Взлетные характеристики самолета

Взлетные характеристики самолета [c.19]

Анализ взлетных характеристик самолетов и расчеты показывают, что при тяговооруженности 0,4 и выше длина разбега непрерывно уменьшается с увеличением угла отклонения до максимального значения, равного 50—55°. На самолетах с меньшей тяговооруженностью длина разбега уменьшается при отклонении закрылков только до углов, равных 25—30°. [c.23]

Борисов А.И. Метод оценки взлетных характеристик самолета с ТРД с помощью статистических зависимостей. Техника Воздушного флота, №2-3,1993. [c.135]

Совершенствование дальних бомбардировщиков ДБ-3 велось в двух основных направлениях. Их летно-технические характеристики улучшались путем установки новых, более мощных и высотных двигателей. Одновременно велись работы по расширению сферы применения этих самолетов — их приспосабливали к выполнению не только бомбардировочных, но и других боевых задач. Уже в 1937 г. на серийные самолеты ДБ-3 стали устанавливать двигатели М-86, с такой же, как у двигателя М-85, номинальной мощностью на расчетной высоте (800 л. с. на высоте 3850 м), но со значительно большей взлетной мощностью, равной 950 л. с., вместо 760 л. с. у двигателя М-85. Необходимость установки такого двигателя обусловливалась постоянным увеличением полетной массы серийных самолетов по различным причинам. С двигателями М-86 взлетные характеристики самолета улучшились, его скорость и скороподъемность у земли увеличились, но максимальная скорость на расчетной высоте практически не изменилась по сравнению с ее значением у самолетов, оснащенных двигателями М-85. [c.348]

Взлетный вес самолетов в эти годы был равен в среднем 500—800 кг (максимальный —до 1200 кг), доля веса планера составляла 42—45%, двигательной установки 22—24%, экипажа, нагрузки и горючего 31 — 36% [16, с. 22, 23]. Такое распределение веса было вызвано желанием улучшить летные характеристики самолета даже за счет снижения грузоподъемности. Поэтому для ее повышения существовал только один путь — увеличение абсолютного веса самолета. [c.277]

Кроме низкого к. п. д., реактивные самолеты имеют и другие недостатки. Неблагоприятна взлетная характеристика. Скороподъемность [c.254]

Увеличение взлетной тяги с ростом у улучшает взлетно-поса-дочные характеристики самолета, но одновременно приводит к некоторому утяжелению силовой установки. [c.123]

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА [c.249]

Взлетно-посадочные характеристики самолета могут рассматриваться как летно-тактические в том смысле, что от них зависит возможность базирования тех или иных самолетов на определенных аэродромах, а следовательно, и аэродромный маневр. Чем меньше потребные размеры аэродрома, тем выше тактическая ценность самолета. [c.249]

Величина сутах р.з может достигать 10—12, значительно улучшая взлетно-посадочные характеристики самолета. [c.23]

Максимальное сокращение длины разбега зависит от минимальной взлетной скорости, которая, в свою очередь, зависит от нулевой скороподъемности, взлетных характеристик или скоросги самолета при одном работающем [c.216]

Приемистость двигателя, взлетно-посадочные свойства и пилотажные характеристики самолета не должны быть хуже, чем у самолетов с независимым управлением винтом и газом. [c.379]

Скоростные характеристики самолетов ДБ-3 на расчетной высоте были улучшены применением двигателей М-87 А, которые начали устанавливать с 1938 г., а также заменой воздушных винтов фиксированного шага воздушными винтами изменяемого в полете шага типа ВИШ-3, которые позволили более полно использовать мощность двигателя на разных режимах полета. Имея номинальную мощность 900 л. с. на расчетной высоте 4700 м, двигатель М-87 А сохранял одинаковую с М-86 взлетную мощность [c.348]

В конце ЗО-х годов исследования, проведенные в ЦАГИ по отсосу пограничного слоя, показали возможность заметного улучшение, летных характеристик самолетов и, в первую очередь, их взлетно-посадочных свойств. Для практической оценки полученных при исследованиях в аэродинамических трубах результатов был создан экспериментальный самолет ДБ-З-УПС, у которого с верхней поверхности конструктивно совершенно нового крыла, закрылков и зависающих элеронов-закрылков через специ- [c.351]

