Диапазон скоростей и высот полета

В плане перспектив развития авиационных силовых установок важное место занимают поисковые исследования новых схем двигателей, которые обеспечили бы дальнейший прогресс развития авиации в направлении повышения дальности, улучшения экономичности и расширения диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов. Определенные возможности в этом плане дает применение комбинированных двигателей, а также двигателей с изменяемыми (параметрами цикла. Использование в одном двигателе двух различных циклов и организация целенаправленного регулирования параметров циклов и обмена энергиями между циклами может обеспечить получение высоких характеристик двигателя в широком диапазоне скоростей и высот полета. Важное значение имеет разработка двухконтурных двигателей с обменом тепловой [c.15]

Разработка и применение новых схем двигателей, обеспечивающих улучшение экономичности, повышение дальности, расширение диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов, а также уменьшение вредного воздействия двигателей на окружающую среду. [c.214]

Таким образом, каждый самолет в зависимости от его диапазона скоростей и высот полета занимает определенную область на диаграмме, представленной на рис. 5. Зная данные самолета, легко найти эту область, а также значения l, С2 и Сз. Тогда, даже не летая еще на самолете, можно составить представление о его характере и заранее определить соответствующую технику пилотирования. [c.52]

ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ И ВЫСОТ ПОЛЕТА [c.255]

ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ НА ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ И ВЫСОТ ПОЛЕТА [c.260]

Все летные характеристики, в том числе и диапазон скоростей и высот полета, в технических описаниях самолетов приводятся для стандартных условий. Фактические условия полета могут значительно отличаться от стандартных. Например, температура воздуха у земли может отличаться от стандартной, равной 15°, на 40—50° в сторону уменьшения и на 15—20° в сторону увеличения. [c.260]

Все эти факторы вызывают существенное изменение летных характеристик. Рассмотрим влияние на диапазон скоростей и высот полета, наиболее важных из них изменений веса, лобового сопротивления, тяги двигателя, стреловидности крыла и температуры воздуха. Это влияние проявляется через изменение границ диапазона скоростей и высот полета кривых минимальной и максимальной скоростей полета и линии потолков. [c.260]

Как известно, на верхней границе диапазона скоростей и высот полета — линии потолков — выполняются условия постоянства скорости Р = От и прямолинейности горизонтального полета У=0. Выше линии потолков в горизонтальном полете невозможно сохранить постоянную скорость, так как тяга двигателя будет меньше лобового сопротивления. Однако прямолинейный полет все же возможен в некотором диапазоне скоростей и высот, так как равенство подъемной силы и силы тяжести самолета удается сохранить. [c.264]

Практика самолетостроения показывает, что с помощью только аэродинамических средств (различного рода компенсаций, триммеров и др.) не представляется возможным обеспечить приемлемые усилия на рычагах управления и тем более добиться правильного их изменения во всем летном диапазоне скоростей и высот полета. Это побудило конструкторов искать другие пути уменьшения усилия на рычагах управления. [c.270]

Имея характеристики двигателя и кривые лобового сопротивления Рг для различных высот, нетрудно построить кривые 1/ = (рис. 14.16), характеризующие возможности накопления энергии во всем диапазоне скоростей и высот полета. Такие кривые обязательно приводятся в техническом описании самолета. [c.336]

Для успешного выполнения боевой задачи необходимо отлично знать маневренные и пилотажные свойства своего самолета, их изменение во всем летном диапазоне скоростей и высот полета. Если на самолете установлено крыло с изменяемой стреловидностью, то важно знать изменение этих свойств в зависимости от положения крыла. [c.394]

Для обеспечения нормальной эксплуатации ГТД во всем диапазоне чисел оборотов, скоростей и высот полета рабочая кривая компрессора должна проходить правее границы помпажа. [c.155]

Диапазон скоростей и высот прямолинейного горизонтального полета [c.255]

Вся область скоростей и высот, на которых возможен горизонтальный полет с постоянной скоростью, ограниченная слева линией минимальных скоростей, сверху — линией потолков и справа — линией максимальных или максимально допустимых скоростей, называется диапазоном скоростей и высот прямолинейного горизонтального установившегося полета (рис. 10.13). [c.256]

