Полет на втором режиме

Так как полет на втором режиме происходит с большими углами атаки, то сохранение горизонтального полета при торможении может привести к сваливанию. [c.169]

Если летчик при полете на втором режиме и уменьшении скорости отдаст ручку от себя (уменьшит угол атаки) и увеличит тягу двигателя, если это возможно, то скорость будет расти из-за уменьшения лобового сопротивления, снижения и роста тяги. Однако при полете на малых высотах из-за близости земли такие действия лет- [c.169]

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]

Полет на втором режиме [c.326]

Иная картина получится при полете на втором режиме. Потеряв часть скорости при небольшом подъеме, летчик обнаружит, что самолет не восстанавливает скорость, а продолжает ее терять после прекращения подъема. Причина этого торможения — избыток сопротивления при V[c.327]

Длительный полет на втором режиме утомителен, так как требует частого перемещения РУД, и поэтому не может быть рекомендован. [c.327]

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]

Если в силу каких-либо причин летчику все же придется выполнять горизонтальный полет на втором режиме или вблизи него, нужно внимательно следить за скоростью и углом тангажа (по авиагоризонту или визуально). Отклонения по высоте лучше всего исправлять изменением тяги силовой установки, а не маневром по скорости. [c.39]

На самолетах, имеющих автопилот с высотной коррекцией, воздействующей не на тягу, а на продольный угол самолета, при полете на втором режиме,или вблизи него включать коррекцию не следует. [c.39]

Максимальное качество самолета достигается на малой скорости, близкой к скорости полета на втором режиме. Однако для выравнивания на посадке требуется запас скорости, поэтому планировать приходится с несколько большей скоростью, а значит, при меньшем качестве. [c.142]

Таким образом, если полет на втором режиме происходит на полной тяге двигателя, то, во-первых, управление траекторией становится сложнее, так как его в принципе невозможно осуществлять одним движением ручки управления, во-вторых, выход из второго режима без перехода на траекторию полета с меньшим углом 0 невозможен, что, как уже отмечалось ранее, особенно опасно на малой высоте. [c.335]

Опасность полета на вторых режимах [c.420]

ПОЛЕТ РЕАКТИВНОГО САМОЛЕТА НА ВТОРОМ РЕЖИМЕ [c.28]

В подобном случае попытка корректировать высоту полета обычными методами обречена на неудачу. На втором режиме уменьшение скорости влечет за собой появление не положительного, а отрицательного избытка мощности и связанное с этим снижение самолета. Если при этом летчик попытается парировать возникшее снижение стандартным способом, т. е. дальнейшим уменьшением скорости (отклонив руль высоты вверх), то отрицательный избыток мощности станет еще больше и снижение не только не будет устранено, но даже усилится. Дальнейшие попытки восстановить заданную высоту за счет перехода на меньшую скорость (что, разумеется, нельзя оценить иначе, как грубейшей ошибкой пилотирования) в конце концов неизбежно приведут к потере скорости и сваливанию самолета. [c.31]

Итак, пилотирование самолета в горизонтальном полете на первом режиме существенно отличается от пилотирования на втором. Естественно, возникает вопрос, где находится граница между этими двумя режимами. [c.34]

Полет реактивного самолета на втором режиме — один из возможных особых случаев, и каждый летчик в интересах безопасности полета должен иметь ясное представление о его особенностях. [c.39]

МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ—наименьшая скорость горизонтального полета. Полет с этой скоростью происходит на втором режиме с критическим углом атаки коэффициент подъемной силы равен его максимальному значению. [c.224]

Несмотря на большие запасы тяги при взлете современных самолетов, в случае преждевременного отрыва и создания чрезмерно больших углов атаки вполне возможно попадание на вторые режимы полета. [c.245]

Ошибка в сторону увеличения угла атаки приводит к преждевременному отрыву на повышенных углах атаки. Для некоторых самолетов это означает попадание в область плохой поперечной управляемостей. Кроме того, при некоторых условиях возможен выход самолета на вторые режимы полета сразу после отрыва. [c.329]

Теоретические исследования и летная практика показывают, что даже современные самолеты при взлете с форсажем могут попадать на вторые режимы полета, когда из-за чрезмерного увеличения угла атаки лобовое сопротивление самолета настолько возрастает, что тяга двигателя становится недостаточной для дальнейшего разгона, особенно при большом взлетном весе и высокой температуре наружного воздуха. Возникшая очень опасная ситуация может быть [c.329]

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]

Существует ряд летно-технических данных летательного аппарата, определяющих его эффективность (максимальные скорость и высота полета, дальность, скороподъемность, время разгона до максимальной скорости, взлетные и посадочные характеристики и пр.), а также специфических данных, зависящих от типа аппарата. Качества, представляющие наибольшую ценность для самолета одного назначения, могут оказаться второстепенными для самолета другого назначения. Кроме того, для различных задач, выполняемых одним и тем же самолетом, ценность его качеств может меняться. Например, высокая скороподъемность достигается самолетом при большом отношении тяги его силовой установки к массе самолета (большой тяговооруженности), что обеспечивает истребителю быстрое занятие позиции для активных действий. Однако для стратегического перебазирования самолетов-истребителей основную роль играет так называемая перегоночная дальность , определяемая в значительной степени низким расходом топлива двигателя на этом режиме полета. Следует также отметить, что военные интересы и соображения часто превалируют над требованиями аэродинамики или технологии. Например, с точки зрения аэродинамики полет у земли с большой скоростью очень невыгоден, и дальность полета получается существенно меньшей, чем на большой высоте. Однако низколетящие боевые самолеты малоуязвимы для средств ПВО, в связи с чем аэродинамике приходится отступать на второй план [32]. [c.75]

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]

