Характеристика взлета

При взлете щитки-закрылки отклоняются не на полный угол, а ставятся во взлетное положение (15—20°). При этом значительно возрастает подъемная сила крыла при сравнительно небольшом увеличении лобового сопротивления. В результате сокращается длина разбега. Если же закрылки выпустить на полный угол, то резко возрастет лобовое сопротивление крыла и характеристики взлета ухудшатся. [c.18]

Для трех самолетов из четырех, участвующих в испытаниях, меньшие значения скоростей были получены при угле подъема трамплина 9°. Меньшие скорости более важны (примерно на 9 км/ч) для самолета, имеющего взлетную массу 4540 кг (выше отношение тяги к массе). Установлено, что критериями минимальной скорости являются для самолета Т-2С близкая к нулевому значению скороподъемность при угле подъема трамплина 6 и неподходящие характеристики взлета при угле 9°, а для самолета F-14A — условия взлета при отказе одного из двигателей. [c.216]

Взлет самолета Р-14А с трамплина начинается в тот момент, когда оператор в конце взлетной полосы расцепляет удерживающее устройство. Неровности основания, на которое уложено покрытие, приводило к качке самолета во время разбега, передаваемой через основные стойки шасси, однако она не беспокоила экипаж и не влияла на характеристики взлета. Выдерживание самолета относительно осевой линии взлетной полосы и трамплина в пределах 0,75 м было более легким, чем самолета Т-2С, благодаря работе управления колесом носовой стойки шасси. В значительной мере уменьшились нагрузки на летчиков во время разбега благодаря тому, что малейшие отклонения с курса легко устранялись системой управления носовой стойкой. Во время разбега самолета Р-14А периодически имели место кратковременные продольные колебания (около 1 с) основных стоек шасси, вызываемые динамикой передней стойки шасси. Носовая стойка шасси иногда отходила от настила взлетной полосы при больших скоростях разбега в моменты, предшествующие выходу самолета на трамплин. Путевое управление было недостаточно точным из-за бокового ветра и поперечных перемещений, вызванных неровностью покрытия, когда не было контакта передней стойки шасси с взлетной полосой. Использование системы управления носовой стойкой позволяло летчику удерживать самолет в пределах разметочных линий, осуществляя управление передним колесом в моменты, когда был контакт с взлетной полосой. [c.221]

Работы по установке на самолет ТБ-3 двигателей М-34 с взлетной мощностью 870 л. с. и номинальной мощностью 750 л. с. на высоте 3500 м начались в ЦАГИ еще в 1932 г. (см. рис. 5). Конструкция самолета с новыми двигателями и его вооружение, за исключением небольших изменений в топливной и масляной системах, первоначально оставалась без изменений. В марте 1933 г. самолет ТБ-3 с двигателями М-34 и воздушными винтами диаметром 3,18 м выполнил первый полет. Летные испытания показали, что новые двигатели несколько улучшили характеристики взлета и скороподъемности самолета, примерно на 10 км/ч увеличили максимальную скорость его горизонтального полета (см. табл. 2). Летчики отмечали улучшение характеристик устойчивости и управляемости самолета с новыми двигателями. Изучение причин столь незначительного улучшения летных данных самолетов ТБ-3 с более мощными двигателями показало, что это связано со снижением КПД воздушного винта из-за [c.311]

СПОСОБЫ УЛУЧШЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ВЗЛЕТА [c.330]

Точно так же было и с дефектами винтомоторной группы. В начальный период эксплуатации самолета КБ-478 наложило значительные ограничения на режимы работы двигателей АИ-20А 1-и серии. Это означало, что область скоростей и высот, которые могли использовать строевые экипажи, значительно суживалась по сравнению с указанной в инструкциях по летной эксплуатации занижались характеристики взлета и скороподъемности. Разработчики двигателя, гарантировавшие заявленные ТТХ своего изделия и подтвердившие его результатами Государственных испытаний, как бы сделали шаг назад. С обещаниями в кратчайший срок отменить ограничения они также фактически не справились и военные часто на [c.43]

