Режим висения

Эти условия соответствуют, например, старту и начальному периоду движения ракеты, а также различным режимам полета аппаратов, использующих реактивную тягу для создания подъемной силы при небольшой вертикальной скорости (вертикальный взлет самолета, режим висения и т. п.). [c.561]

Условия полета режим висения при 100 % тяги Параметры двигателей [c.360]

Рассматривая режим висения, снова положим y = Uo[l — [c.59]

Можно ожидать, однако, что решение, соответствующее набору высоты, окажется применимым и при малых скоростях снижения, при которых течение, по крайней мере вблизи винта, всюду направлено вниз. Следовательно, область применимости импульсной теории должна охватывать режим висения. Предполагается, что при снижении поток воздуха всюду направлен вверх (все три величины V, V + v и V + 2у отрицательны). Но решение, получаемое для снижения, имеет и верхнюю ветвь, которой соответствует V + 2о > О, т. е. в дальнем следе течение направлено вниз, а вблизи винта и вне спутной струи — вверх. Такое течение опять-таки физически невозможно. Таким [c.106]

Переход с горизонтального полета на режим висения или вертикального спуска осуществляется взятием ручки управления на [c.29]

Режим висения может быть использован при выгрузке или погрузке грузов в тех случаях, когда приземлиться не представляется возможным (например висение над водой, болотом, кустарником, неровной или наклонной поверхностью земли) или при необходимости вести какие-либо наблюдения с воздуха, находясь на одном месте. Кратковременное висение вертолета у земли производится каждый раз перед вертикальной посадкой его или после отрыва от земли, [c.88]

На рис. 114 изображены кривые изменения располагаемой и потребной мощностей от скорости для двух различных высот. Сплошные линии соответствуют полету у земли Я = О, пунктирные — полету на высоте Я = 3000 м. Кривые потребных мощностей вертолета подобны кривым потребных мощностей самолета за исключением участка, охватывающего режим висения и полета на малой скорости. [c.120]

Режим вертикального полета, когда горизонтальная составляющая скорости равна нулю, — это основной режим, отличающий вертолет от других летательных аппаратов. Режим полета, при котором равны нулю как горизонтальная, так и вертикальная составляющие скорости, т. е. движение относительно невозмущенного воздуха вообще отсутствует, называется висением. Подъемную силу и управление на режиме висения обеспечивают изменением углов установки лопастей, создавая на них требуемые аэродинамические силы. Вертикальный полет может представлять собой набор высоты или снижение при этом диск винта горизонтален и, следовательно, сохраняется строго осевое протекание воздушного потока через диск. На практике вертолет должен быть способен и к горизонтальному полету. При полете вперед диск несущего винта остается почти горизонтальным, так что скорость набегающего потока складывается со скоростью вращения лопастей в плоскости диска. Подъемную силу и управление вертолетом по-прежнему обеспечивает несущий винт. Кроме того, посредством небольшого наклона вперед вектора силы тяги он создает необходимую для полета вперед пропульсивную силу. [c.24]

З.1.2.1. Нормальный рабочий режим. Рассмотрим теперь более подробно режимы обтекания несущего винта в вертикальном полете. Нормальный рабочий режим включает набор высоты и висение (рис. 3.3). При наборе высоты скорость потока [c.107]

Рис. 4.8 иллюстрирует зависимость влияния воздушной подушки от скорости полета. На висении вблизи земли требуемая мощность значительно уменьшается. Влияние земли сохраняется при малых скоростях полета, но после перехода через режим малых ц, быстро ослабевает и при V 15 м/с становится пренебрежимо слабым. Воздушная подушка в конечном счете уменьшает зависимость требуемой мощности от изменений скорости полета или скорости ветра вблизи режима висения. Это может иметь важное значение при эксплуатации вертолета. [c.152]

Если отказ двигателя происходит вблизи земли, то установившийся режим снижения невозможен. В этом случае могут реализовываться различные траектории полета, а весь процесс безмоторной посадки будет неустановившимся. В случае отказа двигателя на режиме висения минимальная вертикальная скорость в момент касания земли достигается при вертикальном снижении. Таким образом, летчик не должен пытаться выдерживать скорость полета вперед, соответствующую минимальной скорости снижен 1я желательна скорость, обеспечивающая обзор посадочной площадки и достаточная для того, чтобы не попасть в режим вихревого кольца. [c.309]