Диапазон скоростей и высот криволинейного полета [c.257]

Кривые можно найти и непосредственно из условия постоянства скорости P = Q), не прибегая к построению диапазонов скоростей и высот криволинейного полета [c.259]

Изменение диапазона скоростей с высотой можно наглядно представить на графике, изображающем зависимость характерных скоростей горизонтального полета от высоты. На рис. 6.09 показан пример такого графика для дозвукового самолета, а на рис. 6.10 — для сверхзвукового. Они построены соответственно с помощью кривых, изображенных на рис. 6.07, 6.06 и 6.08. На графики нанесены также примерные ограничения скорости по скоростному напору и числу М. [c.154]

Мощность двигателей реактивных самолетов (при постоянных оборотах) практически можно считать прямо пропорциональной скорости, так как их тяга в интересующем нас диапазоне скоростей изменяется мало у большинства двигателей при крейсерских оборотах и высоте полета 10—12 км в диапазоне индикаторных скоростей от [c.35]

Теперь, после того как мы определили природу экстремалей, необходимо поставить конкретную задачу для того, чтобы найти решение и произвести анализ участков, из которых состоит минимальная траектория. Из различных задач по определению оптимальных характеристик, связанных с исходной системой уравнений, выберем следующую. Положим, что в диапазоне изменения скорости и высоты от Уь г/1 до Уг, Уч, соответственно, и при угле наклона у 2 имеет место минимальный расход топлива и что конечная масса ракеты (после выгорания топлива) нам известна. Отсутствие ограничения на продолжительность полета уже привело нас к рещению /=0. Теперь мы должны положить [c.771]

Очевидно, что с ростом высоты полета Н значение л увеличивается. Рост скорости полета М приводит к снижению п из-за увеличения Р . Давление сжатого воздуха Р должно обеспечивать критическое истечение газа из отверстия сопла диафрагмы во всем заданном диапазоне высот и скоростей полета. [c.337]

При полетах на больших высотах в эксплуатации ГТД возникает ряд особенностей, обусловленных низкими значениями давления, температуры и плотности атмосферного воздуха. Эти параметры воздуха изменяют тяговые и другие характеристики ГТД. Например, с увеличением высоты полета на каждые 1000 м тяга ГТД уменьшается в среднем на 5%, что приводит к уменьшению маневренных характеристик и сужению диапазона скоростей полета самолета. [c.63]

В связи с тем, что уменьшение высоты полета и увеличение скорости полета, а значит, и увеличение давления в камере расширяют диапазон устойчивой работы, в инструкциях регламентируются режимы полета, наиболее благоприятные по условиям розжига и устойчивой работы камер. [c.257]

Аэродинамический расчет вертолета сводится в основном к определению потребной и располагаемой мощностей в рассматриваемом диапазоне режимов полета. Данные о мощности могут быть затем преобразованы в такие величины, как скороподъемность, потолок, дальность и максимальная скорость, которые определяют летно-технические характеристики вертолета. Потребную мощность можно представить суммой четырех частей 1) индуктивной мощности, затрачиваемой на создание силы тяги винта, 2) профильной мощности, необходимой для вращения винта в воздухе, 3) затрат мощности на преодоление вредного сопротивления, т. е. на продвижение вертолета в воздухе, и 4) затрат мощности на набор высоты, т. е. на изменение потенциальной энергии вертолета. На режиме висения для преодоления вредного сопротивления мощность не затрачивается, а индуктивная мощность составляет 60-f-70% общих затрат. С увеличением скорости полета индуктивная мощность уменьшается, профильная слегка возрастает, а мощность, затрачиваемая на вредное сопротивление, увеличивается вплоть до того, что ста новится доминирующей при больших скоростях. Таким образом, потребная мощность велика на висении вследствие больших индуктивных затрат при приемлемой нагрузке на диск (хотя винт и малонагруженный), далее она сначала уменьшается с ростом скорости полета в результате уменьшения индуктивной мощности, а затем снова увеличивается, так как при больших скоростях велика мощность, затрачиваемая на преодоление вредного сопротивления. Потребная мощность минимальна приблизительно в середине диапазона скоростей вертолета. [c.265]

