Угол набора высоты

S.P/W (влияние скорости набора высоты на индуктивную скорость при выводе этой формулы не учитывалось). Максимальный угол набора высоты достигается при максимальном значении отношения V /V = AP/(WV). Если вертолет может висеть на данной высоте при заданном полетном весе, то максимальный угол набора высоты равен 90°. Если высота больше статического потолка, то скорость, соответствующая максимальному углу набора высоты, находится в диапазоне между минимальной скоростью и скоростью, при которой мощность минимальна. С увеличением полетного веса минимальная потребная мощность возрастает, а значит, максимальная скорость набора высоты уменьшается. Уменьшается она и с высотой. Точка, в которой максимальная скорость набора высоты равна нулю, определяет абсолютную максимальную высоту полета — динамический потолок. [c.281]

Приведенные расчеты показывают, что с уменьшением веса самолета снижаются величины потребной скорости и Тяги в горизонтальном полете. Одновременно увеличивается запас или избыток скорости, тяги и мощности. А это положительно сказывается на вертикальном и горизонтальном маневре, т. е. сокращает время выполнения виража (и других фигур), увеличивает вертикальную скорость при подъеме и угол набора высоты. [c.155]

Как же изменится вертикальный маневр самолета и в первую очередь его вертикальная скорость и угол набора высоты [c.155]

При определенном стечении обстоятельств (слишком задняя центровка, недостаточно удачная аэродинамическая компоновка самолета, влияние упругих деформаций конструкции) степень местной неустойчивости самолета и каб-рирующие моменты могут быть настолько велики, что даже полного отклонения вперед штурвала (ручки) может не хватить для возвращения самолета из режима больших околокритических углов атаки в нормальный режим полета, т. е. наступит потеря управляемости самолета. Это может быть, например, в полете при М = 0,8 (рис. 20). Потеря управляемости выразится в том, что даже при полном отклонении штурвала вперед самолет будет лететь с перегрузкой, увеличивая угол тангажа и угол набора высоты. [c.178]

Для ЖРД рассчитаны расход окислителя и горючего, величина давления в камере сгорания, давление подачи топлива, а также величина средней скорости, угол набора высоты. [c.293]

Вертикальная скорость при отрыве от земли с включенной РУ-1 возрастает на 30 процентов и соответственно увеличивает возможный угол набора высоты, — писал Королев, — что важно при взлете с аэродрома, ограниченного препятствиями . [c.297]

По аэродинамическому расчету С. П. Королева, работа реактивного двигателя в течение 80 — 100 с должна была увеличить максимальную скорость полета самолета Пе-2 с РД-1 на 108 км/ч на высоте 7000 м, а при включении на взлете сократить длину разбега на 70 м. Вертикальная скорость самолета при отрыве от земли с работающим двигателем РД-1 могла возрасти на 30%, соответственно увеличивался возможный угол набора высоты, что было важно при взлете с небольшого полевого аэродрома, ограниченного препятствиями. [c.412]

Наконец нужная скорость достигнута. Летчик переводит самолет в режим набора высоты. В этот момент он обязан перенести взгляд от земли на горизонт, чтобы проверить, нет ли впереди препятствий, и придать самолету нужный угол набора высоты, установив определенным образом капот самолета по горизонту. [c.129]

Задача 771 (рис. 446). Самолет в период взлета (набора высоты) движется поступательно и прямолинейно с постоянным ускорением W, образующим с горизонтом угол 3. Определить величину этого ускорения, если известно, что нить ОМ математического маятника, находящегося на самолете, отклонена от вертикали на угол а. Каково при этом натяжение нити Масса маятника равна т. [c.289]

Для взлета самолет должен разбежаться по земле и набрать скорость, при которой подъемная сила Ry может стать больше С. Чтобы ускорить наступление этого момента, самолету перед взлетом придают такое положение, при котором угол атаки близок к критическому отрыв от земли происходит при скорости, лишь немного превышающей минимальную. Поэтому обычно после отрыва от земли самолет некоторое время летит почти горизонтально и набирает скорость, прежде чем перейти к набору высоты. [c.570]

Основными величинами, характеризующими набор высота полета, являются угол набора 0, скорость подъема V и вертикальная скорость Vy. [c.44]

