Разгон с набором высоты

Для современных самолетов взлет состоит из следую-Ш.ИХ этапов разбега (при этом путь, пройденный по земле, называется длиной разбега Lp),отрыва и разгона с набором высоты (путь Lp н.в. рис. 4.28). [c.174]

Разгон с набором высоты — этап разбега от момента отрыва до достижения на высоте условного препятствия (25 м) заданной безопасной скорости. На этом этапе по- [c.175]

Взлетная дистанция Lb.я — суммарный путь, пройденный самолетом на этапах разбега и разгона с набором высоты (рис. 4.28) [c.176]

При взлете по-вертолетному вертолет без разбега вертикально отделяется от земли. На высоте примерно 2 м производится зависание для контроля за системами, затем одновременный разгон с набором высоты. Для ис- [c.207]

Разгон с набором высоты. Если отношение силы тяги к взлетному весу более 0,25, то необходимость в выдерживании отпадает, так как в этом случае тяга оказывается достаточной для того, чтобы после отрыва совершать я разгон и набор высоты одновременно (рис. 1.6). [c.17]

Ракета стартует в вертикальном положении, разгоняясь с набором высоты. Полет до Луны проходил на скорости 60 км/с, до Марса — 800 км/с, до Сатурна — 1200 км/с. [c.70]

В полете производилась оценка устойчивости и управляемости самолета, работы силовой установки и систем самолета в процессе разгона с набором высоты с 10000 м до 12000 м и числа М с М = 0,9до М = 1,3 и торможения. [c.183]

Схема полета воздушно-космического самолета Зенгер предполагалась следуюш ая. После горизонтального взлета корабль выполняет подъем до высоты 25 километров, над критическим озоновым слоем, и далее на этой высоте совершает крейсерский полет со скоростью до 4,5 Маха Трасса от старта в центре Европы или на побережье Германии, Франции, Испании или Англии направлена на заданную широту в сторону Америки. Затем следует участок разгона с набором высоты до 30 километров и увеличением скорости до [c.553]

В турбореактивных двигателях для сверхзвуковых самолетов с целью преодоления звукового барьера и полета самолета со сверхзвуковой скоростью, а также для сокращения дистанции взлета, времени разгона и набора высоты требуется весьма существенное увеличение тяги двигателя (до 45—60 % на взлете и до 130. .. 170 % при Мп = 2,0). Эта цель достигается благодаря применению на двигателе специального устройства — форсажной камеры. [c.444]

В докладе им предлагался проект двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полета 8000 километров при стартовом весе около 90-120 тонн. Первая ступень имела мощный жидкостно-ракетный двигатель, с помощью которого должны осуществляться вертикальный старт, разгон и набор высоты до момента разделения со второй ступенью. Вертикальный старт к тому времени был уже хорошо отработан на практике применения баллистических ракет и не требовал сложных стартовых сооружений. [c.78]

В двух последних вариантах система М-52К могла развивать крейсерскую скорость 1700—1800 км/ч с одной ракетой на расстоянии 1800 километров от аэродрома вылета, а с двумя ракетами — лишь на удалении 2960 километров. Таким образом, свыше половины этого пути М-52К должен был проходить на высотах от 5500 до 8500 метров на дозвуковых скоростях 800-1000 км/ч. Остальной участок приходился на режим разгона до скорости в 1,7 Маха с набором высоты. [c.127]

Подъем, или набор высоты, может выполняться по прямолинейной или криволинейной траектории с разгоном, торможением или постоянной скоростью. Рассмотрим прямолинейный установившийся подъем самолета, траектория которого наклонена к горизонту под некоторым углом 6, называемым углом подъема [c.162]

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]

На более скоростных самолетах после набора высоты 11000—13 000 м разгоняют самолет до приборной скорости (или числа М), которая должна быть в исходной точке, и, сохраняя ее постоянной, также выходят на заданную высоту. В первой половине самолет лучше разгонять с небольшим снижением. [c.21]

Разгон самолета при взлете с выдерживанием или набором высоты [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]

Техника выполнения взлета с форсажем практически не отличаете от взлета без форсажа, за исключением необходимости создания большого угла набора высоты после отрыва самолета. Форсаж также применяется для разгона самолета и набора высоты. [c.88]