На основании результатов изучения основных направлений, исследований и разработок в области гражданской аэронавтики, позволивших определить размеры правительственной помощи на развитие авиации, среди прочего рекомендовано ...усилить внимание снижению шума транспортных самолетов,. .. разработке новых систем самолетов с коротким разбегом и пробегом [7]. При обслуживании трасс протяженностью 95—950 км будут несомненно использоваться летательные аппараты укороченного или вертикального взлета и посадки нескольких классов — от вертолетов до самолетов со стационарным крылом. К аппаратам всех классов предъявляется требование по ограничению уровня шума. Предполагается, что на многих летательных аппаратах с коротким разбегом и пробегом и со стационарным крылом будут использоваться большие поворотные плоскости (закрылки), взаимодействующие с истекающими потоками от компрессоров или вентиляторов реактивных двигателей. Такие агрегаты будут применяться взамен укрупненных крыльев для того, чтобы обеспечить высокие летные характеристики и качество управления, поддерживать на протяжении большей части полета высокую нагрузку на крыло. [c.69]

Тем не менее эксплуатационные режимы полета вертолета не слишком ограничены. Строго вертикальные взлет или посадка обычно не применяются из-за наличия запретной зоны, и летчик после вертикального набора высоты около 5 м начинает разгонять вертолет. При наличии двух или более двигателей запретная зона существенно уменьшается или исчезает совсем. Для многодвигательных вертолетов гораздо более актуальны летные характеристики при одном неработающем двигателе, чем при полном отказе силовой установки. [c.311]

Другими основными документами, содержаш,ими нормы летных характеристик вертолетов, являются нормы летной годности FAR для гражданских вертолетов и военный стандарт MIL-H-83300, содержаш ий требования ВВС США к ЛА вертикального взлета и посадки. [c.787]

Отрыв потока с передней кромки может оказать влияние на весь режим обтекания поверхности. Как и в других случаях отрыва потока, вязкий поток отрывается на передней кромке под действием положительного градиента давления. При достаточно больших углах атаки крылового профиля положительный градиент давления на передней кромке с малым радиусом закругления оказывается достаточно большим, чтобы вызвать отрыв. При больших числах Маха отрыв потока с передней кромки зависит от интенсивности скачка уплотнения, образующегося около передней кромки. Даже при малых углах атаки тонкого крыла с большой стреловидностью и с заостренной передней кромкой поток отрывается от передней кромки с образованием вихрей над верхней поверхностью крыла, оказывая влияние на аэродинамические характеристики, в особенности в условиях взлета и посадки, а также под действием порывов ветра и взрывных волн в атмосфере. Другим интересным явлением считается отрыв потока с острия иглы, установленной перед тупой носовой частью тела при сверхзвуковых скоростях. Такая игла может способствовать уменьшению сопротивления и теплопередачи к летательным аппаратам, развивающим большие скорости ). Она может быть также использована как эффективное средство управления. [c.200]

Для обеспечения эффективных характеристик на крейсерском режиме при сверхзвуковой скорости применяется тонкий остроносый профиль, но при посадке и взлете с малыми скоростями [c.225]

Средствами механизации крыла называются устройства, которые дают возможность изменять его аэродинамические характеристики, что позволило существенно улучшить несущие способности крыла на углах атаки, соответствующих режимам полета, взлета и посадки самолета. [c.21]

Служебные характеристики дальности и продолжительности полета. Дальность и продолжительность полета относятся к основным летно-техническим характеристикам самолета. Дальностью полета называется расстояние, пройденное самолетом от места взлета до места посадки. Продолжительностью полета самолета называется время полета от момента взлета до момента посадки. [c.120]

В настоящее время в эксплуатации находится экспериментальная система. Она была произвольно ограничена разработкой и анализом обычных околозвуковых самолетов и доведена до стадии эскизного проектирования и анализа рабочих характеристик. В то же время на двух программах определения поверхностей она продемонстрировала замечательные качества графического взаимодействия человека с машиной. На основе этих программ быстро и с требуе-.мой точностью были полностью сконструированы такие элементы самолета, как фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, опоры и мотогондола, а данные об этих элементах занесены в память для дальнейших обращений. Комбинируя компоненты, запасенные в системе данных, можно быстро компоновать самые различные конструкции. После этого их можно пополнить установками, взятыми из библиотеки двигателей. Инженер-оператор, анализируя конструкцию, может задавать вес, устойчивость, общее лобовое сопротивление и сопротивление, относящееся к отдельным элементам. Получая в режиме взаимодействия изображения на экране, он может непосредственно задать столько испытательных полетов, сколько потребуется, комбинируя для каждого из них отдельные фазы взлет, набор высоты, разворот и посадку. Основные правила. [c.212]

