Минимальная скорость полета

Как уже указывалось, скорости, с которыми самолет отрывается или касается земли, не должны быть велики. Но эти скорости близки к минимальной скорости полета самолета. Поэтому минимальная скорость полета не должна быть очень велика. С другой стороны, максимальную скорость полета в большинстве случаев желательно сделать большой, т. е. диапазон скоростей самолета должен быть достаточно широк. [c.575]

Так как при больших скоростях подъемная сила на единицу площади крыла велика, то при больших скоростях требуется меньшая площадь крыльев. При этом уменьшается их лобовое сопротивление и, следовательно, легко увеличить скорости. Однако при этом увеличивается и минимальная скорость полета. Для снижения минимальной скорости приходится принимать специальные меры устраивать передвижные щитки, или закрылки, увеличивающие коэффициент подъемной силы (и вместе с тем коэффициент лобового сопротивления). В полете эти закрылки убираются (прижимаются к крыльям), при посадке они выдвигаются и уменьшают посадочную скорость. Применение этих методов позволяет несколько расширить диапазон скоростей самолета. Однако недопустимость повышения минимальной скорости является все же одной из серьезных трудностей при конструировании скоростных самолетов. [c.575]

Диапазон скоростей при болтанке сужается минимальную скорость полета увеличивают, чтобы исключить опасность сваливания самолета, а максимальную скорость уменьшают из-за опасности возникновения перегрузок выше допустимых эксплуатационных. [c.29]

Рис. 1.29. Зависимость максимальной и минимальной скоростей полета от высоты

Безопасная скорость — минимальная скорость полета, при которой может быть выполнен начальный выбор высоты в случае продолжения взлета с одним отказавшим двигателем. [c.110]

ПЕРЕГРУЗКА— отношение подъемной силы самолета к его весу. Максимально возможная теоретическая перегрузка определяется отношением квадратов максимальной и минимальной скоростей полета. [c.225]

Ограничения по минимальной скорости. При небольших скоростях полета (20—55 км/ч) вибрации резко увеличиваются, Наибольшей величины они достигают при торможении вертолета, когда несущий винт имеет большой угол атаки и задняя часть конуса вращения попадает в завихренную зону от фюзеляжа и несущего винта. В целях снижения вредного влияния вибраций многие вертолеты имеют ограничения по минимальной скорости полета. [c.112]

Минимальная скорость полета зависит от плотности воздуха. 6 увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается, а минимальная скорость увеличивается. Однако показания указателя скорости также зависят от плотности воздуха, и при минимальной скорости полета на любой высоте прибор показывает одну и ту же скорость, равную минимальной скорости полета у земли. Это облегчает летчику управление самолетом, так к к ему достаточно знать, какая минимальная скорость полета допустима у земли, и следить, чтобы указатель скорости на любой высоте показывал не меньшую скорость. На практике скорость полета приближается к минимальной только при посадке. [c.102]

Влияние атмосферных условий на величины максимальной и минимальной скоростей полета обусловлено зависимостью располагаемой и потребной мощностей от плотности воздуха, т. е. от его давления и температуры (см. гл. П1, рис. 93). [c.120]

Значения максимальной и минимальной скоростей, полученные зимой, отличаются от их значений, получаемых в летних условиях. На рис. П7 показано изменение максимальных и минимальных скоростей полета по высоте -в зимних и летних условиях для вертолета, имеющего высотный двигатель. [c.121]

МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА [c.241]

При посадке самолет приближается к земле пологим спуском, и на небольшой высоте летчик переводит его снова на горизонтальный полет. Постепенно увеличивая угол атаки, летчик уменьшает скорость полета до минимальной и переводит самолет в такое положение, какое он должен занимать при пробеге по земле. От дальнейшего уменьшения скорости самолет начинает проваливаться , прикасается колесами к земле и, пробежав некоторое расстояние по земле, останавливается. [c.570]

