Фигуры простого пилотажа. Криволинейное движение
Пилотажные свойства самолета, их влияние на маневрирование с целью выполнения определенных фигур в воздушном пространстве. Динамика полета, искривление траектории центростремительной силой. Действие рулей высоты и направления в криволинейном полете.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | лекция |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 23.09.2013 |
| Размер файла | 713,7 K |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Фигуры простого пилотажа
Содержание
1. Криволинейное движение
1.1 Общее понятие о криволинейном полете
1.2 Действие рулей управления в криволинейном полете
1.3 Влияние гироскопического момента воздушного винта
1.4 Аэродинамические перегрузки
1.5 Влияние высоты полета на величину располагаемой нормальной перегрузки
2. Вираж самолета
2.1 Правильный вираж. Схема сил и уравнения движения
2.2 Потребная перегрузка на вираже
2.3 Скорость, потребная для правильного виража
2.4 Влияние высоты полета на потребную скорость на вираже
2.5 Тяга и мощность, потребные для виража
2.6 Радиус и время виража
2.7 Основные характеристики виражей самолетов ЯК-52 и ЯК-55
2.8 Предельные виражи
2.9 Управление самолетом и работа рулей на правильном вираже
2.10 Неправильный вираж со скольжением
2.11 Техника выполнения виража с креном 35...45°
2.12 Техника выполнения виража с креном 60°
2.13 Характерные ошибки, допускаемые при выполнении виража
3. Спираль
3.1 Схема сил и уравнения движения на спирали
3.2 Перегрузка на спирали
3.3 Скорость на спирали
3.4 Радиус спирали
3.5 Шаг спирали
3.6 Техника выполнения спирали
3.7 Характерные ошибки при выполнении спирали
4. Пикирование
4.1 Прямолинейный участок траектории пикирования
4.2 Техника выполнения пикирования
4.3 Характерные ошибки при выполнении пикирования
5. Горка
5.1 Ввод в горку
5.2 Вывод самолета из горки
5.3 Техника выполнения горки
5.4 Характерные отклонения и ошибки при выполнении горки
1. Криволинейное движение
Овладение фигурами простого, сложного и высшего пилотажа (прямого и обратного) для летчика имеет большое значение, так как пилотаж вырабатывает у него способность быстро и правильно определять положение самолета в пространстве, воспитывает смелость, уверенность в своих действиях.
Пилотажем называется маневрирование самолета с целью выполнения определенных фигур в воздушном пространстве.
Пилотажные свойства самолета оцениваются способностью его в кратчайшее время изменить положение в пространстве, величину и направление скорости полета. Изменение величины и направления скорости полета достигается увеличением или уменьшением тяги двигателя, силы лобового сопротивления самолета, а также изменением угла атаки.
При выполнении пилотажа происходит искривление траектории полета в горизонтальной и вертикальной плоскостях.
По степени сложности пилотаж подразделяется на простой, сложный и высший (прямой и обратный).
К фигурам простого пилотажа относятся: вираж, горизонтальная восьмерка, спираль, пикирование, горка с углами до 45°, боевой разворот.
К фигурам сложного пилотажа относятся: переворот, петля, полупетля, пикирование и горка с углами до 60°, горизонтальная управляемая и штопорная бочка, переворот на горке, управляемые и штопорные вращения на углах до 60° вверх и вниз.
К фигурам высшего прямого и обратного пилотажа относятся все остальные фигуры пли их комбинации, включенные в каталог фигур. В каталог фигур включено около 15 тысяч фигур и их комбинаций. Из этих фигур составляются обязательная, произвольная и темная программы соревнований всех рангов по высшему пилотажу на поршневых самолетах.
На самолете Як-52 согласно КУЛП-САО-С-86 предусмотрено выполнение на малых и средних высотах простого, сложного и частично высшего пилотажа, а также элементов обратного пилотажа.
На самолете Як-55 согласно КУЛП-САО-С-86 предусмотрено выполнение на малых и средних высотах простого, сложного и высшего (прямого и обратного) пилотажа.
Вертикальные маневры на самолетах Як-52 и Як-55 выполняются в основном за счет запаса скорости, а также и за счет силовой установки.
При выполнении пилотажа следует помнить, что каждой скорости полета соответствует определенная нагрузка, при которой происходит сваливание (срыв) самолета.
При перетягивании ручки управления срыв происходит без предупредительной тряски с энергичным накренением и опусканием капота самолета.
