателей низкие летные данные самолета стали следствием значительных потерь тяги силовых установок с двигателями, установленными тандемом. Огаечалась также и течь лодки МДР-3 — почти после каждого полета в ее отсеках набиралось до нескольких ведер воды. Учитывая большую щюдолжительность (8 ч) и дальность (1600 км) полета МДР-3, а также несомненную прогрессивность его схемы и острую нужду флота в самолетах такого типа, было принято решение продолжить работы по этому самолету, поручив устранение недостатков коллективу КОСОС ЦАГИ во главе с А. Н. Туполевым, [c.265]

Заводские испытания МК-1 начались 8 августа 1934 г. Самолет испытывался в варианте дальнего разведчика с полетной массой 28750 кг и на нем была достигнута максимальная скорость 233 км/ч, которая оказалась ниже расчетной. Оставляли желать лучшего скороподъемнорть самолета, набиравшего высоту 3000 м за 34 мин, и его практический потолок, равный 3500 м. Государственные испытания самолета в варианте тяжелого бомбардировщика с 5 т бомб и полетной массой 32500 кг определили максимальную скорость в 203 — 205 км/ч и дальность полета 1330 км. По оценке испытателей недостаточные скорость, скороподъемность, потолок и дальность полета МК-1 явились следствием как применения тандемных установок двигателей, которые недодавали тяги из-за снижения КПД задних воздушных винтов, вращавшихся в спутной струе от передних, так и применения невысотных двигателей М-34Р без нагнетателя. Государственные испытания МК-1 закончились поздней осенью 1935 г. По их результатам был сделан вывод, что самолет имеет хорошие обводы лодок и прекрасную гидродинамику, позволяющую ему взлетать и садиться в открытом море с полетной массой 32,5 т при высоте волны [c.278]

Летные испытания ЗиГ-1 под управлением летчика Аблязовского — проходили успешно. С полетной массой 7200 кг самолет развил у земли максимальную скорость 284 км/ч, его практический потолок был равен 4400 м, а дальность полета —1300 км (табл. 5). Однако 15 декабря 1935 г. он потерпел катастрофу при планировании на посадку на высоте около 50 м горизонтальное оперение сложилось, и самолет упал на землю. Предположительная причина катастрофы — бафтинг, но отмечались и производственные дефекты в клепке стабилизатора [12]. Тем не менее работы по самолету были продолжены. На втором опытном самолете увеличили жесткость оперения, более тщательно сбалансировали рули высоты, выполнили различные доработки. Летные испытания второго опытного самолета начались весной 1937 г., и после их успешного завершения было принято решение о постройке на заводе № 89 серии из шести машин этого типа, получивших обозначение ПС-89 (пассажирский самолет завода 89). Регулярная эксплуатация самолетов началась в 1938 г. С полетной массой 6600 кг серийные ПС-89 развивали максимальную скорость 320 км/ч, а их крейсерская скорость- была равна 265 км/ч (см. табл. 5). Все семь самолетов ПС-89 (включая и второй опытный ЗиГ-1) эксплуатировались до лета 1941 г. они налетали по нескольку тысяч часов и зарекомендовали себя простыми в управлении и надежными. [c.382]

Было построено два экземпляра самолета, использовались они в основном в качестве летающей лаборатории для доводки нового двигателя (позднее он устанавливался на МИГ-31). Максимальная взлетная масса этой модификации равнялась 42 520 кг, нормальная взлетная — 37 750 кг, масса внутреннего топлива — 16 270 кг. Благодаря экономичности двухконтурного двигателя практическая дальность полета без ПТБ составила 2135 км на сверхзвуке и 3310 км на дозвуке, практический потолок — 21 900 м. [c.256]

Зимой вторую опытную Чайку отправили в 60 ю авиабригаду Закавказского военного округа, расположенную в районе г. Баку. Летные испытания начал летчик НИИ ВВС Павел Федрови. Было решено, что это будут одновременно войсковые испытания, к которым подключатся самолеты И-153 войсковой серии. Всего на самолете № 6005 выполнили 454 по лета. В ходе испытаний была достигнута мак симальная скорость 424 км/ч на высоте 3500 м, практический потолок составил 8700 м, время набора пятикилометровой высоты 6,4 минуты, время виража 11 12 секунд. Конечно, такие данные не удовлетворили ни конструкторов, ни заказчиков. Решили что более высоких показателей можно добиться установив на самолет двигатель М 62. [c.4]

Впрочем, сразу заняться лечением загадочной тряски не удалось. Военное руководство торопило с передачей самолета на государственные испытания, поэтому с 8 февраля 1935 г. они начались на подмосковном аэродроме в Щелково. Со стороны ЦАГИ в полетах участвовал летчик Н.С. Журов, ведущий летчик от НИИ ВВС К.П. Миндер, летчики облета М.М. Громов, А.И. Филин, А.Б. Юмашев, И.Ф. Петров, АНТ-40ИС летал на лыжном не-убираемом шасси, использовались двухлопастные деревянные винты, максимальная скорость не превышала 351 км/ч на высоте 4000 м. Практический потолок с полетным весом 5000 кг составил 9400 м. [c.11]

По аэродинамической компоновке Регулус II представлял собой самолет- утку со стреловидным крылом малого удлинения. При стартовом весе 10,4 тонны максимальная дальность полета составляла 1600 километров (с подкрыльными баками), а максимальная скорость — 1920 км/ч. Практический потолок у самолета-снаряда Регулус II достигал только 15-18 километров, что при уже существовавших средствах ПВО делало его уязвимым. Снаряд имел автономную систему управления и был снабжен одним маршевым турбореактивным двигателем J-79 с форсажной камерой. Для старта использовался твердотопливный ускоритель тягой 52160 килограммов и временем работы 4 секунды. [c.83]

Проект летательного аппарата нового типа начал разрабатываться уже через год после организации ОКБ. Зазвуко-вой бомбардировщик М-32 с четырьмя турбореактивными двигателями ВД-5 стал первым инициативным предложением ОКБ-23 Мясищева по созданию сверхзвукового самолета. Экипаж 5 человек При взлетном весе 180 тонн его крейсерская скорость должна была составлять до 1100-1200 км/ч, а максимальная—1350 км/ч. Ожидалось, что дальность будет в пределах 7000-8000 километров, а практический потолок— 14-15 километров. [c.119]

Проект самолета Ту-125 , относяш ийся к 1958 году, имел два двигателя ПК-6 или ПК-10 конструкции Николая Кузнецова, с максимальной взлетной тягой 23500-24000 килограммов, установленных под крылом в хвостовой части фюзеляжа в двух мотогондолах. Схема самолета — утка , крыло — треугольное с мош ным наплывом в центропланной части, максимальная скорость полета — 2700 км/ч, практический потолок—25 километров и дальность полета-7000 километров. [c.134]

Запуск ракетного модуля Космополис-XXI с пассажирской капсулой осуществляется с самолета-носителя при выполнении динамического маневра горка на высотах от 17 до 20 километров. В качестве самолета-носителя используется высотный самолет М-55 ( Геофизика ) разработки завода имени Мясищева. Его летные характеристики таковы максимальная скорость — 2650 км/ч, практический потолок —22 километра, максимальная дальность — 3500-4000 километров. [c.525]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...