Потеря скорости и штопор

ПОТЕРЯ СКОРОСТИ и ШТОПОР [c.353]

ВЫХОД ИЗ ПОТЕРИ СКОРОСТИ И ШТОПОРА ПО ПРИБОРАМ [c.312]

ПОТЕРЯ СКОРОСТИ И ШТОПОР [c.188]

Теперь, когда вы знаете, как выполнять нормальные летные эволюции по приборам, вы должны также уметь выходить по приборам из положений, в которые самолет попадает нечаянно, как то из потери скорости и из штопора. Плохо, если вы делаете ошибки в воздухе, но еще хуже, если вы не умеете исправлять их. [c.312]

Опасность потери скорости заключается в том, что для восстановления скорости требуется значительное время, в течение которого самолет ускоренно снижается. Кроме того, потеря скорости сопровождается нарушением поперечного равновесия самолета и часто приводит к сваливанию самолета на крыло и переходу в штопор. [c.353]

Если ваш самолет переходит в левый штопор, как показывают приборы на рис. 285, опустите руль высоты и, дав правую ногу, приведите стрелку указателя поворота в среднее положение. Когда враш,ение самолета прекратится, вы окажетесь в положении прямолинейного пикирования, а шарик указателя скольжения вернется в среднее положение. Теперь, выйдя из штопора, продолжайте действовать так, как при выходе из потери скорости. Выходя из штопора, помните последовательность действий вы должны 1) прекратить вращение, 2) привести шарик указателя скольжения в среднее положение, 3) урегулировать вашу воздушную скороСть, действуя рулем поворота, элеронами и рулем высоты в указанной последовательности. [c.313]

Выводя самолет из штопора или из пикирования, летчики обычно имеют тенденцию слишком сильно брать ручку на себя, тем самым задирая самолет и даже вызывая потерю скорости. Помните, что большая часть самолетов обладает очень большой продольной устойчивостью, и если стабилизатор точно отрегулирован, то самолет будет хорошо держать угол атаки или легко возвращаться в нормальное положение, если исправлены поворот и относительный поперечный крен. [c.85]

Летчик должен четко представлять, что причиной образо(ва-ния срывов на крыле и сваливания самолета является выход на большой угол атаки и только угол атаки. Выражение сваливание из-за потери скорости является неточным. Известно что можно уменьшить скорость до нуля и даже лететь хвостом вперед, например при выполнении падения на хвост (рис. 8.2), и не сваливаться на крыло. И наоборот, выполняя вираж на сравнительно большой скорости по прибору, можно, перетянув ручку (т. е. превысив асв), свалиться в штопор. [c.212]

Исследования показывают, что при установившемся устойчивом штопоре значения перегрузки, скорости и потери высоты за виток определяются величинами угла атаки самолета при штопоре. Так, при вертикальном установившемся штопоре перегрузка Лшт и скорость Утт определяются выражениями [c.224]

На сверхзвуковых скоростях многие самолеты в штопор не входят. При полностью отклоненной на себя ручке и отклоненном руле направления (при нейтральных элеронах) самолет выполняет сравнительно медленные бочки с потерей скорости. При переходе на дозвуковые скорости из-за изменения поперечной устойчивости могут наблюдаться резкие колебания по крену. При постановке рулей в нейтральное положение вращение самолета прекращается и он переходит в пикирование. [c.225]

Если у летчика появилось опасение, что самолет сорвется в штопор (очень сильная срывная тряска, перебрасывание самолета с крыла на крыло), ему следует немного отдать ручку от себя, т, е, перейти на меньшие углы атаки. Значит, полет На повышенных углах атаки достаточно безопасен и его можно производить при малых и средних приборных скоростях дозвукового режима во всех случаях, когда требуется максимально искривить траекторию при форсированных маневрах, при выполнении переворотов на малых скоростях, если надо потерять минимум высоты, и. т. д. Особенно такое пилотирование целесообразно для сокращения радиуса переворота на больших высотах. Пренебрежение большими углами атаки приводит к тому, что маневр полу- [c.55]

