Максимальная скороподъемность

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]

Режим максимальной скороподъемности [c.165]

Чтобы получить максимальную скороподъемность, нужно добиться максимального значения произведения V (Р—Q). Для этого следует, во-первых, использовать располагаемую тягу ( полный газ ) и, во-вторых, подобрать соответствующую скорость по траектории. [c.165]

Итак, режим максимальной скороподъемности является более скоростным, чем режим наиболее крутого подъема. [c.166]

Наличие двух режимов максимальной скороподъемности связано с особенностями изменения избыточной тяги по скорости у сверхзвуковых самолетов. Эти особенности рассмотрены в предыдущей главе. [c.168]

Для сверхзвукового самолета (рис. 7.08) построены две кривые > соответствующие двум режимам максимальной скороподъемности. Как видим, выше 10 км сверхзвуковой максимум Vy больше околозвукового. [c.169]

Пользоваться. барограммой просто. Например, по барограмме на рис. 7.09 можно узнать, что на режиме максимальной скороподъемности для набора высоты 15 км данному самолету требуется 6,3 мин на подъем с высоты 5 кл1 до практического потолка нужно 14,1 — 1,2 = 12,9 мин за 5 мин подъема от земли самолет набирает высоту 13,8 км и т. д. [c.171]

Каждому режиму подъема соответствует своя барограмма. Барограмма для режима максимальной скороподъемности проходит левее (выше) остальных. Это видно на рис. 7.09, который относится к тому же дозвуковому самолету, что и графики рис. 7.05 и 7.07. Однако если отклонение от этого режима невелико, го скороподъемность почти не ухудшается, особенно на малых высотах. [c.171]

Барограмма подъема сверхзвукового самолета, обладающего двумя режимами максимальной скороподъемности, имеет более сложный вид она включает участок разгона для перехода с околозвукового на сверхзвуковой режим. Наилучшая высота разгона определяется специальными расчетами. [c.171]

Вот почему для сверхзвуковых самолетов наибыстрейшее увеличение энергии нельзя даже приближенно отождествлять с максимальной скороподъемностью. Оно должно осуществляться по некоторой программе, которая заключается в изменении скорости по определенному закону в зависимости от высоты при использовании всей располагаемой тяги. Эта программа зависит от конкретных аэродинамических, тяговых и весовых характеристик данного самолета и может быть довольно сложной. Например, на каком-то участке может оказаться целесообразным прервать набор высоты или даже перейти на снижение для быстрого разгона до такой сверхзвуковой скорости, при которой снова выгодно продолжать подъем. Программа подъема — разгона должна быть известна летчику заранее или может автоматически отрабатываться в полете с помощью бортового или наземного вычислительного устройства. [c.197]

При одном и том же режиме работы двигателя набор высоты возможен на различных скоростях по траектории. Меньше всего времени и топлива затрачивается при наивыгоднейшей скорости подъема (режим максимальной скороподъемности). Однако при подъеме с продвижением по маршруту некоторое повышение скорости за счет уменьшения угла подъема оказывается выгодным из-за увеличения расстояния, проходимого при наборе высоты. [c.244]

Прежде всего нужно выйти в точку наибольшего уровня энергии, т. е. получить скорость, возможно близкую к максимальной на заранее известной высоте. Выйти в эту точку можно различными способами. На менее скоростных самолетах обычно вначале набирают высоту на режиме максимальной скороподъемности. Когда приборная скорость становится равной той, которая должна быть в точке максимального уровня энергии, набор высоты продолжают, сохраняя эту приборную скорость до тех пор, пока Vy не уменьшится до нуля. Это будет означать, что самолет вышел на высоту, где его суммарная энергия максимальна. [c.21]

Затем строят кривые изменения максимальных скороподъемностей по высотам. По этой кривей методом, изложенным в Аэродинамическом расчете самолета , строят барограмму подъема на высоту в стандартных условиях [c.229]

Таким образом, максимальная скороподъемность самолета у земли определяется по зависимости [c.52]

Принимается, что режим полета самолета при наборе высоты с нормируемым градиентом соответствует режиму максимальной скороподъемности (см. выше). [c.54]

Этот режим используется для старта перегруженных самолетов при ограниченных размерах летного поля или для достижения максимальной скороподъемности в начале набора высоты. [c.191]

При наборе высоты на режиме максимальной скороподъемности используется вся располагаемая мощность несущего винта (точка Г на рис. 85). [c.86]

При /Смаке достигается максимальная дальность полета, скороподъемность и дальность планирования. [c.48]

Форсирование тяги ГТД применяется при взлете для сокращения длины разбега самолета, увеличения скороподъемности и потолка самолета, а также максимальной скорости полета. [c.214]

