Управление самолетом на больших высотах

Обеспечение управления самолетом на больших высотах [c.41]

Управление самолетом на больших высотах 45—46 [c.420]

Неблагоприятное влияние на характеристики управляемости самолета в криволинейном полете оказывает увеличение высоты полета из-за изменения плотности воздуха. Чем больше высота полета (меньше плотность воздуха), тем при прочих равных условиях меньше аэродинамические силы, и моменты. Это вносит ряд особенностей в управление самолетом на больших высотах. [c.157]

При малом периоде колебаний параметры движения самолета изменяются быстро и летчику трудно соразмерить отклонение органов управления с положением самолета в пространстве. Для этого летчику при отсутствии демпфирования пришлось бы неоднократно отклонять руль то в одну, то в другую сторону, что в конце концов привело бы к раскачке самолета. Отсюда следует, что одной из особенностей управления самолетом на больших высотах, где демпфирование мало, является то обстоятельство, что вмешательство малотренированного летчика в управление для прекращения колебаний может вызвать противоположный эффект— сильнее раскачать самолет. [c.158]

Применение струйных рулей. При полетах самолетов на больших высотах в условиях малой плотности воздуха использование аэродинамических органов управления рулей и элеронов невозможно. [c.42]

Значительное улучшение динамической управляемости и устойчивости на больших высотах (и вообще при недостаточном собственном демпфировании самолета) достигается применением автоматических демпферов самолет плотнее сидит в воздухе при болтанке, повышается точность управления за счет уменьшения забросов и быстрого гашения колебаний, полет становится более безопасным, особенно при недостаточной статической устойчивости. [c.295]

Астронавигационные СУ предназначены для навигации ЛА на основе астрономических измерений. Применяются для управления самолетами, космическими кораблями и другими объектами, траектория которых проходит на больших высотах. Основными компонентами астрономических СУ являются астрономические ориентаторы (секстанты), которые определяют координаты местонахождения ЛА с высокой точностью вне зависимости от длительности, высоты и скорости полета. [c.102]

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]

Загрубление продольного управления (увеличение усилий загрузочного механизма или уменьшение передаточного числа от ручки к рулевой поверхности) по сравнению с нормальным для данной скорости не опасно, так как может лишь ограничить маневр самолета, вызвать более быстрое утомление летчика при пилотировании и несколько усложнить посадку. Наоборот, значительное облегчение продольного управления по сравнению с нормальным для данной скорости сильно усложняет пилотирование, которое на больших дозвуковых скоростях и малых высотах становится невозможным, так как наступает усиливающаяся продольная раскачка . [c.62]

Для обеспечения хороших характеристик маневренности самолета при выполнении маневров с креном на больших сверхзвуковых скоростях и больших высотах полета эффективность органов поперечного управления должна быть намного больше той, которая нужна в полете на малых скоростях и малых высотах. Такая большая эффективность органов поперечного управления нужна, во-первых, для создания достаточно больших угловых скоростей и угловых ускорений крена и, во-вторых, для создания искусственного демпфирования. [c.103]

В полете на сверхзвуковых скоростях вследствие повышения устойчивости, понижения эффективности и увеличения шарнирных моментов руля высоты к ручке требуется прикладывать давящие усилия. Эти усилия бывают настолько большими, что даже на истребителях при неработающих бустерах у летчика часто не хватает сил, чтобы их создать, т. е. достигнуть в прямолинейном полете сверхзвуковых скоростей. Если запас тяги у самолета достаточно большой, то на сверхзвуковые скорости самолет будет разгоняться с перегрузкой п > 1. И, наоборот, если при сверхзвуковой скорости откажет бустер и летчик перейдет на ручное управление, то понижение скорости до дозвуковой будет также происходить с перегрузкой п > 1, хотя и не очень значительной. [c.182]

При полном отклонении ручки (штурвала) управления от себя возникают значительные пикирующие моменты и большие отрицательные перегрузки. Из-за этого летчики при выводе самолета из нормального штопора стандартным методом часто повисают на ремнях. Кроме того, в этом случае угол пикирования в момент прекращения самовращения резко увеличивается, что способствует быстрому нарастанию скорости полета и приводит к большой потере высоты при выводе самолета из пикирования. Быстрый рост скорости на пикировании при выводе из штопора может быть опасен для самолетов, у которых допустимые эксплуатационные перегрузки и максимально допустимая индикаторная скорость полета сравнительно невелики. Большая потеря высоты особенно опасна при выводе самолета из штопора на малых высотах. Поэтому применять стандартный метод вывода из штопора следует лишь в тех случаях, когда он действительно необходим. [c.201]