При полном отклонении ручки (штурвала) управления от себя возникают значительные пикирующие моменты и большие отрицательные перегрузки. Из-за этого летчики при выводе самолета из нормального штопора стандартным методом часто повисают на ремнях. Кроме того, в этом случае угол пикирования в момент прекращения самовращения резко увеличивается, что способствует быстрому нарастанию скорости полета и приводит к большой потере высоты при выводе самолета из пикирования. Быстрый рост скорости на пикировании при выводе из штопора может быть опасен для самолетов, у которых допустимые эксплуатационные перегрузки и максимально допустимая индикаторная скорость полета сравнительно невелики. Большая потеря высоты особенно опасна при выводе самолета из штопора на малых высотах. Поэтому применять стандартный метод вывода из штопора следует лишь в тех случаях, когда он действительно необходим. [c.201]

Самолет держится в воздухе, если его воздушная скорость не ниже некоторой минимальной скорости (глава первая, 1). Эта минимальная скорость у земли для различных самолетов колеблется в пределах 60— 150 км/час. При полете с меньшей скоростью самолет теряет устойчивость и переходит в штопор. Указатель скорости своевременно предупреждает летчика о потере самолетом скорости. [c.102]

Поскольку при изменении высоты меняется истинная скорость полета, при увеличении высоты более 11 000 м скорость штопора и потеря высоты за виток, подсчитанные для //=11 ООО м, будут увеличиваться, а при уменьшении высоты— уменьшаться. Так, на высоте 18 000 м скорость штопора составляет 200—250 м/с, а потеря высоты за виток может достигать для рассматриваемого самолета примерно 800 м. [c.225]

К проблеме беаопасн сти полета относитси уменьшение посадочной ско-pi сти и устранение в конструкции машины и в системе управлении причин, вызывающих потерю скорости и штопор самолета. Устранение аварийности по вине конструкции самолета осуществлпетси увеличением прочности, упрощением конструкции, доступностью частей дли осмотра, устройством удобных кабин, улучшением обзора и т. д. [c.81]

Элероны ночти всегда бесполезны, а руль высоты часто теряет свою эффективность следовательно, руль поворота часто является единствеп-ной поверхностью управления, которая остается в действии. Поэтому желательно сконструировать хвостовые новерхности таким образом, чтобы руль поворота не был загцигцеп горизонтальным оперением во время штопора. Действительно, штопор не является неустойчивостью и не всегда опасен несомненно некоторым летчикам нравится враш ать-ся в штопоре. Пе все самолеты могут враш,аться в штопоре. Это зависит от характеристик потери скорости и распределения масс. [c.161]

А. был изобретен испанским инж. Жуаном де-ла Сперва в 1020 г. Основной идеей изобретателя было создать летательный аппарат, для к-рого не была бы страшна потеря скорости и следуюн(ий за ней штопор. Им было построено несколько неудачных аппаратов, роторы к-рых имeJп различную конструкцию и [c.57]

К лету 1923 г. самолет был построен. Испытывать его должен был К. К, Арцеулов — известный летчик, впервые в России выполнивший преднамеренный штопор. В первом же полете 15 августа 1923 г. произошла авария сразу после отрыва от земли самолет круто пошел вверх несмотря на то, что летчик с максимальным усилием отжимал ручку управления от себя (на пикирование), скорость стала снижаться, летчик выключил мотор, самолет, потеряв скорость, завис и с небольшой высоты (по разным источникам от 15 до 50 м) упал на землю. Быстрые и грамотные действия летчика спасли ему жизнь, но самолет разрушился. Последующий анализ причин аварии показал, что она стала следствием чрезмерно задней центровки самолета (52% средней аэродинамической хор вместо общепринятых 20—30%), т. е. из-за статической неустойчивости. Эго со всей очевидностью подтвердили детальные исследования модели ИЛ-400 в аэродинамической трубе ЦАГИ, где было выявлено влияние положения центра тяжести на продольную устойчивость этого истребителя и разработаны соответствующие рекомендации для конструкторов. [c.113]