Существует ряд летно-технических данных летательного аппарата, определяющих его эффективность (максимальные скорость и высота полета, дальность, скороподъемность, время разгона до максимальной скорости, взлетные и посадочные характеристики и пр.), а также специфических данных, зависящих от типа аппарата. Качества, представляющие наибольшую ценность для самолета одного назначения, могут оказаться второстепенными для самолета другого назначения. Кроме того, для различных задач, выполняемых одним и тем же самолетом, ценность его качеств может меняться. Например, высокая скороподъемность достигается самолетом при большом отношении тяги его силовой установки к массе самолета (большой тяговооруженности), что обеспечивает истребителю быстрое занятие позиции для активных действий. Однако для стратегического перебазирования самолетов-истребителей основную роль играет так называемая перегоночная дальность , определяемая в значительной степени низким расходом топлива двигателя на этом режиме полета. Следует также отметить, что военные интересы и соображения часто превалируют над требованиями аэродинамики или технологии. Например, с точки зрения аэродинамики полет у земли с большой скоростью очень невыгоден, и дальность полета получается существенно меньшей, чем на большой высоте. Однако низколетящие боевые самолеты малоуязвимы для средств ПВО, в связи с чем аэродинамике приходится отступать на второй план [32]. [c.75]

Аэродинамический расчет вертолета сводится в основном к определению потребной и располагаемой мощностей в рассматриваемом диапазоне режимов полета. Данные о мощности могут быть затем преобразованы в такие величины, как скороподъемность, потолок, дальность и максимальная скорость, которые определяют летно-технические характеристики вертолета. Потребную мощность можно представить суммой четырех частей 1) индуктивной мощности, затрачиваемой на создание силы тяги винта, 2) профильной мощности, необходимой для вращения винта в воздухе, 3) затрат мощности на преодоление вредного сопротивления, т. е. на продвижение вертолета в воздухе, и 4) затрат мощности на набор высоты, т. е. на изменение потенциальной энергии вертолета. На режиме висения для преодоления вредного сопротивления мощность не затрачивается, а индуктивная мощность составляет 60-f-70% общих затрат. С увеличением скорости полета индуктивная мощность уменьшается, профильная слегка возрастает, а мощность, затрачиваемая на вредное сопротивление, увеличивается вплоть до того, что ста новится доминирующей при больших скоростях. Таким образом, потребная мощность велика на висении вследствие больших индуктивных затрат при приемлемой нагрузке на диск (хотя винт и малонагруженный), далее она сначала уменьшается с ростом скорости полета в результате уменьшения индуктивной мощности, а затем снова увеличивается, так как при больших скоростях велика мощность, затрачиваемая на преодоление вредного сопротивления. Потребная мощность минимальна приблизительно в середине диапазона скоростей вертолета. [c.265]

Естественно, что летные данные самолета в случае неполной и несимметричной тяги ухудшаются. Особенно заметно падают скороподъемность и потолок (рис. 2). Диапазон скоростей в случае неполной тяги у большинства современных самолетов также уменьшается, но гораздо меньше, особенно на малых и средних высотах. Такое положение объясняется тем, что максимальные скорости современных самолетов в довольно широком диапазоне высот обычно ограничиваются не избытком тяги [c.81]

СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ—наименьшее время подъема самолета на заданную высоту с данным взлетным весом при работе двигателя с максимальной тягой (мощностью). [c.226]

Нарушение скороподъемности. На больших высотах при повышении летчиком заданного режима скороподъемности нарушаются установленные значения скорости изменения давления в кабине (рис. 1.20). Максимальная величина на самолете Ил-62 на высоте 7,5 км в 1,7 раза больше нормы, или 0,325 мм рт. ст./с вместо установленной 0,18 мм рт.ст./с, а на других самолетах на высоте 5,2 км оказывается в 3 раза больше допустимой, или 0,52 мм рт.ст./с. Указанное нарушение скорости изменения давления является следствием превышения допустимой скороподъемности самолета и возникает в результате неправильного пилотирования. [c.48]

Определение максимальных скоростей и скороподъемностей по высотам и потолок производится после подбора шага винта. В случае винта неизменяемого в полете шага подбор его для современных скоростных самолетов ведется обычно для режима максимальной горизонтальной скорости на границе высотности мотора. При полете на этом режиме с нормальной нагрузкой винт должен давать обороты, равные максимальным оборотам мотора, причем давление наддува должно равняться максимально допустимому значению. В полете проверяется правильность установки лопастей винта, для чего производится полет на максимальной скорости на границе высотности и определяются обороты мотора и давление наддува. При несовпадении найденного значения оборотов с максимально допустимым следует изменить угол установки лопасти, имея в виду, что поворот лопасти на 1° дает в среднем изменение оборотов винта на 60 об/мин. [c.228]

