Нагрузка на крыло удельная

Нагрузка на крыло удельная 2SS Накопители телеграфных сигналов [c.502]

Удельная нагрузка на крыло (отношение полетного веса к площади крыла), кг/ж 56,6—67,0 73,1—78,2 81,2—61.3 78,1—87,8 86,4— 109,0 [c.339]

Удельная нагрузка на крыло, кг мС- 66,8 68,5 57,3 63,7 58,3 69,0 84,2 90,0 [c.351]

Удельная нагрузка на крыло, кг/м Максимальная скорость у земли, км/час 93,0 93,0 176,0 163,5 [c.352]

Удельная нагрузка на крыло, кг/м Бомбовая нагрузка, кг 110,5 136—160 183,5— 209 212—231 140 154 126,7— 169,6 143,2— 170 [c.354]

В дальнейшем тот же коллектив разработал конструкцию тяжелого самолета сверхдальнего действия Ту-85. Этот самолет с размахом крыла 65 м и удельной нагрузкой на крыло до 390 кг/м- был самым крупным в СССР его [c.377]

Площадь крыла, м= Удельная нагрузка на крыло, кг/м [c.124]

Поскольку удельная нагрузка на крыло у современных сверхзвуковых самолетов значительно возросла, то это привело к некоторому увеличению скорости планирования. Низкое аэродинамическое качество (ТС = 4 5) сверхзвукового самолета на малых приборных скоростях с выпущенными шасси и закрылками обусловило увеличение угла планирования и уменьшение дальности планирования. [c.33]

Величина скорости отрыва зависит от удельной нагрузки на крыло G/S и коэффициента подъемной силы Су отр [c.175]

Здесь коэффициент —Ко по величине больше единицы и увеличивается с высотой полета. Величина его зависит от конструктивных параметров и тяговооруженности самолета. Уменьшение удельной нагрузки на крыло и увеличение удлинения уменьшают коэффициент Кв- [c.159]

Характеристики движения самолета при сваливании, штопоре и выводе из него являются результатом сложного взаимодействия конструктивно-аэродинамических параметров самого самолета, условий полета и положений рулевых поверхностей, отклоняемых летчиком при пилотировании. Переход к стреловидным и треугольным формам крыла н оперения, рост удельной нагрузки на крыло, увеличение линейных и объемных размеров фюзеляжа и его нагрузки, применение управляемого стабилизатора явились главными [c.163]

Влияние высоты, скорости полета и удельной нагрузки самолета на величину перегрузки св. Для более наглядного представления влияния названных факторов на перегрузки при сваливании самолета покажем на одном примере изменение в зависимости от числа М величин и j/j, для заданных высот и постоянной удельной нагрузки на крыло (рис. 11). [c.170]

Рис. 11. Зависимость величин y j, и Су , от числа М и высоты полета при удельной нагрузке на крыло самолета 400 кг/м

Как видно из формулы, изменение удельной нагрузки на крыло эквивалентно изменению атмосферного давления, т. е. высоты полета. Поэтому зависимость коэффициента Су и перегрузки Псв от удельной нагрузки на крыло может быть представлена графиками, аналогичными приведенным на рис. И и 12. Только в этом случае вместо заданных значений высоты следует вычислить соответствующие им значения GjS (рис. 13 и 14). [c.172]

Рис. 13. Зависимость величин и р. отчисли М и удельной нагрузки на крыло (высота полета 12 км)

Таким образом, увеличение как высоты полета, так и удельной нагрузки на крыло уменьшает перегрузки Псв, при которых наступает сваливание самолета. [c.174]

УДЕЛЬНАЯ НАГРУЗКА НА КРЫЛО — отношение веса самолета к площади крыла. [c.227]

Удельная нагрузка на крыло определяется по формуле [c.15]

У самолетов короткого взлета и посадки с поворотом вектора тяги силовой установки в целях улучшения взлетно-посадочных характеристик целесообразно обеспечить такую его компоновку, у которой получились бы наименьшие затраты хода рулей на обеспечение балансировки, оставляя как можно больший ход рулей на управление самолетом и парирование внешних воздействий. В связи с этим является актуальным размещение поворотных устройств двигателя с поворотом вектора тяги относительно центра массы (ЦМ) и выбор его конструктивных параметров, обеспечивающих наименьшую скорость отрыва (приземления) при нейтральном балансировочном положении руля высоты для различных тяговооруженностей и удельных нагрузках на крыло самолета. [c.189]

На рис. 3.12, а, б, в представлены графики зависимостей скорости отрыва, угла отклонения поворотного сопла и координаты среза сопла от различных значений тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло при отрыве самолета. [c.190]

При постоянном значении тяговооруженности фс.отр незначительно изменяется в зависимости от удельной нагрузки на крыло. Например, для х = 0,6 разница по фс.отр Для удельных нагрузок 300 и 500 составляет лишь 0,7°. [c.191]

Потребное отклонение поворотного устройства при отрыве практически не зависит от удельной нагрузки на крыло. Малые скорости отрыва самолета короткого взлета и посадки с поворотным устройством даже при малых величинах тяговооруженности свидетельствуют о большой эффективности использования его в целях уменьшения потребных длин ВПП, а также о необходимости исследования устойчивости и управляемости подобных самолетов на взлетно-посадочных режимах. Особенностью короткого разбега корабельного самолета является наличие бокового ветра. [c.192]

Макс. удельная нагрузка на крыло [c.10]