Чем больше избыточная тяга Я—Q, тем круче траектория установившегося набора высоты. Так как у самолетов с ТРД избыточная тяга максимальна при скорости, близкой к наивыгоднейшей, то наибольший угол 0 установившегося набора будет примерно при этой же скорости. [c.166]

Путь, пройденный самолетом при наборе и снижении, значительно меньше участка Lr. п, поэтому полная дальность полета самолета в основном определяется дальностью горизонтального полета. При полете по потолкам происходит медленный набор высоты за счет облегчения самолета при выработке топлива. Угол подъема очень мал — составляет доли градуса, однако изменение высоты заметно. При дальности 3000—5000 км набор высоты составляет 1—2 км. В условиях боевого применения могут быть и другие, более сложные профили полета, состоящие из участков полета на разных высотах. Полет по сложным профилям приводит к уменьшению дальности. [c.172]

Силы, действующие на вертолет в вертикальной продольной плоскости, показаны на рис. 5.31 (см. также разд. 5.4). Вертолет имеет скорость V, а траектория его полета наклонена к горизонту на угол 0тр, гак что скорость набора высоты или снижения Ус равна V sin 0тр. Несущий винт создает силу тяги Т и продольную силу Н, направления которых заданы выбором плоскости отсчета. Последняя составляет угол а со скоростью V набегающего потока (угол атаки а положителен, когда винт наклонен вперед). На вертолет действуют вес W (направлен по вертикали) и сила аэродинамического сопротивления D (направлена по скорости V). Вспомогательные пропульсивные или несущие устройства можно принять в расчет, включив создаваемые ими силы в W н D. Условия равновесия вертикальных и горизонтальных составляющих дают [c.235]

Горка — подъем с углом, превышающим угол установившегося набора высоты. Траектория горки схожа с траекторией пикирования, но самолет движется снизу вверх. [c.200]

Таким образом, возмущенное движение носит колебательный характер, однако обычно колебания затухают настолько сильно, что летчик замечает только первое искривление траектории (бросок самолета) вверх. Через 1—3 сек процесс восстановления угла атаки заканчивается и самолет оказывается в состоянии пологого набора высоты (положение 4). Как видим, после короткопериодических колебаний режим восстановился не полностью угол атаки стал прежним, но появился наклон траектории. Скорость за такое короткое время не успевает заметно измениться. [c.305]

Известно, что при выводе самолета из горки или при наборе высоты отклонением ручки от себя перегрузка будет меньше единицы. При этом можно так подобрать траекторию, что перегрузка будет равна нулю. Это значит, что от крыла не требуется никакой подъемной силы, так как вес самолета уравновешивается центробежной силой. Угол атаки при этом близок к нулевому. На таком режиме самолет не свалится в штопор и не будет парашютировать, хотя скорость его может стать значительно меньше минимальной скорости горизонтального полета. Попутно отметим, что такой режим полеТа является единственно возможным методом создания на самолете условий невесомости. [c.20]

Перед началом горки тяга равна сопротивлению. Энергия самолета максимальная. При вводе в горку увеличивается угол атаки, сопротивление растет и становится больше тяги двигателя (происходит потеря энергии). На горке, в прямолинейном наборе высоты, угол атаки (и Су) уменьшается (становится меньше, чем в горизонтальном полете), поэтому и сопротивление падает. Однако [c.22]

Если при маневре скорость меняется незначительно, то самолет на сверхзвуковых скоростях устойчивее сохраняет заданную перегрузку, чем на дозвуковых. Но при интенсивных маневрах скорость, как правило, довольно быстро уменьшается, и при подходе к числу М=1,0 благодаря перемещению фокуса вперед и восстановлению эффективности руля высоты (переход от точки 3 к точке 2 на рис. 5 и 6) самолет самопроизвольно начинает увеличивать угол атаки и перегрузку происходит, как говорят летчики, подхватывание самолета на большую перегрузку. Процесс подхватывания обычно достаточно медленный, и летчик.вполне успевает парировать его плавным отклонением ручки от себя к нейтральному положению. Однако при самом неблагоприятном стечении обстоятельств (торможение со сверхзвуковой скоростью с полностью добранной ручкой, при полностью убранном газе и выпущенных тормозных щитках, с набором высоты и при задней центровке) подхватывание может быть очень энергичным, что потребует от летчика быстрой реакции. [c.59]