Мотор М-81 имел взлетную мопщость 1600 л. с. при 2300 об/мин и давление наддува 1030 мм рт. ст. Его номинальная мопщость составляла 1300 л. с. на земле, 1400 л. с. на высоте 2500 м и 13(Х) л. с. на высоте 5200 м при наддуве 825 мм рт. ст. В 1940 г. мотор прошел государственные испытания и был установлен на истребителе И-185 вместо М-90, который не был еще доведен и не готов к летным испытаниям. Первый вылет И-185 с мотором М-81 состоялся осенью того же года. Поскольку мощность мотора была на 400 л. с. меньше, чем М-90, расчетные характеристики самолета не подтвердились, разработка мотора бьша прекращена и самолеты, на которых предполагалось его устанавливать, начали переделывать под моторы М-90 и М-71. Среди этих самолетов были уже упомянутый выше И-185, высотный бомбардировщик ДВБ-102 В. М. Мясищева, штурмовики П. О. Сухого Су-6 и Су-8 и некоторые другие. [c.175]

Условия проведения испытательных полетов, выполняемых ЦАГИ и ОКБ на Центральном аэродроме, все более ограничивались взлетно-посадочными характеристиками самолетов и становились небезопасными из-за застройки периферии аэродрома. Стала актуальной задача создания специального испытательного аэродрома ЦАГИ вне Москвы. В 1935 г. было начато проектирование высотной лаборатории и самого аэродрома вблизи г, Раменское Московской области (взлетно-посадочной полосы и ангара). Высотная лаборатория была построена и принята в эксплуатацию 15 апреля 1939 г., а в июле того же года введена в эксплуатацию взлетно-посадочная полоса длиной 1200 м, удлиненная к концу 1939 г. до 2000 м. [c.312]

В 30-е годы одновременно с доводкой очередного поколения боевых самолетов продолжались поиски новых компоновок и средств улучшения всех аэродинамических характеристик. Изыскивались возможности обеспечить рациональное сочетание маневренности и скорости с учетом новых требований, вытекающих из опыта боевого применения авиации в локальных войнах. Требовалось увеличить полезную нагрузку и дальность бомбардировщиков — весовая отдача бомбардировщиков по нагрузке при нормальном взлетном весе мало изменилась с начала 20-х годов, и составляла 35% (рис. 5). В этих условиях боевую нагрузку можно было повысить только путем увеличения взлетной массы самолета, однако дальнейшее увеличение габаритных размеров приводило к увеличению относительной массы конструкции и снижению весовой отдачи по нагрузке (взлетная масса возрастала быстрее, чем полезная нагрузка). [c.371]

В течение 1971-1973 гг. были проведены проектные изыскания и расчеты, направленные на уточнение концепции и состава многоцелевого комплекса, а также на улучшение летно-техниче-ских характеристик самолета. В частности, была уменьшена взлетная масса самолета с 230 т до 210 т, для обеспечения возможности базирования самолета на аэродромах I класса с бетонным покрытием. Были также расширены функции автоматической бортовой системы управления. [c.180]

Ставилась задача создания боевого самолета с дальностью полета на в несколько тысяч километров и максимальной скоростью порядка 2,5-3 Маха Проект, которым в ОКБ занимался отдел Сергея Егера, получил обозначение самолет 125 ( Ту-125 ), Предварительные расчеты показали, что для обеспечения высоких летных характеристик необходимо обеспечить высокое значение аэродинамического качества на сверхзвуковом режиме полета. При нормальной взлетной массе самолета порядка 100-125 тонн, требовалась силовая установка с суммарной взлетной тягой не менее 40 ООО килограммов и с удельными расходами Топлива на сверхзвуковом крейсерском режиме значительно меньшими, чем у двигателей ВД-7М , использовавшихся на Ту-22 . Поскольку самолет Ту-125 должен был совершать длительный крейсерский полет на больших сверхзвуковых скоростях, то неизбежно вставал вопрос о применяемых материа- [c.133]

Конечно, как и любому новому самолету, Ме-109В были присущи и недостатки. Так, ВФШ имел слишком большой шаг, что на ряде режимов полета не позволяло реализовать располагаемую мощность, ухудшались, например, взлетные характеристики самолета, его скороподъемность и потолок. (Обнаружилась недостаточная прочность некоторых узлов, в частности стабилизатора, что едва не привело к катастрофе при испытании истребителя в НИИ ВВС, которые проводил летчик-испытатель С. П. Су-1фуи. Эго ограничивало летчика в выполнении ряда маневров. Сильная вибрация хвостового оперения, возникавшая на больших углах атаки, исключала возможность пилотажа на этих режимах с убранными закрылками. Правда, управлять закрылками было легко и они быстро выпуска-дась и убирались, но все же эти дополнительные операции усложняли пилотирование в бою [6, д. 142]. Возможно, что некоторые отмеченные недостатки Ме-109В-1 в какой-то степени способствовали выработке немцами специальной тактики применения этих машин, основанной на внезапной скоростной атаке противника сверху без последующего ведения маневренного боя. При такой тактике в полной мере появлялись достоинства Ме-109, а недостатки становились менее заметны. Именно этой тактики и старались придерживаться немецкие подразделения, воевавшие на Ме-109 в Испании. [c.165]

