Тяговооруженность

Тяговооруженностью самолета (л называется отношение тяги двигателя Р [c.16]

У самолетов с большой тяговооруженностью длина разбега практически не зависит от угла атаки. [c.17]

Ро длина разбега самолета при стандартных условиях 0 — тяговооруженность гфи весе самолета [c.18]

М сро средняя эффективная тяговооруженность самолета при стандартных атмосферных условиях на разбеге [c.21]

Решение. Находим среднюю эффективную тяговооруженность при измененной тяге [c.22]

Размеры ВПП для самолетов с большой тяговооруженностью, как правило, определяются величиной L p. [c.34]

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]

С увеличением веса на 1 % на столько же повышается и а /ср уменьшается несколько больше чем на 1%, особенно при взлете с мягкого грунта и при малой тяговооруженности. В итоге длина разбега у самолетов, взлетающих с твердого покрытия, [c.254]

Состояние поверхности аэродрома. От характера и состояния аэродромного покрытия зависит ускорение разбега. Особенно чувствительны к этому самолеты с малой тяговооруженноСтью. [c.256]

Возьмем, например, самолет с тяговооруженностью — 0,25. По фор- [c.256]

Применение механизации крыла. Закрылки отклоняются при взлете на 15—25°. При этом за счет уменьшения скорости отрыва сокращается на 15—20% длина разбега, несмотря на некоторое увеличение сопротивления. Чем больше угол отклонения закрылков, тем меньше скорость отрыва, но вместе с тем больше и дополнительное сопротивление. Расчеты показывают, что у самолетов с большой тяговооруженностью (истребители) возрастание сопротивления мало влияет на длину разбега и она получается наименьшей при полном отклонении закрылков. Однако к отрицательным сторонам полного отклонения закрылков относятся ухудшение разгона после отрыва, пониженная эффективность рулей при уменьшенной скорости отрыва и сильное уменьшение подъемной силы при убирании закрылков после взлета. Поэтому полное отклонение закрылков на взлете не практикуется. [c.258]

Недостатком аэродинамических рулей является их малая эффективность при небольшой величине скоростного напора. Этот недостаток особенно чувствителен на самолетах, тяговооруженность [c.281]

Здесь коэффициент —Ко по величине больше единицы и увеличивается с высотой полета. Величина его зависит от конструктивных параметров и тяговооруженности самолета. Уменьшение удельной нагрузки на крыло и увеличение удлинения уменьшают коэффициент Кв- [c.159]

К концу полета уменьшается масса ракеты и возрастает тяговооруженность. Поэтому для завершения задачи требуется меньшее количество исправных двигателей, что равнозначно увеличению числа резервных. [c.27]

Энерговооруженность (тяговооруженность) определяется по формулам [c.16]

Разгон с выдерживанием. Разгон самолета при взлете производят с набором и без набора высоты. В последнем случае разгон называется выдерживанием и под этим понимается полет самолета над ВПП на высоте примерно 1—1,5 м до тех пор, пока самолет не наберет скорость, достаточную для набора высоты. Взлет с выдерживанием характерен для самолетов с малой тяговооруженностью. [c.16]

Анализ взлетных характеристик самолетов и расчеты показывают, что при тяговооруженности 0,4 и выше длина разбега непрерывно уменьшается с увеличением угла отклонения до максимального значения, равного 50—55°. На самолетах с меньшей тяговооруженностью длина разбега уменьшается при отклонении закрылков только до углов, равных 25—30°. [c.23]

Отношение тяги к весу (тяговооруженность самолета) обозначим через п, и практически всегда п>/. Пусть V, п, получили малые приращения Ьп, б/, бLp, тогда из (65) в предположении, что квадратами и произведениями малых приращений можно пренебречь, следует [c.197]