У самолетов короткого взлета и посадки с поворотом вектора тяги силовой установки в целях улучшения взлетно-посадочных характеристик целесообразно обеспечить такую его компоновку, у которой получились бы наименьшие затраты хода рулей на обеспечение балансировки, оставляя как можно больший ход рулей на управление самолетом и парирование внешних воздействий. В связи с этим является актуальным размещение поворотных устройств двигателя с поворотом вектора тяги относительно центра массы (ЦМ) и выбор его конструктивных параметров, обеспечивающих наименьшую скорость отрыва (приземления) при нейтральном балансировочном положении руля высоты для различных тяговооруженностей и удельных нагрузках на крыло самолета. [c.189]

Оперение самолета — стреловидное. Управление всеми рулями самолета жесткое. Стабилизатор управляемый, с размахом 2,4 метра. Система управления имела ряд необычных для того времени нововведений в случае потери эффективности руля высоты в полете на больших скоростях можно бьшо управлять самолетом при помощи стабилизатора, подключавшегося летчиком к ручке управления. [c.320]

Следовательно, момент, поворачивающий летательный аппарат в результате отклонения ручки управления, у вертолета характеризуется большой величиной силы, у самолета же сравнительно небольшой величиной силы. Это означает, что для создания необходимого момента путем изменения направления действия силы тяги на вертолете нужно сообщить дополнительное движение значительно большему количеству воздуха, чем на самолете. На самолете отклонение ручки управления, например от себя , сразу же вызывает образование силы на руле высоты, действующей вверх, и опускание носа самолета вниз. На вертолете же отклонение ручки управления от себя приведет к созданию необходимого момента спустя некоторое время, т. е. только тогда, когда воздушный поток от винта примет новое направление. [c.184]

Характерными особенностями поведения самолета при полете на динамических высотах являются, во-первых, вялость реа кции на отклонение рулей, инертность в угловых движениях, необходимость больших перемещений рычагов управления, во-вторых, трудность сохранения заданной высоты полета. [c.266]

Только при отказе в области А (большое плечо АРУ) возможен полет без перехода в, другие области вплоть до посадки. В этом случае, когда механизм АРУ находится на большом плече, на больших дозвуковых скоростях, на малых и средних высотах (в данном случае менее 5 км), появляется опасность непроизвольной раскачки самолета. Это особенно опасно, если отказ своевременно не был обнаружен летчиком. Раскачка вызывается уменьшением и и происходит из-за того, что, ощутив повышенную реакцию самолета на отклонение ручки управления, летчик инстинктивно чрезмерно отклоняет ее в противоположную сторону, например на себя. Самолет интенсив но увеличивает угол тангажа, и летчик снова инстинктивно и чрезмерно отдает ручку от себя, причем вследствие естественного запаздывания собственной реакции, свойств самолета и системы управления делает это со сдвигом по фазе по отношению к колебаниям самолета. Амплитуда -колебаний при этом все время увеличивается, и самолет может выйти на недопустимую перегрузку. Пытаться парировать рас- [c.306]

Поведение сверхзвуковых самолетов. На сверхзвуковых самолетах явления валежка , обратная реакция по крену на скольжение, ухудшение поперечной управляемости и динамических свойств самолета на больших высотах — практически не проявляются, что значительно упрощает пилотирование самолета и делает полет-более безопасным. Это достигается за счет более совершенной аэродинамической формы сверхзвукового самолета, значительной жесткости конструкции, улучшения динамических свойств самолета на больших высотах благодаря постановке демпферов. Демпфер, как и автопилот, работает автоматически. Реагируя на угловую скорость самолета, демпфер через раздвижные тяги соответлтвующим образом отклоняет рули самолета, не действуя при этом на штурваб (ручку) управления и педали. [c.57]

