Балансировка самолета

Для обеспечения высокой эффективности торможения самолета достаточна реверсивная тяга, равная (0,2 0,3)Р. Для торможения самолета на выдерживании более удобно применять реверс тяги, чем тормозной парашют, так как реверс меньше изменяет балансировку самолета и его возможно применять и до приземления самолета. [c.40]

Итак, для сохранения равновесия сил в полете необходимо также и равновесие моментов (балансировка самолета). [c.275]

Статическая управляемость самолета характеризуется отклонениями органов управления (ручки, педалей, рулей) и усилиями, прикладываемыми летчиком, при балансировке самолета в различных установившихся режимах полета. [c.293]

Потребное отклонение руля высоты (стабилизатора) для балансировки самолета не зависит от того, каким способом отклоняется руль. Поэтому балансировочные кривые отклонений руля совершенно одинаковы при прямом и бустерном управлении. Но балансировочные кривые усилий получаются разными, так как [c.318]

Боковая балансировка самолета при больших скоростях полета [c.325]

Момент от прироста подъемной силы (рис. 11.09) пропорционален расстоянию между ЦТ и фокусом самолета, т. е. запасу центровки. Поэтому, при более передней центровке нужен больший рулевой момент для балансировки самолета в криволинейном полете. Следовательно, чем более передней является центровка, тем выше расходы руля и усилий на единицу перегрузки. [c.331]

Рис. 1. Нарушение поперечной и путевой балансировки самолета над действием скольжения

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]

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]

В-третьих, через определенное число полетов необходимо проверять правильность балансировки самолета с отключенными бустерами. В случае нарушения балансировка должна быть восстановлена на требуемой по инструкции скорости и высоте полета. [c.185]

Обычно руль высоты летчики отклоняли в нейтральное положение или даже в положение, соответствующее балансировке самолета на средней скорости в режиме прямолинейного горизонтального полета, т. е. несколько не доводя его до нейтрального положения. В тех случаях, когда штопор сопровождался колебаниями самолета (например, на больших высотах), летчики нередко отклоняли и руль направления на вывод также в нейтральное положение или лишь несколько дальше. [c.204]

БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА — уравновешивание моментов и сил, действуюш,их на самолет в полете, что достигается отклонением летчиком рулей в такое положение, при котором устойчивый самолет при освобожденном управлении, например руле высоты, летит горизонтально с заданной скоростью. [c.220]

Балансировкой самолета называется уравновешивание моментов всех сил, действующих на самолет, относительно его центра тяжести. В аэродинамике различают три вида равновесия моментов (балансировки самолета) соответственно трем осям [c.36]

С ростом скоростей полета самолетов при сохранении прямой кинематической связи между командными рычагами управления и рулями (элеронами) интенсивно возрастают усилия, действующие на ручку (штурвал) и педали. При переходе к сверхзвуковым скоростям полета потребные углы отклонения рулей для балансировки самолета нормальной схемы увеличиваются вследствие возрастания устойчивости самолета и уменьшения эффективности рулей. [c.229]

После балансировки самолета зажимается ручка и держится все время зажатой, а рулю поворотов дают отклонение, после чего педали освобождаются. Испытания на боковую устойчивость следует проводить особенно тщательно при полете на малых скоростях, когда эффективность элеронов мала. [c.230]

Воздушные тормоза расположены на верхней и нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа самолета между выходными соплами двигателей. Они применяются для торможения самолета при боевом маневрировании, для управления траекторией при бомбометании и заходе на посадку. Совместное отклонение нижней и верхней панелей воздушных тормозов практически не изменяет балансировки самолета. На посадке для обеспечения необходимого расстояния нижних точек самолета от палубы (чтобы не было удара о палубу хвостовой частью самолета) предусмотрена блокировка выпуска нижней панели воздушного тормоза в целях ограничения его поворота при выпуске шасси самолета. [c.67]

