Первые и вторые режимы полета

Рис. 1.21. Область первый и вторых режимов полета

Первые и вторые режимы полета [c.168]

Так, например, если у винтомоторного самолета с прямым крылом и нагрузкой около 150 кг м граница между первым и вторым режимами полета соответствует скорости 180—185 км час, то у реактивного самолета со стреловидным крылом и нагрузкой 400— [c.37]

Чтобы избежать затруднений, связанных с полетом на втором режиме, необходимо прежде всего твердо знать индикаторную скорость своего самолета, соответствующую границе между первым и вторым режимами полета, и по возможности избегать полета на установившейся скорости, меньшей, чем указанная. [c.39]

Рис. 4.27. к объяснению первых и вторых режимов горизонтального полета [c.169]

Первые и вторые режимы в наклонном полете имеют те же особенности, что и в горизонтальном. Так, например. при снижении с малой тягой полет с постоянной скоростью обеспечивается тем, что составляющая веса G sin 0, направленная по движению, уравновешивает лобовое сопротивление. Здесь эта составляющая веса эквивалентна тяге двигателя в горизонтальном установившемся полете. [c.170]

Рис. 12.21. Первый и второй режимы горизонтального полета

Интересы безопасности полетов заставляют разобраться в физической сущности подобных явлений (которые, кстати, никогда не встречались в полетах на самолетах с поршневыми двигателями) и выработать необходимые практические рекомендации по пилотированию. Для этого обратимся к известным из аэродинамики понятиям о первом и втором режимах, на которые разделяется диапазон допустимых скоростей полета. [c.29]

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]

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]

Следовательно, граница между первыми и вторыми режимами наклонного полета max будет на той же скорости, что и в горизонтальном полете, т. е. там, где разность Р—Qr и продольная перегрузка Пх максимальны (рис. 14.13). [c.335]

Разрушения дисков в районе первого и второго пиков наработки в эксплуатации происходят в результате роста трещины по межфазовым границам путем формирования фасеточного рельефа, что отражает чувствительность материала дисков к условиям их нагружения (как правило, трапецеидальная форма цикла). Трещина распространяется по границам фаз материала в течение его выдержки под нагрузкой, реализуемой в полете на длительных стационарных режимах работы двигателя. Такая ситуация связана с наличием остаточных напряжений в материале диска в процессе его изготовления по межфазовым границам или границам колоний пластинчатой структуры (см. главу 7). [c.465]

Первый способ восстановления исходного режима полета имеет явное преимущество. Дело в том, что увеличение скорости может дать заметный эффект и обеспечить необходимый подъем лишь в том сравнительно маловероятном случае, когда исходная скорость находится достаточно глубоко в области второго режима. Тогда разгоном самолета до скорости, большей, чем исходная, удается получить (разумеется, после первоначального клевка , неизбежного при разгоне) заметный избыток мощности и соответствующую ему скороподъемность, которая позволит восстановить исходную высоту полета. Однако на практике более вероятен полет не в глубине второго режима, а где-то вблизи границы между первым и вторым. Вернувшись к исходной скорости, летчик лишь восстановит нулевое значение избытка мощности, иными словами, прекратит дальнейшее снижение, но не наберет потерянной высоты. Кроме того, летчику может показаться противоестественным начинать компенсировать потерю высоты снижением, неизбежным в процессе разгона скорости. Поэтому для выхода из второго режима полета всегда, когда полет происходит достаточно далеко от практического потолка, лучше увеличить тягу силовой установки. [c.34]

Для сохранения первого режима полета летчик не должен предпринимать ка ких-либо мер, кроме сохранения прямолинейности полета, для чего достаточно управлять самолетом только ручкой. Для сохранения второго режима полета летчику необходимо еще и изменять тягу двигателя, а если запаса тяги нет, перейти на снижение и получить добавочную силу в виде составляющей [c.244]