Чтобы получить аналитические выражения для сил и моментов, действующих на несущий винт, а также для коэффициентов махового движения, приходится сделать некоторые упрощения расчетной схемы обтекания винта. К этим упрощениям относятся пренебрежение эффектами срыва и сжимаемости, замена неравномерного распределения индуктивных скоростей равномерным (или простейшим линейным), пренебрежение вторыми и высшими гармониками махового движения и учет из всех форм изгиба лопастей только основной формы. Получаемое при этих предположениях аналитическое решение дает представление о работе винта и, кроме того, имеет приемлемую точность в широком диапазоне режимов полета. Если вертолет летает на экстремальных режимах (большая скорость полета, большие концевые числа Маха, большой полетный вес и др.), одно или большее число предположений становится уже неприемлемым, и требуется более близкая к реальности расчетная схема. Кроме того, даже на тех режимах, для которых простая схема позволяет надежно рассчитать аэродинамические характеристики и маховое движение, расчет нагрузок лопастей и вибраций следует проводить с использованием усовершенствованной схемы. [c.253]

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]

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]

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]

Чтобы избежать непроизвольного попадания в область вторых режимов, необходимо при полетах на скоростях, близких к наивыгоднейшей, корректировать высоту путем увеличения или уменьшения оборотов при постоянной скорости. [c.328]

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]

Сказанное особенно сильно проявляется у современных скоростных самолетов, обладающих настолько большой кинетической энергией, что даже небольшое ее уменьшение вызывает значительный прирост высоты. Так, если у реактивного самолета со стреловидным крылом и нагрузкой на крыло, равной 400—420 кг м , летящего на исходном режиме горизонтально на высоте 10 000 м с приборной скоростью 385 км час (эти условия соответствуют полету на втором режиме), летчик, не трогая рычагов управления двигателями, уменьшит скорость до 365 км1час , то самолет за счет части своей кинетической энергии наберет около 200 м высоты. Правда, этот подъем будет лишь временным. После того как новое значение скорости установится, самолет уже не будет лететь горизонтально, так как теперь он находится в области второго режима, где избыток мощности стал отрицательным, а перейдет йа установившееся снижение с вертикальной скоростью около 0,4—0,5 м1сек. В результате он вновь снизится до той начальной высоты, на которой был начат маневр, й будет снижаться дальше. Но как легко подсчитать, снижение до исходной высоты будет продолжаться 6—8 мин по истече- [c.32]

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]

Первый режим характерен тем, что большей скорости соответствует более переднее положение рычага управления двигателем. На втором режиме — наоборот меньше скорость — большё газ. Граница между режимами — та скорость, при которой для полета требуется самое заднее положение РУД меньшие скорости соответствуют второму режиму, а большие первому. [c.149]

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]

Все эти особенности поведения самолета на втором режиме проявляются только вблизи установившейся скорости горизонтального полета, при которой кривые потребных и располагаемых мощностей пересекаются или касаются. На неустановившихся режимах разгона и торможения (например, после взлета или перед посадкой) кривые располагае- [c.37]

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]

Для получения повышенной статической тяги и уменьшенного лобового сопротивления при полете на крейсерском режиме разработана новая конструкция воздухозаборника. Воздухозаборники с вспомогательным вторым рядом отверстий создают дополнительную площадь для забора воздуха при вертикальном (коротком) взлете до 0,8 м по сравнению с 0,4 м имеющим место на Харрие-ре с одним рядом отверстий для ввода воздушного потока. Получено на 1% лучшее значение коэффициента вос- [c.152]

Ставлена на рис. 28. Для каждого угла атаки пило может занять два положения, в которых создаваемый им продольный момент будет один и тот же. В устойчивом планирующем полете общий цептр тяжести лежит несколько впереди фокуйа и всегда совпадает с центром давления (рис. 29, а). Если центр давлений переместился назад, как показано на рис. 29, б, то пилот имеет воз-можн9сть стабилизировать полет на новом режиме путем отклшения центра тяжести тела на угол к о Такого же эффекта, он добьется, отклонив центр тяжести тела на угол Иг. Для нормального планирующего полета второе решение нереально. При флаттерном пикировании оно может быть использовано (пилот ногами становится на ручку трапеции и что есть силы отжимает ее). [c.51]

Почти одновременно с самолетом И-15, в декабре 1933 г., были начаты летные испытания скоростногоистребителя-монопланаПоликарпова И-16(рис. 94 табл. 21), ставшего на протяжении второй половины 30-х годов основным типом самолетов-истребителей Советских Военно-Воздушных Сил. Снабжавшийся вначале двигателем М-22 и затем более мощным высотным двигателем М-25, оборудованный убирающимся шасси с ручным приводом, он имел наименьшие размеры и полетный вес, а также наибольшую (доведенную к 1939 г. до 460 клг/чдс) скорость полета по сравнению с другими самолетами. На нем для защиты летчика от атак сзади впервые была установлена броневая спинка сиденья. Однако стремление придать самолету максимально высокую маневренность привело к резкому снижению запаса продольной устойчивости его в горизонтальном полете, к осложнениям при пилотировании его летчиками средней квалификации. Поэтому для облегчения переподготовки II тренировки летчиков значительная часть (свыше 1600) построенных самолетов этого типа была выполнена в варианте двухместных учебно-тренировочных самолетов УТИ-4. Требование простоты пилотирования на всех режимах полета стало с этого времени одним из основных требований, предъявляемых к новым скоростным и маневренным самолетам. [c.350]

Вследствие наличия дополнительных органов регулирования (во втором контуре двигателя) количество программ для ДТРД значительно больше, чем для ТРД. К ним относятся программы регулирования на максимальную тягу, на наилучшую экономичность на крейсерских режимах полета, на полное подобие режима работы турбокомпрессора, различные комбинированные программы -и др. [c.77]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...