Основные данные самолета

Влияние изменения основных данных самолета на его летные характеристики. Вообще увеличение веса самолета приводит к увели- [c.29]

Основные данные самолетов-разведчиков 20-х годов [c.178]

Основные данные самолетов-разведчиков ЗО-х годов [c.186]

Основные данные самолетов-амфибий для народного хозяйства [c.293]

Основные данные самолета [c.6]

Основные данные самолета Ил-86 [I] [c.42]

Государственные испытания опытного образца самолета в основном проводятся по той же программе, что и заводские испытания, но являются более обширными, т. к. охватывают всю область применения данного самолета. Особое внимание в случае военных самолетов уделяется определению боевых и тактических свойств его, а также его эксплоатационным особенностям. По окончании испытаний проводится облет самолета несколькими пилотами. После осуществления всех необходимых переделок и изменений, в случае приема самолета на снабжение воздушного флота, утверждается эталон, точным образцом которого должны являться самолеты серийной постройки. Государственные приемочные испытания самолетов у нас в Союзе ССР производят специальные научно-испытательные институты. За границей эти испытания проводятся обычно органами воздушного или военного министерства. [c.232]

На рис. 127 показана разница между последовательным и параллельным графиками работы. При последовательном графике (рис. 127, а) первая фаза проектирования самолета завершается получением основных параметров конфигурации и форм. Эти результаты являются основой для выполнения второй фазы — моделирования в аэродинамической трубе, позволяющего получить основные аэродинамические характеристики. После завершения испытаний, уточнения и исправления некоторых данных может начаться третья фаза проектирования— детальное конструирование внутренней структуры. При параллельном графике (рис. 127, б) инженеры начинают испытания в аэродинамической трубе, получив лишь предварительные данные проектирования основных форм самолета. Когда же эта первая основная фаза проектирования заканчивается, окончательные параметры [c.141]

Основными летно-техническими данными самолета являются скороподъемность, дальность, продолжительность, максимальная скорость и высота полета. Значения указанных характеристик главным образом определяются аэродинамическими показателям и летательного аппарата и тягово-экономическими данными двигателя. [c.201]

За 15 полетов летчик Борис Николаевич Кудрин снял все основные летные характеристики БИ на малых скоростях. Испытания подтвердили, что все аэродинамические данные самолета, характеристики устойчивости и управляемости соответствуют расчетным. Более того, Кудрин и другие летчики, управлявшие планером БИ , доказали, что после выключения ракетного двигателя перехватчик с высоты 3000-4000 метров сможет вернуться на свой или другой ближайший аэродром в режиме планирования. [c.280]

Рис. 180. Эти диаграммы показывают характеристики мотора, основные данные которого приведены в правом верхнем углу рисунка. Характеристики определены при стандартных атмосферных условиях и без учета скоростного наддува. Скоростным наддувом, как вам, вероятно, известно, называется динамическое давление воздуха, поступающего в мотор через воздухозаборный патрубок. Скоростной наддув не учитывается по той простой причине, что во время полета он оказывает на мотор совершенно такое же действие, как нагнетатель. Чем больше поступательная скорость самолета, тем больше напор воздуха, и тем меньше надо открывать дроссель для данной мощности мотора.

Мотор М-ИФР [32] находился в серийном производстве с 1948 г., одновременно с моторами М-11К и М-11Л, и лишь в 1951—1952 гг. производство их было прекращено. В табл. 13 приведены основные данные модификаций моторов М-11, которые в течение более чем тридцати лет успешно эксплуатировались на многих самолетах, в том числе на У-2 (По-2), самолетах-амфибиях Ш-2, спортивных, учебных и транспортных самолетах УТ-1, УТ-2, АИР-6, Як-5, Як-6, Як-12 и многих других серийных и опытных. Число моторов М-11, изготовленных на различных заводах за время их производства, приближается к 150000 — 160000. [c.103]

Основные данные двухдвигательных пассажирских самолетов второй половины ЗО-х годов [c.382]

Основные данные пассажирских самолетов для местных воздушных линий второй половины ЗО-х годов [c.386]

