Режим полета оптимальный

Мы установили, что наибольшая дальность полета достигается на наивыгоднейшей высоте при определенной скорости (или определенном числе М). Назовем этот режим полета оптимальным. Для того чтобы в течение всего полета режим был оптимальным, нужно выяснить, как зависят показатели этого режима от полетного веса, который в полете уменьшается за счет расходования топлива и боевой нагрузки и увеличивается при дозаправке в воздухе. [c.235]

Пример. При полетном весе 0 а, = 10 т оптимальный околозвуковой режим полета самолета определяется следующими показателями Я ач = 15 км, = = 1,6 кг/км, М = 0,98 (см. рис. 9.10 и 9.05). Найти показатели оптимального режима после израсходования 2 г топлива и пройденный при этом путь, [c.237]

Для этого диапазона скоростей формулу (31) можно заменить ее приближением, пренебрегая слагаемым фо (1—по сравнению с (—1п/). В этом частном случае мы получаем, что оптимальный режим полета реализуется при показательном законе изменения массы в виде [c.205]

Таким образом, при оптимальном режиме полета на максимальную дальность коэффициент подъемной силы должен оставаться постоянным. Для дозвуковой области Су = fea, и, следовательно, оптимальный режим полета реализуется при постоянном угле атаки. [c.214]

Умение выбрать оптимальные для данных конкретных условий маневр и режим полета очень важно для достижения успеха. Так, например, при ведении воздушного боя необходимо исходить из следующих основных принципов [c.394]

Работающие двигатели для сохранения скорости полета переводятся на повышенный режим, удельный расход топлива уменьшается, что на малых и средних высотах приводит к увеличению дальности полета по сравнению с дальностью на том же режиме полета со всеми работающими двигателями. Высота потолка при отказе двигателя уменьшается. Поскольку километровый расход топлива с уменьшением высоты полета растет, то максимальная дальность в этом случае будет меньше максимальной дальности полета со всеми работающими двигателями или полета на оптимальной высоте. [c.54]

При отказе двигателя вертолет имеет возможность совершить посадку на режиме авторотации в этом случае при снижении вертолета с постоянной скоростью тяга несущего винта остается постоянной. Установившаяся скорость снижения вертолета на этом режиме даже при полете вперед весьма велика, поэтому режим авторотации используется обычно как аварийный. Крайне важно, чтобы летчик выполнял своевременные и правильные действия, обеспечивающие оптимальную траекторию полета в начале и конце маневра. [c.307]

Если в начале полета был установлен оптимальный режим, при котором а [c.235]

Особенностью магнитных систем управления спутников, стабилизированных собственным вращением, является то, что работают они не непрерывно, а с некоторой скважностью, которая определяется не только временем накопления достаточной ошибки от возмущений, но и физическими свойствами магнитного поля Земли. Иногда система включается один раз за виток, иногда намного реже, причем в одних случаях работа происходит на определенных участках орбиты, где выполняются условия оптимального управления, а в других — на любом участке или на протяжении всего витка (или нескольких витков), если выполнение этих условий не требуется. Проведенные исследования [30] показали, что для каждой орбиты и всех фаз полета спутника с активной магнитной системой существуют четыре точки переключения. Условия переключения проверяются с помощью сигналов датчика напряженности магнитного поля Земли и солнечных датчиков. При этом соответственно переключается и магнитный диполь ориентации оси закрутки, и диполь стабилизации скорости собственного вращения спутника. Прерывистость работы активных магнитных систем ориентации положения спутника и его скорости закрутки обусловливается самой природой стабилизации собственным вращением, для которой характерна высокая устойчивость к воздействию как внешних, так и внутренних возмущающих моментов. [c.125]

Оптимальный режим работы питателя достигается при времени полета частиц, кратном периоду колебаний лотка. Это соответствует условию [c.111]

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]

Все предыдущие рассуждения относились к тому случаю, когда величина тяги ракеты считалась постоянной и единственным изменяемым параметром было время выгорания топлива. Однако большие потери в скорости и дальности при полете малых ракет в атмосфере, иллюстрацией чего служат рис. 1.11 и 1.12, наводят на мысль, что более выгодным в отношении минимизации потерь от трения о воздух и от силы тяжести будет режим переменной тяги. Для строгого определения оптимальной программы тяги необходимо пользоваться методами вариационного исчисления, как, например, в работе [17]. [c.29]

Из рассмотренных выше оптимальных режимов правильного виража нам кажется наиболее интересным режим полета, при котором достигается Ь = Ьтах без ограничений на время полета. Исследуем геометрические, кинематические и динамические характеристики движения центра мэсс самолета в этом случае. Уравнение экстремали (18) преобразуем следующим образом. Пусть [c.229]

