Схема посадки самолета

Посадкой называется движение самолета с высоты 25 м (Як-40 с высоты 15 м) до полной его остановки после приземления. Посадка состоит из планирования, выравнивания, выдерживания и пробега. На рис. 1.12 показана схема посадки самолета Як-40. [c.33]

Схема посадки самолета [c.261]

Самолет 4302 разрабатывался на основе опыта проектирования и испытаний истребителя БИ . Он выполнялся по схеме цельнометаллического одноместного высокоплана с прямоугольным в плане крылом площадью 8,85 м , концы которого по рекомендации ЦАГИ были отогнуты вниз как для уменьшения степени поперечной статической устойчивости на больших скоростях, так и для использования в качестве боковой опоры при посадке самолета. По аналогии с самолетом БИ на концах горизонтального оперения самолета 4302 устанавливались круглые вертикальные шайбы, а под хвостовой частью фюзеляжа — нижний киль. При взлете самолет 4302 должен был разбегаться на специальной колесной тележке, сбрасываемой после отрыва от земли, а садиться на выпущенную из фюзеляжного обтекателя лыжу и хвостовую опору в нижнем киле. Двигатель РД-1М А. М. Исаева, являвшийся дальнейшим развитием двигателя Д-1А-1100 и имевший расчетную максимальную тягу 1500 кгс, устанавливался в хвостовой части фюзеляжа. Расчетная максимальная взлетная масса самолета 4302 с полной заправкой топливом составляла 2500 кг (см. 6 на рис. 2). [c.418]

Рис. 20.2. Схема посадки. Силы, действующие на самолет при выравнивании

По величине аэродинамического качества к капсулам с гибким крылом приближаются крылатые космические аппараты. На рис. 1.15.4 показаны два вида таких аппаратов, один из которых относится к классу орбитальных самолетов, а другой — к классу самолетов-носителей. Самолет-носитель можно рассматривать в качестве первой ступени космической системы, предназначенной для вывода на орбиту орбитального самолета (второй ступени). Оба этих самолета предназначены для многократного использования, т. е. должны обладать способностью планирующего спуска в плотных слоях атмосферы и плавной посадки. Поэтому их аэродинамические схемы, органы управления и стабилизации должны обеспечивать высокие маневренные качества и устойчивость. [c.127]

Рис. 1.5. Схема (а) нагружения в испытаниях на стенде по эквивалентно-циклической профам-ме крыла самолета вертикальной нагрузкой [19] и (б) стандартная программа нагружения шасси транспортного самолета [26]. Для шасси (/) взлет-посадка, (2) торможение, (3) руление, (4) развороты, (5) раскрутка двигателя

Рассмотренные закономерности роста трещин в двух сечениях одного и того же элемента конструкции — основной стойке шасси самолета Ан-24 свидетельствуют о том, что длительность накопления усталостных повреждений и продолжительность роста трещин могут существенно различаться для разных сечений детали из-за различия в реализуемых механизмах разрушения области мало- или многоцикловой усталости. Сопоставление данных о росте трещин в эксплуатации и на стенде по программам, имитирующим эксплуатационное нагружение детали блоками нагрузок по схеме уборка-выпуск шасси, указывают на правомерность использования параметров рельефа излома в виде шага усталостных бороздок для оценки длительности роста трещин в количестве посадок ВС из условия одна бороздка — одна посадка. [c.783]

Создание вертикальной составляющей тяги силовой установки самолета при взлете или посадке наряду с ускорением самолета при разбеге и торможением при пробеге, а также увеличением подъемной силы крыла в процессе взлета и посадки приводит к сокращению взлетно-посадочной дистанции. В зависимости от вертикальной составляющей тяги сокращение дистанции может быть большим или меньшим. В случае если она больше массы самолета, возможны вертикальный взлет без разбега и посадка без пробега. Естественно, что такие своеобразные условия эксплуатации силовой установки приводят к специфичности схем и конструкций используемых двигателей и требований к ним. [c.186]

Маркерный радиомаяк (МРМ) служит для обозначения контрольных точек при заходе самолета на посадку. Обычно по оси взлетно-посадочной полосы (ВПП) устанавливаются два-три маяка. На рис. 7.35 показана схема использования МРМ при снижении самолета. Кодированные сигналы радиомаяка принимаются бортовым маркерным радиоприемником (МРП) лишь при прохождении Самолета над маяком, работающим обычно в диапазоне метровых волн. Маркерный приемник имеет на выходе [c.389]