Первого и второго пилотов было решено расположить по традиционной схеме "рядом". Далее должны были располагаться штурман и инженер-радист (по правому борту). Перед фонарем кабины экипажа предполагалось установить створки, закрывавшие в полете лобовые стекла. На режиме взлета и посадки створки должны были опускаться вниз, обеспечивая экипажу обзор вперед. Под кабиной экипажа размещалась ниша передней опоры шасси с двумя спаренными колесами. Далее по левому борту фюзеляжа находились передняя входная дверь, багажное отделение с гардеробом и туалет. [c.115]

Вентилятор двигателя Адур двухступенчатый, без ВНА, приводимый одноступенчатой турбиной вентилятора. Ротор и рабочие лопатки первой ступени выполнены из титанового сплава, а второй ступени—-из алюминиевого сплава. Вентилятор рассчитан на обеспечение стойкости против ударов при попадании посторонних предметов. Компрессор двигателя — пятиступенчатый, нерегулируемый, приводится одноступенчатой охлаждаемой турбиной компрессора и выполнен в основном из титановых сплавов. Вентилятор и компрессор могут работать при значительном искажении потока воздуха на входе, что очень важно для маневренных военных самолетов. Камера сгорания — кольцевая, небольшой длины, с восемнадцатью топливными форсунками и двумя дополнительными форсунками для запуска. Перед форсажной камерой потоки газа и воздуха частично смешиваются, после чего проходят через диффузор, предназначенный для придания потоку скорости, обеспечивающей эффективное горение в форсажной камере на всех режимах полета. [c.120]

Управляемость вертолета определяется возможностью создавать на нем силы и моменты для достижения двух целей во-первых, для обеспечения равновесия сил и моментов, а следовательно, и возможности удерживать вертолет на желаемом установившемся режиме полета во-вторых, для создания ускорений, а следовательно, и возможности изменять скорость полета и пространственное и угловое положение вертолета. Как и у самолета, управляемость вертолета обеспечивается в основном путем создания моментов по тангажу, крену и рысканию. Имеется также рычаг управления мощностью двигателя. Кроме того, на вертолете предусмотрено непосредственное управление силой тяги, обеспечивающее возможность выполнения вертикального взлета и посадки. Этот дополнительный орган управления расширяет возможности вертолета, однако в то же время и усложняет задачу пилотирования. Некоторое упрощение этой задачи обычно достигается путем установки регулятора частоты вращения несущего винта, автоматически воздействующего на рычаг управления мощностью двигателя. [c.699]

Полет на втором режиме вызывает определенные затруднения в пилотировании самолета, что подробнее освещается в гл. 16. Поэтому для длительного установившегося полета практически используют ту часть полного диапазона скоростей, которая соответствует первому режиму. При соответствующей автоматизации управления можно использовать и второй режим. [c.156]

Ответ на первый вопрос дает универсальная сетка энергетических высот (рис. 5.10). Для ответа на второй вопрос необходимо иметь конкретные сведения о данном самолете. Как известно, величина Пх самолета при данном полетном весе и данном режиме работы двигателя зависит от скорости и высоты полета и величины перегрузки Пу. Можно принять, что в процессе подъема — разгона Пу 1. Тогда, имея кривые располагаемой и потребной тяг для горизонтального полета на различных высотах, можно по формуле (5.06) рассчитать [c.198]

Как уже отмечалось выше, рули самолета имеют двоякое назначение они служат для балансиров (уравновешивания) моментов на определенных режимах полета и для временного нарушения балансировки с целью перевода самолета из одного режима полета в другой или выполнения неустановившихся маневров. Соответственно этому управляемость можно подразделить на статическую и динамическую первая характеризует способность самолета уравновешиваться под действием рулей, а вторая — переходить под действием рулей из одного режима в другой или совершать неустановившиеся маневры. [c.292]

