Режим полета

Устройства стабилизации летательного аппарата реагируют на его угловые отклонения и обеспечивают устойчивость заданного невозмущенного движения. В условиях непрерывно действующих возмущений это устройство должно выдерживать с необходимой точностью заданный режим полета. При полете в плотных слоях атмосферы продольная и боковая стабилизация беспилотных летательных аппаратов может осуществляться и без специальных устройств путем обеспечения у аппаратов статической устойчивости при помощи аэродинамических средств. В некоторых случаях такая аэродинамическая стабилизация может обеспечиваться и по крену, однако для большей части летательных аппаратов предусматриваются специальные системы автоматической стабилизации. [c.49]

Рикошетирующие траектории (рис. 1.15.6, траектория 3). Летательные аппараты с такими траекториями занимают промежуточное положение между двумя предыдущими. Головная часть выполняется по схеме крылатого управляемого аппарата, благодаря чему обеспечивается рикошетирующий характер полета на пассивном участке траектории, при котором пребывание в плотных слоях атмосферы чередуется с движением в разреженной среде. Это позволяет получить достаточно большие дальности и обеспечить приемлемый тепловой режим полета. Для достижения максимальной дальности необходимо, чтобы в тот период времени, когда рикошетирующая ракета находится в плотных слоях атмосферы, органы управления обеспечили максимальное аэродинамическое качество. [c.130]

В случае использования подобного прибора на самолете обычно стационарный режим полета, когда высота полета, скорость самолета и его курс остаются неизменными по времени, преобладает над нестационарным. В стационарном режиме полета основным возмущающим [c.481]

Близкие условия работы материала создаются и в охлаждаемых лопатках [13], но наличие охлаждения и конструктивные особенности изменяют зону действия максимальных напряжений. Из рис. 3 следует, что при выходе на максимальный режим полета высокий уровень напряжений (ст = 550 МПа с температурой t = 85Q° ) создается в корыте лопатки в зоне центрального охлаждающего отверстия [71]. Кинетика термомеханической напряженности показывает, что, во-первых, в течение цикла напряжения действуют циклически, меняют знак и, во-вторых, по объему лопатки создаются зоны с разными знаками напряжений, действующими при сравнительно высоких температурах. [c.9]

Сущность посадки с маршрута заключается в следующем. После выполнения полетного задания летчик по указанию штурмана наведения с командного пункта выводит самолет на начало снижения и далее ему указываются курс и режим полета. [c.32]

Устойчивость вертолета — способность вертолета без вмешательства летчика сохранять исходный режим полета. [c.208]

Под эксплуатационными характеристиками ГТД понимаются зависимости тяги (мощности) и удельного расхода топлива от параметров, определяющих режим полета и режим работы двигателя. Режим полета обычно характеризуется скоростью и высотой полета, а режим работы двигателя — числом оборотов ротора и температу- [c.279]

Режим вертикального полета, когда горизонтальная составляющая скорости равна нулю, — это основной режим, отличающий вертолет от других летательных аппаратов. Режим полета, при котором равны нулю как горизонтальная, так и вертикальная составляющие скорости, т. е. движение относительно невозмущенного воздуха вообще отсутствует, называется висением. Подъемную силу и управление на режиме висения обеспечивают изменением углов установки лопастей, создавая на них требуемые аэродинамические силы. Вертикальный полет может представлять собой набор высоты или снижение при этом диск винта горизонтален и, следовательно, сохраняется строго осевое протекание воздушного потока через диск. На практике вертолет должен быть способен и к горизонтальному полету. При полете вперед диск несущего винта остается почти горизонтальным, так что скорость набегающего потока складывается со скоростью вращения лопастей в плоскости диска. Подъемную силу и управление вертолетом по-прежнему обеспечивает несущий винт. Кроме того, посредством небольшого наклона вперед вектора силы тяги он создает необходимую для полета вперед пропульсивную силу. [c.24]

Авторотация — режим полета, при котором энергия для вращения несущего винта не потребляется. Мощность для создания силы тяги и вращения винта обеспечивает либо тянущий вперед движитель (на автожире), либо снижение вертолета. На автожире несущий винт выполняет ту же роль, что и крыло на самолете, Составляющая скорости обтекающего автожир потока, направленная перпендикулярно диску винта вверх, является источником мощности для вращения несущего винта. Поэтому для устойчивого горизонтального полета автожир нужно толкать вперед. При снижении вертолета на авторотации источником мощности является потенциальная энергия всего аппарата. Конкретно энергию несущему винту. сообщает относительный поток воздуха через диск винта, направленный при снижении вверх [c.115]

