Околозвуковой полет, самолеты

Ударное торможение сверхзвукового потока. На околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета самолет подвергается сильному аэродинамическому нагреву. [c.58]

Обратная реакция по крену на отклонение руля направления (дачу ноги) наблюдается при полете самолетов некоторых типов в околозвуковом диапазоне чисел М полета. [c.197]

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]

Существует эффективный метод отсрочки помех, связанных с околозвуковым полетом, при высоких числах Маха. Все знакомы с картинами, где изображены самолеты, имеющие стреловидные крылья, т. е. крылья, передние кромки которых образуют значительный угол относительно перпендикуляра к нанравлению полета. Основную теоретическую идею, лежащую в основе использования таких форм крыла в плане, можно описать следующим образом. Допустим, что крыло с постоянным профилем и бесконечным размахом двигается по воздуху в направлении, наклонном к своему размаху. Можно сказать, что движение крыла составлено из движения перпендикулярного размаху и движения бокового скольжения вдоль размаха. Если мы пренебрегаем силами трения, то последняя составляющая движения не должна повлиять па силы, действующие на крыло. Поэтому можно сделать вывод, что структура потока относительно крыла определяется эффективным числом Маха , соответствующим составляющей скорости полета, перпендикулярной размаху. Если, нанример, стреловидный угол составляет 45°, то эффективное число Маха — примерно 70 процентов числа Маха полета, так что критическое значение последнего, где появляются околозвуковые помехи, увеличится почти на 40 процентов. [c.137]

Обеспечение продольной управляемости. При полете самолета в околозвуковой зоне изменяются его аэродинамические характеристики, что сильно влияет на степень продольной устойчивости. На балансировочных кривых появляется так называемая ло.жка , усложняющая управление самолетом. [c.231]

Самопроизвольное увеличение перегрузки, наблюдающееся при проявлении скоростного подхвата , воспринимается некоторыми летчиками как потеря устойчивости по перегрузке. В действительности на околозвуковых скоростях полета самолет обычно сохраняет устойчивость по перегрузке, хотя при уменьшении числа М полета от М2 до М1 она значительно уменьшается. Положение может существенно осложниться, если в процессе торможения при скоростном подхвате , обусловленном неустойчивостью по скорости, самолет попадет в область подхвата из-за потери устойчивости и о перегрузке (глава.8). [c.163]

Турбореактивный двигатель (рис. 6.2) устанавливают на самолетах с околозвуковыми скоростями полета (при высокой начальной температуре газа перед турбиной скорость полета может увеличиваться до М > 2). Параметры рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания топлива в воздухе) - давление р, температура Т и скорость w — вдоль газовоздушного тракта ТРД изменяются так, как показано в нижней части рис. 6.2. На взлете воздух из внешней среды засасывается через воздухозаборник I. Вследствие потерь в нем давление перед компрессором 2 становится несколько ниже давления внешней среды. В полете с большими скоростями воздух подвергается динамическому сжатию в свободной струе и сверхзвуковом диффузоре, затем сжимается в компрессоре, скорость его несколько уменьшается, а температура возрастает. За камерой сгорания 3 при определенном коэффициенте избытка воздуха температура Т продуктов сгорания меньше температуры пламени Тпл и имеет значение, при котором обеспечивается надежная работа турбины ГТД. Давление р продуктов сгорания в камере несколько падает, скорость [c.256]

Повышение скорости и дальности (при выключенном ВРД) было достигнуто у самолета Н при сохранении полетного веса на уровне опытных истребителей с поршневыми двигателями (ниже 4 т). Это явилось следствием применения более совершенной (с меньшим удельным весом) силовой установки. Самолет Н строился серийно. В его конструкции был реализован ряд новшеств, характерных для будущих реактивных самолетов (тонкий профиль крыла, камера сгорания ВРД с регулируемой в полете площадью выходного сопла и др.). Создание самолетов с комбинированными силовыми установками выдвинуло перед институтами ЦАГИ, ЦИАМ, ВИАМ новые проблемы околозвуковой и сверхзвуковой аэродинамики, теоретических и экспериментальных работ по реактивным силовым установкам и материалам для них. Все это явилось базой для последующих работ по скоростным реактивным самолетам с турбореактивными двигателями. [c.368]