На первый взгляд может показаться, что обнаружение присущей второму режиму обратной зависимости избытка мощности от скорости не должно представлять трудности для летчика. Однако в действительности эта зависимость проявляется в чистом виде только при сравнении двух режимов полета с различными, но установившимися скоростями. В процессе изменения скорости — перехода от ее исходного значения Vo к новому значению Vo l V — на основную зависимость как в первом, так и во втором режимах накладывается дополнительное явление, а именно уменьшение скорости при постоянном режиме двигателя [c.31]

В первые годы основное содержание курса было посвящено изложению общей теории движения тел переменной массы (уравнение Мещерского, задачи Циолковского, основные теоремы, уравнения типа Эйлера, Лагранжа и Гамильтона, частные задачи) позднее (с 1945/46 учебного года) в курс были включены вариационные задачи динамики точки переменной массы в беге времени значение оптимальных режимов полета все возрастало, и в шестидесятых годах курс получил сильный крен в эту сторону. Некоторое представление о моих взглядах на механику тел переменной массы и значении этого раздела современной механики для авиа- и ракетостроения можно получить из второй части моего курса теоретической механики. [c.215]

Первый член меняет тягу с темпом, пропорциональным ошибке в угле атаки, для компенсирования любого изменения угла наклона траектории полета. Второй член меняет тягу прямо пропорционально ошибке по углу атаки для сохранения постоянства воздушной скорости при изменении лобового сопротивления от изменения угла атаки. Третий член также прямо пропорционален ошибке по углу атаки, изменяет режим тяги для коррекции ошибки по воздушной скорости. Член нормального ускорения компенсирует отклонение от установившегося режима полета (прираш,ение перегрузки). Член угла отклонения руля высоты обеспечивает изменения тяги, пропорциональные отклонению летчиком ручки управления в продольном отношении для компенсации аэродинамического запаздывания между командным сигналом летчика и изменением угла атаки. [c.268]

Рис. 10.4. Первый 1 и второй 2 режимы горизонтального полета на кривых сил тяги и лобового сопротивления

Для того чтобы попытаться учесть и рассмотреть сложные взаимодействия между существенными параметрами системы снаряда, можно предложить две формы анализа, которые и будут рассматриваться. Первой из этих форм является общий анализ расчетных режимов полета и параметров снаряда, при котором снаряд рассматривается как твердое тело и который связан с исследованием формы, прочностных характеристик, веса, дальности полета и других общих характеристик снаряда. Вторая форма — общий динамический анализ — касается динамических реакций, вибраций, устойчивости снаряда и тому подобных факторов. Следует подчеркнуть, что обе эти формы по сущ,еству не заменяют изобретательность и умение правильно разобраться в деле хорошим инженерным расчетом. Однако можно полагать, что аналитическое рассмотрение имеет большое значение для конструктора, разрабатывающего системы с многочисленными видами взаимодействия, так что только интуиция и жизненный опыт оказываются недостаточными. [c.584]

Экономичность расходования запаса энергии на ТА зависит от режима работы ЭУ и траектории движения ТА. Первый фактор определяется характеристикой, данной ЭУ, второй — перемещением ТА в пространстве, где действует гравитационное поле Земли. Последнее означает, что при изменении высоты местности над уровнем моря (для наземного транспорта), высоты полета (для летательных атмосферных аппаратов) и глубины хода (для подводных аппаратов) дополнительно расходуется (для преодоления гравитационных сил) или экономится (за счет использования гравитационных сил) энергия транспортируемого источника. [c.175]

Здесь р — по-прежнему кратность периода переключений, а q — число, равное двум, единице нли нулю в зависимости от числа одновременно выполняющихся неравенств (93), обеспечивающих существование интервалов П. При этом, если > I и > I, то интервалы П существуют в пределах каждой из полуволн синусоид если auj < I, а да, > I или наоборот, — только в пределах вдвое меньшего числа полуволн если < 1, ы з < 1, то интервалы П не существуют вообще. Таким образом, произведение q X р равно числу изолированных интервалов П в пределах одного периода переключений. Числа в (96) для этапов пребывания частицы на поверхности равны нулю, а для этапов полета — натуральному числу, равному числу конечных моментов интервалов И, содержащихся внутри данного этапа полета. Общее число таких характерных моментов внутри периода переключений, очевидно, равно q X р. Обозначения режимов второй группы отличаются от обозначений режимов первой группы наличием нулей среди чисел а . [c.56]