Задание летных испытаний и анализ характеристик. Характеристики самолетов и вертолетов определяются при анализе их конструкции во время летных испытаний. Профиль испытаний задается соединением конкретных фаз полета. Эти фазы включают прогрев двигателей и взлет, оптимальный набор высоты, полет на максимальной крейсерской скорости, полет максимальной продолжительности на заданной высоте, оптимальное снижение, торможение с максимальной скоростью, зависание, вертикальный взлет и посадку и, наконец, приземление. Можно считать, что практически все условия полета можно выполнить, составляя испытания из перечисленных фаз. [c.222]

Изменение направления тяги вызвано необходимостью постоянного улучшения летно-технических характеристик самолета. Первоначально применение реверсирования тяги на земле позволило существенно сократить длину пробега самолета при посадке, а применение поворотных сопел для изменения направления тяги от осевого до вертикального позволило создать самолеты с вертикальным взлетом и посадкой. [c.481]

Характеристики и особенности конструкции корабельных самолетов определяются конкретным назначением их и характером решаемых боевых задач, условиями базирования и внешними воздействиями на летательный аппарат при движении корабля, взлете и посадке на палубу и боевом применении. [c.40]

Назначение корабельных самолетов, выполняемые ими боевые задачи, приведенные условия базирования, внешние воздействия на летательный аппарат при движении корабля, взлете и посадке на палубу и определяют характеристики и особенности конструкции корабельных самолетов. [c.59]

Для улучшения характеристик на дозвуковых и околозвуковых скоростях полета разработана механизация крыла, обеспечивающая изменение кривизны профиля крыла. Для изменения кривизны профиля крыла применены отклоняемые носки и закрылки практически по всему размаху крыла. Носки и закрылки отклоняются автоматически в зависимости от угла атаки и числа М полета. Такая автоматизация обеспечивает минимальное сопротивление на различных режимах маневрирования без вмешательства летчика. Но летчик может и вручную управлять отклонением носков и закрылков при маневрировании, заходе на посадку и посадке. Максимальный угол отклонения носков 25°, а закрылков — 20° при выполнении маневров. На взлете они отклоняются на 30°, а на посадке носки — на 30°, а закрылки — на 45°. Что же дает применение наплывов, отклонение носков и закрылков На рис. 2.28 приведена зависимость максимального коэффициента подъемной силы Су max ОТ числа М полета для исходного крыла /, крыла с [c.81]

Характеристики взлета и посадки. В таблицах 1.7 и 1.8 представлены данные изменения характеристик взлета и посадки пассажирского самолета в зависимости от сос -ояния поверхности ВПП. [c.25]

Наибольшие изменения были внесены в этот самолет в 1942 г., когда отъемной части крыла придали небольшую стреловидность по передней кромке. Это позволило значительно улучшить характеристики продольной устойчивости и управляемости четырехместных Ил-4, у которых центр тяжести бьь1 сдвинут назад. Кроме того, в отъемной части крыла, имевшей новый профиль с большей толщиной, удалось разместить три топливных бака вместо одного. Запас топлива увеличился на 1135 кг (то есть на 40%) по сравнению с его запасом у обычного Ил-4. В результате скоростная дальность составила 3535 км, а максимальная 4265 км. Подвесные баки стали не нужны. Вес самолета в этой модификации значительно возрос, и в нормальном варианте стал равен 10 055 кгс, а в перегрузочном 12 130 кгс. Чтобы обеспечить приемлемые для фронтовых аэродромов характеристики взлета и посадки, на таких Ил-4 устанавливались новые воздушные винты и взлетно-по-садочные щитки увеличенной на 27% площади. Скоростные качества самолета изменились незначительно. [c.151]

Б табл. 22 и 23 даны фактические характеристики взлета взлетной ступени лунного корабля Аро11о-11 и характеристики, рассчитанные до полёта. [c.150]