Основные результаты исследований по аэродинамике и динамике самолета вошли в Руководство для конструкторов , выпущенное в 1943 г. В этом коллективном труде в сжатой конкретной форме, кроме упомянутых. результатов, было дано описание экспериментальной базы и методики проведения испытаний в аэродинамических трубах, а также практически исчерпывающие данные, необходимые для аэродинамического проектирования самолетов с поршневыми двигателями. Были приведены общие указания по аэродинамической компоновке самолета, методике расчета потребных и располагаемых мощностей и летных данных самолета. Излагались методика определения основных распределенных и суммарных аэродинамических характеристик, а также способ расчета поляры самолета. [c.293]

Основные данные (самолет Ра-фалъ-А ) длина 15,5 м размах крыла [c.31]

Турбореактивные двигатели применяются на дозвуковых военных и гражданских самолетах например, двигатель Атар 8К-50 — на палубном истребителе Супер Этандар , J57 (рис. 5)—на бомбардировщике B-52G, Вайпер 600 — на служебном самолете HS-125, маломощный WR2-6 — на беспилотных самолетах-мишенях и т. д. Турбореактивные двигатели с форсажем применяются на сверхзвуковых самолетах например, двигатель J79 — на истребителе Фантом , Олимп 593 — на сверхзвуковом пассажирском самолете Конкорд и т. д. Диапазон основных данных ТРД и ТРДФ очень широк — взлетная тяга от 15 кН при удельном расходе топлива Суд.взл = 0,1- 0,l 15 кг/(Н-ч) до 85 кН при Суд. взл = Q.09-г-0,11 кг/(Н-ч) для ТРД и от 22 до [c.12]

При проектировании конкретного двигателя организация-за-казчик передает двигателестроительной организации необходимые основные характеристики самолета, на который предполагается установить проектируемый двигатель. Обычно к таким характеристикам относятся полная взлетная масса самолета, профили полета (дальность, скорость, высота и время), доли объема и массы самолета, представляемые для двигателя и топлива, гидравлические потери во входном и выходном каналах силовой установки, отбираемые от двигателя мощности, расходы воздуха и другие данные. Кроме того, предъявляется ряд требований по техническому обслуживанию, надежности, ресурсу и т. д. На основании этих обобщенных характеристик выполняется эскизный проект двигателя, который после одобрения заказчиком разрабатывается детально по специально составленным тактико-техническим требованиям. [c.87]

Для французских ВВС создан ДТРДФ блочной конструкции SNE MA М.53 (рис. 80). Работы ведутся над несколькими модификациями двигателя М.53 (М.53-2, М.53-5, М.53Р-2), отличающимися уровнем термодинамических параметров и основными данными. Этот двигатель предназначен для установки на сверхзвуковых самолетах различного назначения — однодвигательном истребителе-перехватчике Мираж 2000 и двухдвигательном самолете тактической поддержки и дальней разведки Мираж 4000. Двигатель М.53 рассчитан на работу при Mn = 2,3-f-2,5 на большой высоте полета. В дальнейшем предполагается в результате улучшения системы охлаждения двигателя и смазки подшипников эксплуатировать его на истребителях-перехватчиках с Мп до 3, которые должны поступить на вооружение в 80-е годы. Следует также отметить, что ДТРДФ М.53-2 проектировался с [c.158]

В качестве эквивалентной рассматривалась одноколесная нагрузка, которая при давлении в шине, равном давлению в шинах основной оноры самолета, создает в конкретном покрытии такое же силовое воздействие, характеризуемое уровнем изгибных напряжений, что и данная основная опора. [c.398]

Зенитные П. п. пулеметов для стрельбы по аэропланам, дирижаблям и пр. Устройство П. п., предназначенных для стрельбы по воздушным целям, осцовано на особенностях, вытекающих из необходимости считаться с целями, которые двигаются обычно на больших высотах и с большой скоростью. Поэтому стрельба представляет большие трудности гл. образом в отношении быстрого и точного подыскания нужных высот прицелов и упреждений. Основными данными для стрельбы по самолетам являются [c.367]

Увеличение лобового сопротивления приводит к ухудшению всех летных данных самолета, кроме у с, к-рая остается неизменной. Количественная оценка этих изменений м. б. произведена по Кларксону в зависимости от изменения следующих основных факторов [c.29]