Снос ветром звукового хлопка. Боковой ветер сносит ударную волну, отчего полоса слышимости смещается по ветру. Заметное влияние на размеры зоны слышимости и громкость хлопка оказывают скорость набора и снижения и угол наклона траектории. Так, при наборе высоты с углом наклона 15° на высоте 5 км хлопок слышен на земле при М > 1,2. При снижении с высоты 10—12 км с углом наклона —10° хлопок достигает земли уже при М = 1,03. [c.15]

Конечная воздушная скорость катапультного старта практически равна скорости отрыва самолета при его разбеге по аэродрому. Разница состоит в том, что разгон осуществляется за счет тяги двигателей и главным образом за счет тяги катапульты. Кроме того, при разбеге по аэродрому самолет увеличивает угол тангажа, а следовательно, угол атаки до величины угла отрыва, который у современных самолетов составляет 8.. .14°, а при катапультном взлете угол тангажа близок к нулевому значению. После схода самолета происходит поворот самолета относительно поперечной оси, увеличивается угол тангажа и соответственно угол атаки для увеличения подъемной силы, необходимой для предотвращения уменьшения высоты, а затем и для набора высоты. Особенностью катапульт- [c.166]

Б. Нормальный набор высоты. Указатель под ема является особенно ценным прибором для сохранения постоянной скорости под ема. Летчик должен знать безопасный режим набора высоты своего самолета при различных условиях нагрузки и сохранять этот режим при под еме. Для летчика безразлично, каков будет угол под ема, лишь бы режим под ема позволил ему миновать все препятствия. [c.90]

Если 51П = Пх, тогда - = 0, полет происходит с постоянной скоростью и вся энергия идет на набор высоты. В промежуточных случаях на подъем затрачивается тем больше энергии, чем больше угол 0. Переписав формулу (14.9) в виде [c.336]

Выполненные полеты показали, что самолет на рулении прост и хорошо управляется, на взлете машина устойчива и не имеет тенденции к самопроизвольному рысканию или подъему носа. Самолет имел очень хороший обзор с опущенной носовой частью фюзеляжа, что значительно облегчало выполнение руления, взлета и посадки. Взлетный угол легко выдерживался. Отрыв самолета происходил плавно. После подъема носовой части фюзеляжа полет проходил по приборам. Установленный на самолете перископ давал возможность обозревать лежащее впереди пространство. Набор высоты самолетом был прост и не требовал от летчика повышенного внимания. В горизонтальном полете самолет управлялся хорошо. Разгон и переход "звукового барьера" проходили спокойно, а момент прохода М=1 отмечался только по приборам. Интенсивность разгона самолета была достаточно хорошая. Заход на посадку и посадка выполнялись легко. Наличие автомата управления тягой (АУТ) полностью разгружало летчика от работы двигателями на режиме захода на посадку. Пользование органами управления АУТ было весьма удобно, особенно при использовании гашетки скорости на ручке управления самолетом. Самолет касался [c.67]

Основы теории полета очень трудны для понимания кружковцев, но для получения некоторого представления об управлении вертолетом необходимо объяснить им следующее. Для набора высоты двигатель выводят на наибольшую частоту вращения, а лопасти устанавливают на максимальный угол. В этом случае сила тяги винта превышает вес вертолета. [c.51]

При тгом несущий винт выполнил свое назначение, обеспечив более быстрый взлет и круюй угол набора высоты по сравнению с самолетом обычной схемы. Однако [c.111]

Произвольный несущий ви-нт с любыми распределениями хорд и профилей лопасти, а также с любой круткой требует более обстоятельного анализа. Такой анализ-должен быть применим не только к обычным, но и к экстремальным режимам полета, в том числе режимам больщих нагрузок и больщих скоростей. Мощности, затрачиваемые на набор высоты и вредное сопротивление, можно определить точно, предполагая, что угол наклона траектории полета и вредное сопротивление известны (т. е. предполагая, что ориентацию винта можно точно найти из условий равновесия сил и моментов, действующих на вертолет). Таким образом, уточнение аэродинамического расчета вертолета достигается в основном посредством уточнения расчета индуктивной и профильной мощностей. Имеем [c.287]

