Скорость набора высоты

В полете лобовое сопротивление может оказаться больше тяги, тогда энергии самолета будет недостаточно для продолжения полета. Если тяга равна лобовому сопротивлению, то можно увеличивать скорость за счет снижения самолета или уменьшения скорости набора высоты. [c.46]

Отсюда получаем следующее выражение скорости набора высоты при заданной мощности [c.122]

Данные летных испытаний хорошо согласуются с результатами расчетов по этой формуле, так как использованное приближение приемлемо почти до = Ив, а это очень большая скорость для вертолетов, которые обычно не располагают значительным избытком мощности на вертикальный набор высоты. Заметим, что дополнительная мощность ЛР, требуемая для увеличения потенциальной энергии вертолета при подъеме, равна TV. Следовательно, уменьшение индуктивной мощности удваивает скорость набора высоты, возможную при заданном приращении мощности АР. [c.122]

Для более точной оценки скорости набора высоты перепишем формулу АР = r(F + и — Ub) в виде [c.122]

По теории элемента лопасти можно оценить увеличение общего шага, требуемое для набора высоты. Из соотношения 2Ст-/(аа) = 00,75/3 — V2 следует, что при малых скоростях набора высоты [c.123]

Т. е. У + Л Шв и не зависит от скорости набора высоты. Сопротивление фюзеляжа можно выразить либо через площадь / поверхности эквивалентного сопротивления, либо через коэффициент сопротивления Со, вычисляемый по некоторой характерной площади S, причем f = oS. Тогда дополнительная сила тяги, необходимая для преодоления сопротивления фюзеляжа, определяется выражением [c.123]

Так как индуктивная мощность при полете вперед не зависит от скорости набора высоты или снижения, выражению V можно придать простую и наглядную форму. Предполагая, что профильная мощность и сопротивление вертолета также не зависят от скорости набора высоты или снижения, имеем [c.139]

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]

Для построения поляры винта в вертикальном полете используется формула Ср = (Я -f j. + a ys, причем при малых скоростях набора высоты или снижения -f- Яс + Р с/2. [c.268]

В разд. 3.3 была получена следующая формула для скорости набора высоты по вертикали при заданном избытке мощности [c.269]

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]

Динамический потолок вертолета — это по определению высота, на которой максимальная располагаемая мощность равна потребной мощности, так что на большей высоте устойчивый горизонтальный полет невозможен (рис. 6.5). Динамический потолок определяют также как высоту, на которой скорость набора высоты обращается в нуль. Так как достичь потолка с меньших высот можно только асимптотически, часто более удобно рассматривать практический потолок, определяемый как высота, на которой скорость набора высоты имеет некоторую малую, но конечную величину (обычно 0,5 м/с). Основные факторы, ограничивающие потолок, — это падение мощности двигателя с высотой, увеличение потребной мощности с высотой и полетным весом, а также изменение потребной мощности в зависимости от скорости полета. [c.283]

Для вертолетов особый интерес представляют три максимальные высоты. Максимальная высота висения вне влияния земли (статический потолок) определяется как высота, на которой вся располагаемая мощность равна мощности, потребной для висения при заданном полетном весе. Другим таким параметром является максимальная высота висения на воздушной подушке. Поскольку вблизи земли потребная индуктивная мощность уменьшается, максимальная высота висения на воздушной подушке значительно превышает статический потолок. Увеличение максимальной высоты или полетного веса в случае висения на воздушной подушке дает некоторые преимущества при эксплуатации вертолета. Кроме того, интерес представляет максимальная высота, достигаемая при полете вперед со скоростью, соответствующей минимальной мощности. Эти высоты получают, определяя скорости набора высоты при максимальной мощности. Экстраполяция расчетных или полученных в летных испытаниях кривых до нулевой скорости набора высоты позволяет найти динамический потолок. [c.283]

