Профиль полета

Как было подчеркнуто в главе 1, программы стендовых испытаний формируют в соответствии с определенной систематизацией циклов нагружения, отвечающих реальному профилю полета самолета. В рассматриваемом случае программа подразумевала нагружение диска одним импульсом нагрузки с небольшой выдержкой при максимальных оборотах двигателя. [c.499]

Рис. 1.20. Профиль полета дозвукового (штриховая линия) и сверхзвукового (сплошная линия) самолетов на динамический потолок

Выбор профиля полета. Существенное изменение километрового расхода топлива в зависимости от высоты требует выбора оптимального профиля полета н его выдерживания. Набор высоты после взлета выполняют на режиме максимальной скороподъемности, так как в этом случае самолет быстрее проходит невыгодные по расходам топлива малые высоты. По этой же причине на подходе к аэродрому посадки следует избегать преждевременного снижения, из-за чего может появиться горизонтальный участок на малой высоте, где километровый расход в 2—3 раза превышает расход на оптимальной высоте. [c.52]

Прожектор сигнальный ручной 235 Профиль полета 52 Проходимость самолета 20 Процесс усталостный 103 Прочность конструкции самолета, нормы 94—96 [c.386]

Иногда высотные и скоростные характеристики двигателя изображают в соответствии с конкретным профилем полета са- [c.9]

Профиль полета на дальность состоит из трех участков набора высоты, горизонтального полета (или близкого к нему), снижения. Дальность полета при этом [c.172]

Знать горизонтальное расстояние, проходимое самолетом в наборе высоты, необходимо при расчетах дальности полета, перехвата, при построении профиля полета и прокладке маршрута. [c.172]

При таком построении профиля полета самолет с ТРД расходует значительно меньше топлива, чем при полете по маршруту на малой высоте. Выгода получается даже в том случае, если участки полета на большей высоте будут малы по сравнению с участками подъема и снижения. [c.235]

Большое значение имеет учет ветра при выборе маршрута и профиля полета, особенно при наличии струйного течения. Используя попутный ветер для полета в одном направлении и избавившись от его воздействия за счет изменения высоты при полете в противоположную сторону, можно в некоторых случаях значительно повысить радиус действия или полезную нагрузку самолета. [c.240]

Пример оформления расчета показан на рис. 9.14. Профиль полета (от взлета до посадки) разбивается на участки с таким расчетом, чтобы для каждого из них можно было определить расход топлива с помощью соответствующей таблицы (набора высоты, горизонтального полета или снижения) в инструкции. Нельзя, например, объединять при расчете в один участок набор высоты и горизонтальный полет, поскольку они рассчитываются по разным таблицам. Приходится также разделить на ряд участков горизонтальный полет, если он выполняется на разных режимах для каждого режима выделяется отдельная графа в таблице. Кроме того, для большей наглядности расчета целесообразно внести в отдельные графы таблицы также расход топлива на земле и различные запасы (на возможное изменение обстановки, на воздушный бой). [c.245]

Расчет начинается с изображения профиля полета и построения таблицы (можно применять и отпечатанные бланки таблиц). Затем в соответствующие графы для каждого участка вносятся заданные или выбранные перед расчетом величины (длина или продолжительность полета, режимы полета или работы двигателей). [c.245]

Профиль и маршрутная карточка полета. Результаты ИШР изображают в виде профиля полета — маршрута полета в координатах высота — путь (рис. [c.122]

Составление программы летных испытаний из отдельных фаз таких испытаний выполняется последовательным указанием световым пером соответствующих световых кнопок. По мере того как выбирается очередная фаза, на акра, не формируется схематический рисунок профиля полета. [c.222]

По существу подпрограмма определения летных испытаний задает порядок, в котором должны выполняться подпрограммы анализа фаз полета. Заданному профилю полета присваивается своя метка, которая запоминается для возможности последующих обращений, К моменту, когда должны проводиться летные испытания, на экран дисплея выводится список всех запомненных профилей по- [c.222]

По окончании каждой фазы ее результаты можно просмотреть на экране. Кроме того, чертежи выходных графиков можно либо непосредственно увидеть на экране дисплея, либо выполнить их на графопостроителе с цифровым управлением. В оперативном режиме можно запрашивать выходные графики как по каждой отдельной фазе, так и по всему профилю полета в целом. Любую из шести функций (скорость, высота, время в полете, пройденный путь, вес горючего и общий вес) можйо вычертить в зависимости от любой из четырех независимых переменных (время, дальность полета, исходный вес горючего и общий вес). [c.222]

По завершению цикла проектирования, формируются результаты, в состав которых входят технические требования на разработку КА, полная окончательная массово-геометрическая сводка, включающая оптимальные проектные параметры, а также энергетические и другие характеристики. Кроме того, здесь также содержатся основные результаты моделирования движения и функционирования КА, т.е. параметры орбиты и циклограмма функционирования на различных участках орбитального движения, соответствующие заданному профилю полета. По возможности представляется и компоновка КА, соответствующая принятой схеме аппарата и рассчитанным геометрическим параметрам. [c.165]

ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА МНОГОРАЗОВОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Х-34 [c.166]

Рис. 19Л. Варианты профилей полета

Выбор состава бортового радиоэлектронного оборудования самолета зависел от ряда факторов объема задач, возлагаемых на него, режима и высоты профиля полета, зоны боевых действий. [c.101]

Состав средств разведки комплекса Рапира и их технические характеристики определялись кругом задач, возлагаемых на самолет-разведчик, а также его профилем полета, то есть выполнение полета на больших высотах. Кроме того, состав разведывательного оборудования определялся районами сбора информации сухопутные или морские, а также необходимостью ведения разведки в дневных или ночных условиях. [c.104]

Профиль полета самолета-снаряда выглядел следующим образом. Старт Снарка осуществлялся при нулевом разбеге с помощью двух пороховых ускорителей с тягой по 14,9 тонны каждый, работающих в течение 4 секунд. Стартовый вес Снарка — 22,5 тонны. Набор расчетной высоты (18 километров) продолжался на участке примерно 200 километров. Затем следовал маршевый участок траектории, на котором работал ТРД, развивающий у земли тягу в 4950 килограммов. На расстоянии 150-200 километров от цели Снарк переходил в пикирование. Во время пикирования на цель от корпуса отделялась боеголовка с термоядерным или атомным зарядом [c.82]

Рис. 6.57. Сравнение продолжительностей полета Т для трех типов профилей полета, для которых периоды выжидания т составляют некоторую целую долю.

Помимо задач выравнивания неоднородных потоков в аппаратах и других различных устройствах, часто возникает необходимость преобразовать одну форму профиля скорости в другую. Например, в аэродинамических трубах с равномерным (прямолинейным) потоком иногда требуется создать для испытуемой в рабочей части модели кинематически подобную схему полета по кривой траектории. Этого можно достичь [26, 37], во-первых, изогнув особым образом модель и, во-вторых, создав поперек рабочего сечения трубы постоянный градиент скорости. Такое распределение скоростей может быть получено, например, при испытании решетки с переменным по сечению сопротивлением (переменной густотой). [c.11]

Определите среднюю циркуляцию скорости по контуру профиля крыла летательного аппарата весом G = 25-10 Н, совершающего горизонтальный полет со скоростью Уоо = 200 м/с на высоте Я = 10 км. Размах крыла / = 30 м. [c.162]

При полете в атмосфере на высоте И =5 км со скоростью = 200 м/с на профиле крыла в некоторой точке местная скорость достигает скорости звука. Чему равна эта скорость [c.173]

Мао = 2. Определите параметры ламинарного пограничного слоя на этом профиле для условий полета на высоте Я = 20 км. [c.672]

Второй раздел посвящен летно-тактическим свойствам современных самолето1в. Здесь рассматривается движение самолета под действием приложенных к нему сил и на этой базе определяются его летные свойства — скорость полета, скороподъемность, маневренность, взлетно-посадочные характеристики, дальность и продолжительность полета. При этом большое внимание уделяется зависимости летных данных самолетов от условий их применения— высоты, полетного веса, температуры наружного воздуха и т. д. Хорошо понимая влияние различных факторов на летио-тактические-характеристики самолета, можно не только определить технически наивыгоднейшие режимы и профиль полета, но, если нужно, и отказаться от них, обоснованно выбрав другие, обеспечивающие в данной обстановке наиболее успешное выполнение боевой задачи. [c.4]

Сведения о дальности и высоте полета на отдельных участках маршрута штурман отмечает непосредствепно на графике профиля полета или записывает в таблицу под ним. [c.121]

В., смонтированные совместно с самопишущим механизмом, служащие для записи высоты (профиля) полета, носят название в ы-сотописцев. Принцип их действия почти такой же, как и В. Основно( частью высотописца является одна или несколько анероид-иых коробок а (фиг. 4). Внутри коробки помен еиы растягивающие их прунишы. Движение стенки коробки посредством рычагов передается на перо б, записывающее высоту полета на ленте, надетой на барабан в. Часовой механизм, находящийся внутри барабана, равномерно его поворачивает. У большинства высотописцев барабан делает один оборот за 6 час. [c.409]

ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА АВИЛиИОННО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ПЕГАС-ХЕ [c.158]

ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА МТКА РОТОН-С9 [c.174]

Наибольшая дальность полета связана не только с запасом топ-Л1ива, режимом работы двигателя, определяющим скорость полета, но и с профилем полета,— отсюда вытекает необходимость в приборах, точно показывающих высоту полета. [c.3]

Высотой полета Н называется расстояние до воздушного судна, отсчитанное но вертикали от некоторого уровня, принятого за начало отсчета. Знание высоты полета необходимо экипажу для выдерживания заданного профиля полета и нредотвраш,ения столкновения воздушного судна с земной поверхностью и искусственными препятствиями, а также для решения некоторых навигационных задач. Высота полета измеряется в метрах. [c.40]