Отклонение носка крыла оказывает небольшое влияние на устойчивость и балансировку самолета вследствие того, что отклоненный носок обеспечивает в основном безотрывное обтекание всего крыла при больших углах атаки и почти не создает дополнительной местной подъемной силы. Наплывы же при больших углах атаки приводят к появлению значительной местной подъемной силы, приложенной перед центром масс самолета, поэтому их влияние на устойчивость самолета противоположно воздействию автоматически управляемых закрылков они создают значительный дестабилизирующий эффект, усиливающийся при увеличении угла атаки. При собственной устойчивости самолета наличие наплывов требует значительно более передней центровки, расчет которой проводится при большом угле атаки. По этим причинам для улучшения боевых характеристик самолета наплывы и закрылки разрабатывались одновременно с определением необходимой центровки самолета, чтобы их преимущества были реализованы полностью. [c.92]

Реактивное сопло — нерегулируемое, с центральным телом (для внутреннего контура). Для наружного контура имеется свое отдельное реактивное сопло, также нерегулируемое. Для уменьщения влияния изменения тяги на балансировку самолета реактивные сопла контуров направлены вверх под углом 10° относительно продольной оси двигателя. [c.125]

При таком условии будет обеспечен наибольший управляющий момент как на пикирование, так и на кабрирование, а также на парирование внешних возмущений и обеспечение продольной балансировки самолета при изменении эксплуатационных условий (вариантов подвески, метеоусловий и т. д.). [c.189]

Итак, взлет с трамплина обычных самолетов возможен. Снижение длины разбега с помощью трамплина более чем на 50% является яркой демонстрацией тех преимуществ, которые дает трамплин. С точки зрения летных качеств и управляемости при разбеге взлет с трамплина является более легким маневром, чем обычный взлет. В большинстве взлетов, которые выполнили самолеты Т-2С и F-14A, была установлена такая продольная балансировка, которая обеспечивала взлет со свободной ручкой управления. Однако трудность в обеспечении продольной балансировки самолета выдвигает требование к любому самолету, выполняющему взлет с трамплина, чтобы он был оборудован точной, четкой и дублированной системой балансировки. Необходимо увеличение стабилизации самолета по трем осям. Для того чтобы позволить летчику контролировать работу бортового оборудования и следить за параметрами полета, необходима индикация на лобовом стекле. Во время взлета с трамплина нагрузки на конструкцию у обоих самолетов находились в допустимых пределах. Самолеты, не предназначенные для использования с авианосцев и не имеющие усиленной конструкции шасси, могут осуществлять взлет с трамплина, который имеет меньший угол подъема (больший радиус кривизны). [c.226]

Посадки с большой скоростью снижения выполняются при трех следующих различных пространственных положениях самолета в продольном отношении средний угол тангажа — угол тангажа, соответствующий балансировке самолета по траектории полета и воздушной скорости, которые предположительно будут иметь место во время посадок на авианосец положительный угол тангажа — средний угол тангажа плюс 6° с достаточным запасом по сваливанию (не более 0,9 Сутах) отрицательный угол тангажа — средний угол тангажа минус 6°. [c.265]

В компоновке фюзеляжа АНТ-9 было много общего с самолетом К-5 сразу за двигателем в фюзеляже размещались закрытая двухместная кабина экипажа с двойным управлением, пассажирская кабина, туалет, гардероб и багажное отделение. На опытном самолете в пассажирской кабине устанавливались девять кресел из плетеного камыша, которые впоследствии заменили креслами с силовым каркасом из кольчугалюминия. Продольная балансировка самолета АНТ-9 при различной коммерческой нагрузке обеспечивалась управляемым в полете стабилизатором с диапазоном изменения угла его установки от - - 6° до — 0,5° [c.366]

