Повторная атака

В книге даны простые способы расчета кривых сближения и кривых атак, оола-стей возможных маневров сближения и областей возможных атак, маневра выхода иэ атаки, повторной атаки, групповой атаки, а также некоторых других маневров. [c.2]

ВЫХОД ИЗ АТАКИ. ПОВТОРНАЯ АТАКА. [c.154]

Среди специалистов по тактике воздушного боя нет полного единства мнений по вопросу о необходимости и целесообразности повторных атак воздушной цели. Одни считают, что такие атаки важны и необходимы для успешного выполнения боевой задачи, другие, напротив, считают, что современный истребитель должен быть таким, чтобы задачу можно было решить в результате одной единственной успешной атаки. Цель настоящего параграфа — дать методы расчета для наиболее простых повторных атак с тем, чтобы облегчить возможность принятия правильного решения в каждом конкретном случае. [c.168]

Рис. 127. Маневр повторной атаки под курсовым углом = 90

Рис. 128. Номограмма для расчета повторной атаки под курсовым

При подходе, когда самолет знает, что он обнаружен и находится в сфере огня, он старается различными эволюциями ставить себя в положения, невыгодные для обстрела с земли, одновременно стараясь атаковать с возможно меньшей высоты, ибо пулеметный обстрел с высоты, большей 500 м, теряет свой смысл вследствие незначительной его действительности и того, что моральный эффект, производимый обстрелом на войска противника, значительно понижается при повторных атаках. [c.67]

Капля, попадая на входной участок выпуклой поверхности рабочей лопатки с углом р < 90°, сразу же оказывается в поле кориолисовых сил, составляющие от которых по оси х направлены против потока. Начальная же скорость Wxo может быть как положительной, так и отрицательной в зависимости от угла атаки и, следовательно, от коэффициента разгона и степени реактивности (рис. 21 и 22). Кроме того, под влиянием центростремительного ускорения дополнительно появляется проекция силы на ось х, направление которой зависит от знака л . Поэтому некоторые капли будут продолжать движение по потоку, другие же капли могут обратно сбрасываться с колеса. Последние имеют большую абсолютную скорость и при встрече с направляющими лопатками — значительную ударную составляющую. Такие капли вызывают эрозию лопаток. Их повторные отражения от неподвижных и подвижных лопаток повышают механические потери. [c.94]

Само взлетное положение штурвала следует подбирать с таким расчетом, чтобы самолет после отделения от земли имел тенденцию к некоторому уменьшению угла атаки — клевку , так как это движение обеспечивает быстрый выход из области больших углов атаки, и, следовательно, повышает безопасность взлета. Если даже летчик не успеет своевременно реагировать на возникновение клевка и допустит повторное касание земли колесами, ничего опасного, как неоднократно подтверждено практикой, не произойдет. Но противоположная ошибка — чрезмерное отклонение штурвала во время взлета на себя и вызванный этим подъем носа после отрыва — опасна. [c.132]

Треугольное полукрыло с острой передней кромкой при достаточно большом угле отклонения также вызывает отрыв потока от пластины, на которой оно установлено (фиг. 45). В спектре предельных линий тока наблюдается основная линия растекания 1, линия вторичного отрыва (стекания) 2 и линия повторного присоединения (растекания) 3. Максимум теплового потока достигается на линии 1. Зависимость его величины от отношения давления за ударной волной, отходящей от передней кромки полу-крыла, р в к давлению на пластине вне области возмущения от полукрыла Ря при различных углах стреловидности передней кромки и углов атаки полукрыла является универсальной (фиг.46) Отношение давлений,— по-видимому, наиболее важный параметр при взаимодействии скачков уплотнения с пограничным слоем [151. [c.301]

На фиг. 2, а, б приведены статические зависимости с (а), т.(а), полученные при повторных испытаниях модели (данные (/)). Начальное значение угла атаки а,, при прямом ходе выбиралось равным 8°, а конечное значение а 24°. Затем проводились испытания при а < 0. Видно, что в этом случае в зависимостях с (а), /п/а) реализуется [c.201]

Фиг. 2. Статические аэродинамические зависимости Су (а), /и,(а), /Пд.(а) для модели прямоугольного крыла (X, = 5) при числе Ке = 0.56 10 а - Су(а) в интервале углов атаки -3-36° 1 - повторные испытания крыла в интервале 8-24° 2 Су(.а) при испытаниях с а < О от 24 до 8° 3 - Су(.а) при а > О от 8 до 24° б - т,(а) в процессе прямого а > О и обратного а < О отклонения модели в - т (а) при а > О и а < О на углах атаки от -3 до 36° /, II - безотрывное и отрывное течения