Для решения этой задачи коллективом Бериева совместно с сотрудниками ЦАГИ был проведен цикл экспериментальных работ и построена первая отечественная реактивная летающая лодка — экспериментальный гидросамолет Р-1 с хорошими по тому времени летными характеристиками (скорость полета — 800 км час, потолок — 11 500 м). При испытаниях его изучались проблемы гидродинамики тяжелых морских самолетов с большими взлетными и посадочными скоростями, проблемы аэродинамики их па околозвуковых скоростях полета и пр. [c.378]

Чем больше скорость полета на данной высоте, тем сильнее хвостовая часть стабилизатора для уравновешивания самолета должна быть отклонена вниз. Этому соответствует перемещение ручки управления (штурвала) от себя. Однако при полете с околозвуковыми скоростями в определенной области равновесие самолета при полете с большей скоростью обеспечивается отклонением хвостовой части стабилизатора не вниз по сравнению с меньшей скоростью, а вверх (заштрихованная область на рис. 4,35,а). Такой характер отклонения стабилизатора (ру- [c.186]

Как показывают исследования, тупые задние кромки могут быть полезными и при околозвуковых скоростях полета, повышая устойчивость и ослабляя вибрации самолета. [c.79]

Скорости полета вблизи сверхзвукового потолка и на нем значительно превышают минимально допустимую скорость. Это свидетельствует о безопасности и хорошей управляемости самолета в таком полете, чего нельзя сказать о полете на околозвуковом потолке (и на потолке дозвукового самолета). [c.156]

У МНОГИХ самолетов со стреловидными крыльями описанной поперечной неустойчивости не возникает, однако на околозвуковых скоростях полета у них наблюдается уменьшение поперечной устойчивости. [c.322]

Однако для околозвуковых и даже трансзвуковых самолетов возможности использования динамического метода набора высоты очень ограничены. Тем не менее они позволяют нам представить те новые качества, которые в полной мере начинают проявляться у скоростных самолетов на сверхзвуковых скоростях полета. [c.26]

Чтобы уменьшить лобовое сопротивление вертикального оперения в полете на сверхзвуковой скорости и устранить тенденцию к непроизвольному рысканию самолета в полете на околозвуковых скоростях, вертикальное хвостовое оперение стремятся сделать достаточно тонким. Но для такого оперения возможны значительные деформации, обусловленные влиянием аэроупругости (особенно на сверхзвуковых скоростях полета на малых высотах), что значительно снижает стабилизирующее влияние вертикального оперения. [c.95]

При увеличении дозвуковой скорости полета запас путевой статической устойчивости несколько возрастает (главным образом при подходе к околозвуковым скоростям), а с увеличением сверхзвуковой скорости значительно уменьшается. Увеличение угла атаки при этом также существенно уменьшает запас путевой статической устойчивости самолета. [c.112]

Возможность сваливания при полете с неработающими бустерами. Самолеты с бустером в системе управления рулем, у которых возможен переход на ручное управление при выключенном или отказавшем бустере, могут сваливаться из-за неправильного использования аэродинамического триммера на руле высоты. Чтобы разобраться в причинах этого, необходимо рассмотреть зависимость характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета от числа М, особенно при околозвуковых скоростях полета. [c.179]

Балансировочная кривая при перегрузке п == 1 характеризует изменение усилий в прямолинейном полете при разгоне самолета от малых до сверхзвуковых скоростей или, наоборот, при торможении самолета от сверхзвуковых до малых скоростей. Как видно из рис. 21, при малых скоростях для балансировки самолета летчик должен прикладывать к ручке тянущие усилия, т. е. тянуть ручку на себя. Затем возникают давящие усилия, но при приближении к околозвуковым скоростям (М от 0,9 до 1,0) они ослабевают и даже могут переходить снова в тянущие. Это свидетельствует о появлении местной зоны продольной неустойчивости самолета по скорости полета или, как иногда говорят, о ложке в продольной устойчивости по скорости. [c.182]