Для упрощения математической трактовки задачи принимаются следующие два допущения. Во-первых, используется модель активного диска, так что распределение вихрей в следе является непрерывным. Во-вторых, рассмотрены лишь режимы висения и вертикального полета, для которых вихревой след осесимметричен. Такое исследование позволяет распространить классические результаты вихревой теории винта на случай нестационарных нагрузок и получить приближенное выражение функции уменьшения подъемной силы для вращающегося винта. [c.470]

Следовательно, граница между первым и вторым режимами полета соответствует у винтомоторного самолета экономическому, а у реактивного наивыгоднейшему углу атаки . Этим объясняется тот факт, что до внедрения реактивной авиации вопрос о полете на втором режиме не имел большого практического значения, поскольку полеты на углах атаки, превышающих экономический, почти никогда не производились из-за близости эк к максимально допустимому. Полеты же на режимах, близких к наивы- [c.36]

Для самолетов с турбовинтовыми двигателями характерна своеобразная зависимость эквивалентной мощности от скорости (рис. 6). Ниже границы высотности эта зависимость такая же, как у самолетов с поршневым двигателем. Поэтому в диапазоне высот от Я = О до границы высотности граница между первым и вторым режимами полета самолета с турбовинтовыми двигателями будет также соответствовать экономическому углу атаки. Выше границы высотности кривые эквивалентной мощности имеют положительный наклон и интересующая нас скорость становится несколько больше, чем она была ниже границы высотности, хотя по величине это различие обычно невелико. Так, у современных транспортных самолетов с турбовинтовыми двигателями и прямым крылом граница между первым и вторым режимами полета соответствует ниже границы высотности — индикаторной скорости 320— 330 км час, а выше нее—индикаторной скорости 335—340 км1час. [c.37]

Границей между первыми и вторыми режимами полета Я В-ляется скорость, при которой разность между тягой и лобовым сопротивлением максимальна (скорость Уз на рис. 10.4). Эта скорость обычно бывает близка к наивыгоднейшей, т. е. к скорости, при которой лобо1Вое сопротивление минимально. Вторые режимы существуют и на сверхзвуковой скорости на больших высотах, но опасности не представляют ввиду большого запаса скорости и высоты. Однако они могут привести к вынужденной потере высоты и к ухудшению усло вий выполнения боевой задачи, например, при перехвате. [c.245]

Первые и вторые режимы горизонтального полета определяют области скоростей, отличающиеся друг от друга тем, что при установившемся полете на первом режиме самолет в определенных условиях выдерживает исходную скорость, а при полете на втором режиме не выдерживает. Особенности полета на первом и втором режимах анализируются с помощью кривых Н. Е. Жуковского—зивисимостей лобового сопротивления самолета и тяги двигателя от скорости (рис. 4.27). [c.168]

Другим примером может служить также случай отказа одного из двигателей на высоте, превышающей потолок самолета в полете с неполной тягой. Попытка сохранить исходную высоту неизбежно приведет к потере скорости, причем после входа в область второго режима дальнейшее торможение будет происходить все более и более энергично. Если в подобной ситуации летчик точно не знает, возможен ли горизонтальный полет на данной высоте при оставшихся работающих двигателях, то ему следует уменьшать скорость не ниже той, которая соответствует границе между первым и вторым режимами, а затем, поддерживая эту скорость, снижаться до той высоты, где самолет сбалансируется в горизонтальном полете. , i [c.39]