При значительных углах наклона вектора скорости абразивных частиц к борированной поверхности происходит повторный многократный удар по изнашиваемой детали и (вследствие большой хрупкости и малой глубины борированного слоя) появляется интенсивный отрыв частиц борированной поверхности от основного металла. Поэтому борирование не может быть рекомендовано как метод повышения износостойкости в случае гидро- и газоабразивного воздействия при больших углах атаки. Так, не был получен положительный эффект в результате борирования лопаток дробеметного аппарата и ряда других деталей, подвергающихся ударному воздействию гидро- и газоабразивной среды. [c.53]

Наиболее трудной проблемой у тяжелого И., так же как других типов самолетов — бомбардировщика, разведчика и т. д.,—является защита задней полусферы. Все имеющиеся на сегодня решения ее в виде экранированных турельных установок, кинжальных установок под хвост не гарантируют полностью защиты хвоста самолета, т. к. все они имеют мертвые зоны из-за затенения задней полусферы хвостовым оперением, откуда может подойти И. противника. Попытки разрешения этой задачи путем устройства хвостового оперения из двух хвостовых балок повидимому улучшают защиту задней полусферы, но конструктивно очень трудны, т. к. требуют большой жесткости хвостовых балок и опасны в смысле вибрации хвоста. Примером такого самолета можно указать многоместный И. Фоккера 0-1 (фиг. 4), выставленный на Парижской выставке. Лучшей защитой хвоста нужно все-таки считать, наряду с установкой на задней точке пушки вместо легкого пулемета, позволяющей открывать огонь по нападающему самолету противника с дальних дистанций, — преобладание в скоростях, благодаря чему сокращается возможность повторных атак со стороны противника и время этих атак. Действительно, при равных или даже немного превышающих скоростях самолет противника едва ли сможет повторить атаку и тем более итти в затененной зоне. Это учитывается конструкторами, почему некоторые новейшие тяжелые И. имеют скорости, даже ббльшие одноместных И. Развитие тяжелого И. в самолет двльнего действия приводит его уже к типу крейсера-самолета сопровождения, вооруженного пушками,с экипажем в [c.252]

Рассмотрим прежде всего наиболее простой маневр повторных выходов в хвост цели. Такой маневр возможен при повторных атаках под малыми раккурсами, например, на больших высотах. [c.168]

Рис. 125. Номограмма для расчета повторной атаки под нулевым раккурсом

В начальный момент маневра второй самолет летит в хвосте первого, находясь на расстоянии го от него. Маневр повторной атаки начинается поворотом на угол р (участок пути О—1). Затем атакующий летит прямолинейно по пути длиной й/ (участок пути 1—2, к — постоянная). После этого следует новый поворот на угол р, но уже не от цели, а в сторону цели (участок 2—3). В точке 3 вектор скорости второго самолета лараллелен вектору скорости цели. На участке пути от точки 3 до точки 4 [c.174]

Самолет, чтобы не потерять своего главного боевого свойства—быстроты маневрирования, не может отягчать себя большим запасом огнеприпасов, а потому производство повторных атак одним и тем же самолетом ограничено. [c.76]

Посадка самолета с шасси велосипедного типа. Сила реакции земли, возникаюш,ая при касании земли передним колесом раньше, чем основными, создает относительно центра тяжести самолета кабрирующий момент. В результате этого возрастает угол атаки,-а за ним и подъемная сила и самолет повторно отделяется от земли — происходит так называемый козел . В некоторых случаях подобные прыжки могут приобрести прогреосируюш,ий характер и даже привести к поломке самолета. [c.136]

Небольшой недобор скорости при отрыве означает выход на углы атаки, превышающие рекомендованные, что небезопасно. Отрыв на скорости, существенно меньшей необходимой, грозит не только опасностью сваливания при выходе на Су > сусв, но и возможностью повторного касания земли главными колесами. [c.17]