На рис. 23 приведены также балансировочные кривые усилий в зависимости от числа М при разгоне или торможении самолета с перегрузками п = 3 и п = 5. Если на малых скоростях балансировочные кривые для всех трех перегрузок расположены относительно близко друг к другу, то на сверхзвуковых скоростях вследствие резкого возрастания величины Р" эти кривые сильно расходятся. Отрицательный наклон балансировочных кривых для п = 3 и п — 5 при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях свидетельствует о продольной неустойчивости самолета при торможении с перегрузкой от сверхзвуковой к дозвуковой скорости полета. Это способствует непроизвольному выходу самолета на сваливание при резком выполнении такого маневра. [c.182]

Опасность выхода на сваливание в процессе резкого торможения с перегрузкой при околозвуковых скоростях существует и для самолетов с бустерным управлением рулем высоты, у которых также может быть область продольной неустойчивости в полете с этими скоростями. [c.183]

Во-первых, площадь триммера и максимально возможные (конструктивно) углы его отклонения не должны быть избыточными. Они должны обеспечивать балансировку самолета в сравнительно узком диапазоне средних и малых дозвуковых скоростей полета. Балансировка самолета на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях аэродинамическим триммером нереальна. При правильно выбранных углах отклонения, площади триммера и скорости его перекладки максимальные величины усилий и перегрузок могут быть значительно уменьшены. [c.185]

Возможность применения обрати.мых систем ограничивается резким увеличением воздушных нагрузок и значительным перемещением ЦД на поверхностях управления при околозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях. При этом резко изменяются шарнирные моменты рулей и усилия на ручке (штурвале) и педалях. Поэтому применять такую систему включения гидроусилителя можно только на самолетах, не достигающих критических (звуковых и более) скоростей полета. [c.230]

В настоящее время в эксплуатации находится экспериментальная система. Она была произвольно ограничена разработкой и анализом обычных околозвуковых самолетов и доведена до стадии эскизного проектирования и анализа рабочих характеристик. В то же время на двух программах определения поверхностей она продемонстрировала замечательные качества графического взаимодействия человека с машиной. На основе этих программ быстро и с требуе-.мой точностью были полностью сконструированы такие элементы самолета, как фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, опоры и мотогондола, а данные об этих элементах занесены в память для дальнейших обращений. Комбинируя компоненты, запасенные в системе данных, можно быстро компоновать самые различные конструкции. После этого их можно пополнить установками, взятыми из библиотеки двигателей. Инженер-оператор, анализируя конструкцию, может задавать вес, устойчивость, общее лобовое сопротивление и сопротивление, относящееся к отдельным элементам. Получая в режиме взаимодействия изображения на экране, он может непосредственно задать столько испытательных полетов, сколько потребуется, комбинируя для каждого из них отдельные фазы взлет, набор высоты, разворот и посадку. Основные правила. [c.212]

Рис. 2.26. Области допустимых углов атаки и скольжения при маневрировании самолета на малых, дозвуковых и околозвуковых, сверхзвуковых скоростях полета

Для правильного пилотирования при полетах на околозвуковых скоростях летчику необходимо следить за тем, чтобы скорость не выходила за пределы величины, допускаемой для самолета данного типа. [c.411]

Для сверхзвукового самолета (рис. 9.05) было определено, что при Н= 15 км на околозвуковом режиме 9 min l 6 кг км, а на сверхзвуковом =2 KzjKM. Если определить эти величины и для других высот, можно построить график зависимости от высоты (рис. 9.10) для того же самолета. Как видим, наивыгоднейшая высота околозвукового полета на дальность равна 15—15,5 км, т. е. меньше сверхзвукового статического потолка самолета на 3—3,5 км, а также значительно меньше околозвукового потолка. Для сверхзвукового режима максимальной дальности характерно сильное уменьшение километрового расхода с высотой почти до статического потолка. Для рассматриваемого самолета наивыгоднейшая высота сверхзвукового режима иа 3 км больше наивыгоднейшей высоты околозвукового режима, но на околозвуковом режиме g min =1.6 кг/км, а на сверхзвуковом =1,65 кг/км, т. е. в отношении даль, [c.234]