Скорость распространения усталостной трещины прямо пропорциональна раскрытию берегов усталостной трещины (см. главы 3-6). Поэтому минимальное раскрытие трещины соответствует минимальным скоростям роста трещины, которые могут быть реализованы в материале, использованном для изготовления изучаемого элемента конструкции. Применительно к алюминиевому сплаву АВТ, из которого изготавливают лонжероны лопастей, диапазон минимально возможных скоростей роста усталостной трещины составляет менее 10 м/цикл. Именно этот диапазон скоростей роста трещины, как показано выше, был выявлен в исследованном лонжероне лопасти вертолета Ми-8 RA-25617. В этом случае датчику-сигнализатору было достаточно для срабатывания, чтобы трещина проросла на полную длину около 20 мм но нижней полке, включая 10 мм ее сквозного роста. При этом закономерность формирования рельефа излома на этом этапе роста трещины свидетельствует о том, что предельное состояние еще не было достигнуто и она длительное время и далее могла бы развиваться в лонжероне. На это также указывают и результаты представленных оценок длительности роста сквозных усталостных трещин в различных сечениях лонжеронов. Этап развития сквозных трещин составляет не менее 70 полетов в самом нагруженном сечении лонжерона на относительном радиусе около 0,7 (см. 12.4, стр. 643). Различие же в оценках общей длительности роста [c.648]

В ближайшее время на авиалиниях малой протяженности, не имеющих взлетно-посадочных полос с искусственным покрытием, будут введены уже упоминавшиеся 24-местные пассажирские самолеты Як-40 с турбовентиляторными двигателями, сочетающие простоту и эксплуатационную надежность поршневых самолетов типа Ли-2 и Ил-14 с достоинствами современных реактивных воздушных кораблей, и легкие 15-местные турбовинтовые самолеты Бе-30, спроектированные в ОКБ Г. М. Бериева. Для магистральных линий в ОКБ А. Н. Туполева закончена постройка нового пассажирского самолета Ту-154 с турбовентиляторными двигателями, рассчитанного на перевозку до 160 пассажиров со скоростью 900—950 km 4u . Наконец, в том же конструкторском коллективе — на основе накопленного опыта и широкого кооперирования со многими исследовательскими и проектными организациями — начаты доводка и испытания первого в Советском Союзе сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144, предназначаемого для перевозки 110—120 пассажиров на большие расстояния со скоростью, вдвое превышающей скорость звука. Тщательно продуманная аэродинамическая компоновка этого самолета без горизонтального хвостового оперения, с тонким крылом конической формы в плане обеспечит минимальное сопротивление полету на сверхзвуковых скоростях и получение взлетно-посадочных характеристик, удовлетворяющих, требованиям удобства и безопасности эксплуатации. Четыре мощных реактивных двигателя самолета по соображениям улучшения аэродинамических свойств крыла и снижения шума в пассажирском салоне размещены в хвостовой части фюзеляжа. Совершенная система управления и сложный комплекс различных автоматических устройств обусловят регулярность и надежность полетов практически в любых метеорологических условиях. [c.403]

Динамическим потолком самолета (рис. 1.20) называется наибольшая высота, достигаемая путем использования кинетической энергии самолета. Величина динамического потолка зависит от величины статического потолка, скорости на статическом потолке и конечной скорости (допустимой минимальной скорости на динамическом потолке по условиям безопасности полета). [c.45]

Минимальная скорость горизонтального полета l/p. п. мин- Для самолетов с ТРД минимальная скорость горизонтального полета близка к наивыгоднейшей скорости, для самолетов с ТВД и поршневыми двигателями — к экономической. Минимальная скорость горизонтального полета определяется по формуле [c.47]

С изменением скорости полета Рд изменяется значительно сильнее, чем Ср, поэтому кривая часового расхода получается похожей на кривую потребной тяги. Следовательно, часовой расход будет минимальным при наивыгоднейшей скорости полета на данной высоте, так как в этом случае потребная тяга будет минимальной. [c.51]