На дальности почти 500 м от корабля летчик переводит взгляд на огни индикатора НР1 и снижается до высоты около 45 м, пока отчетливо не увидит освещенный корабль. Затем, ориентируясь визуально с помощью огней индикатора НР1, он переводит самолет в режим устойчивого висения и при угле тангажа 7,5° выполняет посадку. [c.277]

Взлет (подъем) самолета с корабля и его расстыковка с краном производятся в обратном порядке. Подготовленный к выполнению задания самолет на эстакаде перемещается к месту старта, стыкуется с краном и освобождается от эстакады. Затем кран стабилизируется в пространстве, самолет выводится за борт корабля, а летчик запускает двигатель при отклонении выхлопных сопел на 90°. Стыковочная штанга опускает самолет вниз и освобождает его от стабилизирующих опор. Летчик переводит двигатель на режим максимальной тяги, уравновешивая тем самым силу тяжести машины. Механизм захвата стыковочной штанги разъединяется со стыковочным зондом, и самолет может отойти от корабля в режиме висения с последующим переходом на горизонтальный полет. [c.298]

Наиболее экономичным режимом висения является режим с таким значением общего шага <р, который соответствует углу атаки сечения лопасти при наибольшем качестве профиля, т. е. когда отношение подъемной силы к сопротивлению наибольшее. [c.93]

Всякий установившийся режим полета (например, висение, горизонтальный полет, набор высоты, планирование) может осуществляться при условии полного равновесия сил и моментов от сил, действующих на летательный аппарат. В действительности, полет самолета или вертолета протекает в условиях непрерывного нарушения и восстановления равновесия, так как воздушная среда всегда находится в состоянии возмущенного движения, что проявляется в виде порывов ветра различного направления и различной скорости. Сильный порывистый ветер и болтанка усложняют пилотирование вертолетом, особенно если он неустойчив. [c.160]

При испытании гидросистем вертолета температурный режим определяется также на режиме висения у земли. [c.162]

Для ответа на вопрос о том, какому виду нагружения балки вертолета соответствует формирование мезолиний усталостного разрушения, были выполнены натурные испытания одной из хвостовых балок на стенде. Ее нагружение было реализовано путем двухосного синфазного нагружения в горизонтальной и вертикальной плоскости (рис. 13.39). Блок нагружения был сформирован таким образом, что имитировались взлетный режим, висение вертолета, маневр и посадка. После приложения около 20000 блоков произошло разрушение нескольких болтов и частичное разрушение шпангоута № 1 в наиболее напряженных зонах около болтов № 2-4. Разрушение было связано с раскрытием стыка и разрушением некоторых болтов. [c.715]

Брукс и Бейкер [В. 145] экспериментально исследовали флаттер на модели несущего винта (режим висения) с целью определения влияния концевого числа Маха, конструкционного демпфирования и центровки лопасти. Скорость флаттера QR/atij -оказалась почти постоянной для значений общего шага, при которых не было срыва, а частота флаттера была существенно ниже собственной частоты установочных колебаний лопасти ((0 0,7(00). Смещение центра масс лопасти вперед в общем увеличивало скорость флаттера при малом общем шаге. При значениях общего шага, близких к нулю, наблюдался флаттер, вызванный вихревым следом, при скорости, составляющей около 85 % теоретической, и частоте ш О,8о)0, Были также получены данные по срывному флаттеру при больших углах общего шага. Обнаружено положительное влияние сжимаемости вблизи критического числа Маха профиля если флаттер не появлялся при Мк < 0,73, то он не возникал вообще. Досрывная скорость 4>латтера вначале уменьшается по ме )е увеличения М, а затем, после некоторого значения М, быстро увеличивается. Этот стабилизирующийся эффект сжимаемости объясняется смещением назад центра давления после достижения критического числа Маха. Был сформулирован следующий приближенный критерий для конструкционного относительного демпфирования свыше [c.597]