Расчеты показали, что независимо от наклонения траектории перелета к плоскости движения Луны прямая вертикальная посадка возможна только в районе, ограниченном селеноцентрической широтой —11° ф 11,23° и селеноцентрической долготой 230° 5 >. 5 350° для времен перелета 1 сут 12 10 сут. Оптимальный маневр на траектории прямой вертикальной посадки состоит в одноразовом включении двигателя КА. Чтобы в конце непрерывного участка торможения двигателем скорость и высота над поверхностью Луны одновременно обратились в нуль, необходимо располагать двумя параметрами управления. Например, иметь возможность выбирать начальный момент включения двигателя и длительность его работы (за счет соответствующего запаса топлива). Такое сочетание позволяет реализовать посадку с наименьшими энергетическими затратами. В частности, для траектории перелета Земля — Луна длительностью 3,3 сут, когда начальная скорость в момент включения двигателя близка к 2550 м/с, величина потребной характеристической скорости КА составляет 2680—2850 м/с для начальных тяговооруженностей (отношение тяги к начальному весу КА на Земле) По = 0,5—2,0. При этом высота включения двигателя достигает 500—130 км, время его работы 400—100 с (при скорости истечения газов из сопла двигателя РУ = 3000—4500 м/с) [23]. На- [c.283]

Pliqa S) (рис. 5.3.19) показывают, что наи-Удтах обеспечивает схема III с реактивным закрылком. Согласно весовым расчетам, у летательного аппарата с силовой установкой по схеме I наилучшие весовые характеристики и наименьшая потребная тяговооруженность. Применение схемы III приводит к увеличению веса, но снижает потребную тягу. Такое различие между рассматриваемыми схемами объясняется взаимным аэродинамическим влиянием различных элементов аппарата, веса крыла, средств его механизации, а также маршевой силовой установки. Ввиду высоких силовых нагрузок и температур в схеме I вес крыла, приходящийся на единицу его площади, повышенный. Крыло с реактивным закрылком (схема III) имеет больший вес, чем крыло с системой управления пограничным слоем. Утяжеление крыла (схема I) компенсируется снижением веса маршевых двигательных установок, и, наоборот, увеличение их веса в схемах II и III компенсируется снижением веса крыла. [c.382]

Цсризм средняя эффективная тяговооруженность при измененной тяге. [c.21]

Тяговооружениость взлета. Сумма сил (Q + F) составляет для реактивных самолетов около 20% силы тяги, затрачиваемой на разбег самолета. Остальные 80% силы тяги идут на создание ускорения. Поэтому чем больше тяговооружен-ность самолета, тем меньше влияние угла атаки при разбеге на длину разбега. Например, при взлете с бетонированной ВПП для тяжелых самолетов с малой тяговооруженностью Ц за счет увеличения или уменьшения угла атаки длина разбега изменяется на 8—12%, для самолетов с ц = 0,50,6 — на 3—5%, а для самолетов с ц > 0,6 угол атаки на взлете не влияет на длину разбега. [c.24]

Тяговооруженность, т. е. отношение тяги двигателя к взлетной массе, у вертикально взлетающего самолета должно быть больше единицы. Вследствие этого к силовой установке СВВП (СКВП) предъявляются следующие основные требования минимально возможная удельная масса конструкции, т. е. наибольшая массовая тяга, максимально возможная объемная тяга, малый удельный расход топлива на режиме маршевого полета. [c.186]

Подъемно-маршевые двигатели работают в течение всего полета, поэтому параметры их термодинамического цикла выбираются близкими к параметрам маршевых двигателей самолетов аналогичного назначения с обычной длиной дистанции взлета и посадки. Однако при выборе типа и параметров подъемно-маршевого двигателя следует учитывать, что он должен быть сильно переразмерен, так как тяговооруженность самолета должна быть велика, что при горизонтальном дозвуковом полете предопределяет работу подъемно-маршевого двигателя на глубоко дроссельных режимах с пониженной тягой и увеличенным расходом топлива. [c.188]

Отношение располагаемой тяги к весу самолета называется тяговооружен н остью самолета. От этой величины зависят многие летные характеристики самолета. [c.133]

Чем меньше тяговооруженность самолета, Тем ощутимее влияние наклона поверхности аэродрома, так как добавочное ускорение gsin9 составляет больший процент от исходного. [c.257]

V самолетов с большой тяговооруженностью сиЛы сопротиЁЛе-ния малы по сравнению с силой тяги, поэтому длина разбега почти не зависит от того, каков угол атаки при разбеге. [c.258]

Резервирование переключением системы на запасной элемент принципиально более эффективно, чем постоянное, так как резервный (запасной) элемент сохраняет исходную надежность в период пребывания в резерве. Однако, при такой схеме резервирования увеличивается пассивная масса двигательной установки и соответственно снижается тяговооруженность летательного аппарата. Поэтому резервирование замещением ярименяется только для небольших двигателей и отдельных узлов в особо ответственных условиях. Например, по этому принципу могут быть резервированы тормозные двигатели пилотируемого космического корабля для схода с орбиты, рулевые двигатели, а также арматура системы питания. [c.28]