АЭРОДРОМ, комплекс подготовленных и оборудованных территорий, предназначенных для обеспечения нормальных условий летной работы в данном пункте. А. различаются а) по признаку назначения и использования . военные (основные или главные, вспомогательные, оперативные и пр.), транспортные (основные, промежуточные, запасные), школьные (главные, вспомогательные), с.-х. и лесной авиации (основные, оперативные, рабочие), специального назначения (заводские, опытные), спортивные и т. д. тот или иной режим летной работы отражается на форме летного поля и отчасти на его размерах б) по признаку типа эксплоатируемой материальной части для легких, средних или тяжелых самолетов технич. данные самолета [c.31]

В процессе разработок новых самолетов и двигателей выявились преимущества ГТД о осевыми компрессорами, отличающимися меньшим диаметром. Однако применение ГТД с осевыми компрессорами высокой степени повышения давления, заметно улучшающего основные данные, создавало трудности с регулированием компрессора. Поиск оптимальных решений, наряду с усложнением конструкции одновальных двигателей, привел к разработке двигателей, выполненных по двухвальной схеме. В конце 50-х годов был создан и запущен в серийное производство двухвальный ТРДФ Р11-300 для самолетов МиГ-21 и Як-28, явив- [c.17]

Под ресурсом двигателя понимается его наработка с установленными основными данными, при которой обеспечивается заданный уровень надежности. Ресурс двигателя задается при проектировании в зависимости от его назначения. Для краткоресурсных двигателей разового применения он исчисляется несколькими часами, для двигателей пассажирских самолетов и вертолетов — тысячами часов. Иногда ресурс задают числом циклов (запуск — работа двигателя—останов). Ресурс подтверждается испытаниями. Увеличение ресурса обычно проводится поэтапно. Ресурс двигателя закладывается конструктором при расчете всех узлов и деталей на прочность. Он должен обеспечиваться всеми комплектующими агрегатами включая подшипники качения. Различают первоначально установленный гарантийный ресурс двигателя до [c.22]

Условия работы самолетов над морем и землей различны над морем дымовая завеса развертывается вблизи кораблей одинаковая высота, большая протяженность п прямолинейность облака—основные данные, которыми руководствуется летчик, совершая полет па незначительной высоте b6jhibh крейсеров и линкоров и имея неограниченные возможности на случай вынужденной посадки. Над землей (над полем боя) на высоту и форму дымовой завесы больиюе влияние оказывает топография местности, требуя от летчика особой гибгюсти и изворотливости к тому же размеры искусственных облаков будут меньше. [c.315]

Под руководством С. К. Туманекого в ОКБ-29 были спроектированы более мощные моторы М-88А и М-88Б, основные данные которых были одинаковы (см. табл. 11), а различие определялись спецификой самолетов, на которые они ставились, в частности, мотор М-88Б предназначался для ДБ-ЗФ (Ил-4). Этот мотор вошел в число основных двигателей, на которых воевала наша авиация во время Великой Отечественной войны. Однако моторы М-88, как тогда говорили, - шли плохо , при испытаниях проявились многие дефекты, и моторы были сняты с производства. [c.98]

Кроме лицензионных, были созданы и отечественные образцы перевернутых моторов упомянутый выШе четерехцилиндровый МГ-40 в НИИ ГВФ и шестицилиндровый ММ-1 конструкции А. А. Бессонова в ЦИАМе, который был доведен и в 1938 г. испытывался на самолете САМ-10, но дальнейшая доводка его прекратилась, так как его автор был арестован во время репрессий 1938—1939 гг. Дальнейшего развития моторы этого типа к сожалению не получили. Основные данные перевернутых моторов приведены в табл. 15. [c.106]