S.P/W (влияние скорости набора высоты на индуктивную скорость при выводе этой формулы не учитывалось). Максимальный угол набора высоты достигается при максимальном значении отношения V /V = AP/(WV). Если вертолет может висеть на данной высоте при заданном полетном весе, то максимальный угол набора высоты равен 90°. Если высота больше статического потолка, то скорость, соответствующая максимальному углу набора высоты, находится в диапазоне между минимальной скоростью и скоростью, при которой мощность минимальна. С увеличением полетного веса минимальная потребная мощность возрастает, а значит, максимальная скорость набора высоты уменьшается. Уменьшается она и с высотой. Точка, в которой максимальная скорость набора высоты равна нулю, определяет абсолютную максимальную высоту полета — динамический потолок. [c.281]

Вследствие того что СПС эксплуатируется в очень широком диапазоне скоростей и высот полета, американские специалисты считают невозможным создание легкого и эффективного на всех режимах полета одноконтурного или двухконтурного двигателя обычной схемы, особенно при условии ограничений по уровню шума. Действительно, ДТРД с большой степенью двухконтурности обеспечивает потребную взлетную тягу при низком уровне шума и имеет хорошую экономичность на дозвуковых скоростях полета. Для трансзвукового разгона целесообразен ТРДФ, а для сверхзвукового полета — ТРД или ДТРД с низкой степенью двухконтурности при высокой температуре газа перед турбиной. Двига- [c.230]

Камеры дозвуковых и сверхзвуковых ПВРД можно подразделить на однорежимные, предназначаемые для работы в узком диапазоне составов смеси, скоростей и давлений воздуха и расходов горючего, и на многорежимные, предназначаемые для работы в широком диапазоне скоростей и высот полета, а следовательно, в широком диапазоне скоростей и давлений потока по камере, составов смеси и расходов горючего. [c.241]

Создание современных реактивных двигателей, усовершенствование аэродинамики позволили существенно расширить диапазон скоростей и высот полета. Это сопровождалось, с одной стороны, увеличением удельного веса неустановившихся режимов полета, в которых возросла роль кинетической энергии в общем балансе механической энергии самолета. Последнее, естественно, нашло отражение в изменении и совершенствовании боевых маневров. С другой стороны, при большом изменении скоростей и высот полета значительные изменения стали претерпевать характеристики устойчивости и управляемости, что в сочетании с непрерывным ростом потока информации стало сущ сственно усложнять управление самолетом. Стремление расширить функции самолета, повьь сить эффективность его применения и безопасность полета, максимально облегчить условия работы летчика вынудило конструкторов современных самолетов широко применять различные автоматические устройства. Чтобы правильно использовать эти устрой- [c.3]

Градиент в летном диапазоне скоростей и высот полета изменяется в широких пределах (в 20—30 раз). Минимальное значение градиент <р"у имеет при полете на больших Д0звук01вых скоростях у земли, где он равен [c.153]

Современные самолеты, как правило, обладают хорошими характеристиками боковой управляемости во всем разрешаемом летном диапазоне скоростей и высот полета. Вместе с тем на некоторых режимах полета характеристики боковой управляемости могут иметь ряд особенностей, которые связаиы главным образом с изменением эффективности органов управления и частично с некоторыми особенностями проявления собственных динамических свойств самолета в боковом движенил. [c.174]

Значитель ное расширение диапазона скоростей и высот полета современных самолетов приводит к суш,ественным изменениям их характерист и.к устойч-ивости и управляемости. [c.267]

Практика самолетостроения показывает, что изменением только конструктивных форм невозможно обеспечить приемлемые динамические свойства самолета во всем диапазоне скоростей и высот полета. Изменение характержтик устойчивости и управляемости самолета в процессе полета требует, чтобы летчик не только четко знал характер этого изменения, но и приспосабливался к управлению самолетом с учетом этого иэменшия. Все это отвлекает летчика от выполнения основ ной задачи, утомляет его и снижает эффективность действия самолета. [c.267]