В 1936 г. конструкторским коллективом С. В. Ильюшина был сконструирован бомбардировщик дальнего действия ДБ-3, снабженный, как и самолет АНТ-37, теми же двумя двигателями М-85 (позднее последовательно заменявшимися двигателями М-86 и М-87А), с крылом относительно небольшого удлинения и с повышенной удельной нагрузкой на крыло. Он развивал в полете на дальность среднюю скорость около 310—340 км1час и был принят на вооружение ВВС как основной тип самолета этого класса. Высокие летные качества его позволили летчику В. К. Коккинаки установить в 1936 г. мировые рекорды по поднятию 1000—2000 кг груза на высоту 11—12 тыс. м и выполнить в 1938—1939 гг. беспосадочные перелеты из Москвы на Дальний Восток (7600 км) и из Москвы в США — до острова Мискоу на западном побережье Атлантики (около 8000 км) — со средней скоростью 348 км1час. [c.355]

Еще в середине 1910-х годов появились самолеты-истребители с повышенной скоростью и маневренностью, достигавшимися за счет снижения дальности и грузоподъемности. Истребители по сравнению с прочими типами самолетов имели меньший удельный вес и больший относительный вес двигателя, а также более высокую нагрузку на крыло (до 35—40 кг/м ) [16, с. 37]. Первыми такими самолетами были созданные в 1915 г. германские монопланы Фоккер Е-1 и Альбатрос , французский Моран-Солнье и др. [5, с. 32]. Это, в свою очередь, вновь привело к повышению взлетно-посадочных скоростей и стимулировало развитие морской авиации (к лучшим самолетам этого типа относились русские летающие лодки М-9 и М-11 Григоровича) [21, с. 224, 227]. [c.280]

Для ведения воздушного боя в борьбе с воздушными разведчиками в 1915 г. были созданы специальные одноместные самолеты-истребители, вооруженные одним-двумя пулеметами и значительно превосходившие разведчиков в скорости и маневренности [68]. Истребители, по сравнению с прочими типами самолетов, имели меньший удельный вес и больший относительный вес двигателя, а также более высокую нагрузку на крыло (до 35—40 кг/м ) [69, с. 37]. Первыми такими самолетами были германские монопланы Фоккер Е-1 и Альбатрос , французский Моран-Солнье (1915 г.) и др. На последнем самолете был впервые установлен пулемет, стреляющий через пропеллер, лопасти которого снабжены дефлектором, а на Фоккере — пулемет, синхронизированный с работой винта [70, с. 173, 247]. [c.427]

Что касается вопроса мощности, потребной для полета, то тот факт, что птицы действительно летают по воздуху, предоставил опреде-леппую твердую поддержку для предположений. Довольно рано было иризиапо, что в расчетах важную роль должны играть две характеристические величины. Одна из них — соотногпение между весом W и площадью крыла S. Мы называем это соотношение удельной нагрузкой на крыло W/S. Вторая величина — это соотношение между весом W и располагаемой мощностью Р. Соотношение W/P называется нагрузкой па единицу мощности. В случае полета птицы, располагаемая мощность — это мышечная энергия, которую птица может прилагать в полете. Можно допустить, что последняя величина приблизительно пропорциональна весу птицы. [c.27]

Тогда основной вопрос заключался в оценке потребной мощности и сравнении ее с располагаемой мощностью. Потребная мощность рассчитывается на основе предположения, что парящая птица, не работая крыльями, потеряла бы определенную высоту в единицу времени она называется скоростью снижения. Для того чтобы летать горизонтально, птица должна выполнить, по крайней мере, столько работы, сколько необходимо для подъема ее тела со скоростью, достаточной для противодействия скорости снижения. Эта оценка привела к выводу, что потребная мощность на единицу веса (т. е. обратная величина нагрузке на единицу мощности) пропорциопальна квадратному корню удельной нагрузки на крыло. [c.27]

Если опытный самолет YF-17 разрабатывался как специализированный истребитель завоевания превосходства в воздухе, то самолет F/A-18 предназначался, кроме того, и для выполнения задач изоляции поля боя и сопровождения при эксплуатации с палубы авианосца, поэтому его конст-руиция имеет значительные отличия от конструкции YF-17. Для осуществления посадок на палубу шасси и фюзеляж самолета были усилены, установлен задерживающий крюк, обеспечено складывание крыла. Возросшая при этом взлетная масса потребовала увеличения площади крыла с 32,5 до 37,16 м для сохранения на прежнем уровне удельной нагрузки на крыло. Внутренний запас топлива был увеличен в связи с большей дальностью полета при выполнении задач изоляции поля боя и сопровождения. Тяга двигателей была увеличена с 66,7 до 71,22 кН для сохранения на прежнем уровне тяговооруженности самолета. [c.89]

Видно, что скорость отрыва (Уотр) при взлете (рис. 3.12, а) падает с ростом тяговооруженности ( г), причем интенсивность ее изменения возрастает с увеличением значения II. С другой стороны, чем меньше удельная нагрузка на крыло (р), тем меньше скорость отрыва при одинаковых значениях тяговооруженности. [c.190]

Эти и некоторые другие особенности конструкции обусловливали мудреную аэродинамику, о которой сам Фогт писал Расположенное на законцовках ирыла горизонтальное оперение может одновременно выполнять функции элеронов, что дает возможность удлинить посадочные щитки на большую часть размаха крыла. Это увеличит подъемную силу при посадне и приведет к увеличению допустимой удельной нагрузки на крыло . [c.34]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...