В этом полете производится ряд небольших подъемов в 200 или 300 м (т. н. зубцов) на разных скоростях на нескольких высотах. Для самолетов с невысотными моторами зубцы обычно делают на 3 высотах, выбирая их так, чтобы охватить весь диапазон высот от земли до потолка. Для самолетов с высотными моторами проделывают зубцы на одной высоте до границы высотности и на 2—3 высотах выше ее. Число режимов на каждой высоте берут 5—6. Все зубцы проделываются при моторах, работающих на полном газе выше границы высотности или на максимально допустимом значении давления наддува ниже ее. Высотным корректором нужно пользоваться так. обр., чтобы получить максимально возможные обороты для данной скорости. На средней высоте серии зубцов проделывается горизонтальный полет для записи темп-ры наружного воздуха и высоты по альтиметру или барографу, по тарировкам к-рых определяется давление наружного воздуха р. Во время выполнения каждого зубца записываются обороты мотора п, скорость по указателю скорости v Ji, перепад давлений бр и продолжительность зубца дг. Скороподъемность на каждом режиме определяется по ф-ле [c.228]

Наивыгоднейшая скорость подъема 1 наив — скорость полета по траектории, при которой достигается максимальная вертикальная скорость установившегося подъема Vy иакс- Максимальная скороподъемность достигается на Кнаив. которая составляет 0,58 мако- [c.44]

Легко убедиться в том, что при скорости по траектории, которой соответствует Ризбтах, т. е. бтах, нельзя получить максимальной скороподъемности. У самолета из примера в 2 этой главы на Н = 8 км при 1/=900 км час [c.165]

Скорость по траектории, при которой достигается максимальная скороподъемность, называется наивыгоднейшей скоростью подъема Уц.п- Для ее определения нужно построить график зависимости Vy от V, предварительно рассчитав Vy для ряда скоростей по траектории, скажем, через каждые 100 км1час. [c.166]

Как показывают аналогичные кривые для сверхзвукового самолета (рис. 7.06), рассчитанные по данным графиков на рис. 6.06, этот самолет на средних и больших высотах имеет два режима максимальной скороподъемности один — околозвуковой и другой — сверхзвуковой. Например, на высоте 8 км. околозвуковая наивыгоднейшая скорость подъема равна i100 км час, а сверхзвуковая—1550 км/час. Здесь околозвуковой максимум Vy выше. Однако на высоте 11 кж (и выше) более высокая скороподъемность получается на сверхзвуковом режиме, а на высоте 18 км только этот режим и есть. [c.168]

На рис. 7.11 показаны траектории самолета при установившемся наборе высоты с различными скоростями, для которых даны барограммы на рис. 7.09. Как видим, при подъеме на истинной скорости 600 км1час, требующем большей затраты времени, чем подъем на скоростях 1000 и 1100 км час, горизонтальный путь L получается меньше, траектория круче. Лишь вблизи потолка режим наиболее крутого подъема близок к режиму максимальной скороподъемности. [c.172]

Приведем пример расчета для участка высоты от 4000 до 8000 м на режиме максимальной скороподъемности (V=900 км1час, кривая V, по Я даиа на рис. 7.07). [c.173]

Как же обеспечить наибыстрейшее увеличение энергии самолета Рассмотрим сначала самолет, который должен лететь на большой высоте с малой скоростью. Его механическая энергия состоит в основном из потенц иальной энергии. Поэтому для дозвукового самолета быстрое накопление полной энергии сводится в сущности к быстрому набору высоты, который обеспечивается режимом максимальной скороподъемности. [c.197]

Винт фиксированного шага может быть оптимизирован лишь для одного расчетного режима. Для малоскоростиых самолетов (свархлегких летательных аппаратов, мотопланеров и пр. ) таким режимом можно считать полет с максимальной скороподъемностью. [c.173]

Итак, задача выбора параметров винта сводится к определению его диаметра, угла установки лотастей и частоты врашения, соответствующих заданной мошности двигателя и обеспечиваюших наибольшее значение к. п, д. на скорости полета соответствующей максимальной скороподъемности. [c.173]

Из летиых характеристик необходимо также знать дальность и продолжительность полета. Но для нх расчета надо точио установить расход топлива на различных режимах, что для двухтактного мотора, установленного на любительском самолете, представляет сложную задачу и может быть определено с достаточной достоверностью только экспериментально в пробных полетах. Следует учесть, что характеристики, определенные по номограмме, могут быть получены только при установке воздушного винта, наилучшим образом соответствующего заданному режиму полета, то есть максимальная скорость может быть достигнута с одним вннтом, максимальная скороподъемность с другим, минимальная взлетная дистанция с третьим и так далее. Номограммы позволяют легко проанализировать влияние различных параметров на летные характеристики и добиться подбором параметров наилучшнх результатов. [c.134]

Для самолетов с крылом переменной стреловидности существует наивыгоднейшая программа изменения стрелов1идности крыла, обеспечивающая при заданном или при оптимальном режиме работы двигателя однавременно максимальную скороподъемность и минимальный расход топлива. [c.338]

Расчет летных качеств самолета — это процесс оценки его мипи-мальпой и максимальной скоростей, его скороподъемности как функции высоты, и его максимальной дальности как функции вероятной полезной нагрузки. Затем на основе экономических соображений определяются крейсерская скорость и крейсерская высота. Расчет летных качеств одинаков для гражданских и военных самолетов, за исклю- [c.185]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...