На рис. 4 приведено сравнение по Стрэттону [19] усталостных характеристик композиционных материалов в конструкциях, таких, как летательные аппараты вертикального взлета и посадки, для которых усталость является основным расчетным условием. [c.42]

Падение тяги ДТРД на взлете необходимо учитывать при расчете взлетно-посадочных характеристик самолета. [c.122]

По техническим условиям на перспективные ГТД, составленным ВВС США, фирмой Дженерал электрик были спроектированы 36 различных вариантов двигателей, использующих единый газогенератор — от подъемно-маршевого ТРДФ до турбоваль-ного ГТД. В результате этих проработок были выявлены термодинамические параметры и конструктивная схема газогенератора GE1, наиболее полно удовлетворяющие требованиям, предъявляемым к двигателям различного назначения. В частности, термодинамический цикл, конструкция и характеристики двигателей семейства GE1 оказались достаточно гибкими, чтобы удовлетворить требованиям, предъявляемым к двигателям таких различных самолетов, как тактические истребители, истребитель укороченного взлета и посадки, сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, дозвуковой тяжелый военно-транспортный самолет, сверхзвуковой пассажирский самолет и дозвуковой широкофюзеляжный пассажирский самолет [53]. [c.81]

В единых силовых установках рассматривались для применения подъемно-маршевые ГТД различных типов, однако практически использовались ТРД и ДТРД с небольшой степенью двухконтур-ности. Подъемно-маршевые двигатели целесообразны в основном для военных самолетов, так как позволяют осуществлять не только вертикальные или укороченные взлет и посадку, но и полет с высокой дозвуковой или небольшой сверхзвуковой скоростью. В такой силовой установке удается реализовать высокие тяговоэкономические характеристики двухконтурных двигателей. [c.188]

Характеристики перспективного ТВД при взлете и посадке лучше, чем у перспективного ДТРД. Тяга силбвой установки с ТВД при изменении скорости от соответствующей Мп = 0,05 до соответствующей Мп = 0,15 при разгоне и отрыве самолета примерно на 15% больше, чем с ДТРД, что может привести к сокращению длины разбега самолета при взлете на 20—30%. [c.227]

Вертолет — это летательный аппарат, в котором для создания подъемной и пропульсивной сил, а также для управления используются вращающиеся крылья. На рис. 1.1—1.3 показаны наиболее распространенные типы вертолетов. Лопасти несущего винта вращаются вокруг вертикальной оси, ометая диск в горизонтальной или почти горизонтальной плоскости. Аэродинамические силы возникают вследствие движения крыла относительно воздуха. Вращающиеся крылья вертолета могут создавать эти силы даже тогда, когда скорость самого аппарата равна нулю. В этом отличие вертолета от летательного аппарата с фиксированными крыльями, который для того, чтобы держаться в воздухе, должен перемещаться. Таким образом, вертолет способен совершать вертикальный полет, включая вертикальные взлет и посадку. Эффективность вертикального полета — важнейшая характеристика несущего винта вертолета. [c.17]

У винтокрылого аппарата, называемого автожиром, авторотация является нормальным режимом работы несущего винта. На вертолете мощность передается непосредственно несущему винту, который создает как подъемную, так и пропульсивную силы. На автожире же мощность (крутящий момент) на несущий винт не поступает. Мощность и пропульсивную силу, требуемые для горизонтального полета, обеспечивает пропеллер или другой движитель. Следовательно, автожир по принципу действия похож на самолет, так как несущий винт играет роль крыла, создавая только подъемную силу, но не пропульсивную. Иногда для создания управляющих сил и моментов на автожире, как и на самолете, используют фиксированные аэродинамические поверхности, но лучше, если управление обеспечивает несущий винт. Несущий винт действует в значительной степени как крыло и характеризуется весьма большой величиной отношения подъемной силы к сопротивлению. Правда, аэродинамические характеристики несущего винта не столь хороши, как у крыла, зато он способен обеспечить подъемную силу и управление при гораздо меньших скоростях. Следовательно, автожир может летать со значительно меньшими скоростями, чем самолет. Однако без передачи мощности на несущий винт автожир не способен к насто.хщему висению или вертикальному полету. Так как аэродинамические характеристики автожира ненамного лучше характеристик самолета с малой удельной нагрузкой крыла, использование несущего винта на летательном аппарате обычно оправдано только тогда, когда необходимы вертикальные взлет и посадка аппарата. [c.25]