В настоящее время условия работы гидравлических систем самолета существенно изменились. Самолет летает на большой высоте и находится в условиях более низких температур, чем раньше. Однако в связи с использованием сжатого воздуха температура в самолете поднимается быстрее. В результате максимальная температура жидкости в гидравлических системах самолетов, летающих со сверхзвуковой скоростью, выше 71,ГС, т. е. выше максимальной температуры жидкости, используемой в гидравлических системах обычных самолетов. Поскольку в новых самолетах, как правило, меньше свободного места, их гидравлические системы по габаритам кохмпактнее и их емкость меньше. Для улучшения эксплуатационных качеств самолетов необходимы все более мощные гидравлические системы особенно большие мощности расходуются для приведения в действие поверхностей управления. Все это также привело к повышению в гидравлических системах рабочей температуры. Поэтому особое значение начали придавать использованию гидравлических систем легких и компактных конструкций. [c.339]

Так как современные самолеты могут переходить из режима обычного в режим перевернутого штопора, при выводе их из нормального штопора не следует отклонять ручку управления рулам высоты (управляемым стабилизатором) полностью от себя, так как это способствует еш,е большему опусканию носа самолета и может привести к переходу в перевернутый штопор, особенно на больших высотах. На малых высотах отклонять ручку управления рулем высоты нужно в нейтральное положение, а на больших высотах, где стремление самолета перейти в перевернутый штопор усиливается, а сам штопор менее устойчив, что облегчает вывод самолета из штопора, можно даже несколько не доводить руль высоты до нейтрального положения. [c.197]

А. Сименса имеет приспособление для выполнения виража на шесть кренов от О до 30°. Летчик действует задатчиком виража, к-рый одновременно отсоединяет компас от рулевых механизмов и включает рулевой механизм на элероны, а ватем воздействует на рули поворота и высоты. Как только эти рули начинают действовать, рулевой механизм для элеронов снова выключается. В конструкции А. хорошо продумана задача предохранительных приспособлений. По.мимо общего крана выключателя А. может корректироваться в случае порчи от руки рулями управления. Силовые механизмы так рассчитаны, что летчик свободно может преодолеть силу рулевых машинок, действуя на нормальные рули управления. Выключение А. осуществляется перекрытием масляного питания краном, распо-ложенным у масляного бака. Для очистки масла от засорения в систему маслопровода включается фильтрующий бачок, который в эксплоатации время от времени промывается бензином. На фиг. 9 представлен общий вид одного стабилизатора А. Сименса. В кожухе а располагаются поршни рулевых машинок коробка б закрывает блок чувствительных элементов и следящую систему к рычагу в присоединяются тросы управления включатель г служит для присоединения к агрегату электропроводов. Достоинства этого А. может работать на больших высотах, и принцип его устройства таков, что рули плавно, без резкостей, выводят самолет на нужный режим при любых условиях полета. На фиг. 10 представлен питаемый сжатым воздухом А. Смита (Англия, 1929 г.), имеющий гироскопический чувствительный элемент, управляющий одновременно рулями глубины и поворотов. Гироскопич. подвес А. фиг. 11 состоит иа ротора гироскопа а, внутреннего горизонтального [c.164]

В начале 1924 г. самолеты Р-1 были куплены правительством Ирана и веснМ того же года под управлением советских летчиков доставлены в Тегеран, а в октябре 1924 г. состоялся второй перелет советских летчиков за пределы нашей страны — в Кабул для доставки приобретенных афганским правительством самолетов Р-1 перелет совершался на большой высоте через горный хребет Гиндукуш высотой до 6000 м над уровнем моря [3]. [c.178]

Продольное управление самолетом на всех режимах полета осуществлялось рулями высоты, располагавшимися на задней кромке центроплана между мотогондолами. Органами поперечного управления служили кренеры, которые располагались на верхней поверхности поворотных консолей и с помощью параллелограммного механизма ориентировались по потоку в процессе изменения стреловидности. Для обеспечения путевой устойчивости и управления в путевом канале была выбрана двухкилевая схема с цельноповоротными килями, которая обеспечивала более высокую эффективность на больших углах атаки и балансировку самолета при отказе двух двигателей. [c.143]

Системы инерциального управления могут быть разделены на два обширных класса. К первому классу относятся системы, работающие при полетах на постоянной высоте. Они используются на самолетах, кораблях и подводных лодках. Такие системы в смысле инерциального управления являются двумерными для определения высоты, как третьего измерения, в них используются высотометры. Почти вся литература по инерциальному управлению относится к этому классу систем [1, 2, 3, 4]. Второй класс систем инерциального управления предназначен для использования на летательных аппаратах, снабженных ракетными двигателями, когда полет совершается на больших высотах и с большой вертикальной скоростью вне пределов земной атмосферы. Такие условия являются типичными для космических полетов, и поэтому только этот класс систем будет обсуждаться в настоящей главе [5]. [c.647]

