Скорость взлета и посадки максимальная

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]

Для улучшения характеристик на дозвуковых и околозвуковых скоростях полета разработана механизация крыла, обеспечивающая изменение кривизны профиля крыла. Для изменения кривизны профиля крыла применены отклоняемые носки и закрылки практически по всему размаху крыла. Носки и закрылки отклоняются автоматически в зависимости от угла атаки и числа М полета. Такая автоматизация обеспечивает минимальное сопротивление на различных режимах маневрирования без вмешательства летчика. Но летчик может и вручную управлять отклонением носков и закрылков при маневрировании, заходе на посадку и посадке. Максимальный угол отклонения носков 25°, а закрылков — 20° при выполнении маневров. На взлете они отклоняются на 30°, а на посадке носки — на 30°, а закрылки — на 45°. Что же дает применение наплывов, отклонение носков и закрылков На рис. 2.28 приведена зависимость максимального коэффициента подъемной силы Су max ОТ числа М полета для исходного крыла /, крыла с [c.81]

Самолет 4302 разрабатывался на основе опыта проектирования и испытаний истребителя БИ . Он выполнялся по схеме цельнометаллического одноместного высокоплана с прямоугольным в плане крылом площадью 8,85 м , концы которого по рекомендации ЦАГИ были отогнуты вниз как для уменьшения степени поперечной статической устойчивости на больших скоростях, так и для использования в качестве боковой опоры при посадке самолета. По аналогии с самолетом БИ на концах горизонтального оперения самолета 4302 устанавливались круглые вертикальные шайбы, а под хвостовой частью фюзеляжа — нижний киль. При взлете самолет 4302 должен был разбегаться на специальной колесной тележке, сбрасываемой после отрыва от земли, а садиться на выпущенную из фюзеляжного обтекателя лыжу и хвостовую опору в нижнем киле. Двигатель РД-1М А. М. Исаева, являвшийся дальнейшим развитием двигателя Д-1А-1100 и имевший расчетную максимальную тягу 1500 кгс, устанавливался в хвостовой части фюзеляжа. Расчетная максимальная взлетная масса самолета 4302 с полной заправкой топливом составляла 2500 кг (см. 6 на рис. 2). [c.418]

Максимальные скорости взлета и посадки в зависимости от давления в пиевматиках [c.167]

Скоростные критерии шин. Шины сверхнизкого и низкого давления не являются скоростными. Максимальная посадочная скорость самолетов, имеющих шины сверхнизкого давления баллонного и полубаллонного типа не более 200 км/ч шины низкого давления (арочного типа) — не более 250 км/ч. Когда посадочная скорость больше 250 км/ч, должны применяться шины высокого илн сверхвысокого давления. Это вызвано тем, что с увеличением скорости взлета и посадки увеличиваются центробежные силы в элементах конструкции шины. [c.132]

Требования по тяге на взлете к единым силовым установкам СВВП (СКВП) более высокие, чем к двигателям самолетов с обычной длиной дистанции взлета и посадки. Тяга такой силовой установки должна быть достаточной не только для взлета, но и для быстрого набора высоты и скорости, а также для полета с максимальной скоростью на боевом режиме. [c.187]

Двигатели, создаваемые в последние годы для высокоманевренных самолетов, должны иметь усовершенствованные выходные устройства, способные выполнять большое число функций. В условиях взлета и посадки на обледенелую или поврежденную взлетно-посадочную полосу, а также в полете при маневрировании возникает необходимость и реверсирования, и изменения вектора тяги. При применении сопла с изменяемым направлением вектора тяги можно уменьшить фактическую скорость отрыва и взлетную дистанцию самолета, отклоняя вектор тяги вверх. Реверсирование тяги в полете может позволить существенно уменьшить длину пробега при посадке путем применения частичного реверсирования перед приземлением при сохранении максимального режима, что позволит произвести максимальное реверсирование почти немедленно после касания полосы, не расходуя время на увеличение режима работы двигателя. Применение сопел с реверсированием тяги в полете в сочетании с высокой тяговооруженностью и хорошими динамическими свойствами двигателей создает возможность для самолета быстро разгоняться и тормозиться, то есть придает ему свойства сверхманевренности. [c.481]