Возможно также применение ртутнопаровой турбины в схеме реактивно-винтовой установки самолета, В этом случае газо ая и ртутнопаровая турбины могут работать на винт, отдавая часть мощности на привод компрессора и вспомогательных механизмов. Такая комбинированная установка могла бы улучшить взлетную характеристику реактивного самолета и его скороподъемность, а также улучшить к. п. д. при малых скоростях полета и управляемость на земле. [c.258]

Падение тяги ДТРД на взлете необходимо учитывать при расчете взлетно-посадочных характеристик самолета. [c.122]

При проектировании конкретного двигателя организация-за-казчик передает двигателестроительной организации необходимые основные характеристики самолета, на который предполагается установить проектируемый двигатель. Обычно к таким характеристикам относятся полная взлетная масса самолета, профили полета (дальность, скорость, высота и время), доли объема и массы самолета, представляемые для двигателя и топлива, гидравлические потери во входном и выходном каналах силовой установки, отбираемые от двигателя мощности, расходы воздуха и другие данные. Кроме того, предъявляется ряд требований по техническому обслуживанию, надежности, ресурсу и т. д. На основании этих обобщенных характеристик выполняется эскизный проект двигателя, который после одобрения заказчиком разрабатывается детально по специально составленным тактико-техническим требованиям. [c.87]

Программа заводских летных испытаний должна отражать все виды испытаний, предусмотренных соответствующими требованиями НЛГС. При этом составляется комплексная программа, включающая определение летных и взлетно-посадочных характеристик, оценку устойчивости и управляемости, определение предельных с точки зрения прочности режимов, характеристики систем самолета, характеристики маршрутных полетов по трассам гражданской авиации с общей оценкой характеристик самолета, навигационно-пилотажного и радиотехнического оборудования, систем кондиционирования и др. Наряду с этим разрабатывается и ряд специальных программ по оценке поведения самолета на больших углах атаки и сваливания общих требований летной годности силовой установки противообледенитель-ной системы навигационно-пилотажного оборудования и др. [c.111]

Второй раздел посвящен летно-тактическим свойствам современных самолето1в. Здесь рассматривается движение самолета под действием приложенных к нему сил и на этой базе определяются его летные свойства — скорость полета, скороподъемность, маневренность, взлетно-посадочные характеристики, дальность и продолжительность полета. При этом большое внимание уделяется зависимости летных данных самолетов от условий их применения— высоты, полетного веса, температуры наружного воздуха и т. д. Хорошо понимая влияние различных факторов на летио-тактические-характеристики самолета, можно не только определить технически наивыгоднейшие режимы и профиль полета, но, если нужно, и отказаться от них, обоснованно выбрав другие, обеспечивающие в данной обстановке наиболее успешное выполнение боевой задачи. [c.4]

В середине 1984 г. для усовершенствования палубных штурмовиков и штурмовиков морской пехоты решено на базе самолета А-6Е создать штурмовик A-6F, отвечающий требованиям 90-х годов. Планируется при этом использовать элементы техники и технологии самолета F/A-18 — двигатели, аппаратуру, вооружение. Так, планируется вместо турбореактивных двигателей J52 применить двухконтурные ТРД F 404-GE-400 в бесфорсажном варианте с максимальной тягой по 48 кН. Увеличение тяговооруженности позволит увеличить максимальную взлетную массу самолета. Меньшая масса двигателей, меньшие габариты и удельный расход топлива улучшат маневренные и взлетно-посадочные характеристики самолета. [c.115]

Взлет с использованием трамплина при больших углах наклона имеет и другие недостатки, помимо уменьшения выигрыша в характеристиках. Самолеты, взлетающие с трамплина со скоростями до 185 км/ч, должны выдерживать большие нагрузки на шасси. Эта возросшая сила реакции колес и есть та сила, которая отклоняет вектор скорости. Без полной реконструкции шасси самолета Харриер приращение нормального ускорения на дугообразной поверхности взлетного трамплина должно быть ограничено до 0,5g , если стойки шасси установлены не в нижней части фюзеляжа. В настоящее время неясно также, будет ли летчик работать удовлетворительно при нормальных ускорениях, значительно превосходящих это значение. На взлете летчик должен точно управлять самолетом и точно отклонять сопла вниз как раз в момент разбега по трамплину обычно за время 0,5 с по сравнению со временем 0,05 с, необходимым для того, чтобы погасить удар при посадке, который обычно и влияет на конструкцию стоек шасси. Амортизация (демпфирование), жесткость, отдача и т. п., [c.200]