Са.молеты, недостаточно устойчивые, требуют очень малых отклонений рулей и малых усилий, что ухудшает чувство управления и точность управления. Совсем плохо, когда самолет статически неустойчив дестабилизируюш ие моменты приходится уравновешивать отклонениями рулей, обратными обычным, это пол ностью нарушает чувство управления , делает отклонения и усилия неестественными, а нередко снижает безопасность полета. Примерами (о и рассматриваются в следующих главах) являются обратная реакция по крену на отклонение руля направления при поперечной неустойчивости самолета необходимость обратного действия рулем высоты при появлении продольной неустойчивости на больших углах атаки. [c.293]

В реальном полете изменение угла тангажа при постоянной тяге двигателей приведет, конечно, к плавному изменению скорости и высоты полета. Это не нарушит нашей схемы действия привода , но скажется на величинах его передаточных чисел (рис. 3). Для передаточных чисел первой ступени а см1град) и сг кг/град) существуют оптимальные значения, при которых управление самолетом удобнее всего, а точность управления— максимальная (на рис. 3 она принята за 100%). При отклонении i и сг в ту или иную сторону удобство и точность управления снижаются. В одном случае это происходит из-за слишком резкой реакции самолета на небольшие движения ручкой, а в другом случае, наоборот, из-за слишком размашистых движений ручкой и больших усилий на нее. В первом случае возможно непроизвольное разбалтывание самолета по тангажу, а во втором — управление оказывается утомительным. Поэтому конструкторы всегда принимают меры к тому, чтобы величины d и сг по возможности были близки к оптимальным. [c.46]

Стремление повысить эффективность руля высоты на сверхзвуковых скоростях приводит к тому, что в случае применения простейшей необратимой бустерной системы руль на больших приборных скоростях при М<1, т. е. на малых высотах, оказывается чрезмерно эффективным, а ручка — чересчур легкой в продолыюм отношении. Сравнительно небольшому изменению усилия на ручке соответствует значительное изменение перегрузки. При слишком легком управлении трудно дозировать усилия, прилагаемые к ручке, и управлять самолетом становится невозможно. Борясь с возникшей перегрузкой одного знака, летчик может, помимо своего желания, вывести самолет на чрезмерно большую перегрузку другого знака. Кроме того, поскольку частота собственных продольных колебаний некоторых са- [c.61]

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]

Увеличение усилий по перегрузке является следствием следующих причин. Во-первых, при большой продольной устойчивости самолета для изменения перегрузки необходимо создавать рулем высоты большие аэродинамические моменты, т. е. отклонять руль на большую величину, даже если бы эффективность руля Ьставалась такой же, как при дозвуковых скоростях. Во-вторых, эффективность руля при переходе к сверхзвуковым скоростям существенно уменьшается (см. рис. 21), поэтому потребные отклонения руля для создания перегрузки дополнительно увеличиваются. В-третьих, усилия, которые должен приложить летчик к ручке (штурвалу) управления для отклонения руля на один градус, при этом значительно возрастают. Если, например, устойчивость самолета увеличивается в пять раз, эффективность руля уменьшается вдвое, а коэффициент шарнирного момента руля увеличивается в два с половиной раза, то усилия на единицу перегрузки при переходе к сверхзвуковым скоростям возрастут в 25 раз. [c.181]

Последним этапом предварительных испытаний опытного самолета является обследование наличия вибраций крыла или хвостового оперения при каких-либо режимах полета. Вибрации хвостового оперения типа баффтинг вызываются обычно возмущением потока в зоне оперения от крыла, обтекание к-рого по каким-либо причинам нарушено. Чаще всего вибрации хвостового оперения имеют место при планированиях или на спиралях с убранным газом на малых скоростях, близких к посадочным. Вибрации этого типа ощущаются в виде толчков на ручке управления, педалях и по всей хвостовой части фюзеляжа. Вибрации крыльев типа фляттер имеют место при полете на больших скоростях. Для выяснения отсутствия или наличия вибраций этого типа проводят полет на высоте [c.227]

