Самолеты для атаки

Сопротивление давления и подъемная сила являются составляющими равнодействующей сил давления. Поэтому коэффициент сопротивления давления зависит от тех же трех факторов (формы самолета, угла атаки и числа М), что и коэффициент подъемной силы. Если бы при изменении сопротивления давления (за счет скорости, плотности воздуха, размеров самолета, угла атаки я т. д.) пропорционально ему изменялось и сопротивление трения, то и коэффициент лобового сопротивления самолета зависел "бы только от указанных трех факторов. Но для такой пропорциональности нужно, во-первых, одно и то же состояние поверхности самолета и, во-вторых, неизменное число Рейнольдса. Учитывая, что эти условия могут быть нарушены, делаем вывод, что на коэффициент лобового сопротивления самолета должны влиять следующие факторы 1) форма самолета 2) угол атаки 3) число М 4) состояние поверхности самолета [c.63]

Рекомендации по выводу самолета из начальной стадии штопора — сваливания — часто отсутствуют в инструкциях по технике пилотирования данных самолетов. Для всех очевидно, что, если своевременно прекратить сваливание самолета, можно предотвратить переход его в более опасный режим — режим штопора. Для этого прежде всего необходимо при пилотировании не превышать критических углов атаки. Если же самолет по каким-либо причинам вошел в штопор, необходимо уверенно вывести его в нормальный режим полета с минимальной потерей высоты. [c.164]

Площади миделевых сечений получают по общему виду самолета. Значение коэф-та С указано выше. Коэф. интерференции К обычно тем больше, чем аэродинамически совершенней самолет для самолетов с хорошей аэродинамикой часто принимают К 1,08- -1,12, для самолетов среднего качества К я 1,04-т-1,08, для самолетов с плохой аэродинамикой К 1,0 - -1,04. Эффект изменения С р по углам атаки, как уже упоминалось, приближенно заменяют фиктивным увеличением индуктивного сопротивления. Для этой цели м. б. рекомендовано следующее выражение [c.21]

Минимальная воздушная скорость катапультного старта определяется комплексом взаимосвязанных аэродинамических и летных характеристик. К этим характеристикам следует отнести скорость сваливания летные характеристики на больших углах атаки воздушную скорость, при которой обеспечивается выдерживание высоты поворот самолета для увеличения угла тангажа до угла, необходимого для прекращения просадки самолета при сходе самолета с палубы корабля. Каждая из этих характеристик, определяющих минимальную воздушную скорость катапультного старта, может быть рассмотрена отдельно. [c.168]

На современных самолетах для увеличения несущих свойств широко используется идея полезного отрыва потока. При увеличении угла атаки, начиная с некоторого его значения, характер зависимостей аэродинамических коэффициентов от угла атаки изменяется вследствие срыва потока, при этом в большинстве случаев уменьшаются подъемная сила и аэродинамическое качество, возрастает сопротивление, могут существенно изменяться моментные характеристики по сравнению со случаем безотрывного обтекания. Причиной отрыва потока с крыла является взаимодействие положительного градиента давления по хорде с пограничным слоем. Характер этого взаимодействия определяется геометрической формой крыла (формой профиля и формой крыла в плане), углом атаки, состоянием пограничного слоя, числом М и другими факторами. При этом отрыв потока может происходить как с поверхности крыла, так и с его кромок. При отрыве потока с верхней поверхности крыла на ней существенно уменьшается разрежение, а следовательно, и коэффициент подъемной силы крыла. Отрыву потока с поверхности крыла способствует образование местных скачков, которые вызывают волновой срыв. [c.171]

Главным вопросом, который подлежит исследованию при катапультных стартах, является влияние положения триммеров продольного управления на потребный поворот самолета для подъема носа на угол схода на воздушной скорости и угле атаки, приближающихся вплотную к значениям, при которых пилотажные качества становятся неудовлетворительными. С точки зрения предсказуемости и повторяемости характеристик самолета в процессе поворота для подъема носа и непосредственно после завершения этого процесса весьма желательно, чтобы летчик применял либо фиксированную , либо свободную технику [c.176]