Вскоре после начала серийного выпуска на истребитель И-153 стали устанавливать более мощный и высотный мотор М-62 и почти сразу за этим винт изменяемого шага АВ-1. Благодаря двухскоростному нагнетателю мотора резко улучшились все характеристики самолета на высотах свыше 5 км. Большое значение имело внедрение винта изменяемого шага. Еще в 1935 г. в НИИ ВВС провели специальные испытания серийного И-15, которые показали, что установка винта изменяемого в полете шага позволила бы существенно улучшить скороподъемность, сократить разбег и немного увеличить скорость. Успешное решение вопроса о конструкции винта изменяемого в полете шага стало важнейшим этапом в развитии самолетов почти всех назначений. Когда скорость самолета была невелика — примерно 200—250 км/ч, потребность в применении винта изменяемого шага почти не ощущалась, так как при сравнительно небольшом диапазоне скоростей самолета винт фиксированного шага, спроектированный для режима максимальной скорости, при переходе на режим подъема не давал заметного понижения числа оборотов и КПД. С увеличением диапазона скоростей потеря мощности на режиме взлета и подъема возрастала. Требовался винт, который обеспечивал бы необходимую полезную мощность на всех режимах полета. Применение винтов изменяемого шага вначале с двумя рабочими положениями лопастей, а затем с непрерывно изменяющимся шагом (винтов-автоматов) дало возможность повысить КПД винта на режимах малых и средних скоростей и при всех эволюциях самолета сохранить число оборотов, а следовательно, и мощность мотора. Выигрыш в мощности благодаря применению винта-автомата с постоянным числом оборотов на режиме подъема мог достигать 35—40%. Это позволяло зк дитсльно улучшить летные характеристики самолета. В этой связи итересно сопоставить летные данные одного из первых серийных И-153 с мотором М-62 и винтом фиксированного шага (ВФШ) и И-153 с М-62 и винтом изменяемого шага (ВИШ) АВ-1. Первый из них имел вес 1762 кгс и показал скорость у земли 365 км/ч, а на высоте 4,6 км —443 км/ч на набор высоты 5 км ему требовалось 6,7 мин, потолок достигал 9800 м, длина и время разбега соответственно 205 м и 13,5 с. Основные данные И-153 с винтом-автоматом представлены в табл. 3, к ним можно добавить, что длина и время разбега составляли соответственно 106 м и 6,8 с. Таким образом, самолет с АВ-1 хоть и имел скорость на высоте примерно на 20 км/ч меиьшую, чем самолет с ВФШ (причина заключалась не в винте), зато приобрел существенно лучшие взлетные свойства, скороподъемность и потолок. С 1939 г. винты изменяемого шага становятся непременным атрибутом всех отечественных истребителей. [c.143]

На первом этапе войны основными типами самолетов-разведчиков русской армии были Фарман-22, Фарман-30 и Вуазен LAS, выполненные по схеме гондольных бипланов с задним расположением поршневого двигателя, снабженного толкающим воздушным винтом. Обеспечивая экипажу, состоящему из наблюдателя и летчика, отличный обзор земной поверхности под самолетом, эти самолеты имели сравнительно невысокие летно-технические данные (максимальная скорость 90—120 км/ч), и как показал опыт боевого применения, расположение двигателя с толкающим винтом в конце гондолы затрудняло защиту хвоста и делало самолеты лепсо уязвимыми со стороны задней полусферы. Стремление повысить летно-технические данные разведчиков и обеспечить их защиту от атаки истребителей со стороны задней полусферы определило в середине войны отказ от гондольных бипланов с толкающим винтом и переход к фюзеляжным бипланам с тянущим воздушным винтом, обладавшим лучшей аэродинамикой, более высокими летно-техническими данными и возможностью установить вооружение, обеспечивающее защиту хвоста. [c.174]

Основные данные тяжс.1ых пассажирских самолетов ЗО-х голов [c.374]

Государственные испытания ХАИ-1, проведенные летчиками И. Ф. Пет-р( ым и П. М. Стефановским в марте—июне 1933 г., подтвердили основные расчетные данные самолета (табл. 4). Испытатели отмечали его высокие летные данные, сравнимые несмотря на меньшую мощность двигателя, с летными данными зарубежных аналогов, легкое и неутомительное управление самолетом на всех режимах полета небольшие нагрузки от рулей на ручке и педалях, достаточно просторную кабину экипажа, отсутствие каких-либо вибраций конструкции во всем диапазоне скоростей полета. Основным недостатком самолета являлась неудовлетворительная работа механизма ручного подъема и выпуска шасси, ненадежность замков фиксации шасси в убранном или выпущенном юложе-нии. Отвлекаясь от пилотирования самолета, летчик должен был тратить много времени и внимания на вращение штурвальчика подъема или выпуска шасси, следя за правильностью укладки тросов в канавках шкива. Из-за отказа замков и складывания шасси при, разбеге на взлете опытный самолет ХАИ-1 потерпел аварию при государственных испытаниях. Испытатели отмечали также необходимость увеличения площади руля направления, высказали пожелание о снижении массы пустого самолета, естественно, не в ущерб прочности. По результатам государственных испытаний было сделано заключение о необходимости немедленно начать серийное производство самолетов ХАИ-1 и о возможности их эффективного использования в гражданском воздушном флоте в качестве основного типа пассажирского самолета. [c.379]