Управляемостью самолета называется способность его переходить из одного режима полета в другой под действием рулей. При испытаниях на управляемость летчик должен осветить следующие вопросы 1) Легкость управления, оцениваемую по нагрузкам на ручку и педали при всех эволюциях, присущих данному самолету. Наибольшие усилия на руль глубины возникают при планировании на больших углах атаки при передней центровке, на элероны — при больших ско- )0стях полета, на руль поворота — при боль-1ПИХ скоростях полета с мотором, работающим на полном газе. 2) Запас рулей определяется иеиспользовадным углом отклонения их сверх потребного для выполнения эволюций. Нормальным запасом рулей считают 23—50% от возможного их отклонения. Запас руля высоты определяется обычно из условий посадки с предельно-передней центровкой прп полном открытии щитков и из условий поднятия хвоста н-а взлете. Запас элеронов может быть выявлен при перекладывании самолета из одного виража в другой, а также при полете в болтанку на больших углах атаки. Запас руля поворотов можно оценить на взлете при перекладывании из одного виража в другой, на скольжении, а у многомоторных самолетов при полетах с несимметричной тягой винтов. В случае остановки одного из боковых моторов д. б. возможен не только прямолинейный полет, ио и разворот в любую сторону. При этих испытаниях одновременно определяется возможность полета без снижения и потолок самолета с одним остановленным мотором. [c.231]

При испытании самолета на балансировку выясняют возможность горизонтального полета с брошенной ручкой на оборотах, меньших на 15%, чем максимальные. Испытания производят на передней и задней центровках, причем устанавливают на горизонтальном полете необходимые обороты мотора, бросают ручку и поворачивают триммер руля высоты (или стабилизатор) до тех пор, пока самолет не начнет лететь горизонтально. Если после этого дать полный газ мотору, то самолет начнет набирать высоту, причем при брошенной ручке скорость не должна достигать минимальной. Если задросселировать мотор, то скорость планирования не должна превышать начальную скорость горизонтального полета больше чем на 20%. При полете на крейсерской скорости с брошенны.м управлением поперечная ось самолета должна оставаться параллельной горизонту, и самолет должен продолжать прямолинейный полет. При свободной педали и убирании газа самолет переходит в спираль, радиус которой не должен быть чересчур малым. [c.231]

АВТОПИЛОТЫ, механизмы, служанще для автоматич. управления самолетом. При длительных беспосадочных перелетах на средних высотах (до 3 ООО м] даже в условиях спокойного состояния атмосферы (штиль) управлепие самолетом представляет утомительную работу, требующую от пилота большого мускульного и нервного напряжения. В условиях возмущенной атмосферы ( болтанка ) пилотирование представляется делом еще более трудным. При высотных полетах задача пилотирования усложняется тем, что летчик значительно быстрее устает, сознание его работает мепее интенсивно и следовательно в отих условиях границы возможности применения авиации отчасти определяются степенью натренированности летчика и умением последнего рационально расходовать запас собственной энергии. Меткость бомбометания в значительной мере зависит от степени точности выдерживания курса при выходе на цель и сохранения горизонтальной плоскости. В слепом полете впе видимости земли и горизонта пилотирование услошняется еще тем, что лет-чи1<" вынужден ориентироваться только на показания приборов. Все это делает необходимым введение прибора, способного с достаточной точностью выполнять следующие операции 1) выдерживать курс, 2) сохранять продольную и поперечную устойчивость самолета, [c.157]

По <щенке летчиков ХАИ-5 обладал удовлетворительной усточивос-тью по всем трем осям. Его техника пилотирования ничем не отличалась от техники пилотирования других самолетов разведывательного типа и все элементы полета, в том числе петли, перевороты через крыло и штопор, выполнялись довольно легко, без напряжения. Самолет хорошо слушался рулей, и при использовании триммера на руле высоты нагрузка на ручку управления была незначительной. Выполнение посадки требовало плавного вывода самолета из планирования и повышенного внимания летчика на выравнивании. Испытатели отмечали, что по сравнению с разведчиками Р-5 и Р-Зет, состоявшими на вооружении, самолет ХАИ-5 имел значительные преимущества в горизонтальной скорости, не уступал им в скороподъемности, обладал лучшим обзором для членов экипажа и большими углами обстрела. Несмотря на то, что ХАИ-5 почти на 60 км/ч уступал в максимальной скорости горизонтального полета самолету Р-9 с неубирающнмся шасси, он был рекомендован к принятию на вооружение под обозначением Р-10. Это решение и начавшееся в 1937 г. его серийное производство определялись необходимостью срочной замены устаревших разведчиков и штурмов1яков Р-5 и Р-Зет более современным самолетом, хотя и не вполне соответствующим новым требованиям. [c.196]