Отсутствие экспериментальных данных по характеру изменения параметров напряженно-деформированного состояния плит сборного покрытия в момент посадки на них тяжелых самолетов делает задачу об оценке точности центральной задачей по обоснованию достоверности результатов теоретических исследований, поэтому основные параметры расчетной схемы (количество и тип КЭ, степень дискретизации массы, аппроксимация нагрузки, шаг интегрирования по времени) назначались на основе многовариантных расчетов. [c.174]

В результате проведенных расчетов были установлены параметры расчетной схемы и определено напряженно-деформированное состояние фрагмента сборного покрытия при посадке на него тяжелого самолета (рис. 6.3, 6.4). Из приведенных на рисунках данных следует, что характер деформирования покрытий под нагрузкой определяется, в основном, вынужденными колебаниями рассматриваемой системы и близок к статическому. Так, амплитуда свободных колебаний после снятия нагрузки не превышает 0,1 от прогиба покрытия под расчетным колесом шасси самолета, а величина последнего практически совпадает с полученной в результате расчета в статической постановке. Характер и величины изгибающих моментов, возникающих в сечениях плиты при воздействии на покрытие посадочного устройства самолета в момент посадки, также близки к статическому (рис. 6.4). Величины изгибающих моментов, действующих в сечениях плит в процессе свободных колебаний, в десять и более раз меньше изгибающих моментов под расчетным колесом опоры, которые, в свою очередь, по величине и характеру соответствуют изгибающим моментам, возникающим в плите при статическом приложении нагрузки. [c.175]

Сказанное относится в одинаковой степени к самолетам с шасси любой схемы. Однако для шасси велосипедного типа вероятность прыжков при неточном пилотировании на посадке выше. Если сравнить касание земли передней ногой шасси велосипедного типа с касанием основными колесами шасси с хвостовым колесом, то в последнем случае реакция земли, направленная на кабрирование, будет действовать [c.136]

Сверхзвуковой истребитель 486 . На основе самолета 346 в ОКБ-2 под руководством бывшего конструктора фирмы Хейнкель 3. Гюнтера в 1949 году бьш разработан проект сверхзвукового истребителя-перехватчика 486 по схеме бесхвостка с треугольным крылом малого удлинения. В качестве силовой установки предполагалось применить многокамерный жидкостный ракетный двигатель. Согласно расчетам, эта машина могла выйти на высоту до 20 километров при сверхзвуковой скорости полета. Взлет должен бьш осуществляться со стартовой тележки, посадка — на лыжу. [c.318]

Из-за отсутствия опыта создания гидросамолетов такого класса, постройка РОМ-1 шла трудно. Прежде всего, катастрофа с морским разведчиком МР-2, происшедшая осенью 1926 г., заставила проектировщиков пересмотреть первоначально принятые для РОМ-1 значения полетной центровки. Было признано, что самолет обладает чрезмерно задней центровкой и для сдвига центра тяжести самолета вперед пришлось значительно удлинить гондолу переднего двигателя, установив под ней пару подкосов. Тем не менее, полетная центровка самолета оставалась довольно задней и равнялась 35% САХ. Затрудняло строительство опытного самолета и отсутствие в то время научно обоснованных норм прочности для гидросамолетов и особенно четкой классификации случаев нагружения конструкции гидросамолета такой схемы при его посадке на воду. Это определило установление прочности агрегатов РОМ-1 на основе предположений, сделанных по опыту эксплуатации легких гидросамолетов М-9, М-20, М-24. В результате прочностных статических испытаний планера РОМ-1 определилась необходимость дополнительного усиления конструкции крыла. [c.260]

Крыло самолета выполнено по много-лонжеронной схеме с углом стреловидности по передней кромке 58° в корневой части и 46° вне ее. Удлинение крыла 2,66, а удельная нагрузка не превышает 4260 Н/м . Киль самолета с углом стреловидности по передней кромке 58° сконструирован по классической двухлонжеронной схеме с рулем направления. Шасси самолета (трехопорное с одинарными колесами на каждой стойке) обеспечивает посадку при вертикальной скорости снижения 4 м/с. Уборка шасси осуществляется против направления полета, причем основные стойки при уборке поворачиваются на 90° для горизонтального размещения колес в нише фюзеляжа. [c.31]