Типичный полет Х-34 состоит из следующих этапов отделение от самолета-носителя L-1011, запуска двигателя и разгона до заданного числа М, набора высоты, пассивного полета с последующим возвращением и посадкой. [c.165]

Установить точно режим горизонтального полета с постоянной скоростью довольно трудно. Однако это вполне возможно и практически выполняется при условии, если есть некоторый запас тяги, т. е. если полет выполняется ниже потолка. Значительно труднее длительно удерживать современный сверхзвуковой самолет на потолке или на линии потолков при заданной скорости, так как при этом избыток- тяги равен нулю. При недостаточно точном и тщательном пилотировании небольшое отклонение в сторону кабрирования приводит к набору высоты больше потолка с одновременным до-вольно интенсивным торможением. При незначительной отдаче ручки от себя начинается заметное снижение с некоторым разгоном. Если после этого летчик попытается вернуть самолет на высоту потолка, то он убедится в том, что скорость самолета стала меньше, чем до снижения или подъема. Потеря скорости происходит вследствие заметного возрастания лобового сопротивления при увеличении угла атаки, так как индуктивное сопротивление на потолке значительно по величине. Оно примерно равно сопротивлению при нулевой подъемной силе [c.256]

Расход топлива, время и дальность горизонтального полета с разгоном определяются по тем же формулам, что и в наборе высоты с разгоном, так как основная доля энергии, заключенной в топливе, в этом случае также расходуется на увеличение механической энергии самолета. Рассмотрим лишь установившийся прямолинейный горизонтальный полет, в котором энергия топлива расходуется только на преодоление лобового сопротивления самолета. [c.410]

В простейшем случае дальность полета складывается из дальностей трех участков набора. высоты с разгоном, крейсерского участка и снижения. [c.414]

Повышение температуры наружного воздуха не влияет на километровый расход топлива в горизонтальном полете, несколько увеличивает расход топлива при наборе высоты и разгоне и в целом незначительно снижает суммарную максимальную дальность полета. Это можно установить с помощью формулы (19.6), если учесть, что часовой расход Сь и истинная скорость V при постоянном давлении (постоянной высоте по барометрическому высотомеру) изменяются одинаково — пропорционально Т. [c.415]

Можно по казать, что увеличение угла Оо приводит к смещению кривой л(К) в область повышенных скоростей (рис. 7.31). Начальный участок экстремали строится по выражениям (7.155). Отметим, что в связи с отсутствием ограничения на расход, набора дальности и высоты при разгоне не происходит и А=1. Поэтому ордината точки пересечения кривой разгона с кривой 2 = 0 дает действительное значение массы летательного аппарата. [c.300]

Выполненные полеты показали, что самолет на рулении прост и хорошо управляется, на взлете машина устойчива и не имеет тенденции к самопроизвольному рысканию или подъему носа. Самолет имел очень хороший обзор с опущенной носовой частью фюзеляжа, что значительно облегчало выполнение руления, взлета и посадки. Взлетный угол легко выдерживался. Отрыв самолета происходил плавно. После подъема носовой части фюзеляжа полет проходил по приборам. Установленный на самолете перископ давал возможность обозревать лежащее впереди пространство. Набор высоты самолетом был прост и не требовал от летчика повышенного внимания. В горизонтальном полете самолет управлялся хорошо. Разгон и переход "звукового барьера" проходили спокойно, а момент прохода М=1 отмечался только по приборам. Интенсивность разгона самолета была достаточно хорошая. Заход на посадку и посадка выполнялись легко. Наличие автомата управления тягой (АУТ) полностью разгружало летчика от работы двигателями на режиме захода на посадку. Пользование органами управления АУТ было весьма удобно, особенно при использовании гашетки скорости на ручке управления самолетом. Самолет касался [c.67]

Ввиду большого времени приемистости и медленного разгона самолета желательно также, если позволяет высота, увеличить угол снижения до набора необходимой скорости. При этом следует учитывать, что на современных самолетах увеличение скорости вследствие изменения угла планирования приводит к значительно большей потере высоты, чем на дозвуковых самолетах с большим аэродинамическим качеством и меньшей скоростью полета. [c.420]