Отметим еще одну особенность диапазона скоростей сверхзвукового самолета. Поскольку на определенных сверхзвуковых скоростях с увеличением скорости происходит рост избыточной тяги, то для установившегося полета с большей скоростью может потребоваться смещение РУД назад. Следовательно, второй режим полета может быть не только на малых скоростях, но и на весьма больших. На рис. 6.09 и 6.10 области второго режима заштрихованы. [c.156]

Мы установили, что наибольшая дальность полета достигается на наивыгоднейшей высоте при определенной скорости (или определенном числе М). Назовем этот режим полета оптимальным. Для того чтобы в течение всего полета режим был оптимальным, нужно выяснить, как зависят показатели этого режима от полетного веса, который в полете уменьшается за счет расходования топлива и боевой нагрузки и увеличивается при дозаправке в воздухе. [c.235]

Пример. При полетном весе 0 а, = 10 т оптимальный околозвуковой режим полета самолета определяется следующими показателями Я ач = 15 км, = = 1,6 кг/км, М = 0,98 (см. рис. 9.10 и 9.05). Найти показатели оптимального режима после израсходования 2 г топлива и пройденный при этом путь, [c.237]

Второе важное требование самолет должен быть у с т о й ч и-в ы м, т. е. способным без вмешательства летчика сохранять установленный режим полета. В полете на устойчивом самолете летчик имеет возможность отвлекаться для выполнения функций, не связанных с пилотированием, не нарушая безопасности полета. [c.274]

Следовательно, динамическая устойчивость есть способность самолета без вмешательства летчика восстановить через некоторое время после прекращения действия возмущающей причины первоначальный режим полета — скорость, высоту, перегрузку, направление полета (восстановить невозмущенное движение). [c.286]

Профили траекторий. Рассмотрим режим полета, когда силы, действующие на аппарат в вертикальном направле- [c.136]

Известно, что при выводе самолета из горки или при наборе высоты отклонением ручки от себя перегрузка будет меньше единицы. При этом можно так подобрать траекторию, что перегрузка будет равна нулю. Это значит, что от крыла не требуется никакой подъемной силы, так как вес самолета уравновешивается центробежной силой. Угол атаки при этом близок к нулевому. На таком режиме самолет не свалится в штопор и не будет парашютировать, хотя скорость его может стать значительно меньше минимальной скорости горизонтального полета. Попутно отметим, что такой режим полеТа является единственно возможным методом создания на самолете условий невесомости. [c.20]

Именно в этом и следует искать объяснение случаев, когда летчик, пролетев некоторое время на постоянной скорости и высоте, внезапно сталкивался с тенденцией самолета к постепенному снижению скорости. По-видимому, полет происходил где-то вблизи границ первого и второго режимов, пока для исправления очередного отклонения по высоте не потребовалось настолько снизить скорость, что самолет перешел на второй режим полета. ]3,альнейшие попытки летчика поддержать машину приводили только к еще большей потере скорости. [c.34]

Точно так же при нормальном наборе высоты выход на второй режим полета влечет за собой только изменение зависимости величины скороподъемности (но не ее знака ) от скорости на обратную. При снижении на малом газе также изменяется только зависимость скорости снижения от скорости /полета. [c.38]

Разумеется, на боковое движение самолета, кроме поперечной и путевой устойчивости, влияют и другие факторы демпфирование рыскания и особенно крена, отклонение рулей и элеронов и т. д. Однако влияние этих факторов по сравнению с устойчивостью у современных самолетов второстепенно. Момент демпфирования направлен всегда против угловой скорости и поэтому может повлиять только па амплитуду возмущенного движения, но никак не может способствовать возвращению в исходный режим полета. [c.70]

Что же касается отклонения рулей, то, говоря об устойчивости, т. е. способности самолета восстанавливать после воздействия внешнего возмущения исходный режим полета без вмешательства летчика, естественно, следует предполагать органы управления неподвижными. [c.70]

Аэродинамика понимает под поперечной устойчивостью способность сохранять постоянный (нулевой) угол скольжения ценой колебаний угла крена, а в летной практике чаще называют поперечно устойчивым самолет, хорошо сохраняющий постоянный угол крена. Иногда интересы крена и скольжения совпадают так, при прямолинейном установившемся полете со скольжением вывод самолета из крена и из скольжения осуществляется одним и тем же движением. Но этот режим полета представляет собой, пожалуй, единственное исключение. Во всех остальных случаях крен и скольжение враждуют между собой. [c.72]