В процессе пилотажа необходимо выдерживать рекомендуемые скорости. Это особенно важно при выполнении учебных полетов курсантами и спортсменами первого и второго годов обучения, у которых опыт выполнения пилотажа еще мал.
Для самолета Як-52 установлена минимальная скорость выполнения пилотажа, которая равна 140 км/ч.
Для ускорения ввода в фигуры пилотажа разгон самолета следует производить не в режиме горизонтального полета, а на снижении, чтобы быстрее набрать скорость для выполнения очередной восходящей фигуры пилотажа и на нисходящей части предыдущей фигуры не допускать снижения оборотов двигателя менее 82%. Увеличение оборотов на пикировании (снижении) необходимо начинать при угле 35...45° с таким расчетом, чтобы ввод в очередную фигуру начинался с горизонтального полета по достижении заданной скорости и при максимальных оборотах двигателя.
При выполнении фигур пилотажа особо важное значение имеет осмотрительность, обеспечивающая высокое качество выполнения фигур, а также безопасность полетов.
Маневренные качества самолетов определяются величиной силы тяги двигателя, аэродинамическим качеством, эффективностью рулей и величиной допустимых перегрузок, которые вместе взятые зависят от скорости и высоты полета. Следовательно, маневренные качества самолета изменяются при изменении высоты и скорости полета.
1.1 Общее понятие о криволинейном полете
Рассмотренные ранее горизонтальный полет, подъем и снижение относятся к установившимся прямолинейным видам полета, так как действующие аэродинамические силы находятся в равновесии. Эти виды движения являются частными случаями, так как в реальных условиях самолет меняет направление как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскостях.
Для выполнения криволинейного движения необходима центростремительная сила Fцс, которая является нормальной составляющей к траектории движения и направленной к центру кривизны. От величины этой силы зависит кривизна траектории полета (Рис. 1). Центростремительная сила Fц.с вызывает нормальное ускорение jh, определяемое по формуле:
(11.1)
где V - скорость полета по траектории; r - радиус кривизны.
Рис. 1 Искривление траектории центростремительной силой Fц с
В динамике полета самолета для расчета траектории движения используют траекторную систему координат, в которой начало координат находится в центре тяжести самолета, ось Х направлена по вектору скорости, ось Y перпендикулярна к оси Х и находится в вертикальной плоскости, проведенной через вектор скорости, ось Z перпендикулярна вертикальной плоскости и всегда занимает горизонтальное положение и образует с осями Х и Y прямоугольную систему координат.
Следовательно, для определения основных параметров траектории криволинейного движения самолета в траекторией прямоугольной системе координат необходимо знать значения ускорений jx, jy, jz, где jx - ускорение, направленное по касательной к траектории движения и называемое продольным ускорением. Оно характеризует изменение скорости (разгон, торможение); jy-нормальное ускорение, характеризующее изменение траектории полета в горизонтальной плоскости; jz- боковое ускорение, характеризующее изменение траектории в вертикальной плоскости.
Так, например, в установившемся горизонтальном полете, подъеме и снижении ускорения равны нулю (jx=0, jy=0, jz=0).
1.2 Действие рулей управления в криволинейном полете
Оно в основном не меняется, но управление самолетом имеет некоторые особенности.
Руль высоты в криволинейном полете служит для изменения угла атаки и тем самым - для создания кривизны траектории в плоскости симметрии самолета (Рис. 2). При работе рулем высоты в криволинейном полете (так как самолет, двигаясь по кривой, одновременно поворачивается вокруг поперечной оси, а это приводит к увеличению угла атаки горизонтального оперения) возникает противодействующий момент горизонтального оперения криволинейному полету (демпфирующий момент), вследствие чего для увеличения угла атаки самолета необходимо отклонить руль управления на большую величину.
Рис. 2 Противодействие горизонтального оперения криволинейному полету в плоскости симметрии самолета
Рис. 3 Противодействие вертикального оперения криволинейному полету в горизонтальной плоскости
Руль направления в криволинейном полете, как и в прямолинейном, управляет скольжением самолета. Руль направления так же, как и руль высоты, при выполнении криволинейного полета создает демпфирующий момент (Рис. 3), что, в свою очередь, требует большего его отклонения во внутреннюю сторону криволинейного движения.