Наиболее нежелательной техникой пилотирования с точки зрения получения удовлетворительных пилотажных характеристик в момент схода является удерживание ручки полностью или почти полностью отклоненной на себя на конечном участке старта для компенсации малой начальной эффективности продольного управления при полностью выбранном на себя триммере. Эта техника пилотирования требует, чтобы летчик заранее планировал отдачу ручки управления для сохранения заданного угла тангажа (угла атаки) после окончания процесса подъема носа. Несмотря на то что положение триммеров продольного управления и техника подъема носа определяются во время береговых катапультных стартов, полезно использовать моделирование для оценки их влияния на зависимости между темпом поворота самолета для подъема носа, длиной участка, на котором происходит просадка, и близостью к допустимым по пилотажным качествам границам как функциям воздушной скорости, центровки, инерционных характеристик движения и т. д. Например, установка триммеров в положение, обеспечивающее балансировку на большем угле атаки, чем требуется для удержания самолета в горизонтальном полете в пространственном положении в момент ухода, обеспечивает более высокий темп изменения тангажа и, следовательно, меньшую длину участка, на котором происходит просадка, но имеет недостаток, так как вынуждает летчика энергично работать ручкой управления в продольном отношении, чтобы прекратить поворот самолета в требуемом положении и не допустить чрезмерного подъема носа. При установке триммера, обеспечивающей балансировку на меньшем угле атаки, получаем обратное явление увеличение длины участка, на котором происходит просадка вследствие уменьшения темпа изменения тангажа. Однако такая установка имеет преимущество, так как позволяет спокойно поворачивать самолет до предельного значения, соответствующего еще допу- [c.177]

И положений закрылков величина минимальной воздушной скорости схода его с трамплина определялась нулевой величиной скороподъемности. При угле подъема трамплина 9° минимальная величина скорости схода самолета с трамплина определялась летными качествами самолета. Для самолета Р-14А величина минимальной воздушной скорости схода с трамплина определялась только характеристиками управляемости его при условии отказа одного из двигателей. Никакие другие критические параметры, такие, как нулевое значение скороподъемности, большие углы атаки и нежелательные летные качества самолета, при тех значениях воздушных скоростей, которые были использованы во время испытаний, не оказали влияния на [c.215]

Можно провести объяснение несколько иначе, рассмотрев взаимодействие крыла и воздуха. При полете крыло отбрасывает воздух вниз, сообщая ему ежесекундно импульс, равный весу самолета. Для этого крыло расположено под некоторым углом к направлению движения - углом атаки [c.144]

Пусть в начальный момент атакуемый самолет находится в точке Л (рис. 2), а атакующий в точке Б. %дем обозначать, здесь и везде в дальнейшем, вектор скорости цели 1 1, а вектор скорости атакующего самолета Уа- Сами самолеты для краткости будем называть соответ-.ственно первым — цель и вторым — атакующего. [c.10]

Скорости самолетов приняты равными 1000 км/час для цели н 1200 км/час для атакующего самолета. [c.168]

Боевая эксплуатация бомбардировщика ДБ-ЗФ (с марта 1942 г. получившего обозначение Ил-4) показала, что, наряду с такими положительными свойствами, как большая дальность и грузоподъемность, он имеет и ряд недостатков, к основным из которых относилась малая продоль- / ная устойчивость и тяжелое управление (что делало длительный полет / крайне утомительным для одного летчика), а также слабость оборони- тельного вооружения один стрелок-радист не обеспечивал с двух стрел-, ковых точек эффективную оборону самолета от атак истребителей противника. Частично этот недостаток был устранен в ходе серийного производства самолета, когда был введен четвертый член экипажа — стрелок люковой установки и улучшена верхняя стрелковая установка, в которой вместо пулемета ШКАС был установлен пулемет У Б. Чтобы обеспечить необходимый радиус действия четырехместного Ил-4, вес которого увеличился на 18%, предусмотрели применение двух подвесных топливных баков, что позволило увеличить запас бензина также на 18%, а дальность полета — на 600 км (табл. 3). [c.151]