Таким образом, выбирать режим полета с несимметричной тягой в данных конкретных условиях надо исходя из того, какой из перечисленных выше элементов является в настоящий момент критическим. Если у самолета остается достаточный избыток тяги и потребное отклонение руля невелико, можно продолжать полет без крена, обеспечивая этим сохранение привычной позы летчика и привычных показаний приборов. Когда запас тяги находится на пределе, целесообразнее всего лететь с небольшим креном, но без скольжения. Наконец, если критическим элементом полета является запас руля направления (например, при подтягивании во время захода на посадку), целесообразно применять повышенные [c.88]

Когда умышленно попадают в спутную струю с брошенной ручкой, самолет энергично выбрасывается с креном до 50—60° и он теряет высоту до 100 м. В случае неожиданного попадания в спутную струю при нормальной реакции даже при пилотировании по приборам самолет не теряет управляемости и можно сохранить прежний режим полета без снижения или заваливания в крен. С выпущенными шасси и закрылками на скорости планирования на посадку истре- [c.122]

Сваливание и штопор не являются необходимыми эксплуатационными или боевыми маневрами самолета. Однако современные самолеты по сравнению с более старыми имеют не меньше предпосылок к непроизвольному или случайному выходу за закритические углы атаки с последую-Ш.ИМ сваливанием и возможным дальнейшим переходом самолета в штопор. Поэтому тш,ательное изучение сваливания и штопора, включая наиболее надежные методы вывода самолетов из них в нормальный режим полета, имеет важнейшее практическое значение. [c.160]

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]

При определенном стечении обстоятельств (слишком задняя центровка, недостаточно удачная аэродинамическая компоновка самолета, влияние упругих деформаций конструкции) степень местной неустойчивости самолета и каб-рирующие моменты могут быть настолько велики, что даже полного отклонения вперед штурвала (ручки) может не хватить для возвращения самолета из режима больших околокритических углов атаки в нормальный режим полета, т. е. наступит потеря управляемости самолета. Это может быть, например, в полете при М = 0,8 (рис. 20). Потеря управляемости выразится в том, что даже при полном отклонении штурвала вперед самолет будет лететь с перегрузкой, увеличивая угол тангажа и угол набора высоты. [c.178]

КРИВОЛИНЕЙНЫЙ ПОЛЕТ —режим полета, при котором центр тяжести самолета движется по криволинейной траектории в вертикальной или горизонтальной плоскости или одновременно в обеих плоскостях. Криволинейный полет происходит под действием центростремительной силы. [c.223]

РЕЖИМ ПОЛЕТА — состояние движения самолета, характеризующееся в течение некоторого промежутка времени постоянством скорости, ускорения, кривизны траектории (например, режим планирования). Кроме того, для самолетов различают первый и второй режимы, характеризующие зависимость скорости и угла наклона траектории полета от аэродинамического качества. [c.226]

Ограничения, накладываемые на режим полета самолета, вводятся из условий обеспечения надежного полета и прочности авиационной техники. [c.30]

Исходные инженерные данные. Штурман корабля дает инженеру следующие исходные данные маршрут полета с указанием общего расстояния и расстояний между характерными пунктами маршрута (контрольными ориентирами) высоты н скорости (режим полета) по маршруту полета характер полетного задания [c.120]

Для этого диапазона скоростей формулу (31) можно заменить ее приближением, пренебрегая слагаемым фо (1—по сравнению с (—1п/). В этом частном случае мы получаем, что оптимальный режим полета реализуется при показательном законе изменения массы в виде [c.205]

Таким образом, при оптимальном режиме полета на максимальную дальность коэффициент подъемной силы должен оставаться постоянным. Для дозвуковой области Су = fea, и, следовательно, оптимальный режим полета реализуется при постоянном угле атаки. [c.214]

При установившемся обтекании крыла самолета может наступить критический режим полета, характеризуемый скоростью при котором в результате возрастающих амплитуд колебаний наступает разрушение упругой конструкции (явление флаттера), характеризуемой модулем Юнга Е и коэффициентом Пуассона т. Пусть М — мас- [c.496]

Висение — это режим полета, при котором вертикальная и горизонтальная составляющие скорости несущего винта относительно невозмущенного воздуха равны нулю. В общем случае вертикального полета набегающий поток направлен вдоль оси винта. Обтекание несущего винта в вертикальном полете предполагается осесимметричным, так что скорости и нагрузки лопастей не зависят от азимута. Осевая симметрия сильно упрощает исследование вопросов динамики и аэродинамики несущего винта вертолета, как это станет ясным позже при рассмотрении полета вперед. Теория винта в осевом потоке была в основном создана в XIX в. применительно к корабельным винтам. Позже ее применили к пропеллерам самолетов. Главная задача теории несущего винта на режиме висения состоит в определении сил, создаваемых лопастями, и требуемой для их вращения мощности, что обеспечивает основу для проекти-рювания высокоэффективных несущих винтов. [c.42]