Теоретическое исследование чувствительности выходных характеристик РДТТ (Р /1) к определяющим их параметрам представляет практический интерес для осуществления необходимого или заданного закона изменения силы тяги, обеспечивающего оптимальный или заранее заданный режим полета ракеты. [c.140]

Для ДТРД, предназлаченных для сверхзвуковых скоростей полета, целесообразно осуществить регулирование на оптимальную степень двухконтурности. При этом с целью улучшения экономичности работы двигателя следует на стенде и дозвуковых скоростях полета увеличивать степень двухконтурности на сверхзвуковых скоростях полета, наоборот, целесообразно у уменьшать (вплоть до 0), переводя ДТРД на режим работы ТРД. [c.78]

Скорость снижения на авторотации при полете вперед вычисляется по простой формуле 1/сн = Ргор/ - Следовательно, скорость снижения минимальна при скорости полета, которой соответствует минимальная потребная мощность. Эта минимальная скорость, как правило, приблизительно вдвое меньше скорости снижения на авторотации по вертикали. Угол снижения, определяемый величиной отношения V h/V — PfWV, минимален при минимуме отношения P/V в горизонтальном полете. Обычные значения этого угла составляют от 30 до 45° (угол отсчитывается от горизонтали). При отказе двигателя на больших высотах летчик выводит вертолет на режим установившейся авторотации при скорости полета, которой соответствует минимальная скорость снижения. Вблизи земли летчик осуществляет подрыв , сводя вертикальную и горизонтальную скорости к нулю непосредственно перед приземлением. Если отказ двигателя происходит на малых высотах, то времени для выхода на режим установившегося снижения обычно не хватает. При отказе двигателя на висении оптимальным будет снижение по вертикали. Характеристики авторотации рассмотрены подробнее в разд. 7.5. [c.281]

Об оптимальном выборе реактивного ускорения. Лля эффективного управления полетом ракеты необходимо обеспечить оптимальный режим движения, т.е. с наименьшим расходом топлива [30]. Лругими словами, надо найти номинальный закон изменения с течением времени реактивного ускорения f t). [c.528]

Для улучшения гранулометрического состава заменили статические грануляторы, смонтировали грануляторы конструкции Д/Ф НИИхиммаша. При оптимальных нагрузках они обеспечивают содержание фракции 1-2,5 мм 96-97%, а фракций 1-3 мм 97-98%, что значительно выше нормы ГОСТа. Для этого следует строго следить за поддержанием оптимальной нагрузки на грануляторы,постоянно чистить аппараты и их фильтры, следить за количеством воздуха,подаваемого в грануляционную башню. Режим охлаадения гранул в полете по нашим наблвдениям сказывается не только на гранулометрическом составе, но и на прочности гранул. При увеличении скорости охлаадения гранулометрический состав улучшается, но прочность снижается, поэтому важно выбрать оптимальный режим охлаждения. [c.28]

Двигательные системы разбиваются на три большие категорииг в зависимости от главного ограничения на регулировочную характеристику (1.4), обусловленного природой физических процессов в двигателе. Главное ограничение с точки зрения механики полета характеризуется тем, что оптимальный режим работы двигателя, как правило, соответствует выходу на это ограничение. Такими ограничениями являются ограничение скорости истечения реактивной струи, ограничение мош,-ности и ограничение тяги двигательной системы. [c.268]

Пользуясь световыми кнопками, можно за пультом дисплея выбирать те или иные аналитические подпрограммы. Этот выбор определяет режим аэродинамического анализа, выполняемого во время общего анализа характеристик самолета. Например, коэффициенты трения можно определять на основе среднего числа Рейнольдса или на основе конкретных чисел, непрерывно корректируемых с учетом изменений высоты и ск зости. Индуктивное сопротивление, вычисляемое на итерации каждого щага данной фазы полета, зависит от общего веса, скорости и высоты. А эти параметры могли быть скорректированы лищь в соответствии с условиями протекания предыдущего шага. Поскольку величину шага, с которым выполняется анализ, можно регулировать по каждой фазе полета, можно добиться оптимального соотношения точности и времени выполнения анализа. Аэродинамические процедуры, включенные в САП, используют методы, применяемые в настоящее время в аэродинамических лабораториях фирмы Lo kheed-Georgia [c.222]

К таким задачам, в частности, относится изменение тяги двигателя ракеты или космического аппарата с целью получения оптимальных характеристик их полета. Как известно, в применении к ЖРД такое регулирование освоено и применяется довольно часто. Для двигателей твердого топлива — несмотря на то, что эти двигатели значительно проще по схеме, чем жидкостные, — регулирование величины тяги осуществляется со значительно большим трудом и применяется реже. Однако выигрыш в ряде важнейших характеристик ракет и космических аппаратов при введении регулирования их двигателей столь очевиден и заметен, что интерес к проблеме регулирования РДТТ не ослабевает, о чем свидетельствуют довольно многочисленные публикации в этой области. [c.297]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...