Оптимальные углы отклонения закрылков. Для современных самолетов закрылки при взлете отклоняются на 25—30° независимо от тяговооружеи-ности. Отклонения закрылков на углы свыше 25—30° не производятся на самолетах с большой тяговооруженностью. Объясняется это ухудшением разгона самолета после отрыва, понижением эффективности рулей, а также существенным уменьшением подъемной силы после уборки закрылков, что опасно при взлете. [c.24]

Учитывая, что для хороших аэродромов коэффициент трения меняется в сравнительно узких пределах, из формулы (20) следует, что важнейшим эффективным средством для уменьшения времец и длины разбега является увеличение тяговооруженности самолета, т. е. увеличение отношения Ф/Mg. [c.189]

Для самолетов с хорошей тяговооруженностью при взлете с классных аэродромов произведение (рО мало и можно считать т = а2. Разлагая tghyp(pO и tghyp (pO в ряды и удерживая слагаемые до (Р ) включительно, мы получим из (58) [c.196]

Из формулы (66) видно, что для современных классных аэродромов влияние изменений скорости отрыва и тяговооруженно-сти более существенно, нежели изменение коэффициента трения. Полагая [c.197]

Посадка с орбиты ИСЛ позволяет достигнуть любой точки поверхности Луны за счет выбора наклонения орбиты и момента начала схода с орбиты. Для простоты отраничимся случаем круговой орбиты. Так как атмосфера отсутствует, можно использовать двух-импульсную схему посадки типа полуэллипса Гоманна. Апоселений траектории посадки совпадает с начальной круговой орбитой, а периселений теоретически должен располагаться непосредственно на поверхности Луны. Однако неровности лунного ландшафта и возможные ошибки исполнения маневра при первом и втором включении двигателя требуют увеличения высоты периселения до 10— 15 км. Если учесть ограниченность величины тяги тормозного двигателя, то и в этом случае число его включений (активных участков) не превышает двух [53]. Когда начальная тяговооруженность мала, длительность каждого из двух активных участков моя ет быть столь велика, что они сливаются в один. [c.284]

При посадке с непрерывно работаюш им двигателем (одпп активный участок) наименьшие затраты характеристической скорости (А7х 2150 м/с) оказываются в случае круговых орбит ИСЛ высотой 50—60 км, а оптимальная начальная тяговооруженность = = 0,25—0,35 при скорости истечения газов из сопла двигателя = 3000-4500 м/с. [c.284]

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]

Если опытный самолет YF-17 разрабатывался как специализированный истребитель завоевания превосходства в воздухе, то самолет F/A-18 предназначался, кроме того, и для выполнения задач изоляции поля боя и сопровождения при эксплуатации с палубы авианосца, поэтому его конст-руиция имеет значительные отличия от конструкции YF-17. Для осуществления посадок на палубу шасси и фюзеляж самолета были усилены, установлен задерживающий крюк, обеспечено складывание крыла. Возросшая при этом взлетная масса потребовала увеличения площади крыла с 32,5 до 37,16 м для сохранения на прежнем уровне удельной нагрузки на крыло. Внутренний запас топлива был увеличен в связи с большей дальностью полета при выполнении задач изоляции поля боя и сопровождения. Тяга двигателей была увеличена с 66,7 до 71,22 кН для сохранения на прежнем уровне тяговооруженности самолета. [c.89]

В середине 1984 г. для усовершенствования палубных штурмовиков и штурмовиков морской пехоты решено на базе самолета А-6Е создать штурмовик A-6F, отвечающий требованиям 90-х годов. Планируется при этом использовать элементы техники и технологии самолета F/A-18 — двигатели, аппаратуру, вооружение. Так, планируется вместо турбореактивных двигателей J52 применить двухконтурные ТРД F 404-GE-400 в бесфорсажном варианте с максимальной тягой по 48 кН. Увеличение тяговооруженности позволит увеличить максимальную взлетную массу самолета. Меньшая масса двигателей, меньшие габариты и удельный расход топлива улучшат маневренные и взлетно-посадочные характеристики самолета. [c.115]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...