В середине 1930-х гг. многие новые летательные аппараты считались необычными уже из-за того, что они оснащались трехопорным шасси с расположением основных опор за центром масс, а носового колеса перед ним (рис. 8.1). Многие не знали (или же забыли), что трехопорное шасси с носовым колесом широко использовалось до начала первой мировой войны, после чего эта схема практически исчезла из практики самолетостроения вследствие специфических военных требований к летно-техничес-ким характеристикам самолетов. Дополнительное колесо вызывало увеличение массы конструкции и аэродинамического сопротивления самолета, а также затрудняло рулежку и эксплуатацию летательного аппарата на земле. Выгоды от повышения безопасности взлета и посадки боевых самолетов считались не столь существенными, так как военные летчики были привычны к обращению со строптивыми самолетами. [c.162]

Рис. 1.12. Схема посадки самолета Як-40 с посадочным весом 12 600 кГ с отклоненными за фылками на 35° в стандартных атмосферных условиях

Рассмотрим методику такого приведения для случая задания исходного описания на примере задачи о посадке самолета в виде системы обыкновенных дифференциальных уравнений. Эта методика аналогична методике составления структурных схем объектов для последующего анализа на АВМ. Она основана па устанонленни соответствий, между членами (слагаемыми) исходных урагзиений и элементами эквивалентных схем, допустимых с позиций входного языка программного комплекса. [c.145]

Задача 3.20. На рисунке показана упрощенная схема самолетного гидропневмоамортизатора. Процесс амортизации при посадке самолета происходит за счет проталкивания рабочей жидкости через отверстие d = 8 мм и за счет сжатия воздуха. Диаметр поршня ) = 100 мм. Определить скорость движения цилиндра относительно поршня в начальный момент амортизации, если первоначальное давление воздуха в верхней части амортизатора pi= [c.55]

Первым отечественным скоростным самолетом-монопланом был одномоторный пассажирский самолет ХАИ-1 с двигателем М-22, построенный в 1932 г. Харьковским авиационным институтом по проекту И. Г. Немана и весивший 2,7 т. На летных испытаниях с шестью пассажирами на борту он развил скорость 324 км1час, тогда как одноместный истребитель-биплан И-5, снабженный тем же двигателем и весивший 1,35 т, обладал скоростью 286 км1час. В том же году на самолете-моноплане АИР-7 (Я-7), сконструированном А. С. Яковлевым, была достигнута скорость 330 км1час.. Так возникла проблема введения схем скоростных самолетов в практику самолетостроения, особенно сложная применительно к военной авиации, для которой большие скорости полета должны сочетаться со столь же большой маневренностью и с ограниченными длинами разбега при взлете и пробега при посадке. [c.343]

После взлета с палубы корабля и выполнения задания самолет возвращается на авианосец и производит посадку, используя различные посадочные средства. Всегда применяется схема посадки по левому кругу, позволяющая в случае неудачной посадки (промах аэрофинишера) или неудачного захода на посадку, когда дается команда ухода на второй круг ( отмашка ), отвернуть от осевой линии посадочной палубы авианосца и дать возможность производить катапультные старты и посадки на аэрофинишер. Посадка на авианосец с применением аэрофинишера — это один из самых точных маневров для корабельной авиации. Задача состоит в том, чтобы посадить самолет в пределах дистанции 30 м, т. е. в пределах расстояния от первого до последнего троса аэрофинишера в заданных (допустимых) пределах вертикальной и горизонтальной скоростей, исходя из прочности конструкции самолета и аэрофинишера, в различных условиях погоды при наличии вихревых потоков над палубой корабля и при подходе к ней, бортовой, килевой и вертикальной качки палубы корабля. [c.259]

Применение специальной компоновки двигателей на самолете также позволяет несколько снизить уровень шума. В качестве примера можно привести схему установки ДТРД М.45-Н на пассажирском самолете VFW.614 (рис. 37), способствующую снижению уровня шума при взлете и посадке. При такой компоновке двигателя вследствие экранирующего эффекта крыла несколько сни- [c.65]