Следующим этапом является освоение полета вперед Для этого выполняют взлет и висение на высоте, указанной ранее, а затем очень осторожно и плавно наклоняют вперед ручку управления несущим винтом. При этом ручка в передатчике не должна двигаться по диагонали. Перемещение ручки вперед должно быть очень малым. Модель начинает двигаться вперед, а моделист следует за ней, сохраняя дистанцию и наблюдая за носовой частью модели. На этом этапе обучения надо сохранять направление полета модели на ветер, парируя возможные отклонения. Не доходя до конца взлетной полосы, нужно прекратить поступательное движение модели, перевести ее на режим висения и затем посадить. Не следует разворачивать летящую модель, чтобы вернуть ее на место старта, а также пытаться выполнить полет по кругу. После посадки двигатель нужно выключить и перенести модель на место старта. Описанные маневры следует вьп олнять до полного овладения ими. [c.124]

При рассмотрении режи1ма висения необходимо уяснить физическую картину его аэродинамики и разобрать основные вопросы, определяющие установившийся режим висения, а именно [c.89]

Для определения рабочей температуры выхлопной трубы были проведены летные испытания. На фланце выхлопной трубы были установлены четыре термопары на одинаковых угловых расстояниях друг от друга. Испытательный вертолет СН-54 (S/N 67-18417) выдерживал режим устойчивого висения в течение 30 мин при общей массе 18,97 т и нейтральном положении центра тяжести. Температура измерялась через интервалы в 5 мин, и на основе этих данных была составлена табл. 6.2. В качестве критической принималась наибольшая температура в выхлопной трубе, измеренная в режиме висения. Поскольку наибольшее из измеренных значений температуры равнялось 395°С, то в качестве расчетной температуры для подбора демфирую-ш,его покрытия взяли 427 °С. [c.359]

Висение — это режим полета, при котором вертикальная и горизонтальная составляющие скорости несущего винта относительно невозмущенного воздуха равны нулю. В общем случае вертикального полета набегающий поток направлен вдоль оси винта. Обтекание несущего винта в вертикальном полете предполагается осесимметричным, так что скорости и нагрузки лопастей не зависят от азимута. Осевая симметрия сильно упрощает исследование вопросов динамики и аэродинамики несущего винта вертолета, как это станет ясным позже при рассмотрении полета вперед. Теория винта в осевом потоке была в основном создана в XIX в. применительно к корабельным винтам. Позже ее применили к пропеллерам самолетов. Главная задача теории несущего винта на режиме висения состоит в определении сил, создаваемых лопастями, и требуемой для их вращения мощности, что обеспечивает основу для проекти-рювания высокоэффективных несущих винтов. [c.42]

Режим вихревого кольца. Когда вертолет начинает снижаться, четко определенная спутная струя за винтом перестает существовать, так как иначе в дальнем следе течение в струе было бы направлено в одну сторону, а вне струи — в противоположную. Таким образом, между режимами висения и ветряка существуют промежуточные режимы обтекания, характеризующиеся значительным обратным течением и сильным возмущением следа. Иногда всю эту область режимов называют режимом вихревого кольца. Однако в данной книге режим вихревого кольца мы определяем условием о том, что мощность, извлекаемая из воздушного потока, меньше индуктивной мощности, т. е. Р = 7 (V + о) > 0. Область режимов обтекания, на которых Р = 7 (У-4-и) <0, названа режимом турбу лентНого следа. Таким образом, на режиме вихревого кольца ребуемая мощность уменьшается, оставаясь положительной. Установившаяся авторотация обычно соответствует режиму турбулентного следа. [c.108]