Такие летно-технические данные значительно расширяли тактические возможности поршневого истребителя. Даже несмотря на малое время работы ускорителя они позволяли или настичь практически любой поршневой самолет того времени, или занять выгодное положение для атаки в воздушном бою, или оторваться от преследования противника. Кроме того, установка двигателя-ускорителя РД-1 позволяла поршневому истре- [c.414]

Характеристики устойчивости самолета (рис. 23 и 24) определены расчетом. Балансировочные кривые (рис. 23) для моторного полета и планирования показывают зависимость между углами отклонения рулей высоты и изменением угла атаки крыла. По этим кривым можно определить достаточен ли запас рулей для выполнения фигур высшего пилотажа. Кривые, представленные на рис. 24, характеризуют устойчивость самолета. Величина tgx является мерой устойчивости самолета для каждого класса самолетов эта величина имеет некоторое среднее значение. [c.25]

Для атак наземных войск обычно применяются специальные боевые авиационные отряды, снабженные самолетами, которые в силу специальных условий работы этих отрядов должны удовлетворять следующим требованиям [c.66]

Самолет, предназначенный для атак с воздуха,— штурмовик (боевик), двухместный самолет. В случае особой важности на ответственных участках в периоды напряженных боев могут быть привлечены для атак истребители и разведчики. [c.68]

Атаки самолетов в будущих боях не ограничатся только объектами тыла. В Испании и на китайском фронте самолеты использовались для атак с бреющих полетов передовых частей так, например, в Красной Звезде от 1/1У 1938 г. читаем [c.131]

Назовем углом атаки а острый угол между хордой крыла и вектором скорости центра масс самолета v, отсчитываемый ОТ вектора скорости против часовой стрелки для наблюдателя, смотрящего на плоскость рисунка. Угол между горизонтальной осью х и вектором скорости V — угол подъема траектории центра масс — обо,значим через 0. Тогда ф = 0-f-а определит угол между осью х и неизменным направлением в движущемся теле ф называется углом тангажа. Дифференциальные уравнения движения самолета составим, пользуясь (5) и (6) это—уравнения движения центра масс в естественной форме [c.268]

Случай А — криволинейный полет с такой же перегрузкой, как и в случае А, но при наибольшей возможной или допустимой скорости 1 максмакс самолета. Для истребителей скорость этого случая соответствует скорости пикирования, лсоэффициентсу меньше, чем су макс> а коэффициент f = 1,5. Этот случай введен потому, что суммарная нагрузка на крыло здесь такая же, как в случае А, но распределение нагрузки при малых углах атаки из-за влияния сжимаемости воздуха другое центр давления,сдвинется назад, и элементы крыла, расположенные к задней кромке, нагружаются больше, чем в случае Л изменяется также распределение нагрузки по размаху крыла. [c.94]

Угол атаки самолета. Для получения наименьшей длины пробега угол атаки самолета в конце выдерживания должен быть доведен до максимально возможной величины, чтобы обеспечить наименьшее значение Упос- После приземления угол атаки должен быть таким, чтобы суммарная сила сопротивления была наибольшей, Чем больше угол атаки при пробеге, тем больше лобовое сопротивление, но меньше давление на полосу и сопротивление трения колес. Если коэффициент трения мал (пробег без тормозов или по скользкой полосе), то пробег выгодно совершать как можно дольше с поднятым передним колесом. Наоборот, когда возможно эффективное торможение (сухая полоса, исправ ные тормоза), то выгоднее как можно раньше опустить переднее колесо и максимально использовать торможение колес. [c.267]

У самолетов с велосипедным шасси (рис. 14.02) при расположении ЦТ приблизительно посредине между стойками шасси задняя стойка находится позади фокуса самолета и в случае разбега с поднятой передней стойкой самолет был бы продольно неустойчив. К тому же при обычной эффективности руля (управляемого стабилизатора) даже полного взятия ручки на себя не хватает для продольной балансировки. Поэтому до конца разбега перелч-Няя стойка не отделяется, а для придания самолету угла атаки отрыва используется удлинение передней стойки ( вздыбливание ) Или укорочение задней ( приседание ) в конце разбега. [c.345]

