Зависимость диапазона скоростей от высоты полета

Таким образом, каждый самолет в зависимости от его диапазона скоростей и высот полета занимает определенную область на диаграмме, представленной на рис. 5. Зная данные самолета, легко найти эту область, а также значения l, С2 и Сз. Тогда, даже не летая еще на самолете, можно составить представление о его характере и заранее определить соответствующую технику пилотирования. [c.52]

Для успешного выполнения боевой задачи необходимо отлично знать маневренные и пилотажные свойства своего самолета, их изменение во всем летном диапазоне скоростей и высот полета. Если на самолете установлено крыло с изменяемой стреловидностью, то важно знать изменение этих свойств в зависимости от положения крыла. [c.394]

Изменение диапазона скоростей с высотой можно наглядно представить на графике, изображающем зависимость характерных скоростей горизонтального полета от высоты. На рис. 6.09 показан пример такого графика для дозвукового самолета, а на рис. 6.10 — для сверхзвукового. Они построены соответственно с помощью кривых, изображенных на рис. 6.07, 6.06 и 6.08. На графики нанесены также примерные ограничения скорости по скоростному напору и числу М. [c.154]

На одновинтовом вертолете с механическим приводом НВ путевое управление осуществляется при помощи РВ, размещенного па конце хвостовой балки фюзеляжа. РВ уравновешивает крутящий момент НВ и создает управляющий момент относительно вертикальной оси. Шаг РВ изменяется в больших пределах (приблизительно от —10° до +25°). Крутящий момент НВ (определяемый значением общего шага) изменяется в зависимости от режима полета от максимального на режиме висения и набора высоты до минимального на режиме авторотации. Следствием этого является большой диапазон балансировочных положений педалей путевого управления. На режиме висения шаг РВ близок к максимальному (особенно на большой высоте), на режиме авторотации — к минимальному, на крейсерской скорости — к нулевому. [c.162]

Современные ЛЛ в зависимости от своего назначения имеют широкий диапазон скоростей, высот и дальностей полета в атмосфере Земли или космическом пространстве, различные взаи.мо-действия конструкции с внешней средой. К ним предъявляются разные требования по маневренности и полезным грузам. Все это существенно отражается на форме, размерах, массе и компоновке ЛА, выборе типа двигательной установки, способах создания управляющих сил и моментов, применяемых конструкционных материалах и др. Конструктору в процессе создания ЛА при выборе проектных параметров и конструктивных решений необходимо обеспечить такое их оптимальное сочетание, которое позволило бы выполнить заданные требования к ЛА с высокой эффективностью и надежностью. [c.3]

В зависимости от режима работы двигателя, положения тормозных щитков и величины перегрузки) может привести к превышению скорости, равной скорости звука. Наблюдающееся при этом увеличение устойчивости по перегрузке и некоторое уменьшение эффективности стабилизатора требуют для поддержания заданной перегрузки увеличения отклонения стабилизатор ра (рис. 5.16). Вместе с тем на таких режимах полета у самолетов, оборудованных АРУ, может быть ограничен диапазон отклонений стабилизатора, что не всегда. позволит получить достаточно большую перегрузку. Небольшая перегрузка на снижении приводит к быстрому увеличению скорости. Сочетание большой скорости с недостаточной перегрузкой приводит к значительному увеличению радиуса кривизны траектории и, как следствие, к большой потере высоты. Отмеченное может представить серьезную [c.165]

Для расчета необходимы следующие данные зависимость коэффициента подъемной силы Су и коэффициента лобового сопротивления С крыла от угла атаки и геометрии аппарата диапазон высот и скоростей полета. [c.13]

На рис. 6.62 приведены графики, характеризующие время полета на активном участке (в часах, сутках и месяцах в качестве единиц измерения) и дистанцию отрыва (в земных радиусах) корабля, стартующего с круговой околоземной орбиты высотой 300 морских миль и развивающего параболическую скорость, в зависимости от величины активного ускорения корабля. Графики построены для случая постоянного тангенциального ускорения. Подробный анализ механики полетов с малой тягой дается в работах [23, 24, 25, 26,. 27 и 41], к которым мы и отсылаем читателя. Общие данные об орбитах полетов с малой тягой для широкого диапазона значений /др и щ приведены в работе [1]. В задаче ухода от Земли предположение о постоянстве активного ускорения для систем с очень высоким удельным импульсом (/др > 6000 сек при 5-10 < л < 5 10 ) является достаточно хорошим приближением. Для систем с /5р< 1500 сек возможны активные ускорения в диапазоне от до 10 , ввиду чего отношение масс увеличивается и ускорение уже нельзя считать постоянным. Для случая совсем низкого удельного импульса (450 сек) и начального ускорения [c.233]

В развитии систем управления полетом можно выделить ряд логически связанных этапов (рис. 7.1). Первые самолеты пилотировались вручную. С увеличением скорости и размеров самолетов возросли требуемые усилия на аэродинамических рулях и появились системы, в которых большую часть этих усилий обеспечивали гидромеханические приводы (рис. 7.1, а). При увеличении диапазона скоростей и высот полета стал наблюдаться большой разброс усилий сопротивления на рулях вплоть до возникновения помогающей нагрузки. В - связи с этим появились системы, где летчик с помощью механической проводки перемещает только золотник гидроусилителя (см. рис. 7.1, б). При этом летчик не чувствовал сопротивления и для координации ею усилий стали применять пружинные нагружатели ручки управления. Для повышения устойчивости самолетов и обеспечения автоматизации управления на некоторых этапах полета в системы управления начали вводить автопилоты, которые с помощью электрогидравлических приводов небольшой мощности (рулевых машинок) вырабатывали дополнительный сигнал перемещения золотника мощного гидромеханического привода (см. рис. 7.1, в). Усложнение задач, решаемых системой управления, потребовало создания и включения в общий корпур управления систем улучшения управляемости самолета (см. рис. 7.1, г). Реализация этих систем потребовала, в свою очередь, применения различных автоматов зафузки ручки управления, датчиков положения этой ручки, а также комплекса датчиков измерения параметров движения самолета и все более усложняющегося электронного блока управления. В механическую проводку помимо различных компенсаторов люфтов стали вводить вспомогательные агрегаты типа раздвижной тяги для корректировки входного сигнала в зависимости от параметров полета. Необходимо отметить, что механическая проводка имеет сравнительно низкие статические и динамические характеристики, которые ухудшают параметры контура управления самолетом. Инерционность, люфты в [c.155]

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]

Во всем диапазоне скоростей самолет устойчив и хорошо управляем, перекрестные связи в боковой динамике проявляются четко. При полностью выбранной на себя ручке управления и работе двигателя на малом газе на скорости 80 км/ч наблюдается срыв потока на переднем крыле, самолет немного опускает нос с последующим восстановлением обтекания и увеличением тангажа. Процесс повторяется в автоколебательном режиме с частотой 2—3 колебания в секунду с амплитудой 5—10°. Срыв нерезкий, поэтому динамика имеет плавный характер. Тенденций к кренению и развороту при срыве не наблюдается. Зависимость усилий на ручке и педалях от их хода линейна с максимальными значениями усилий по элеронам и рулю высоты не более 3 кг и по рулю направления ие более 7—8 кг. На самолете применена боковая ручка управления, поэтому расходы ручки невелики. Самолет продемонстрировал хорошую маневренность. На скорости 160 км/ч вираж выполняется с креном 60 , а форсированный вираж со скорости 210 км/ч с креном 80°. Кистевое управление, кресло эргономически выгодной формы и отличный с точки зрения обзора фонарь создают достаточно комфортные условия полета. [c.127]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...