Наименьшая скорость взлета

Подставив выражения (171) и (172) в (170), получим выражение для наименьшей скорости взлета [c.107]

Наименьшая скорость взлета [c.118]

Полеты по эллиптической траектории Наименьшая скорость взлета космического аппарата с искусственного спутника на основании (212) выражается следующим образом [c.120]

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]

Применение механизации крыла. Закрылки отклоняются при взлете на 15—25°. При этом за счет уменьшения скорости отрыва сокращается на 15—20% длина разбега, несмотря на некоторое увеличение сопротивления. Чем больше угол отклонения закрылков, тем меньше скорость отрыва, но вместе с тем больше и дополнительное сопротивление. Расчеты показывают, что у самолетов с большой тяговооруженностью (истребители) возрастание сопротивления мало влияет на длину разбега и она получается наименьшей при полном отклонении закрылков. Однако к отрицательным сторонам полного отклонения закрылков относятся ухудшение разгона после отрыва, пониженная эффективность рулей при уменьшенной скорости отрыва и сильное уменьшение подъемной силы при убирании закрылков после взлета. Поэтому полное отклонение закрылков на взлете не практикуется. [c.258]

Самолет взлетает по дуге с начальным нормальным ускорением (0,5 0,1) , которое затем возрастает до 1 (через 1.. . 2,5 с), которое обычно совпадает с минимальной скороподъемностью при взлете. Увеличение угла атаки при полете самолета по дуге обусловлено изменением направления вектора скорости, вызванным уменьшением угла траектории полета и увеличением угла тангажа. Максимальный угол атаки наблюдался примерно в точке минимального значения скороподъемности, когда угол траектории полета был наименьшим, а угол тангажа имел наибольшую положительную величину. Продольная балансировка, устанавливаемая во время всех взлетов с трамплина, была для балансировочного угла атаки значительно большей, чем для незначительного отрицательного угла [c.219]

Этим соотношением определяются основные характеристики вертолета. Оно основано на фундаментальных законах гидродинамики и показывает, что для того, чтобы скорость протекания через диск была мала и, следовательно, были малы индуктивные затраты мощности, проходящий через диск воздух нужно ускорять малым перепадом давления. Для экономичного режима висения требуется малая величина отношения Р/Т (малый вес топлива и двигателя), а для этого должна быть мала нагрузка на диск Т/А. Вертолеты имеют наименьшую нагрузку на диск (Т/А от 100 до 500 Па), а потому и наилучшие, характеристики висения среди всех аппаратов вертикального взлета и посадки. Заметим, что на самом деле индуктивную мощность определяет отношение Т/ рА), так как эффективная нагрузка на диск возрастает с высотой полета и температурой, т. е. с уменьшением плотности воздуха. Используя методы вариационного исчисления, можно доказать, что, как и для крыльев, равномерное распределение индуктивных скоростей по диску дает минимальную индуктивную мощность при заданной силе тяги. Задача состоит в том, чтобы минимизировать кинетическую энергию КЭ v dA следа при заданной силе тяги или заданном количестве движения dA следа. Представим индуктивную скорость в виде суммы v = v - -bv среднего значения V и возмущения бу, для которого бийЛ = 0. Тогда —+ (6/4)2d/4,H кинетическая энергия достигает минимума, когда во всех точках диска би = О, т. е. при равномерном распределении скорости протекания. Суть в том, что при неравномерном распределении скоростей протекания дополнительные потери мощности в областях с большими местными нагрузками превышают выигрыш в мощности, получаемый в областях с малыми нагрузками. [c.46]

Представим себе для конкретности, что нужно выбрать форму крыла, при которой скорость полета, необходимая для поддерн<а-ния данного самолета в условиях горизонтального движения, будет наименьшей. Минимальная для данного самолета скорость, при которой он еще может двигаться горизонтально, не проваливаясь, обычно близка к скорости, которая используется при посадке (последняя называется поэтому посадочной скоростьн" данного самолета). Обычно стремятся к тому, чтобы она была возможно меньшей, так как при этом будет минимальной длина пробега самолета при посадке и, что особенно важно в случае сильно нагруженного самолета, длина разбега при взлете. Вообще [c.560]

Лучше всего регулировать состав смеси с некоторой тенденцией в сторону обогаш,ения смеси насколько — покажет вам опыт. При взлете и при наборе высоты всегда применяйте богатую смесь. При переходе на крейсерскую скорость отрегулируйте смесь так, чтобы стрелка указателя смеси указывала деление, совпадаюш,ее с показанием указателя давления во вса-сываюш,ем трубопроводе. Это — положение, соответствующее наименьшему расходу топлива. [c.227]

Типичная для сверхзвуковых воздухозаборников программа регулирования, показывающая зависимость хода выдвижения штока, управляемого регулируемым клином (конусом), от параметра ГС, приведена на рис. 2.15. За 100% принято положение штока, соответствующее максимально выпущенному положению клина (конуса). Это положение соответртвует максимальному числу М полета, при котором параметр те достигает наименьших значений. На взлете и при малых скоростях полета, которым соответствуют наиболее высокие значения тс регулируемые панели полностью убираются, а площадь горла максимально увели-54 [c.54]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...