Из приведенных рассуждений следует, что если фактическая перегрузка п меньше Псв, то хотя скорость полета V и будет меньше скорости Уев горизонтального полета, самолет не выйдет на угол акр и сваливания не произойдет. Например, если Уев = 200 кж/час и фактическая скорость в рассматриваемый момент 140 км1час, а перегрузка ф < 0,49, то фактический угол атаки самолета будет меньше Окр и самолет не станет сваливаться. Это обстоятельство используется, в частности, на современных самолетах для достижения так называемого динамического потолка и для рекордных полетов на высоту. При выполнении подобных полетов летчик на определенной высоте, обычно ниже статического потолка, разгоняет самолет до максимальной скорости, чтобы сообщить ему наибольшую кинетическую энергию (рис. 8). После этого, отклоняя ручку на себя, летчик создает перегрузку л > 1 и переводит самолет в набор высоты. Скорость полета при этом начинает уменьшаться. [c.168]

Немного уменьшенный и аэродинамически более изящный Р207.03 демонстрирует параллельность со схемой самолета BV Р193 для атаки с малых высот, у которого киль также был расположен под хвостовой частью фюзеляжа, чтобы защитить винт от касания земли. [c.32]

Полет к району ожидания или к цели для атаки если производится доразведка или выжидается выход цели в район, наиболее выгодный для атаки, или когда штурмовики в целях тактического взаимодействия с войсками должны ориентироваться на пх действия, возможно выжидание момента атаки в районе ожидания, находящемся в 10—15 км от цели в пределах 10—15 мин. (в противном случае необходим переход в запасный район ожидания на 10—15 мин.). Выжидание сопровождается одновременным наблюдением самолетов-доразведчиков за целью или за действиями войск, по сигналу которых производится последующая атака. Встреча с доразведчиком монют происходить в районе ожидания, на маршруте, у себя на аэродроме (реже) н над целью (вызов по радиосигналу). [c.194]

Люковая установка имеет назначением обеспечить от атак противника снизу—сзади в мертвом конусе под фюзеляжем самолета, для чего в, конструкции самолета предусмотрен люк в дне фюзеля ка. [c.292]

Идея создания самолета-штурмовика для атаки наземных целей высказывалась в различных странах, в том числе и в России, ещ задолго до первой мировой войны. Предпринимались и попытки создать такой самолет. Весной 1913 г. на авиасалоне в Париже демонстрировался двухместный самолет - Ньюпор с частичным бронированием кабины летчика В топливного бака. Наземные цели должны были поражаться стрелком, во(фуженным винтовкой. В августе того же года в России начинается изучение особенностей поражения наземных целей пулеметным огнем с самолета, а в 1914 г. русский конструктор А. А. Пороховщиков выпус- [c.201]

В 1939 —1940 гг. в ЦАГИ велись работы по созданию оборонительной пулеметной установки ТУР-ДУ с электрическим дистанционным управлением и проводились ее испытания на самолете СБ, на котором ТУР-ДУ устанавливалась взамен верхней турели. Пост управления ТУР-ДУ размещался в кабине штурмана. Он оснащался коллиматорным прицелом и с помощью командных приборов позволял наводить оружие на цель. Пулемет ШКАС в этой турели перемещался в горизонтальной и вертикальной плоскостях со скоростью Ю град/с. По своим габаритам ТУР-ДУ очень мало выступала из теоретических обводов фюзеляжа, но могла обстреливать значительно большую зону воздушного пространства, чем, например, турельная установка МВ-3 при намного большей скорости перемещения оружия. Однако в полетах было выявлено, что эф ктивность ТУР-ДУ зависит от взаимного расположения стрелка и оружия. С поста управления ТУР-ДУ в кабине штурмана самолета СБ стрелок практически не имел возможности отражать атаки противника со стороны хвоста, а разместить стрелка и ТУР-ДУ так, чтобы обеспечивалась эффективная защита самолета от атак из задней полусферы, не позволяли малые геометрические размеры самолета, очень плотная компоновка его фюзеляжа и принятые для СБ центровочные ограничения. [c.241]