Основные данные первых с0ветс1сих пассажирских самолетов с убирающимся шасси [c.379]

Анализ истории самолетостроения второй мировой войны требует сопоставления уровня авиационной техники, выпускавшейся в разных странах. Критерием сравнения обычно служат летно-технические данные самолетов. Конечно, эти данные важны не сами по себе, а в комплексе с целым рядом других показателей, таких, например, как устойчивость, пилотажные качества,, живучесть, простота эксплуатации, надежность. Тем не менее летно-тактические качества боевых самолетов имеют первостепенное значение, поскольку именно они наравне с тактикой применения определяют боевую эффективность и техническое совершенство. Ниже приведены основные исходные положения и необходимые пояснения к проводимому в книге сравнительному анализу летно-техниче-скйх данных самолетов. [c.7]

Авиационная промышленность Советского Союза подошла к концу войны с подлинным триумфом [23]. О советском производстве отдельных классов самолетов в 1941 — 1945 гг. можно судить по данным табл. 8. За годы войны заводами отрасли было произведено также 208 875 авиамоторов [2, д. 33, л. 217]. Таких впечатляющих итогов авиастроители добились несмотря на то, что в ходе фашистской агрессии авиационному производству западных и центральных областей европейской части СССР был нанесен значительный материальный ущерб, исчислявшийся 2,6 млрд. рублей [3, д. 6009, л. 1]. Динамика выпуска авиазаводами основных серийных самолетов в 1939 — 1945 гг. приведена в табл. 9. Определенное значение для поддержания боевой мощи советских Военно-Воздушных Сил имели поставки союзниками самолетов по ленд-лизу, которые составили в общей сложности 18 753 машины, или 13% от объема выпуска советских самолетов в годы войны [10]. Важнейшим источником успешного развития советской авиаиндустрии в 1941 — 1945 гг. стала широкомасштабная помощь трудящихся, которые безвозмездно передали военной авиации свыше 2 млрд. 350 млн. рублей, что позволило дополнительно выпустить 2,5 тыс. боевых самолетов [24]. [c.234]

Ла-7 и Як-3 (см. рис. 4). То же можно сказать и о приемистости. Важным фактором в повышении летных данных иностранных истребителей являлось то, что их моторы имели более широкую номенклатуру форсажных режимов, позволявших в течение некоторого времени снимать большую мощность (см. рис. 5). В бою летчик Спитфайра или Мустанга мог какое-то время использовать кроме номинального либо боевой либо чрезвычайный режим. Конечно, чрезвычайный режим (иногда его называли максимальным) использовался только в самых крайних случаях, поскольку время работы мотора на таком предельно напряженном режиме обычно ограничивалось 1 — 5 мин. Основным режимом работы мотора в воздушном бою стал боевой режим. И хотя мощность мотора на этом режиме была меньше, чем на чрезвычайном, и летные данные самолета оказывались ниже, но зато летчик мог не опасаться разрушения мотора. Боевой режим приобрел для истребителей исключительное значение как основной режим боевого применения мотора, определявший результат воздушного боя. Моторы советских истребителей не имели режимов повышенной мощности на высоте. Но даже в этих условиях по скоростным качествам до высоты 5 — 7 км они не уступали истребителям союзников, а по скороподъемности были лучше, что достигалось только благодаря хорошо отработанной аэродинамике и высокой весовой культуре проектирования. [c.271]

В работах 1938 г. (А. В. Чесалов) даны инженерные методы определения основных летных данных на различных этапах проектирования самолета и в различных приближениях. Развивались аналитические методы аэродинамического расчета (Ф. Г. Гласс, Н.Н. Фадеев). Был разработан метод, основанный на параболическом представлении поляры самолета и обобщенных характеристиках располагаемой мощности (для винта фиксированного шага), и установлены приближенные связи основных конструктивных параметров 0/8, Яэф, /8 и др. с основными летными данными самолета. Эти соотношения, не давая достаточной [c.292]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...