Скорость по траектории и вертикальная скорость. Из аэродинамики известно, что вертикальная скорость набора высоты Vy равна избытку мощности AN, деленному на вес самолета G, т. е. [c.11]

Возьмем самолет со сравнительно узким диапазоном дозвуковых скоростей. Запас скорости у него по сравне-,нию с наивыгоднейшей скоростью набора высоты невелик. Поэтому уменьшение скорости по траектории при наборе давало кратковременный и не очень большой прирост Vy. [c.13]

Как видим, сравнительно небольшое торможение дает значительный прирост вертикальной скорости набора высоты. [c.13]

Подобно самолету Т-2С, для Р-14А скорость набора высоты является функцией скорости схода самолета с трамплина, отношения тяги к массе самолета, угла наклона трамплина и продольной балансировки. Из-за ограниче- [c.222]

СМ-9/2 прибыл на аэродром для испытаний в сентябре 1954 года, а первый полет на нем был выполнен 16 сентября Г. А. Седовым. Всего по 4 мая 1955 года летчики ОКБ и ГК НИИ ВВС выполнили 58 полетов, которые продемонстрировали отличные летные качества машины, в особенности скорость набора высоты на уровне моря —180 м/с [c.138]

V (V Т / (2pAV os а) Т / (2pAV). Решая с учетом этого соотношения уравнение мощностей относительно скорости набора высоты, получим [c.139]

Здесь по-прежнему vl = Tj2pA, а АР — избыток мощности по сравнению с той, которая нужна для висения. Так как эта формула получена по импульсной теории, она применима и при малых скоростях снижения. Если скорость набора высоты или снижения мала, то формула упрощается V х 2АР/Т. Таким образом, уменьшение индуктивной скорости вследствие увеличения потока сквозь винт при наборе высоты удваивает эффективность использования заданного избытка мощности. [c.269]

Мощность, затрачиваемая на набор высоты, определяется соотношением P =V , где V = VsinQrp — скорость набора высоты, W — вес вертолета. Используя коэффициент Кс = = V / QR), получаем [c.272]

При полете вперед индуктивная мощность по существу не зависит от наклона диска или от скорости набора высоты, так как Ср кСу2ц. Эта приближенная формула приемлема при [c.272]

Здесь Prop — мощность, требуемая для горизонтального полета при заданных силе тяги и скорости, а АР — располагаемый избыток мощности. Следовательно, характеристики набора высоты или снижения при полете вперед можно определить, зная располагаемую мощность и мощность, требуемую для горизонтального полета. При малых скоростях полета необходимо учитывать изменение индуктивной мощности в зависимости от скорости набора высоты (так как в вертикальном полете V — 2АР/Г). [c.273]

Скорость набора высоты по вертикали можно рассчитать по заданному избытку мощности, используя формулы разд. 6.1.2. При малых скоростях полета, типичных для вертолета, V 2APfT. Следовательно, увеличение полетного веса приводит к уменьшению скорости подъема по вертикали вследствие множителя и роста мощности, требуемой для висения. Скорость набора высоты падает с увеличением высоты и температуры, так как возрастает мощность, потребная для висения, и уменьшается располагаемая мощность двигателя. Высота, на которой эта скорость обращается в нуль, определяет максимальную высоту висения — статический потолок. [c.280]

Скорость набора высоты или снижения при полете вперед приближенно вычисляется по формуле V — Ррасш — Pvov)/ = [c.281]

Флаттер, вызываемый вихревым следом. На некоторых режимах работы повторное влияние вихревого следа несущего винта может вызывать неустойчивость движения по одной степени свободы. С учетом функции Лоуи аэродинамическое демпфирование движений лопасти в ГШ и ОШ может значительно уменьшиться. На практике такой флаттер возникает при условиях, когда повторное влияние вихревого следа наиболее велико, т. е. в случаях малого общего шага при наземных испытаниях или на авторотации, на режимах висения или полета с малыми скоростями и в случае, когда собственная частота установочного движения почти кратна частоте вращения винта. В этих условиях след остается вблизи диска винта, -И вихревые поверхности индуцируют скорость в фазе. При увеличении общего шага, скорости набора высоты или полета-вперед влияние следа, а значит, и возможность возникновения вызванного им флаттера уменьшаются. Неустойчивости по одной степени свободы учитываются решением уравнений совместных махового и установочного движений лопасти как флаттер и могут быть определены по преобладанию составляющей собственного вектора, соответствующей корню с положительной действительной частью. [c.593]