Полученная оптимальная траектория (см. заштрихованные кружки) состоит из участка вертикального полета от нуля до максимальной высоты при постоянной скорости У=725 м/сек и участка горизонтального полета на максимальной высоте Я=6 700 м с разгоном до скорости У=850 м/сек и набором горизонтальной дальности х = 18 400 м. Заметим, что средняя величина расхода топлива, соответствующая этой траектории, на 23% меньше, чем в случае 0о=2О°. [c.317]

Планировалось на высоте 1000 м включить форсажный режим двигателя и убрать шасси. Затем набрать высоту 1000 м, поднять ОНЧФ и на скорости М = 0,8 сбалансировать самолет с помощью ПГО. После этого, включив форсажный режим двигателей выполнить разгон до М = 1,3 с набором высоты 2000 м. [c.183]

Наиболее распространенным способом форсирования ТРД является дожигание топлива в форсажной камере за турбиной. Такой форсаж, увеличивая тягу двигателя на 30—50%, одновременно повышает в два с лишним раза часовой расход топлива и, как правило, значительно увеличивает километровый расход. Например, у одного из дозвуковых истребителей включение форсажа на режиме максимальной скорости на высоте 10 000 м повышает километровый расход в 1,95 раза. Вместе с тем форсирование может оказаться выгодным в отношении не только затраты времени, но и расхода топлива при наборе высоты и разгоне на больших высотах. В этих случаях рост часового (или минутного) расхода с избытком компенсируется значительным сокращением затраты времени. Взять, к примеру, подъем или разгон на высоте 15 км при М=, Ь (рис. 9.05). Здесь избыточная тяга Рр — Q = 850 кг. Если включить форсаж, повышающий располагаемую тягу на 50 7о, т. е. на 1675 кг, то избыточная тяга станет равной 2525 кг — возрастет приблизительно в три раза. Во столько же раз сократится затрата времени на подъем или разгон, а минутный расход увеличится в два с небольшим раза. В итоге расход топлива на разгон или подъем в данном примере уменьшится приблизительно в полтора раза. В некоторых случаях, например при перехвате на больших высотах, без применения форсажа может не хватить топлива для выполнения задания из-за увеличения времени на набор высоты и догон противника. [c.243]

Полет крьшатой ракеты (или ракетоплана) с более совершенным двигателем рисовался Королеву в таком виде аппарат разгоняется по земле отбрасываемыми пороховыми ускорителями до скорости 80 м/с, взлетает и начинает набор высоты под углом 60 градусов на собственном двигателе. После выработки всего топлива ракета переводится в вертикальный полет по инерции и достигает высоты 32 километров. С этой высоты она пикирует на скорости 600-700 м/с (т. е. на скорости вдвое выше звуковой). Время полета предполагалось 18 минут и дальность — 220 километров. [c.269]

В 1944 г. начались челночные операции американской бомбардировочной авиации. Тяжелые бомбардировщики В-17 и В-24 стартовали с аэродромов Англии и сопровождаемые Мустангами бомбили Германию. Затем они совершали посадку на территории СССР в районе Полтавы, где их заправляли и загружали бомбами для боевого вылета в обратном направлении. Случалось, что американские самолеты из-за повреждений, полученных в бою, поломок или технических неполадок оставались на советской территории. Один из Мустангов , имевший незначительные повреждения, был восстановлен советскими специалистами, Летчики-испытатели ЛИИ летали на этой машине для ознакомления и изучения (полные летные испытания не проводились). Оценка лучшего американского истребителя советскими летчиками представляет несомненный интерес. Вспоминает заслуженный летчик-испытатель СССР М. Л. Галлай ...Самолет Р-51 Мустанг оказался прост в пилотировании. Не требовал от летчика ни высокой квалификации, ни повышенного внимания. Длительный полет на нем был неутомителен как в силу присущей ему хорошей устойчивости, так и благодаря наличию триммеров на всех трех плоскостях управления. Все эти положительные свойства легко обнаруживались в испытательных полетах, которые мне пришлось выполнять на Мустанге . Однако нет сомнения, что в боевой обстановке проявились бы присущие этой машине существенные слабости, в частности, только пулеметное вооружение. Главным же недостатком являлось то, что, обладая yщe tвeннo большей нагрузкой на единицу мощности мотора, чем Як-9, Ла-7, Ме-109, ФВ-190 и особенно Як-3, Мустанг заметно уступал им в маневренности, а также в разгонных характеристиках по горизонтали и в наборе высоты. Правда, сочетание относительной большой (для одноместного истребителя) массы и малого коэффициента аэродинамического сопротивления j( обеспечивало этому самолету хорошие разгонные характеристики на пикировании 111, с. 33]. Здесь стоит пояснить, что в приведенной цитате сопоставлены нагрузки на мощность для малых и средних высот. На больших же высотах ситуация становилась прямо противоположной, поскольку мотор V-1650-3 обладал большей высотностью, чем, например, АШ-82ФН и тем более ВК-105ПФ2 (рис. 5 на стр. 268). [c.262]