В заключение истории со штопором уместно отметить некото ые особенности пило и-рования И-153 Уже на рулении пилоту приходилось из-за недостаточного обзора нередви таться змейкой энергично работая педаля ми ножного управления. На взлете И-153 хо ро о держал направление, отрывался ле ко был возможен взлет без подъема хвоста Н хорошо сбалансированных самолетах можно было летать с брошенной ручкой управления, Ввиду хорошей поперечной устойчивости в вираж И-153 входил вяло, не боялся перетягивания ручки. При потере скорости сваливался на крыло с опусканием носа то есть в штопор не стремился). Но происходило на скоростях, меньших посадочной, по скольку на посадке пилоты тенденции к сваливанию не отмечали. Пикировал И-153 устойчиво скорость набирал медленно. При превышении скорости 430 км/ч отмечалась тряска хвостового оперения. При эксплуатации на колесах самолет выполнял посадку на три точки , при несоблюдении этого условия имел тенденцию к прыжкам за счет жесткой амор тизации Задувание в кабиие расценивалось вполне приемлемым но полет без очков считался невозможным. [c.9]

Казалось бы, все проблемы решены. На этом казалось бы н базировались утки 40-х годов, включая построенный в ОКБ А. И. Микояна в 1945 г. трехместный легкомоторнын самолет МнГ-8. На этом миге преимущества уткн были реализованы в полной мере. По всем летным данным ои превосходил аналогичный по назначению, построенный примерно в то же время самолет традициоииой схемы — Як-12, оснащенный более мощным двигателем. МиГ-8 действительно ие сваливался в штопор. При перетягивании ручки и потере скорости самолет исправно опускал нос и набирал скорость. Одиако этот недостаток и решил судьбу аппарата клевок был резким и глубоким. Он мог привести к тяжелым последствиям, особенно вблизи земли. Эксперименты со сваливанием утки были признаны опасными и вскоре прекращены. Кроме того, полет МиГ-8 в болтанку, когда вертикальные воздушные порывы периодически увеличивали до критического угол атаки на горизонтальном оперении, напоминал полет на волие . Попытки летчика успокоить самолет приводили к еще большей раскачке. [c.120]

Необходимо сделать несколько замечаний по выбору скорости сваливання, с которой мы и рекомендуем начинать расчеты будущего аппарата. Скорость сваливания — это минимальная скорость полета, на которой самолет использует максимальный коэффициент подъемной силы крыла ( .4,nuO, выходя на критический угол атаки. Дальнейшее, самое незначительное увеличение угла атаки приведет к срыву потока, обтекающего крыло, потере его несущих способностей, и самолет сваливается либо на нос, либо в штопор. На рис. 1 10,у4 показана поляра крыла самолета, на которой отмечены характерные точки и критический угол атаки. Практически при снижении скорости и приближении к срыву потока у большинства самолетов начинают появляться характерные признаки сваливания покачивание с крыла на крыло, тряска, легкий бафтинг (вибрация горизонтального опереиия) и так далее. [c.133]

С увеличением высоты полета скорость снижения самолета в штопоре увеличивается, так 1как при одной и той же приборной скорости на большей высоте истинная скорость полета больше. Потеря высоты за виток штопора также возрастает с увеличением высоты полета. Увеличивается и продолжительность колебаний самолета после прекраш,ения самовраш,ения (главным образом продолжительность колебаний относительно продольной оси). Одна-ко большая потеря высоты на выходе самолета из штопора благодаря большой исходной высоте полета не опасна. [c.194]

Отклонение руля высоты только до нейтрального положения практически исключает стремление самолета к переходу в перевернутый штопор при выводе его.из нормального штопора и, кроме того, уменьшает клевок самолета на нос, т. е. уменьшает угол пикирования после прекращения самовра-щения самолета. Поэтому потеря высоты на выводе из пикирования и нарастание скорости в этом случае меньше, чем при выводе самолета из штопора стандартным методом. Из графиков, представленных на рис. 34, видно, что перегрузка при выводе из штопора не падает ниже 0,5, в то время как при стандартном методе (см. рис. 32) она может быть даже отрицательной. [c.204]

Щелевое крыло, предложенное независимо Хендли — Пейджем и Лахманом, позволяет повысить энергию течения за счет вдува воздуха через щель и является мощным средством предотвращения потери устойчивости полета, входа в штопор. Щель на передней части крыла снижает пик разрежения, и нарастание пограничного слоя становится незначительным. В результате расширяется рабочий интервал углов атаки, и при дозвуковых скоростях полета и больших углах атаки достигается большой коэффи- [c.205]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...