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]

В нормах [239] расчетное число приложений нагрузки определяется умножением числа взлетов каждого типа воздушного судна на коэффициент приведения и на число осей основной опоры с последующим суммированием получаемых значений. Коэффициенты приведения определяются по специальным графикам в зависимости от соотношения внутренних усилий, возникающих в конструкции покрытия при воздействии рассматриваемой и расчетной нагрузок — для жестких покрытий, или от соотношений характеристик колес расчетной и рассматриваемой опоры — для нежестких покрытий. [c.78]

Так как устранение пограничного слоя из пристенной области путем отсоса и увеличение его энергии путем вдува являются эффективными средствами управления отрывом, комбинация этих двух средств является практическим решением проблемы улучшения характеристик крыла самолета, в особенности при посадке и взлете. Немецкие самолеты Арадо-232 и Дорнье-24 были снабжены указанными двумя системами управления обтеканием крыла (в области за задним лонжероном). Позднее на самолете [c.221]

Рассмотрены с единых позиций термотазодинамические процессы, протекающие в авиационных ГТД различных схем, законы управления, характеристики модулей и элементов. Приведен метод расчета эффективных характеристик силовых установок с различными типами современных газотурбинных двигателей. Значителыюе место уделе Ю силовым установкам самолетов вертикального и укороченного взлета и посадки. [c.112]

С увеличением скорости полета самолетов и улучшением других летных характеристик оказалось, что колесные самолеты более эффективны. Они и были приспособлены для взлета с палуб специальных кораблей и посадки на палубу. Так появились авианосцы — надводные корабли, которые несут определенное количество самолетов различных типов и имеют катапульты для обеспечения взлета самолета и аэрофинишеры для посадки самолета на палубу. [c.4]

ХАРАКТЕРИСТИКИ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ КОРАБЕЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ КАТАПУЛЬТНОГО ВЗЛЕТА И АЭРОФИНИШЕРНОИ ПОСАДКИ [c.60]

Особенности базирования на авианосцах, осуществление катапультного взлета и аэрофинишерной посадки и целевое предназначение оказывают основное влияние на характеристики и конструкцию корабельных самолетов. [c.60]

С целью улучшить характеристики полета на крейсерском режиме применен суперкритический профиль крыла, который обладает меньшим лобовым сопротивлением при околозвуковой скорости за счет снижения интенсивности возрастания лобового сопротивления и лучшего аэродинамического качества при выполнении маневров. Большие однощелевые закрылки связаны с механизмом отклонения сопла при взлете с короткой дистанцией разбега, что позволяет увеличить подъемную силу крыла. Струя заднего сопла подсасывает воздух через отклоненный закрылок, увеличивая разность скорости прохождения воздушного потока по верхней и нижней поверхностям крыла. Эта суперциркуляция создает дополнительную подъемную силу, используемую при взлете с короткой дистанцией разбега. [c.151]

Характеристика вертикального взлета зависит от комплексного взаимодействия между вертикальной тягой и фонтанным эффектом, которые позволяют поднять самолет и груз, и эффектами засасывания горячих газов в воздухозаборники и подсасывания выхлопными струями снизу, сни-жаюшими тягу и подъемную силу. Для повышения фонтанного эффекта и снижения засасывания горячих газов под фюзеляжем устанавливаются средства увеличения подъемной силы. Они состоят из ребер, расположенных на подвесных контейнерах с вооружением, и убирающейся перегородки между этими контейнерами. Выхлопные газы высокой энергии, отражаемые от земли, улавливаются этими средствами. Это создает подъемную силу и снижает засасывание воздухозаборником горячих газов, тем самым увеличивая тягу. Уже достигнуто снижение температуры в воздухозаборнике на 20°. Средства увеличения подъемной силы создают на 4,53 кН большую подъемную силу на режиме вертикального взлета, чем это имело место у Харриера без этих устройств. [c.153]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...