Силовая установка 2 х Юнкере Jumo 004В статической тягой по 900 кг дополнительно, для улучшения взлетных характеристик, 4 твердотопливных ракеты Р1-503 с расчетной тягой по 1000 кг. Не было возможности, как на самолете Хортен IX, использования других двигателей без дорогостоящей переделки конструкции [c.77]

Планами модернизации самолетов-разведчиков ТК-1 предусматривается установка вместо штатного двигателя 75-Р-13В фирмы Пратт энд Уитни нового двухконтурного турбореактивного двигателя Р101-ОЕ-Р29 фирмы Джене-рал электрик , представляющего собой бесфорсажный вариант двигателя Р101-ОЕ-102, используемого на стратегическом бомбардировщике В-1В. Общее уменьшение взлетной массы самолетов вследствие использования новых двигателей обеспечивает увеличение высоты ведения разведки в среднем почти на 1500 м и в значительной степени предотвращает ухудшение их летных характеристик из-за оснащения контейнерами с аппаратурой радио- и радиотехнической разведки на внешней подвеске. [c.42]

Во время реализации этой программы на самолетах вместо первоначальных двухконтурных турбодвигателей ТР 39-ОЕ-1А со статической тягой 18600 кгс устанавливались их более совершенные модификации ТР 39-СЕ-1С со статической тягой 19500 кгс. Бьши усовершенствованы также некоторые узлы и агрегаты самолета, установлено более совершенное бортовое радиоэлектронное оборудование. Модифицированный самолет получил обозначение С-5В. Хотя его максимальный взлетный вес возрос до 380 т, за счет увеличения суммарной тяги двигателей и лучшей аэродинамики крыла тактико-технические характеристики самолета были улучшены. Б эту модификацию были переоборудованы серийные С-5А, вьшущенные с 1969 по 1973 год (77 машин), к ней же относятся 50 самолетов, построенных с 1983 по 1989 год. [c.222]

Высокие взлетно-посадочные характеристики самолета обеспечиваются двигателями большой мощности, высокой степенью механизации крыла и неубирающимся трехстоечным колесным шасси с пневматиками низкого давления. Ан-38 может эксплуатироваться на небольших аэродромах, в том числе на грунтовых, ледовых и заснеженных. Колесное шасси самолета может быть заменено лыжным. [c.293]

Одним из новшеств, существенно повысившим эксплуатационные характеристики самолета, является новая высокоэкономическая силовая установка в составе четырех турбовинтовых двигателей АЕ 2100 03 американской фирмы Аллисон . Эти двигатели развивают мощность на взлетном режиме по 6000 л. с. и оснащены электронной цифровой системой управления, обеспечивающей оптимизацию харак- [c.344]

Мотор М-ЮЗА был самым легким среди моторов того времени его удельная масса по взлетной мощности составляла всего 0,51 кг/л. с. против 0,59 у лучших английских Ролле—Ройс 4Мерлин и 0,54— 0,63 кг/л. с. — у немецких <ЮМО и Даймлер—Бена . Кроме того, мотор М-ЮЗА допускал установку винта изменяемого шага, что способствовало улучшению летных характеристик самолетов. Был выпушен вариант М-103П. допускавший установку в развале блоков пушки, стреляющей через полый влл винта. [c.83]