В горизо нтальном полете границей между первым и вторым режимами является наивыгоднейшая скорость. Полет на скоростях от минимальной до наивыгоднейшей относится ко второму режиму. В этом случае для уменьшения скорости тягу двигателя необходимо увеличивать. Вследствие малых скоростей полета самолет на втором режиме плохо управляем и менее устойчив, чем на первом. [c.226]

Иногда В1ВОДЯТ понятие вторые режимы при маневре, аналогичное понятию вторые режимы в прямолинейном полете. Известно, что в полете с большой перегрузкой лобовое сопротивление увеличивается из-за больших углов атаки. При этом скорость минимального лобового сопротивления — граница между первыми и вторыми режимами — возрастает по сравнению с наишыгоднейшей скоростью в горизонтальном полете. Область вторых режимов при маневре, таким образом, будет значительно шире, чем <в прямолинейном полете, а темп потери скорости выше из-за большого лобового сопротивления. [c.245]

УПРТ и др.). При некотором значении скорости, именуемой обычно наивыгоднейшей (ниже будет показана неточность такого наименования), Vy имеет наибольшее значение (рис. 1). В диапазоне скоростей от наивыгоднейшей до максимально допустимой — на первом режиме полета — вертикальная скорость тем меньше, чем выше скорость по траектории. В диапазоне скоростей от минимальной до наивыгоднейшей — на втором режиме полета, — наоборот, вертикальная скорость тем больше, чем выше скорость по траектории. [c.29]

Аэродинамическая подъемная сила и момент. Для аэродинамических поверхностей малой относительной толщины, помещенных в поток несжимаемой жидкости, Теодорсен [6.66] показал, исходя из основных положений теории потенциального обтекания, что выражения для и Ма линейны относительно Л и а и их первых и вторых производных. Коэффициенты в этих выражениях, называемые аэродинамическими коэффициентами, определяются посредством двух полученных теоретически функций Р к) и О к) [6.66], где к = 6со/ / — приведенная частота Ь — половина хорды профиля аэродинамической поверхности и — скорость течения и со — угловая частота колебаний. Комплексная функция С (к), для которой Р(к) и О (к) являются соответственно действительной и мнимой частями, известна как функция Теодорсена (рис. 6.21). В результате обширных научных исследований, проведенных при режимах полета летательных аппаратов во всех диапазонах скоростей, дальнейшее развитие получили аналитические выражения для всех необходимых в расчетах аэродинамических коэффициентов. По данному вопросу имеется обширная литература, и работы [6.67—6.70] являются полезными введениями в эту область. [c.180]

Кориолисова сила-является величиной второго порядка малости, но она оказывается важным фактором в качании лопасти, так как все силы, действующие на лопасть в плоскости диска, малы. Именно нагрузки лопасти, создаваемые кориолисовыми силами при маховом движении, вызывают необходимость введения ВШ в конструкцию шарнирных винтов. При исследованиях качания на переходных режимах (включая аэроупругую устойчивость) кориолисов член в уравнении качания линеаризируют, считая отклонения махового движения от балансировочных значений малыми, т. е. РР Рбалбр-f Рбалбр. На висении или при полете вперед, когда используются только средние балансировочные значения, это выражение принимает вид Робр. Таким образом, кориолисова сила обусловлена в основном радиальной составляющей скорости лопасти при взмахе на балансировочный угол Ро. На установившемся режиме полета кориолисова сила является вынуждающей силой, и ее влияние можно оценить по амплитудам нулевой и первой гармоник махового [c.243]