Экспериментальный самолет-лаборатория 346 разрабатывался в СССР немецкими специалистами и предназначался для исследований на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Он являлся одноместным среднепланом с крылом площадью 19,86 м , стреловидностью 45° и значительно большим, чем у самолета 5 , сужением крыла в плане. Оперение самолета выполнялось по Т-образной схеме с изменяемым в полете углом установки горизонтального стабилизатора. На самолете могли быть установлены рули высоты с разной степенью аэродинамической компенсации и предусматривалась установка небольшого цельноповоротного киля над горизонтальным оперением для оценки их эффективности в скоростном полете. Самолет имел оригинальную компоновку герметичной кабины летчика регенерационного типа с лежачим рабочим положением летчика, обеспечивавшим минимальный мидель фюзеляжа. В случае необходимости гермокабина могла быть отделена от самолета с помощью взрывных болтов, а затем и летчик мог катапультироваться из нее (77 на рис. 2). В хвостовой части самолета размещался двухкамерный ЖРД с максимальной суммарной тягой двух камер, равной 4000 кгс, и турбонасосной подачей топливных компонентов из фюзеляжных баков в камеры сгорания двигателя. [c.423]

Летные испытания первых реактивных истребителей, при которых скорость полета достигала 910—950 клг/час, подтвердили результаты ранее выпол ненных теоретических и эксперимента.льных работ. Они показали, что отработанная и широко использовавшаяся аэродинамическая схема свободноне-сущего моноплана с трапециевидным крылом утолщенного профиля допускает увеличение скорости лишь в пределах до 0,8 от скорости звука на соответствующих высотах, что превышение этого предела приводит к тяжелым нарушениям устойчивости и управляемости самолета, что увеличение скорости сопряжено со значительным возрастанием воздушных нагрузок, испытываемых летящим самолетом. Следовательно, для практического освоения околозвуковых и звуковых скоростей обязательны переход к новым аэродинамическим схемам, отказ от применения дерева как конструкционного материала и разработка новых принципов проектирования цельнометаллических самолетов с крыльями и оперением высокой прочности и жесткости. [c.373]

В итоге выполнения обширного комплекса исследовательских и конструкторских работ к концу 40-х годов отечественная авиация стала пополняться новыми скоростными самолетами со стреловидными крыльями относительно малой толщины, определившими существенное снижение лобового сопротивления полету в области околозвуковых и звуковых скоростей. Удовлетворяя требованиям безопасности и удобствам пилотирования, конструкторы предусмотрели в новых машинах надежную теплозащиту агрегатов (особенно в зоне размещения форсажных камер двигателей), отклоняющиеся тормозные щитки (воздушные тормоза) для облегчения маневрирования на бо.льших скоростях, гидравлические системы привода механизмов управления, герметизированные кабины и катапультируемые сидения летчиков. [c.373]

Ограничения околозвуковых и сверхзвуковых самолетов. Для сверхзвуковых (околозвуковых) самолетов ограничения режимов полета устанавливаются по предельной скорости Кпред и предельному числу Мцред. [c.61]

Как видим, npiH околозвуковых скоростях полета аэродинамический эффект от стреловвдности весьма велик. Кроме того, стреловидность значительно улучшает характеристики устойчивости и управляемости самолета в условиях волнового кризиса. Все это обусловило широкое применение стреловидных крыльев на скоростных самолетах. [c.93]