Итак, при заданной силе тяги и Кр > О обш,ий шаг, определяемый управлением, должен быть увеличен, чтобы противодействовать влиянию угла конусности через компенсатор взмаха, т. е. чтобы величина общего шага в комле лопасти действительно была равна (6о)пв. Аналогичным образом из этих соотношений определяется требуемый циклический шаг. Особым является случай винта без циклического управления углом установки, примером которого является рулевой винт. В этом случае режим полета определяет ориентацию ПУ, а не ПКЛ. Если циклический шаг относительно ПУ отсутствует, то из соотношения 0пу = = 0пв + Л р0пв получаем [c.234]

Изменение общего или циклического шага винтов обеспечивает соответстау-йщий режим полета вертолета (см-Автомат перекоса). [c.335]

Сетка энергетических высот (рис. 5.10) позволяет найти энергетическую и кинетическую высоты любого самолета, есл,и известея его режим полета. Например, при полете на Я= 15000 м со скоростью V = 2000 км1час Яэ 31 ООО ж следовательно, кинетическая высота Як = 31 ООО—15 000=16 000 м. [c.128]

Есть еще один режим полета, когд а подъемная сила крыла меньше потребной для горизонтального полета. Известно, что подъемная сила в общем случае должна [c.20]

Рассмотрим, какова должна быть скорость вертикальных потоков воздуха при болтанке, чтобы самолет не вернулся в исходный режим полета с коэффициентом Су . Предположим, что летчик не вмешивается в управление и руль высоты зажат , т. е. сохраняет неизменным свое исходное балансировочное положение бвда . Как следует из рис. 19, во всех случаях, когда восходящий поток не увеличивает угол атаки до значения, которому соответствует yj, самолет будет возвращаться к исходному режиму полета с коэффициентом Су . Действительно, при Су < yj и отклоненном руле высоты на угол у само- [c.177]

Такая же картина будет наблюдаться в космическом корабле или спутнике, так как они всегда имеют ускорение в том месте, где они пролетают, — ускорение, созданное силой тяготения. Спут -ник, движущийся по круговой орбите вокруг Земли, непрерывно падает т. е. он находится в состоянии падения, только ускорение силы тяготения всегда нормально к его траектории. На самолете при некоторой скорости полета летчик выбирает режим так, чтобы силы, действующие на самолет со сюроны воздуха (подъемная сила плюс сопротивление), полностью уравновешивались силой тяги тогда под действием силы тяжести самолет будет падать с ускорением я. Такой режим полета при современном состоянии техники может продолжаться около минуты, и летящие в самолете в это время наблюдают состояние невесомости. [c.157]

При возникновении бафтинга изменяют режим полета. Например, если бафтинг возник при полете на большом угле атаки, то переводят самолет на меньший угол атаки. Если бафтинг возникает на большой скорости полета, немедленно снижают скорость. [c.57]

Технические возможности маршрута. Профиль и режим полета штур.ман (командир) назначает главным образом по тактическим соображениям, а инженер должен проверить возможность его технического выполнения. Если поставленная задача имеет несколько решений, то инженер совместно со штурманом оценивает их и выбирает наиболее рациональное. При этом наряду с тактическими соображениями учитываются соответствия безопасности и экономичности полета, установленные эксплуатационные ограничения для самолета, двигателя и др. После окончательного выбора профиля и режима полета инженер (в гражданской авиации штурман) производит ИШР полета самолета либо группы самолетов. [c.121]

Точность ИШР. От того, в какой мере тактически и технически правильно назначен профиль и режим полета и обоснованно определен запас топлива на самолете, зависит успех выполнения полетного задания и безопасность полета. Вероятно, излишнее количество топлива нецелесообразно иметь на борту самолета, так как из-за этого уменьшается при заданном полетном весе полезная нагрузка и напрасно расходуется топливо и др. Кроме того, снижаются максимальная скорость, практический потолок, маневренные и взлетно-посадочные характеристики. [c.121]

Из рассмотренных выше оптимальных режимов правильного виража нам кажется наиболее интересным режим полета, при котором достигается Ь = Ьтах без ограничений на время полета. Исследуем геометрические, кинематические и динамические характеристики движения центра мэсс самолета в этом случае. Уравнение экстремали (18) преобразуем следующим образом. Пусть [c.229]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...