Особое внимание при создании АНТ-20 было обращено на проектирование системы управления самолетом. Она выполнялась жесткой с использованием трубчатых тяг, что по сравнению с мягким 1росовым управле-шем на самолете такого большого размера значительно повысило надеж-Вость системы управления, уменьшило трение и люфты в системе, облегчило управление самолетом и его обслуживание. Для снижения усилий на органы управления в ЦАГИ были проведены исследования по подбору аэродинамической компенсации рулей и элеронов, уменьшению их шарнирных моментов. По результатам этих исследований на самолете АНТ-20 были применены рулевые поверхности с осевой аэродинамической компенсацией, которые отклонялись с помощью серворулей. Кроме того, для большего снижения усилий на штурвале была несколько Ттменьшена по сравнению с потребной и площадь рулей высоты, что определяло необходимость на некоторых режимах полета в дополнение к отклонению рулей высоты использовать также и перестановку стабилизатора. Управление стабилизатором осуществлялось специальным ревер-. сивным электромеханизмом от передвижного ползунка на штурвале управ-- ления. Кроме электродистанционного имелось также и механическое, ручное управление стабилизатором, использовавшееся как аварийное. Электродистанционная система применялась и для управления жалюзи радиаторов двигателей. [c.321]

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]

После взлета пилот планера в1ае время сохраняет взятое превышение иад оамолето-м (40—30 л). Это превышение необходимо потому, что при полете на одной высоте струя от винта самолета будет мешать управлению планером. Кроме т ого превышение облегчает маневрирование планера, что особенно важно при неспокойном воздухе. Большое превышение планера над самолетом невыгодно, так как тогда заметно возрастает лобовое сопротишле-ние троса. Одновре- Фнг. 165. Схема взаимного распо.чо-менно с превыше- жения самолета-буксировщика и нием пилот держит планеров перед взлетом, [c.201]

Последний при изменении режима полета, как было показано в главе 5, изменяется в широких пределах. В качестве примера на рис. 13.1 показано характерное изменение величины в зани-симо сти от скоростного напора для двух высот полета. При постоянных значениях коэффициентов Св и Кв по такому же закону будут изменяться и градиенты и. Это существенно усложняет управление самолетом, так как ошибка, допускаемая летчиком при отклонении ручки, в большой степени зависит от величины градиента Р у, Из рис. 13.2, полученного по экспериментальным данным на маневренных самолетах, видно, что наименьшую ошибку летчик допускает при градиенте РУ = —2 кгс, т. е. 2 кгс на единицу перегрузки. Как увеличение, так и особенно уменьшение градиента сонровож1даются ростом относи- [c.303]

Пусть на самолете установлен АРУ, схема которого приведена на рис. 11.7. Изменяя плечо Л , авто мат меняет жесткость загрузки ручки Св. Одноврехменно изменяется и плечо А Б соответственно коэффициент передачи от ручки управления к стабилизатору /Св. Законы регулирования коэффициентов Св и /Св выбираются таким образом, чтобы Х у и Р у изменялись лишь в допустимых пределах. На рис. 13.1 штрнхпунктирной линией показан примерный за.кон регулирования /Св по скоростному нанору, обеспечивающий минимальное изменение величины А дЗ пpIi увеличении высоты от нуля до 10 км. При малых скоростях полета, когда значения < у, а следовательно, и Ху без автомата АРУ еще достаточно велики, целесообразно иметь максимальное значение /Св (участок а—б), т. е. большое плечо А Б (рис. 11.7). Увеличение скорости на малых высотах, приводя к уменьшению потребного отклонения стабилизатора для увеличения перегрузки на единицу вызывает необходимость уменьшения плеча А Б (/Св). И наконец, при скоростном напоре, соответствующем началу развития волнового кризиса (Мкр), когда увеличивается коэффициент устойчивости Оп И уменьшается коэффициент эффективности стабилизатора начинает увеличиваться. В этом диапазоне скоростей дальнейшее уменьшение плеча А Б нецелесообразно и управление осуществляется на малом плече АРУ (участок г—д). [c.305]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...