Харриер с максимальной боевой нагрузкой, когда корабль на ходу со скоростью встречного ветра 10 уз. Ширина взлетно-посадочной площадки составляет 12 м по левому борту. Позади надстройки предусмотрено место для стоянки трех самолетов. В месте начала движения СВВП предусмотрено швартовочное устройство, присоединенное к шасси. Это дает возможность вывести двигатель на максимальную тягу, а затем начинать взлет с коротким разбегом. Впереди надстройки в стороне от взлетно-посадочной полосы предусмотрен участок с решеткой для отвода выхлопных газов при вертикальном взлете и посадке СВВП. На самолете предусмотрено быстроразъемное швартовочное приспособление, управляемое из кабины самолета. Наличие такого приспособления позволяет обеспечить взлет СВВП в неблагоприятных условиях качки корабля, когда невозможен взлет с коротким разбегом. Посадка всегда выполняется вертикальной и вблизи центра палубы, где меньше ощущается качка. [c.137]

Летно-технические данные самолета МБР-7 оказались достаточно высокими. С нормальной полетной массой 3168 кг он развивал максимальную скорость 376 км/ч на высоте 4300 м, а дальность его полета при перегрузочной взлетной массе 3600 кг достигала 1215 км (см. табл. 2). Однако сравнительно короткий хвост и очень высокая (более высокая, чем на МБР-2) установка мощного двигателя с винтом изменяемого в полете шага относительно крыла привели к усложнению техники пилотирования— самолет был очень чувствителен к изменению режима работы силовой установки и строг в управлении, особенно на взлете и посадке. Дюодка самолета была признана нецелесообразной и серийно он не строился, ак как самолеты этого класса уже не были остро необходимыми для советской морской авиации. Их функции постепенно переходили к появившимся в предвоенные годы морским дальним разведчикам, а также к сухопутным самолетам — средним и дальним бомбардировщикам. [c.259]

В соответствии с техническим заданием Управления ВВС новый четырехдвигательный гидросамолет должен был строиться как морской тяжелый бомбардировщик, способный вести боевую работу на всех морских театрах, базируясь на необорудованных гидроаэродромах, то есть находясь на плаву, и совершая полеты в сложных, метеоусловиях в строю или одиночно. МТБ-2 должен был обеспечивать также перевозку людей, транспортировку боеприпасов и горючего, обладать мореходными качествами для выполнения взлета и посадки при волне 1,0—1,5 м и ветре 7—10 м/с. Дальность полета с бомбовьпи[ грузом 2000 кг задавалась равной 1000 км, а максимальная скорость —300 км/ч на высоте 1000 м. [c.280]

Плоское сопло с косым срезом и выдвижным дефлектором (сопло ADEN), рис. 7.2в, обеспечивает поворот вектора тяги на угол, равный или больше 90°, и предназначено для использования на самолетах вертикального взлета и посадки. Оно может быть использовано и в полете для отклонения вектора тяги на углы, меньшие 90°. В этом сопле на режиме горизонтального полета регулируется площадь критического сечения и с помощью верхних и нижних створок — площадь выходного сечения сопла в соответствии с бесфорсажным или форсажным режимом работы двигателя. На режиме вертикального взлета дефлектор (ковшеобразная створка) выдвигается по часовой стрелке, направляя реактивную струю вниз. Дозвуковые створки сопла при этом имеют максимальное раскрытие для уменьшения скорости газового потока при подходе к поворотному дефлектору. Выдвижной дефлектор на режимах горизонтального полета убран внутрь сопла без нарушения течения внутреннего газового потока и внешнего обтекания реактивного сопла. На режиме горизонтального полета с помощью отклоняемой задней части верхней панели (поворотный клин) достигается поворот вектора тяги на угол 25...30°. [c.294]

В момент подъема и выпуска шасси происходит относительное перемещение отдельных сопряженных деталей на угол 70—90° с максимальной скоростью 0,04—0,08 м1сек. В период руления, разбега самолетов при взлете и пробеге при посадке в указанных сопряжениях происходят произвольные микроперемещения трущихся поверхностей с относительно малой скоростью. [c.113]