В некоторых случаях присоединенная каверна может стабилизироваться до такой степени, что ее длина колеблется около среднего значения, но сама она не проходит фазы полного заполнения, отрыва и повторного образования. Цикличность может сохраниться, но периодическое накопление и выброс жидкости, внесенной в каверну обратной струей, будет происходить только в ее концевой зоне. Именно так ведут себя каверны, замыкающиеся на криволинейных хвостовых частях симметричных стоек и погруженных тел (разд. 5.4.4). В этом смысле они являются квазистационарными. Такие квазистационарные каверны, длина которых меньше длины тела, образуются на гидропрофилях, обтекаемых под углом атаки. Длинные суперкаверны, тянущиеся за телом, также стремятся к стационарному состоянию. Ниже в этой главе при рассмотрении суперкавитации будет показано, что прогресс в исследовании стационарных каверн был достигнут благодаря линеаризации, которая не требует учета условий в обратной струе, образующейся в конце каверны. Линейная теория для расчета двумерных профилей с замыкающимися на поверхности тела кавернами была применена в работах [1,26, 39]. Акоста [1] рассматривал плоскую пластинку с каверной, присоединенной на острых передней и задней кромках. Он получил следующие соотношения для длины каверны 1с и коэффициента подъемной силы для пластины с хордой I в зависимости от числа кавитации К и угла атаки а [c.209]

Уход от цели на большой скорости, на бреющем полете, аа уирытие. Повторная атаиа.пулеметным огнем допустима лишь в случаях чрезвычайного расстройства противника после первой атаки. [c.195]

В книге излагается теория маневрирования самолета-истребителя в воздушном бою. В ней рассматриваются маневры самолета-истребителя, выполняемые в процессе поиска цели, сближения с целью, атаки для ее уничтожения, повторной атакн и т, п. [c.2]

Если бы вместо полета на перехват воздушной цели мы рассмотрели какой-либо другой случай боевого полета самолета-истребителя, например, полет при сопровождении бомбардировщиков, то мы убедились бы, что и этот случай полета обязательно содержал бы такие этапы, как сближение с целью, выполпяе.мое летчиком самостоятельно, переход с кривой сближения на кривую атаки, полет по кривой атаки, выход из атаки, маневр для повторного выхода на кривую атаки и т. п. Более существенные различия были бы в двух первых этапах полета, т. е. в условиях взлета и набора высоты и полета, выполняемого с помощью команд, получаемых с земли. Однако два первых этапа полета, как при [c.7]

Если курсовой угол, соответствующий не равен 90°, а, например, равен 120°, 130° и т. п., то ко времени повторного выхода на кривую атаки под курсовым углом 90°, вычисленному с помрщью графиков рис. 128, следует прибавить время перехода по кривой атаки от курсового угла, равного 90°, до заданного значения курсового угла. [c.175]

Определять изменение скорости во время маневра повторного выхода на кривую атаки проще всего с помощью специальных вспомогательных графиков или с помощью результатов специальных летных испытаний самолета на определение характеристик неустаповившихся маневров, Изложение этих способов выходит за рамки настоящей книги. [c.176]

Автоматическое регулирование частоть вращения несущего винта при измeнeни его общего шага, угла атаки и скорости полета вертолета осуществляется обычно путем автоматического изменения подачи топлива в двигатели. Автономная система регулирования силовой установки может быть расположена непосредственно на двигателе. Она обеспечивает как изменение его мощности вручную в диапазоне от малого газа до взлетного режима, так и автоматическое поддержание заданной частоты вращения несущего винта. Данная система регулирования двигателей может работать и без системы шаг — газ , т. е. рычаг общего шага может изменять только величину шага без изменения положения рычага подачи топлива, который должен быть переведен в положение Автомат . На вертолетах, имеющих более одного двигателя, устанавливаются рычаги раздельного управления мощностью двигателей, расположенные на одном кронштейне с рычагом общего шага. Этими рычагами пользуются в основном при раздельном опробовании двигателей на земле и в аварийных случаях в полете при необходимости повторного запуска отказавшего двигателя. [c.172]

Острая полемика развернулась по вопросу базирования М-52К . ОКБ-23 ориентировалось в соответствии с заданием на сверхклассные аэродромы с длиной взлетно-посадоч-ной полосы не менее 3000 метров. Военные же требовали сократить длину разбега до 2500 метров. В результате для взлета с перегрузочным весом конструкторы предложили применить среднюю сбрасываемую стойку с самоориенти-руюш ейся четырехколесной тележкой шасси. Она могла воспринимать до 85 тонн взлетного веса, обеспечивая перед отрывом от земли угол атаки 13,5° при скорости 430 км/ч. Предусматривалось спасение средней стойки на парашюте для ее повторного использования. В случае применения стартовых ускорителей дистанция разбега не должна была превышать 2000 метров. [c.127]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...