Лопасть несущего винта вертолета обычно имеет большое удлинение, так что это условие применимости теории несущей линии соблюдается практически всегда. Однако для справедливости такой теории необходимо еще одно, более тонкое требование, а именно — резкие изменения местных условий обтекания не допускаются. Это условие для лопасти несущего винта обычно не выполняется, несмотря на большое- удлинение. Имеются важные случаи нарушений указанного условия во-первых, при обтекании концевых сечений лопастей и, во-вторых, при обтекании участков лопасти, к которым приближаются концевые вихри. Конечно, вблизи конца крыла на небольшом участке нагрузка тоже всегда резко падает до нуля. Однако в случае лопасти винта, где из-за больших скоростей вращения концевые сечения существенно более нагружены, градиент изменения подъемной силы вблизи конца особенно велик, и даже небольшие изменения нагрузок вследствие пространственности обтекания оказываются важными. На некоторых режимах полета лопасти подходят очень близко к концевому вихрю, сходящему с впереди идущей лопасти. В таких случаях индуктивные скорост и весьма резко изменяются по длине лопасти, и теория несущей линии существенно завышает соответствующие нагрузки. Таким образом, для описания ряда важных явлений обтекания лопастей винта теория несущей линии должна быть несколько модифицирована. Требуемые поправки могут быть как весьма простыми (например, введение коэффициента концевых потерь), так и весьма сложными (например, переход к теории несущей поверхности при расчете характеристик винта). [c.431]

Заключительный 3.4 разбит на два идеологически дополняющих друг друга раздела. Первый из них посвящен полету ракеты с большой реактивной тягой и, как следствие, с большим ускорением. Второй, наоборот, — полету с малой тягой и с малым ускорением. Плоские уравнения движения уточняются для различных важных частных случаев. Кроме того, первый раздел знакомит с интересной задачей о движении многоступенчатых ракет, о распределении масс ступеней для придания составной ракете максимальных скоростных показателей. При исследовании полета с малым ускорением в свободном полете и в поле тяготения анализируются оптимальные режимы работы двигателей КА с помощью решения условных вариационных задач. [c.77]

Комплекс работ по турбокомпрессору позволил к 1939—1940 гг. создать вполне работоспособные конструкции, образцы которых были успешно испытаны на стендах и в полете. В 1940 г. были проведены даже войсковые испытания моторов М-62 с турбокомпрессорами ТК-1 на самолетах И-15 и И-15бис, в результате которых ТК-1 был рекомендован к серийному прюизводству. Однако ни в производство, ни в эксплуатацию их внедрить не удалось не только по организационным - причинам. Ек>-первых, была слаба технологическая база не было освоено достаточное количество жаростойких сплавов нужного качества, не было под-)о1ипников, способных работать в жестких условиях турбокомпрессора. Во-вторых, не были созданы надежные системы автоматического регулирования комбинированных систем во всем диапазоне режимов полета. [c.107]

Траектории и перехода самолета в набор высоты, вызванного йз бытком подъемной силы. На некоторой высоте (точка 2 на рис. 5.13) самолет достигнет исходной скорости и избытки подъемной силы и лобового сопротивления станут равными нулю. Однако благодаря наличию вертикальной скорости в этой точке самолет будет продолжать набирать высоту и уменьшать скорость. Снижение скорости обусловит появление, с одной стороны, отрицательного прироста подъемной силы, направлен ного сверху вниз (точка 3 на рис. 5.13), с другой — избытка тяги. Прирост подъемной силы начнет искривлять траекторию вниз, а избыток тяги будет препятствовать уменьшению скорости. Как первое, так и второе воздействие способствуют восстановлению скорости исходного режима. Таким образом, возвращение к скорости исходного режима полета сопровождается колебательным движением самолета (рис. 5.14), период которого пропорционален скорости полета Гп— (0,2ч-0,4)У, где V — истинная скорость полета в метрах в секунду. [c.159]

Боковое возмущенное движение самолета, как известно, складывается из трех налагающихся одно на другое движений двух апериодических и одного колебательного. Первое из этих двух апериодических движений называется движением крена и характеризуется быстро затухающим вращением самолета относительно его продольной оси. Второе представляет собой неустойчивое апериодически нарастающее (а иногда устойчивое апериодически затухающее) движение, называемое спиральным. Его легко проследить в полете, дав самолету на исходном установившемся режиме импульс рулем направления или элеронами и наблюдая затем последующее возмущенное движение самолета в течение сравнительно продолжительного промежутка времени. [c.103]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...