Следует сказать о влиянии угла горки. Чем больше угол набора, тем с меньшим радиусом может быть вывод из горки и тем меньше будет скорость. Так, например, при установлении рекорда высоты на самолете F-104 скорость по прибору в верхней точке горки достигала 140— 160 кмЫас, что, очевидно, значительно меньше скорости, на которой этот самолет может свалиться в штопор в горизонтальном полете. [c.21]

Из приведенных рассуждений следует, что если фактическая перегрузка п меньше Псв, то хотя скорость полета V и будет меньше скорости Уев горизонтального полета, самолет не выйдет на угол акр и сваливания не произойдет. Например, если Уев = 200 кж/час и фактическая скорость в рассматриваемый момент 140 км1час, а перегрузка ф < 0,49, то фактический угол атаки самолета будет меньше Окр и самолет не станет сваливаться. Это обстоятельство используется, в частности, на современных самолетах для достижения так называемого динамического потолка и для рекордных полетов на высоту. При выполнении подобных полетов летчик на определенной высоте, обычно ниже статического потолка, разгоняет самолет до максимальной скорости, чтобы сообщить ему наибольшую кинетическую энергию (рис. 8). После этого, отклоняя ручку на себя, летчик создает перегрузку л > 1 и переводит самолет в набор высоты. Скорость полета при этом начинает уменьшаться. [c.168]

ГОРКА — неустановившееся движение самолета с набором высоты под углом, превышающим максимальный угол набора. Горка вьшол-няется за счет запаса кинетической энергии самолета (запаса скорости). [c.222]

Самолет имеет нестреловидное свободнонесущее кессонной конструкции крыло. Крылу придан небольшой угол обратного поперечного V — около 2°, вследствие чего концы крыла несколько опущены относительно центроплана. Крыло снабжено мощной механизацией, состоящей из щелевого закрылка со сдвижной осью вращения, отклоняющегося в два положения — взлетное на 15° и посадочное на 38°. Закрылок каждого полукрыла разделен по размаху на две части в месте расположения мотогондол. В мотогондолах установлены два турбовинтовых двигателя АИ-24ВТ взлетной мощностью 2820 л. с. и один турбореактивный двигатель РУ19А-300 со статической тягой 800 кгс. Двигатель РУ19А-300 используется для создания дополнительной тяги на взлете, при наборе высоты, посадке и при необходимости — в горизонтальном полете, а также для запуска основных двигателей и для питания бортовой электросети при отказе генераторов постоянного тока. [c.280]

Угол наклона граектчэрни набора высоты в градусах [c.187]

Текуище значения путевой скорости, угла сноса и координаты места самолета непрерьшно выдаются на специальные указатели. Система НАС-1 является автономной и может применяться на самых дальних трассах. Достоинством системы является высокая точность измерения путевой скорости и угла сноса, что повышает надежность и точность самолетовождения, облегчает работу штурмана в полете. Она дает возможность измерять путевую скорость и угол сноса в режиме набора высоты и своевременно вводить поправки в курс при изменении угла сноса, вызванного непостоянством [c.132]

Во всех случаях превышения ограничений по скорости необходимо уменьшить ее до допустимой величины, для чего следует уменьшить тягу двигателя и выпустить тормозные щитки. В некоторых случаях можно ускорить торможение переводо М самолета в набор высоты. Однако для искривления траектории полета потребуется увеличить угол атаки, что иногда может усугубить положение. [c.254]

Появившийся пр ирост подъемной силы (точка 2) искривляет траекторию движения и переводит самолет в набор высоты. По мере увеличения угла тангажа с гировертикали (ГВ) на вход автопилота будет поступать сигнал Х , противоположный по знаку сигналу рассогласования — Последний с ростом высоты полета уменьшается. В результате сумма сигналов Х + Х станет больше сигнала Х/ — Xff и отклонение стабилизатора, начнет уменьшаться, уменьшается при этом и угол атаки. В точке 3 стабилизатор и угол атаки возвратятся к исходным значениям. При дальнейшем движении сигнал рассогласования продол- [c.292]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...