Если по какой-либо причине самолет вышел на режим раскачки , то парировать ручкой каждое отдельное колебание не нужно, ибо это только усугубит пилотирование. Следует зажать ручку в положении, несколько выбранном от нейтрального на себя. Самолет при этом будет терять скорость и быстро прекратит колебания. Если летчик обнаружил, что На большой скорости и малой высоте чрезмерно облегчилось управление, но самолет при этом еще управляем, надо погасить скорость до безопасной, плавно переведя самолет в набор высоты, но ни в коем случае не выпускать тормозные щиткп. При этом недопустимы ни резкая уборка, газа, ни резкие движения ручки, т. с. любые манипуляции, могущие нарушить балансировку самолета. В полете на сверхзвуковых режимах продольная устойчивость настолько увеличивается, что даже при больших приборных скоростях облегчение управления ни к каким неприятностям не приводит. [c.62]

При проверке продольной балансировки самолета с выключенным бустером аэродинамический триммер руля высоты устанавливается в такое положение, чтобы для сохранения прямолинейного полета к ручке надо было прикладывать давящие усилия, т. е. чтобы самолет стремился кабрировать. Небольш 1е тянущие усилия допускаются только на очень малых приборных скоростях. Положение триммера, которое обеспечивает такие усилия, называется б а л а н с и р о в о ч н ы м. Оно обычно указывается в формуляре самолета и на самом триммере. Типичная кривая усилий на ручке при отказе бустера руля высоты приведена на рис. 8. [c.63]

Положим, что исходному режиму установившегося полета, т. е. полету, при котором параметры движения самолета (скорость, угол атаки, угол тангажа, перегрузка и т. д.) сохраняются неизменными, соответствуют коэффициент Су и отклонение руля высоты бвбал необходимое для балансировки самолета в этом режиме. [c.176]

Рис. 20. Балаисировочные кривые самолета для различных чисел М точка А характеризует режим балансировки -самолета при полностью отклоненном штурвале (ручке) во 2-й области устойчивости самолета

Выше было рассмотрено движение самолета без учета того, что при переходе в режим с % >, кроме изменения балансировки самолета по аэродинамическим моментам, нарушается и баланс сил, действующих на самолет. В частности, на больших углах атаки сильно возрастает лобовое сопротивление, которое уменьшит скорость (число М) полета. При этом неустойчивость самолета может также уменьшиться, а управляемость восстановится, т. е. ее потеря будет временной. Когда число М станет меньше 0,7, пикирующие моменты от руля высоты по абсолютной величине станут больше кабрирующих моментов неустойчивости и самолет интенсивно уменьшит угол атаки и коэффициент Су. [c.179]

Триммеры применяются для снятия нагрузки с ручки штурвала управления 1ЛИ педали) летчика при длительном полете, когда при выработке топлива или асходовании химикатов центр тяжести самолета смещается и происходит изме-ение балансировки самолета. В этом случае летчик вынужден изменить поло- ение рулей и держать их в отклоненном состоянии, ощущая повышенное дав-ение на ручке. Чтобы избежать этого и применяют триммеры. [c.245]

Разработка опытного образцового самолета. Работа по опытному самолету начинается с получения задания, в к-ром излагаются назначение самолета, его нагрузка, требуемые от него летные данные. Первоначально для выявления размерности и характера самолета прорабатывают эскизный проект,в к-ром производится изыскание рациональной размерности и типа самолета, делается общая компановка самолета. Отдельные конструкции его делают в Vs н. в. для малых и в /ю—V20 н. в. для самолетов большого тоннажа. Далее производят ориентировочный аэродинамич. расчет (см. Аэродинамика), подбор органов управления, а также площади хвостового оперения и балансировку самолета (см. Устойчивость самолета). Все это сопровождается общим видом самолета в н. в. для малых и в —Vioo н. в. для больших самолетов, кратким описанием конструкции самолета и пояснительной запиской по всему эскизному проекту. Для более наглядного представления о конструкции общего вида самолета производят постройку макета самолета, где д. б. выдержаны габаритные размеры и тип конструкции проектируемого самолета. После макета производится проработка предварительного проекта самолета и изготовление конструктивных чертежей для постройки самолета. В это же время (а если возможно, то и ранее) строят и продувают в аэродинамической лаборатории модель самолета и профили крыльев для получения данных как для аэродинамич. расчета и устойчивости, так и для расчета прочности. Модели делают наибольшей допускаемой размерами трубы величины, к-рая обычно для малых самолетов составляет Vs—Vio н. в., а для больших V20—V25 н. в. [c.37]

ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ — точка пересечения линии действия равнодействующей сил давления, приложенных к телу, движущемуся или покоящемуся в жидкой или газообра зпой среде, с условной плоскостью, связанной с телом. Для крыла самолета (рис. 1) Ц. д. определяется как точка пересечения линии действия аэродинамической силы R с плоскостью хорд крыла. Положение Ц. д. на хорде крыла важно знать для балансировки самолета, т. е. для уравновешивания действующих на него моментов сил. Перемещение Ц. д. нри изменении угла атаки а крыла онределяет изменение момента приложенных к самолету сил и поэтому играет важную роль в исследовании устойчивости самолета. [c.390]

Положение Ц. д. на хорде крыла зависит также от формы крыла в плане (нанр., от стреловидности) и от влияния сжимаемости среды. В несжимаемой среде и при малых скоростях в сжимаемо Ц. д. у симметричного профиля находится на расстоя НИИ прибл. в 1/4 хорды п = 0,25) от носка. При сверх звуковых скоростях в сжимаемой среде Ц. д, у тон кого симметричного профиля располагается па рас стоянии от носка в /г хорды. Это перемещение Ц, д после перехода через скорость звука влечет за o6oi увеличение моментов на пикирование и резкое пару шение балансировки самолета. [c.390]

Цельноповоротное ГО. Мощная механизация крыла (например, выдвижные закрылки по всему размаху) создает не только большие коэффициенты Су, но и большие пикирующие моменты rriz. Для балансировки самолета в этих случаях требуется увеличивать эффективность ГО, для чего при заданной длине фюзеляжа целесообразно [c.89]

По своей схеме МДР-3 являлся лодочным гидросамолетом-высоко-планом с толстым подкосным крылом, положенным на лодку, и двухкилевым вертикальным оперением с килями, установленными на полуразмахе горизонтального стабилизатора и соединенными между собой, как и на ТБ-5, горизонтальной поверхностью с изменяемым в полете углом установки — <стабилероном , предназначенным для продольной балансировки самолета (рис. 4). [c.263]

Для продольной балансировки самолета на различных режимах полета трехлонжеронный стабилизатор АНТ-4, как это было принято в то время, выполнялся подвижным с изменяемым в полете углом установки. Наиболее благоприятные характеристики -путевой устойчивости для каждого из серийных самолетов АНТ-4 могли быть достигнуты наземной регулировкой киля — его можно было перемещать относительно оси симметрии самолета, переставляя болты, крепящие к фюзеляжу переднюю часть киля. Гофрированная обшивка фюзеляжа и оперения имела толщину 0,3 мм. Проработанная во всех элементах простая и целесообразная силовая схема планера самолета АНТ-4 позволила создать весьма совершенную конструкцию с весовой отдачей по полезной нагрузке до 45% от взлетной массы самолета. [c.300]

Оперение самолета АНТ-6 вьшолнялось регулируемым. Двухлонже-ронный стабилизатор горизонтального оперения имел на заднем лонжероне подъемный механизм, который позволял изменять угол установки стабилизатора в пределах от —4,5° до -)-4,5°. Применение такого мощного средства продольной балансировки самолета, как управляемый в полете стабилизатор, позволяло значительно уменьшить площадь горизонтального оперения, которая составляла всего 11,7% от площади крыла. Конструкция крепления однолонжеронного киля к фюзеляжу предусматривала возможность его установки под различными углами к оси самолета при помощи перемещения вправо и влево носка киля, как на самолете ТБ-1. В случае остановки одного из двигателей в полете у левого летчика имелась возможность устанавливать руль направления под необходимым для балансировки само- лета углом с помощью специального штурвала. [c.306]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...