Влияние форсажа. У современных сверхзвуковых самолетов наименьший километровый расход при полете на форсажном режиме двигателей и числе М ж 2 в 1,5—2,5 раза больше минимального километрового расхода при полете без форсажа с М = 0,8 0,9. Дальность полета на сверхзвуковой скорости для большинства самолетов меньше, чем на дозвуковой. Повышение скорости полета с форсажем до М ж 3 приводит к тому, что сверхзвуковой минимальный километровый расход станет близким к километровому расходу того же самолета на дозвуковых скоростях полета. [c.52]

Экономическая скорость Уак — скорость, при которой требуется минимальная мощность (на этой скорости минимальный часовой расход топлива). На экономической скорости полета с данным запасом топлива достигается наибольшая продолжительность полета, а для полета на заданное время расходуется минимальное количество топлива. Например, минимальный расход топлива вертолета Ми-6 получается на скорости по прибору 140—150 км ч. [c.73]

Следовательно, часовой расход топлива зависит от мощности, потребной для горизонтального полета вертолета, и скорости полета. Минимальная мощность, потребная для горизонтального полета, соответствует экономической скорости (на этой скорости минимальный расход топлива). [c.78]

Практическая дальность полета. Практически наибольшая дальность полета вертолета с поршневым двигателем без учета ветра достигается на высоте от 1000 до 2000 л<. Например, у вертолета Ми-1 минимальный километровый расход топлива 0,56 л км на высоте 1000 м при скорости полета по прибору 130 км ч. Дальность полета при таком расходе топлива 370 км. [c.79]

Под наилучшей экономичностью двигателя понимается минимальный удельный расход топлива при заданной скорости полета. [c.54]

В выходных устройствах ТРД, обеспечивающих самолету скорости полета до чисел М = 2, используются, как правило, сужающиеся сопла с изменяемой площадью минимального сечения. Такая конструкция является наиболее простой, а недорасширение потока в сужающемся сопле при перепадах давлений, несколько превышающих критический, еще не приводит к большим потерям в тяге и в целом обеспечивается приемлемая эффективность выходного устройства. [c.265]

Влияние скорости и высоты иа продолжительность полета. Максимальная продолжительность полета на данной высоте достигается на минимальной скорости полета, на которой часовой расход топлива минимален. С увеличением высоты вплоть до Яопт продолжительность полета увеличивается, хотя н в меньшей степени, чем дальность. Если дальность в зависимости от высоты изменяется в 2—3 раза, то продолжительность — в 1,5—1,8 раза. [c.52]

Диапазон скоростей полета на каждой высоте ограничен максимальной и минимальной скоростями. Из рис. 1.29 видно, что минимальная скорость полета с подъемом на высоту непрерывно увеличивается. На определенной высоте 1 макс становится равной Умин. и самолет может лететь в горизонтальном полете только при одной скорости. [c.63]

Основная особенность самолета вакопючается в том, что он может летать только прн определенной скорости. Минимальная скорость полета определяется возможностью поддерживания веса самолета крыльями. Если скорость самолета ниже известного предела, то он начинает падать вниз, нока не наберет нужной скорости. Это явление называется потерей скорости. При полете на минимальной скорости мотор работает на малой мощности. Увеличивая обороты мотора, мы увеличиваем спорость и при полной мощности мотора получаем максимальную скорость. Отношение максимальной скорости к минимальной называется диапазоном скоростей. [c.4]

Необходимо сделать несколько замечаний по выбору скорости сваливання, с которой мы и рекомендуем начинать расчеты будущего аппарата. Скорость сваливания — это минимальная скорость полета, на которой самолет использует максимальный коэффициент подъемной силы крыла ( .4,nuO, выходя на критический угол атаки. Дальнейшее, самое незначительное увеличение угла атаки приведет к срыву потока, обтекающего крыло, потере его несущих способностей, и самолет сваливается либо на нос, либо в штопор. На рис. 1 10,у4 показана поляра крыла самолета, на которой отмечены характерные точки и критический угол атаки. Практически при снижении скорости и приближении к срыву потока у большинства самолетов начинают появляться характерные признаки сваливания покачивание с крыла на крыло, тряска, легкий бафтинг (вибрация горизонтального опереиия) и так далее. [c.133]