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Т1, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите t и удельная энергия на траектории к Луне СЗ. Эти переменные, будучи определенными с помощью 1ггеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне. [c.93]

Из схемы сил (рис. 14.12) и уравнения (14.7) следует, что, еслп Р>(3г+О51п0, при наборе высоты одновременно происходит разгон самолета если Р = (3г+О51п0, полет происходит с по- [c.333]

На самолетах с изменяемой стреловидностью крыла для достижения максимальной дальности снижения с уменьшением скорости следует постепенно уменьшать стреловидность крыла в соответствии с ее оптимальными значениями, показанными в качестве примера на рис. 19.5. Время набора высоты и разгона составляет малую долю всего времени полета на ма сиз1альную дальность. [c.410]

Рассматривался также вариант точечного старта с помо-ш ью ускорителей обш ей тягой до 360 тонн. Наклон ускорителей под углом около 53° к горизонту мог обеспечить отрыв самолета с места, разгон в течение 15 секунд до скорости 550 км/ч и набор высоты 300 метров на дистанции [c.127]

Согласно замыслу авторов проекта, Скрамджет поднимается на высоту 35 километров и разгоняется до скорости 5600 км/ч с помощью специального гиперзвукового самоле-та-носителя. Затем, после отделения от носителя, он должен с помощью собственного гиперзвукового ПВРД развить скорость до 24000 км/ч (6,7 км/с), постепенно набирая при этом высоту до 55 километров. Дальнейший набор высоты, разгон до первой космической скорости и выход на орбиту должны осуществляться с помощью небольшого ракетного двигателя. [c.202]

Каждый испытательный полет состоял из следующих этапов этапа разбега, взлета и набора высоты, которые выполнялись в режиме ручного пилотирования с автоматическим обеспечением устойчивости и управляемости этапа испытательных режимов, проводимых для оценки характеристик устойчивости и управляемости на участке прямолинейного полета при постоянной скорости этап разгона и торможения в горизонтальном полете, виражи с плавно нарастающей (до 2g) перегрузкой этапы предпосадочного маневрирования, захода на посадку, посадки, пробега по взлетно-посадоч-ной полосе и останова, на которых имитировались штатные профили снижения, посадки и останова орбитального корабля в ручном и автоматическом режимах. [c.473]

Полет ХОТОЛ на самолете-носителе Ан-225 заканчивается разделением на высоте 10 километров при скорости 0,8 Маха, после чего следует горизонтальный разгон до 5 Махов. С этого момента начинается маневр выхода на горку с перегрузкой 1,4 g до высоты около 20 километров и скорости в 3 Маха. Далее происходит набор высоты па полубаллистической траектории с использованием тяги двигателей и [c.546]

После отрива производится разгон самолета до безопасной скорост, которая должна превышать скорость сваливания не менее, чем на 20%, с последующим набором безопасной высоты 10, 7 м Длина воздушного участка взлетной дистанции [c.191]

Начальный участок экстремали. Наличие ограничений ма расход топлива стартовой и маршевой ступеней приводит к необходимости рассматривать разгон летательного аппарата с учетом сил со противления. Так как при этом набор скорости сопровождается перемеш ением летательного аппарата, то при Оо=т О изменяются высота полета и величина А. Так как х = т/А, причем m и А — функции убываюш[ие, то характер изменения li (V) определяется интенсивностями убывания числителя и знаменателя. [c.305]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...