Вскоре после начала серийного выпуска на истребитель И-153 стали устанавливать более мощный и высотный мотор М-62 и почти сразу за этим винт изменяемого шага АВ-1. Благодаря двухскоростному нагнетателю мотора резко улучшились все характеристики самолета на высотах свыше 5 км. Большое значение имело внедрение винта изменяемого шага. Еще в 1935 г. в НИИ ВВС провели специальные испытания серийного И-15, которые показали, что установка винта изменяемого в полете шага позволила бы существенно улучшить скороподъемность, сократить разбег и немного увеличить скорость. Успешное решение вопроса о конструкции винта изменяемого в полете шага стало важнейшим этапом в развитии самолетов почти всех назначений. Когда скорость самолета была невелика — примерно 200—250 км/ч, потребность в применении винта изменяемого шага почти не ощущалась, так как при сравнительно небольшом диапазоне скоростей самолета винт фиксированного шага, спроектированный для режима максимальной скорости, при переходе на режим подъема не давал заметного понижения числа оборотов и КПД. С увеличением диапазона скоростей потеря мощности на режиме взлета и подъема возрастала. Требовался винт, который обеспечивал бы необходимую полезную мощность на всех режимах полета. Применение винтов изменяемого шага вначале с двумя рабочими положениями лопастей, а затем с непрерывно изменяющимся шагом (винтов-автоматов) дало возможность повысить КПД винта на режимах малых и средних скоростей и при всех эволюциях самолета сохранить число оборотов, а следовательно, и мощность мотора. Выигрыш в мощности благодаря применению винта-автомата с постоянным числом оборотов на режиме подъема мог достигать 35—40%. Это позволяло зк дитсльно улучшить летные характеристики самолета. В этой связи итересно сопоставить летные данные одного из первых серийных И-153 с мотором М-62 и винтом фиксированного шага (ВФШ) и И-153 с М-62 и винтом изменяемого шага (ВИШ) АВ-1. Первый из них имел вес 1762 кгс и показал скорость у земли 365 км/ч, а на высоте 4,6 км —443 км/ч на набор высоты 5 км ему требовалось 6,7 мин, потолок достигал 9800 м, длина и время разбега соответственно 205 м и 13,5 с. Основные данные И-153 с винтом-автоматом представлены в табл. 3, к ним можно добавить, что длина и время разбега составляли соответственно 106 м и 6,8 с. Таким образом, самолет с АВ-1 хоть и имел скорость на высоте примерно на 20 км/ч меиьшую, чем самолет с ВФШ (причина заключалась не в винте), зато приобрел существенно лучшие взлетные свойства, скороподъемность и потолок. С 1939 г. винты изменяемого шага становятся непременным атрибутом всех отечественных истребителей. [c.143]

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]

Определение взлетно-посадочнь1х характеристик самолетов включало в себя на первых порах измерение длины разбега и пробега с помощью фиксации наблюдателями на аэродроме мест отрыва при взлете и мест касания и полной остановки при посадке. По записям приборов на борту самолета эти моменты фиксировались по косвенным признакам (например, по характерному изменению размыва записи приборов при [c.315]

В начале 1943 г. ОКБ главного конструктора В. П. Глушко в основном завершило работу по созданию авиационного ЖРД-ускорителя РД-1 с тягой 300 кгс и удельным расходом топлива 90кг/мин. Двигатель выполнялся по однокамерной схеме с насосной подачей в камеру сгорания топливных компонентов — азотной кислоты и керосина. Основное назначение двигателя РД-1 — кратковременное увеличение скоростных и высотных данных, а также улучшение взлетных характеристик боевых самолетов с поршневыми двигателями. Предусматривалась возможность объединения двигателей РД-1 в многокамерную связку с тягой до 1200 кгс. [c.411]

Сделаем несколько замечаний относительно расчетной скорости. Воздушный винт фиксированного шага, как известно, является одиорежим-иым, то есть обеспечивает максимальный КПД только на одной — расчетной скорости, и только на одной — расчетной высоте. Здесь и в дальнейшем будем полагать, что расчетная высота для любительского самолета приблизительно равна нулю, так как все полеты выполняются вблизи землн, а расчетную скорость должен назначить сам конструктор. При этом если самолет предназначен для достижения максимально возможной скорости, то именно она является расчетной. Если самолет должен обеспечить наилучшие взлетные характеристики, за расчетную условно берется скорость, близкая к нулевой. В этом случае внит развивает наивысшую статическую тягу, то есть тягу иа месте. Именно так подбираются винты для мотодельтапланов, ультралегких самолетов и аэросаней. [c.189]

В начале 60-х годов в ЦАГИ была завершена большая работа по улучшению несущих свойств крыльев различных типов. Это предполагалось делать за счет применения различных аэродинамических средств, например управления пограничным слоем (УПС). Были проведены обширные исследования по влиянию отсоса и сдува по-гранслоя на работу крыла и взлетно-посадочной механизации. а далее началось внедрение новинки на самолет 1Х различных классов. Классическим примером грамотного использования УПС стала работа по улучшению взлетно-посадочных характеристик самолета МиГ-21СПС, проведенная в ОКБ-155 А.И. Микояна. При практически неизменной конструкции крыла за счет сдува погранслоя с закрылков удалось существенно улучшить взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) этого самолета. Успех ми-кояновцев послужил сигналом и для других КБ. Начались исследования по использованию УПС и в Киеве в применении к самолету Ан-12 [c.67]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...