В качестве примера рассмотрим балансировочные кривые усилий для нормального балансировочного и двух крайнил положений аэродинамического триммера (рис. 24). При необратимом бустерном управлении летчик в полете не может определить по усилиям на ручке (штурвале), в каком положении находится аэродинамический триммер, если нет при этом на самолете специального прибора — указателя углов отклонения триммера. Если бустер отказал на околозвуковых или сверхзвуковых скоростях полета и при этом по каким-либо причинам аэродинамический триммер находился в одном из крайних положений, то у летчика может не хватить сил, чтобы преодолеть усилия на ручке (штурвале), вызываемые триммером. [c.183]

Рис. 26. Зависимость возможных ь полете максимальных величин j, ОТ числа М в случае продольного движения самолета. При дозвуко-ковых и околозвуковых скоростях максимальные значения Су ограничиваются сваливанием при сверхзвуковых скоростях они определяются максимальными отклонениями руля высоты (управляемого стабилизатора)

Цельноповоротное горизонтальное оперение. При полете на сверхзвуковых скоростях эффективность руля высоты снижается. Это объясняется тем, что изменения давления, вызываемые отклонением руля, не выходят за область скачка уплотнения (рис. З.П, б линия ВАС) и не достигают стабилизатора. Таким образом, отклонение руля высоты не оказывает влияния на величину и характер распределения давления по стабилизатору. Поэтому на самолетах, имеющих сверхзвуковую скорость полета, нашло применение цельноповоротное горизонтальное оперение, что позволило повысить его эффективность на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, особенно на больших высотах. [c.244]

Считая вариационные принципы механики и методы исследования, основанные на достижениях вариационного исчисления, наиболее прогрессивными и многообещающими для дальнейших открытий, мы посвятили специальный раздел этому кругу проблем. Автор надеется, что преподаватели и учащиеся высшей школы найдут в этом разделе благодарный материал для самостоятельных исследований. По-видимому, вариационные задачи динамики ракет и самолетов, рассмотренные в разделе IV, будут хорошим дополнением к традиционной тематике научных студенческих кружков и обществ, а в ряде случаев намеченные здесь вопросы можно использовать и для дипломных сочинений. В разделе Введение в аэрогидромеханику добавлено рассмотрение современного состояния знаний о земной атмосфере и приводятся некоторые данные о подъемной силе и лобовом сопротивлении при больших (околозвуковых и сверхзвуковых) скоростях полета. [c.4]

Летающая лаборатория Ц-1 ( ЛЛ-1 ). И после окончания войны конструкторская мысль неоднократно возвращалась к идее ракетных самолетов. Во второй половине 1945 года коллектив, возглавляемый автором известных десантных планеров Павлом Владимировичем Цыбиным, начал проектирование специального самолета, предназначенного для практических экспериментов, связанньгх с проблемой выбора оптимальной формы крьша при полете на околозвуковых скоростях. Проектирование и постройка велись с учетом программы будущих исследований, разработанной учеными ЦАГИ с участием видных специалистов авиапромышленности. [c.308]

Опыт летных исследований первых ракетных самолетов вместе с большим объемом результатов теоретических и экспериментальных исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ позволил в дальнейшем определить принципы компоновки самолетов, предназначенных для полета с околозвуковыми скоростями. Опасные явления, связанные со сжимаемостью воздуха, обнаружились и при специальных исследованиях самолетов Ту-2 и Тандерболт в 1944 г., проведенных Н. С. Рыбко и И. М. Пашковским. [c.330]

Основное направление деятельности МКБ - создание беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) различного назначения, в основном военного, стартующих с самолетов или с надводных кораблей и выполняющих полет в широком диапазоне высот (от О до 100 км) и скоростей (от околозвуковых до соответствующих числам М=8). За период своей деятельности МКБ Радуга реализовало более 20 проектов таких БПЛА. [c.94]

Некоторые особенности в управлении самолетом на околозвуковых скоростях полета могут возникнуть и при выполнении нисходящих маневров, в процессе которых самолет разгоняется от дозвуковой до сверхзвуковой скорости. В качестве примера рассмотрим выход из переворота, осуществляемого на скорости, близкой к скорости звука. Обычно в первой части вывода из переворота скорость несколько возрастает, что при числе М ввода более [c.165]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...