По техническим условиям на перспективные ГТД, составленным ВВС США, фирмой Дженерал электрик были спроектированы 36 различных вариантов двигателей, использующих единый газогенератор — от подъемно-маршевого ТРДФ до турбоваль-ного ГТД. В результате этих проработок были выявлены термодинамические параметры и конструктивная схема газогенератора GE1, наиболее полно удовлетворяющие требованиям, предъявляемым к двигателям различного назначения. В частности, термодинамический цикл, конструкция и характеристики двигателей семейства GE1 оказались достаточно гибкими, чтобы удовлетворить требованиям, предъявляемым к двигателям таких различных самолетов, как тактические истребители, истребитель укороченного взлета и посадки, сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, дозвуковой тяжелый военно-транспортный самолет, сверхзвуковой пассажирский самолет и дозвуковой широкофюзеляжный пассажирский самолет [53]. [c.81]

На всех современных самолегах применяется бустерная система управления гидроусилителями, работающими по необратимой схеме. Механическая связь ручки управления с рулями самолета в таких системах исключена. Давление создается насосом с приводом от двигателя самолета. Обычно в полете производительность насоса вполне достаточна на оборотах авторотации двигателя. Однако с уменьшением скорости полета в процессе выравнивания на посадке уменьшаются обороты авторотации и, следовательно, производительность насоса. И это происходит тогда, когда необходимо все больше и больше отклонять стабилизатор, т. е. больше расходовать гидросмесь. На этот случай, а также на случай заклинения двигателя, на самолетах обычно устанавливается аварийная система управления, которая может быть гидравлической или электрической. [c.148]

На фиг. 39 показана схема убирающегося шасси самолета. Пунктирными линиями представлены крайние положения механизма шасси, соответствующие посадке и полету. Построим план скоростей для промежуточного положения шасси AOBDEK. За известную примем скорость точки В коромысла БОА, приводимого в движение поршнем подъемника R. Проведем из произвольной точки прямую, перпендикулярную звену ОВ, и отложим на ней отрезок pvb, который соответствует по величине и направлению скорости точки В. Так как звено ЕОК движется, вращаясь, относительно точки В как оси, то мгновенная скорость точки О будет перпендикулярна направлению ЕК. Проводим через pv луч, перпендикулярный ЕК- Из точки Ь плана скоростей проведем прямую, перпендикулярную отрезку БО, и продолжим ее до пересечения в точке d с лучом, соответствующим направлению скорости звена ЕК. Отрезок pvd и будет [c.27]

Рассмотрены с единых позиций термотазодинамические процессы, протекающие в авиационных ГТД различных схем, законы управления, характеристики модулей и элементов. Приведен метод расчета эффективных характеристик силовых установок с различными типами современных газотурбинных двигателей. Значителыюе место уделе Ю силовым установкам самолетов вертикального и укороченного взлета и посадки. [c.112]

Ш а с с и современных самолетов в связи с увеличением тоннажа и повышением посадочной скорости конструктивно совершенствуется и развивается, переходя от простейшего типа шасси со сплошной осью, встречающейся у малых, преимущественно военных, самолетов (фиг. 6), к шасси с разрезной осью или полуосями, поднятыми вверх и дающими ббльшую безопасность при посадках на неровные аэродромы. Шасси больших самолетов в подавляющем большинстве случаев представляет собою полуосную схему, раздельно крепящуюся к крыльям непосредствен-но или к подкосам крыльев, причем последняя схема применяется иногда и у малых самолетов (фиг. 7 и 8). Полуоси и оси шасси обычно делают в настоящее время из труб высококачественной стали, термически обработанными. амортизационные подкосы—из стальных (чаще высококачественных) труб, а задние подкосы—иногда из дур-алюминиевых труб. [c.36]

Самолет имеет шасси оригинальной пятиопорной схемы. Оно состоит из четырех основных и передней опор. Каждая из основных опор представляет собой четырехколесную тележку, у которой колеса располагаются не вдоль, а поперек, что повышает взлетно-посадочные характеристики при эксплуатации самолета на грунтовых аэродромах. Ниши шасси во время взлета и посадки закрыты, благодаря чему предотвращается попадание в них грязи и посторонних предметов. [c.322]