По сравнению с опытным серийные самолеты СБ имели увеличенную до 56,7 площадь крыла и нормальную полетную массу 5628 кг. Их максимальная скорость на расчетной высоте соответственно снизилась и стала равна 393 км/ч, а время набора высоты 5000 м увеличилось до 11,7 мин. Дальность полета серийных самолетов с бомбовым грузом 500 кг могла достигать 2187 км при перегрузочной полетной массе 6360 кг. Взлетно-посадочные данные обеспечивали эксплуатацию с небольших полевых аэродромов. Их разбег при взлете и пробег при посадке не превышал 300 — 350 м. При снежном покрове глубиной более 3(Ю мм самолеты оборудовались убирающимися лыжами, при установке которых створки, закрывавшие отсек убранного положения колесного шасси, заменялись специальными ложементами-обтекателями, вьшолненными по контуру лыжи, установленной в убранное положение. Применение лыжного шасси снижало максимальную скорость полета на 12 —17 км/ч, но благодаря лыжам поддерживалась высокая боеготовность самолетов СБ в зимнее время, что было очень зажно в те годы при практически полном отсутствии специальной [c.236]

Самолет ДАР прошел заводские летные испьггания в конце 1935 г. и весной 1936 г. Летал Б. Г. Чухновский с бортмехаником В. И. Че-чнным и ведущим инженером И. А. Берлиным. В процессе испытаний выполнялись взлеты с воды и посадки на лед. После посадки на воду ДАР мог самостоятельно выруливать на берег и продолжать полет, взлетая со льда. С нормальной полетной массой 7200 кг самолет имел максимальную скорость 240 км/ч у поверхности воды и при нормальной заправке топливом его дальность достигала 2000 км, а продолжительность полета составляла 9 ч (табл. 5). В перегрузочном варианте при полной заправке топливом и с полетной массой 9000 кг продолжительность полета ДАР достигала 20 ч. Тем не менее, несмотря на достаточно хорошие характеристики и заказ пяти самолетов ДАР полярной авиацией, они серийно не строились, главным образом из-за сложности производства отечественная промышленность в то время еще не располагала в нужном количестве сложным сварочным оборудованием, способным обеспечить производство даже малой серии таких самолетов. [c.270]

Вертолет обладает большим преимуществом перед самолетом благодаря тому, что он не требует специально оборудованных посадочных и взлетных площадок. Он может неподвижно держаться в воздухе на одном месте ( висеть ), перемещаться в любом направлении, а также совершать подъем или спуск под любым углом к горизонту, В1слючая вертикальный взлет и вертикальную посадку. Вмбсте с тем вертолет значительно уступает самолету в скорости полета. В настоящее время максимальные скорости горизонтального полета вертолета находятся в пределах 200—250 км/час. [c.7]

Государственные испытания дублера, получившего войсковое обозначе-теТБ-1 (тяжелый бомбардировщик — первый), начались в августе 1928 г. й продолжались почти восемь месяцев. С нормальной полетной массой 6560 кг самолет показал максимальную скорость горизонтального полета 198 км/ч (см. табл. 1). Летчики отмечали простой взлет, хорошую устойчивость самолета на всех режимах полета, его способность устой-WBO лежать в вираже с креном 55° — 60 при перегрузочной полетной массе 7750 кг и с креном до 70° — 75° при нормальной полетной массе. Подчеркивалось, что пилотирование самолета имеет особенности, отлича-ипще его от легких самолетов-разведчиков требовались более крупные дважения рулями прн уменьшении скорости, наличие навыка для свое-Ц)еменного выравнивания самолета на посадке из-за более высокого положения летчика в кабине относительно земли. [c.301]

Первый полет самолета ПС-124 под управлением экипажа во главе с летчиком Э. И. Шварцем состоялся 15 мая 1939 г. Самолет успешео прошел испьггания и получил хорошую оценку летчиков. С полетной массой 44000 кг и коммерческой нагрузкой 4800 кг (60 пассажир<1в) он развивал максимальную скорость 275 км/ч на высоте 3500 м, имел дальность полета около 1000 км, разбег при взлете — 500 м, а пробег после посадки — 620 м. 12 августа 1939 г. самолет ПС-124 был передав в гражданский воздушный флот и до конца 1940 г. эксплуатировался на авиалинии Москва — Минеральные Воды, по которой экипаж летчика Н. И. Новикова выполнял регулярные авиарейсы с пассажирами на борту. Самолет имел новейшее по тому времени аэронавигационное оборудование, позволявшее ему совершать полеты по трассе в сложных погодных условиях и ночью. Пассажировместимость ПС-124 в эксплуатации была З еличена до 64 мест, а экипаж состоял из семи человек — командира корабля, второго летчика, штурмана, бортинженера, двух бортмехаников и впервые включенного в состав экипажа бортпроводника. Всего на этой линии самолет налетал 271 ч 25 мин, а с декабря 1940 г. по ноябрь [c.376]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...