Кроме затрат мощности на отдельный несущий винт имеются еще дополнительные потери. Потери на аэродинамическую интерференцию несущих винтов и винта с фюзеляжем составляют значительную часть располагаемой мощности, особенно у вертолетов продольной схемы. У вертолетов одновинтовой схемы нужно учитывать также потери на рулевой винт. Расчет характеристик рулевого винта осложнен тем, что этот винт работает в следе несущего винта и фюзеляжа. Интерференция уменьшает эффективноеть рулевого винта особенно увеличиваются его нагрузки и вибрации. При маневрировании по рыскаиию рулевой винт может даже попасть в режим вихревого кольца, вследствие чего ухудшается управление и значительно усиливаются вибрации. Характеристики рулевого винта можно рассчитать, учитывая, что его сила тяги задана аэродинамическим моментом несущего винта, т. е. Гр. в = Q/lp. в, где /р. в — плечо рулевого винта относительно вала несущего винта. Так как потребная мощность рулевого винта составляет малую часть общей мощности, а потери на интерференцию нужно как-то оценить, часто прибегают к весьма приближенным формулам. Потери на интерференцию между частями вертолета и потери на рулевой винт можно также учесть в общем к. п. д. т]. При этом нужно рассчитать только затраты мощности на несущий винт, а полная потребная мощность определяется умножением этих з атрат на коэффициент 1/т]. Если принять в расчет потери в силовой установке и в трансмиссии, а также потери на интерференцию и рулевой винт, то на режиме висения в типичном случае ti составляет 0,80 0,87. При полете вперед т], как правило, больше, поскольку потери на интерференцию и на рулевой винт уменьшаются. [c.270]

Скорость снижения на авторотации при полете вперед вычисляется по простой формуле 1/сн = Ргор/ - Следовательно, скорость снижения минимальна при скорости полета, которой соответствует минимальная потребная мощность. Эта минимальная скорость, как правило, приблизительно вдвое меньше скорости снижения на авторотации по вертикали. Угол снижения, определяемый величиной отношения V h/V — PfWV, минимален при минимуме отношения P/V в горизонтальном полете. Обычные значения этого угла составляют от 30 до 45° (угол отсчитывается от горизонтали). При отказе двигателя на больших высотах летчик выводит вертолет на режим установившейся авторотации при скорости полета, которой соответствует минимальная скорость снижения. Вблизи земли летчик осуществляет подрыв , сводя вертикальную и горизонтальную скорости к нулю непосредственно перед приземлением. Если отказ двигателя происходит на малых высотах, то времени для выхода на режим установившегося снижения обычно не хватает. При отказе двигателя на висении оптимальным будет снижение по вертикали. Характеристики авторотации рассмотрены подробнее в разд. 7.5. [c.281]

В режиме воздухоочистки весь воздух поступает через очистительный тракт, при этом байпасный канал должен быть перекрыт (в нем устанавливается заслонка). В случае обледенения или наличия в воздухе снега байпасный канал открывается и воздух к ГТД поступает через оба тракта. В первом приближении можно считать, что через тракт очистки на режиме висения поступает 33%, а через байпасный — 67% воздуха. Байпасный канал должен быть обеспечен ПОС. Данный режим можно считать приемлемым лишь в том случае, если на поверхности тракта очистки нет интенсивного льдообразования. [c.244]

Переходный режим полета СВВП включает в себя диапазон скоростей от висения до скорости, необходимой для полета только за счет аэродинамической подъемной силы, т. е. создаваемой поверхностями самолета. [c.240]

В большинстве случаев используются звездообразные дв гатели воздушного охлаждения. У вертолетов с ПД на реж мах висения и вертикального подъема предусматривается пр нудительный обдув воздухом головок цилиндров при помог специального вентилятора, так как на этих режимах отсутств ет естественный обдув за счет скоростного напора, создаваем го при поступательном движении вертолета. Мощность двиг теля в силовом приводе с ПД и механической трансмиссии неполностью передается на несущий винт вертолета. Час мощности расходуется на привод вентилятора (до 5%), пр одоление трения в редукторах и трансмиссии (до 3%), прив( рулевого винта (на висении до 8%, на крейсерской скорос до 4%). Следовательно, общий КПД системы привода 0,82 0,89. Общее передаточное число редукторов, понижающих ча тоту вращения ПД, 7—14. Важным достоинством привода явл ется небольшой расход топлива (с = 0,16. .. 0,20 кг/(кВт-ч) К недостаткам можно отнести относительную сложность ко струкции, большую стоимость изготовления, большую удельну массу и большую трудоемкость эксплуатации. [c.220]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...