Самолет относится к классу легких военно-транспортных самолетов и может использоваться для решения широкого круга задач от воздушных перевозок и десантирования войск и грузов до аэрофотосъемки и разведки ледовой обстановки на морях. До-28Д является результатом последовательного развития фирмой Дорнье конструкций легких многоцелевых самолетов короткого взлета и посадки До-25, До-27 и До-28. Первый полет опытного образца состоялся 23 февраля 1966 года, серийное производство самолета было начато в феврале 1967 года. От своего непосредственного предшественника, самолета До-28, он отличается как большими размерами планера, так и более мощной силовой установкой. Однако хорошо зарекомендовавшая себя основная конструктивная схема сохранена высокоплан со снабженным мощными средствами механизации прямым крылом, неубирающимся в полете трехстоечным шасси и с двумя двигателями, установленными на пилонах в передней части фюзеляжа. Фюзеляж самолета имеет почти прямоугольное поперечное сечение, что создает оптимальные условия для размещения грузов и специального оборудования. В грузовой кабине самолета с размерами 4,00x1,40x1,52 м могут разместиться 8—10 солдат с оружием или груз общей массой до 1400 кг [c.351]

Другая причина, по которой И-15 сняли с производства, заключалась в том, что схема - чайка не получила единодушного одобрения у заказчика. Считалось, что из-за нее недопустимо ухудшился обзор вперед-вбок (что важно в первую очередь на посадке) и что если крыло сделать обычным, то обзор будет удовлетворительным, улучшится и путевая устойчивость, которая в НИИ ВВС оценивалась как недостаточная (имелось небольшое рыскание, примерно 1 —2°, мешавшее прицеливанию и стрельбе). И. Н. Поликарпов не был согласен с такими предложениями. Он Ш1сал - Вводя схему - чайка в самолет И-15, я хотел, наряду с умень-щением интерференции обеспечить этим наилучшую маневренность самолета, особенно на глубоком вираже... Все наши многочисленные попытки в путем продувок, и путем непосредственной демонстрации в полете... указать на то, что самолет И-15 является высокоманевренным и чувствительным к управлению самолетом, не увенчались в то время успехом, вбо я, как конструктор, не мог привести объективные доказательства устойчивости пути в виде записей безынерционным прибором колебаний самолета при отклонении за отсутствием в СССР таких приборов [12]. Н. Н. Поликарпов был вьшужден уступить, и в 1935 г. появился опытный экземпляр И-15 уже без - чайки с прямым верхним крылом. Что касается обзора, то в самом конце ЗО-х годов вновь вернулись к схеме - чайка , в никаких претензий в отношении обзора уже не было. Возможно, в 1935 г. дело было лишь в непривычности зон обзора. [c.141]

Самолет ББ-МАИ (см. рис. 5) выполнялся по обычной для двухместных многоцелевых самолетов схеме свободнонесущего низкоплана с однокилевым хвостовым оперением и убирающимся шасси. Снабженное взлетно-посадочной механизацией относительно небольшое крыло из соображений уменьшения сопротивления самолета и достижения им заданной скорости полета имело весьма высокую для тех лет удельную нагрузку на площадь, равную 202 кгс/м , при общепринятой в то время для самолетов такого назначения удельной нагрузке 140—150 кгс/м . Особенностью самолета являлось также и шасси с носовым колесом. Применение этой новой схемы шасси несмотря на некоторое увеличение его массы позволяло не только повысить уровень безопасности при выполнении таких ответственных этапов полета, как взлет и посадка, но и более рационально [c.200]

По своей схеме Ме-163 являлся довольно консервативной бесхвосткой со стреловидным крылом, которая была спроектирована набравшим к этому времени значительный опыт Александром Липпишем. На крыле (деревянной конструкции) устанавливались односекционные элевоны, а на хвостовой части короткого цельнометаллического (из алюминиевых сплавов) фюзеляжа-вертикальное оперение с рулем направления (рис. 3.19). Проблему убирающегося шасси проектировщики решили, вообще отказавшись от него. Самолет взлетал с отделяемой двухколесной тележки, а посадка осуществлялась на одиночную лыжу, аналогичную посадочным устройствам планеров. На самолете отсутствовали поддерживающие крыльевые опоры лыжного или колесного типа, поэтому практически каждая посадка завершалась разворотом самолета, а зачастую, и переворотом. [c.73]

Хвостовое оперение самолета было выполнено по схеме крест - поверхности вертикального и горизонтального оперения имели одинаковую форму и равную площадь и располагались как над фюзеляжем, так и под ним, причем подфюзеляжный киль обеспечивал защиту воздушного винта от касания земли при нештатном вы-полпеиии взлста шш посадки. Для гого чтобы исключить возможность попадания летчика в зону заднего винта и киля при покидании самолета с парашютом, лопасти [c.159]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...