Для удобства анализа и выбора наивыгоднейшего режима полета в смысле достижения максимальной дальности или продолжительности всю траекторию полета разбивают на характерные участки, режимы полета на которых резко отличаются один от другого. Например, при обычном перелете из одной точки в другую таких у<1астков получается всего три набор высоты, крейсерский режим (горизонтальный полет или полет с постепенным набором высоты за счет выработки топлива) и снижение (рис. 19.1, а). В других случаях по тактическим соображениям профиль полета может иметь другую, более сложную конфигурацию (рис. 19.1, б, в). Однако во всех случаях будут иметь место именно три указанных характерных участка, из которых может быть набран любой профиль полета. Далее мы проанализируем каждый из этих характерных участков, их взаимное влияние и роль каждого из них для достижения максимальной дальности полета. [c.406]

Тактическая дальность полета— это максимальное расстояние, которое может пролететь самолет с заданным режимом и заданным профилем полета с выполнением поставленной боевой задачи. В зависимости от характера задания и конкретной ситуации тактическая дальность полета может изменяться в широких пределах. Для выполнения боевой задачи могут потребоваться различное время пребы вания над территорией противника и над целью, различное время боя или дежурства в воздухе, различные профили полета и режимы работы двигателя. Например, в полете на малых высотах, особенно на форсажных режимах, тактическая дальность может быть в несколько раз меньше, чем в полете на большой высоте, обеспечивающей максимальную дальность. [c.414]

В августе 1958 года Джонсон провел консультации с представителями моторостроительных фирм относительно возможностей прямоточных двигателей. Одним из результатов тех консультаций стало перепроектирование А-11 в новую машину — А-12 . Джонсон счел возможным пересмотреть и летные характеристики в сторону увеличения скорость—3,2 Маха, дальность — 6500 километров, потолок—от 29 до 33,5 километров Профиль полета представлялся как серия гигантских скачков с шагом в 84 километра от более плотных слоев атмосферы в менее плотные — нечто подобное, как мы помним, предложил некогда профессор Зенгер в своем проекте космического бомбардировщи-ка- антипода . [c.104]

Температурный режим гидросистем определяется при выполнении полета по типовому для испытываемого самолета профилю полета, а также при наиболее неблагоприятных для работы гидросистем условиях с точки зрения ее теилонаиряженности [c.162]

Рассмотрим происхождение подъемной силы крыла самолета, позволяющей осуществлять, полеты на аппаратах тяжелее воздуха. Этот вопрос выясняется при рассмотрении обтекания крыла бесконечного размаха или профиля крыла в плоскопараллельном потоке, который служит моделью обтекания средних сечений крыла, без учета влияния его концов. Развитие методов исследова шя плоскопараллельных течений идеальной жидкости является основой теории крыла в плоокопараллельном потоке. [c.265]

Так как для разных элементов винта скорости К1 ра.яличны (вследствие разного расстояния до оси) и могут быть различны углы атаки, то зависимость силы тяги элемента от скорости V для разны.х элементов будет различной, но при больших значениях г> сила тяги каждого элемента винта должна уменьшиться. Тяга винта уменьшается по мере увеличения скорости самолета либо монотонно, либо начиная с некоторого значения скорости. Легко видеть, что влияние скорости v будет тем менее заметно, чем больше ю, а значит, чем быстрее вращается винт. Но при приближении w к значениям скорости звука обтекание профиля винта ухудшается, возрастает лобовое сопротивление и уменьншется эффективность работы винта. Следовательно, при скоростях полета, близких к скорости звука, винт не может развивать большой силы тяги. [c.567]

Отметим, что обычно поляру профиля (или поляру летательного ап в координатах, имеющих различные масштабы величин Су и, так этих величин различны (как правило, на порядок меньше, чем с, 1.30. Определение положения центра давления связано с расчето устойчивости тела вращения в полете. Эта устойчивость зависит от формы тела, положения его центра масс, скорости полета, угла а аэродинамической силы и точки ее приложения. [c.31]

Рассмотренные задачи и вопросы, связанные с аэродинамикой профиля и крыла, относятся к случаю их установившегося движения. При таком движении аэродинамические силы и моменты не зависят от времени и определяются при закрепленных рулях, заданных высоте и скорости полета лишь ориентировкой летательного аппарата относительно вектора скорости. Наиболее общим является не-установившееся движение, при котором летательный аппарат испытывает ускорение или замедление и совершает различные по характеру колебания. В обращенном движении это эквивалентно неустано-вившемуся обтеканию воздушным потоком. При таком обтекании аэродинамические свойства аппарата зависят не только от его положения относительно вектора скорости набегающего потока, но и от кинематических параметров, характеризующих движение, т. е. аэродинамические коэффициенты являются функцией времени. [c.241]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...