Описанный самолет типа штурмовик является главным активным врагом, но в случае необходимости для атак наземных войск применяются самолеты-истребители и разведчики. Выполнение атак с воздуха. 1. Задачи обстрела пулеметным огнем и бомбардирование живых целей выполняются отрядами не менее 6 самолетов, сводимых для достижения решительного успеха в группы. [c.70]

Самолет может попасть в спутный след от. впереди летящего самолета при атаке цели из задней полусферы, полете в сомкнутых боевых порядках, дозапра вке топливом в воздухе, заходе на посадку и взлете с малым интервалом по времени. Воздействие спутного следа может быть настолько сильным, что эффективность органов управления оказывается недостаточной для парирования возникшего движения самолета. [c.234]

При взлете с боковым ветром после отрыва начинается снос самолета. Для борьбы со сносом производится доворот против ветра, чтобы ввести поправку в курс и обеспечить прямолинейность полета в заданном направлении взлета. Если при этом будет допущено скольжение, то в первые секунды после отрыва, когда углы атаки большие и поперечная управляемость ухудшена, возможно заметное проявление взаимосвязи между продольным и боковым движением, которое при неожидаино1М возникновении может оказаться опасным. [c.325]

При взлете с мягкого, увлажненного или мокрого грунта, а также с заснеженных полос значительно увеличивается сила сопротивления (сила трения Р), возникающая при деформации грунта колесами с образованием глубокой колеи, и, следовательно, уменьшается ускорение самолета. Для уменьшения силы трения необходимо как можно раньше увеличить угол атаки до оотр и выполнять разбег сразу после подъема переднего колеса на этом угле атаки . При этом сила / =/ (й — У) будет минимальной. [c.326]

Коэффициент подъемной силы Су с увеличением угла атаки растет сначала быстро, а затем медленнее и после критического угла атаки начинает падать. Коэффициент лобового-ттопротивления растет сначала медленно, а затем быстрее. На рис. 343 приведены графики зависимости и Су от угла атаки а для одного из типов крыльев, применяемых в авиации. Так как во всей области практически применяемых углов атаки величина С много меньше, чем Су, то для того, чтобы обе кривые удобно было нанести в одном масштабе, на графике отложена величина 5Сх. От крыла самолета требуется большая подъемная сила при малом лобовом сопротивлении. Крыло тем лучше будет удовлетворять этому требованию, чем больше величина ft = Су/С , которая поэтому называется качеством крыт. [c.560]

Так как для разных элементов винта скорости К1 ра.яличны (вследствие разного расстояния до оси) и могут быть различны углы атаки, то зависимость силы тяги элемента от скорости V для разны.х элементов будет различной, но при больших значениях г> сила тяги каждого элемента винта должна уменьшиться. Тяга винта уменьшается по мере увеличения скорости самолета либо монотонно, либо начиная с некоторого значения скорости. Легко видеть, что влияние скорости v будет тем менее заметно, чем больше ю, а значит, чем быстрее вращается винт. Но при приближении w к значениям скорости звука обтекание профиля винта ухудшается, возрастает лобовое сопротивление и уменьншется эффективность работы винта. Следовательно, при скоростях полета, близких к скорости звука, винт не может развивать большой силы тяги. [c.567]

Потребная сила тяги зависит от отношения К — j y, которое называется качеством самолета (аналогично качеству крыла , 131). Минимальная тяга потребуется при горизонтальном полете с таким углом атаки, для которого отношенне jt/ y имеет наибольшее значение. Этот наивыгоднейший угол атаки для современных самолетов лежит в пределах 3—8°. При этом отношение j y достигает 10, т. е. [c.569]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...