Эволютивная скорость — это тоже своего рода ограничение минимальной скорости полета при маневре. В случае полета с перегрузкой, меньшей единицы, она может быть меньше, чем в горизонтальном полете, так как потребные углы атаки будут меньше. [c.243]

Минимальная скорость. Изменение стреловидности крыла приводит к изменению допустимого значения коэффициента При этом нескдлько изменяется также и площадь крыла. Из-за суммарного влияния этих факторов минимальная скорость полета при минимальной стреловидности обычно бывает на 50—100 км/ч меньше, чем при максимальной стреловидности крыла. [c.262]

Режим минимальной скорости Кмин соответствует установившемуся горизонтальному полету с тягой, близкой к минимальной, и разграничивает области I и П режимов на дозвуковой скорости (рис. 1.21). [c.46]

Влияние скорости полета на дальность. Минимальный километровый расход топлива 9мин. при котором достигается наибольшая дальность полета, подсчитывается по формуле [c.51]

Влияние оборотов авторотацин на запуск ГТД. Обороты авторотации зависят от скорости и высоты полета, т. е. от скоростного напора (приборной скорости). Например, для двигателя с осевым компрессором в диапазоне скоростей по прибору Кпр = 300 -i- 600 км1ч обороты авторотации равны Павт = (0,2 -т- 0,4) Пмако и даже на режиме минимальной скорости они примерно равны оборотам стартера. При постоянной приборной скорости обороты авторотации с подъемом на высоту увеличиваются медленнее, чем обороты малого газа, поэтому диапазон разгона двигателя при запуске с режима авторотации при увеличении высоты расширяется. [c.67]

Минимальная скорость Умин — скорость, на которой вертолет может удерживаться в горизонтальном полете на данной высоте на взлетном или номинальном режиме работы двигателя. Для любого вертолета на высотах от нуля до потолка висения V mhh = 0> выше потолка висения V mhh постепенно увеличивает-си до экономической скорости на потолке полета вертолета. [c.73]

Существует большое разнообразие программ регулирования турбореактивного двигателя по скорости полета. К ним относятся программы регулирования на максимальную тягу, на наилучшую экономичность (минимальный удельный расход топлива), на неизменную геометрию двигателя, на сохранение полного лодОбия режима работы турбокомпрессора и различные комбинированные, и специальные программы. [c.53]

Минимальное количество параметров, записываемых в полете, два. Это высота Н н скорость полета Упр. По STHM величинам могут быть определены режимы полета, [c.203]

На малой скорости полета из-за вибраций или неустойчивых показаний указателя скоростей вводится ограничение по минимально допустимой скорости Кмин доп. [c.207]

Сужающиеся сопла для больших скоростей полета становятся неэффективны. Потери тяги двигателя при использовании таких сопел на числах М полета, равных 2,5, могут достигать 15% и более. Поэтому возникает небхо-димость в переходе к сверхзвуковым соплам (типа сопла Лаваля, рис. 5.14), обеспечивающим глубокое расширение потока с минимальными потерями. Однако эффективная работа сверхзвуковых сопел заданной геометрии возможна лишь в узком диапазоне режимов. Следовательно, необходимо специальное регулирование геометрии сверхзвукового сопла для улучшения процесса расширения, что значительно усложняет его конструкцию. На рис. 5.24 приведена простая конструктивная схема регулируемого сверхзвукового сопла. [c.266]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

Минимальное сопротивление соответствует эллиптической нагрузке крыла. У равномерно нагруженного винта распределение нагрузки по размаху круговое (частный случай эллиптического). При больших скоростях полета вихревой след винта сильно скошен и располагается почти в плоскости диска, как у крыла. Кроме того, формула индуктивного сопротивления получена путем анализа течения в дальнем следе крыла (в плоскости Треффца), так что она справедлива при любом удлинении. Таким образом, формула о = Г/(2рЛУ) приемлема для скорости, [c.133]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...