В развитии систем управления полетом можно выделить ряд логически связанных этапов (рис. 7.1). Первые самолеты пилотировались вручную. С увеличением скорости и размеров самолетов возросли требуемые усилия на аэродинамических рулях и появились системы, в которых большую часть этих усилий обеспечивали гидромеханические приводы (рис. 7.1, а). При увеличении диапазона скоростей и высот полета стал наблюдаться большой разброс усилий сопротивления на рулях вплоть до возникновения помогающей нагрузки. В - связи с этим появились системы, где летчик с помощью механической проводки перемещает только золотник гидроусилителя (см. рис. 7.1, б). При этом летчик не чувствовал сопротивления и для координации ею усилий стали применять пружинные нагружатели ручки управления. Для повышения устойчивости самолетов и обеспечения автоматизации управления на некоторых этапах полета в системы управления начали вводить автопилоты, которые с помощью электрогидравлических приводов небольшой мощности (рулевых машинок) вырабатывали дополнительный сигнал перемещения золотника мощного гидромеханического привода (см. рис. 7.1, в). Усложнение задач, решаемых системой управления, потребовало создания и включения в общий корпур управления систем улучшения управляемости самолета (см. рис. 7.1, г). Реализация этих систем потребовала, в свою очередь, применения различных автоматов зафузки ручки управления, датчиков положения этой ручки, а также комплекса датчиков измерения параметров движения самолета и все более усложняющегося электронного блока управления. В механическую проводку помимо различных компенсаторов люфтов стали вводить вспомогательные агрегаты типа раздвижной тяги для корректировки входного сигнала в зависимости от параметров полета. Необходимо отметить, что механическая проводка имеет сравнительно низкие статические и динамические характеристики, которые ухудшают параметры контура управления самолетом. Инерционность, люфты в [c.155]

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]

Рис. 10ЛЗ. Диапазон скоростей и высот прямолинейного горизонтального установившегося полета

Диапазон скоростей и высот прямолинейного горизонтального полета явл 1ется одной из важнейших летных характеристик, показывающей возможности выполнения на данном самолете длительного прямолинейного горизонтального полета. Очевидно, чем выше потолок и чем шире диапазон скоростей, тем большими боевыми возможностями обладает самолет. Причем важно, чтобы диапазон скоростей был шире и в сторону максимальных, и в сторону минимальных скоростей. [c.257]

По формуле (10.4) можно построить кривые минимальных скоростей горизонтального криволинейного полета с заданными перегрузками и получить сетку диапазонов скоростей и высот криволинейного горизонтального установившегося полета, иначе говоря, установившихся виражей с постоянными скоростью и перегрузкой (рис. 10.15). Такие кривые являются важными характеристиками маневренных свойств самолета, показываюп ими возможности длительного криволинейного полета. [c.259]

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]

Использовать весь диапазон скоростей полета у вертолетов обычно нельзя из-за ограничений. Срыв потока на несущем винте при полете с большой скоростью приводит к ограничению скорости полета максимально допустимым значением Кмакс доп. Из-за срыва могут ограничиваться и максимально допустимые высоты полета. [c.207]

У нескоростных самолетов с небольшим диапазоном высот полета Сур мало зависит от высоты и минимально допустимая приборная скорость практически одинакова на всех высотах. Однако истинная минимально допустимая скорость у всех самолетов с высотой возрастает, так как иначе невозможно [c.140]

Итак, повышение температуры сокраи ает диапазон скоростей по всем приборам скорости. Это сокращение может оказаться особенно значительным при полетах вблизи потолка, когда максимальная скорость падает весьма сильно (кривая потребной тяги имеет малый наклон) и одновременно возрастает минимальная скорость (рис. 6.12). Возможен даже такой случай, когда самолет, летящий на высоте, близкой к потолку, при попадании в область повышенной температуры оказывается уже выше потолка, т. е. может продолжать полет лишь снизившись (рис. 6.13). [c.158]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...