Линейная (жесткая) система вихрей строится довольно просто и не требует существенных затрат времени на вычисления, но она представляет собой наиболее грубое приближение к реальной системе вихрей. В условиях полета, когда элементы вихрей быстро отходят от диска винта (при больших скоростях полета вперед, которым соответствуют большие углы пкл наклона плоскости концов лопастей, или при больших скоростях набора высоты), взаимодействием вихрей с лопастями можно пренебречь, и модель жесткого следа оказывается приемлемой. ГГостроение полужесткой модели не требует дополнительной вычислительной работы, так как в ней используется лишь информация об индуктивных скоростях на диске винта. Допуш,е-ние о том, что элементы вихрей переносятся со скоростью, равной скорости на диске винта, справедливо лишь в течение небольшого промежутка времени после схода вихря с лопасти и это допущение определенно нарушается, когда к указанному элементу вихря подходит следующая лопасть. Таким образом модель полужесткого следа в общем не дает особого улучшения по сравнению с предыдущей. Когда вихри проходят вблизи лопастей, деформация вихрей в следе существенно влияет на нагружение лопастей, и необходимо применять модель свободного следа. Расчет деформации вихрей требует определения индуктивных скоростей не только на диске винта, но и на каждой пелене, так что приходится выполнять очень большой объем вычислительной работы. Использование модели предписанной формы следа ограничено необходимостью проведения измерений для рассматриваемого винта и заданных условий полета. Выбор модели следа определяется, как правило, компромиссом по соображениям точности и экономичности вычислений. Возможности экономичного решения ряда задач на основе модели свободного следа в настоящее время отсутствуют, так что используется модель жесткого следа. Здесь имеет значение и то обстоятельство, что повышение точности путем учета деформаций вихрей не может быть реализована до тех пор, пока существенные усовершенствования не будут введены в остальные элементы расчетной модели. [c.674]

У самолетов с большими сверхзвуковыми скоростями использование кинетической энергии дает им длительный и значительный прирост вертикальной скорости набора высоты. Рассмотрим такой пример. Самолет набирает высоту с истинной скоростью по траектории 2000 км1час, которая за каждую секунду уменьшается на 5 км1час. Подсчитаем прирост вертикальной скорости набора высоты за счет уменьшения скорости по траектории. По формуле (7) лолучим [c.13]

I — кривая максимально допустимых скоростей набора высоты 2 — кривая располагаемых скоростей набора высоты БВГБ — диапазон возможного нарушения скорости изменения давления воздуха в кабине самолета Ил-62 и АВДА — на всех других самолетах [c.48]

Известно, что вертикальная скорость набора высоты определяется из условия баланса располагаемой Л/р и потребной А/п моищости [c.50]

Кроме того, поскольку КПД винта обычно повышается с ростом скорости, на практике наиболее благоприятная скорость набора высоты примерно на 20% больше, чем экономичная скорость и близка к скорости, со-ответств тощей режиму полета на максимальном аэродинамическом качестве. Поэтому можно принять, что режим полета при наборе высоты соответствует режиму полета на максимальном аэродинамическом качестве. Тогда скорость полета при наборе высоты будет [c.51]

Наивыгоднейшая скорость набора высоты 130 км1час по прибору до 1 ООО м после каждых 1 ООО м скорость надлежит уменьшать на 5 км1час. [c.127]

И определяется иаивыгоднейшая скорость набора высоты, при которой достигается максимальная величина V [c.187]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...