1.3 Влияние гироскопического момента воздушного винта
Допустим, что масса воздушного винта левого вращения самолетов Як-52 и Як-55 сосредоточена в двух грузах 1 и 2 (Рис. 4). В момент, когда воздушный винт находился в вертикальном положении, летчик отклонил ручку управления на себя, что привело к поднятию относительно горизонта капота самолета. Поднятие капота самолета приведет к возникновению скорости грузов и относительно поперечной оси Z, дополнительно к имеющейся уже окружной скорости относительно продольной оси X. Когда грузы займут горизонтальное положение, то по инерции они будут стремиться сохранить приобретенную скорость и при поднятии капота относительно горизонта. В результате действия этих скоростей грузов (направленных в противоположные стороны-груза 1' назад, груза 2' вперед) возникает момент, называемый гироскопическим моментом воздушного винта Му.гир, под действием его самолет начинает разворачиваться влево (при воздушном винте левого вращения).
Рис. 4 К объяснению гироскопического действия воздушного винта левого вращения на самолетах Як-52 и Як-55
Рис. 5 Гироскопическое действие воздушного винта левого вращения на самолетах Як-52 и Як-55
Реакция самолета, возникающая при отклонении рулей из-за действия гироскопического момента воздушного винта, зависит от направления перемещения капота самолета (Рис. 5).
Таким образом, направление перемещения капота самолета относительно горизонта при действии гироскопического момента воздушного винта находится путем перемещения его на 90° вокруг оси воздушного винта в сторону вращения.
Влияние гироскопического момента воздушного винта в полете компенсируется отклонением элеронов и руля направления (чаще руля направления) в соответствующую сторону, создавая момент, противоположный гироскопическому.
Например, на самолетах Як-52 и Як-55 при взятии ручки управления на себя возникающий момент парируется отклонением руля направления вправо (нажатием на правую педаль).
1.4 Аэродинамические перегрузки
Перегрузкой называется отношение равнодействующей всех сил (кроме веса), действующих на самолет, к весу самолета.
В связанной системе координат определены перегрузки:
nх - продольная перегрузка; nу - нормальная перегрузка; nz - боковая перегрузка.
Полная перегрузка определяется по формуле
(11.2)
Продольная перегрузка nх возникает при изменении тяги двигателя и лобового сопротивления.
Если тяга двигателя больше лобового сопротивления, то перегрузка положительная. Если же величина лобового сопротивления больше силы тяги двигателя, то перегрузка отрицательная.
Продольная перегрузка определяется по формуле
(11.3)
Боковая перегрузка nz возникает при полете самолета со скольжением. Но по величине боковая аэродинамическая сила Z очень мала. Поэтому в расчетах боковую перегрузку принимают равной нулю. Боковая перегрузка определяется по формуле
(11.4)
Выполнение фигур пилотажа в основном сопровождается возникновением больших нормальных перегрузок.
Нормальной перегрузкой nу называется отношение подъемной силы к весу самолета и определяется по формуле
(11.5)
Нормальная перегрузка, как видно из формулы (11.5), создается подъемной силой. В горизонтальном полете при спокойной атмосфере подъемная сила равна весу самолета, следовательно, перегрузка будет равна единице:
откуда
Рис. 6 Действие центробежной силы инерции на летчика а - при резком увеличении угла атаки, б - при резком уменьшении угла атаки
В криволинейном полете, когда подъемная сила становится больше веса самолета, перегрузка будет больше единицы.
При движении самолета по криволинейной траектории центростремительной силой является, как уже говорилось, подъемная сила, т. е. давление воздуха на крылья. При этом величине центростремительной силы всегда сопутствует равная, но противоположная по направлению центробежная сила инерции, которая выражается силой давления крыльев на воздух. Причем центробежная сила действует подобно весу (массе), а так как она всегда равна центростремительной силе, то при увеличении последней возрастает во столько же раз. Таким образом, аэродинамическая перегрузка подобна увеличению веса самолета (летчика).
При появлении перегрузки летчику кажется, что его тело стало тяжелее.
Нормальная перегрузка делится на положительную и отрицательную. Когда перегрузка прижимает летчика к сиденью, то эта перегрузка положительная, если же отделяет его от сиденья и удерживает на привязных ремнях - отрицательная (Рис. 6).
В первом случае кровь будет отливать от головы к ногам, во втором случае - приливать к голове.
Как уже говорилось, увеличение подъемной силы в криволинейном движении равносильно увеличению веса самолета на ту же величину, тогда
(11.6)
откуда
(11.7)
где nур - располагаемая перегрузка.
Из формулы (11.7) видно, что величина располагаемой перегрузки определяется запасом коэффициентов подъемной силы (запасов углов атаки) от потребного для горизонтального полета до его безопасного значения (СуТР или СуКР).
Максимально возможная нормальная перегрузка может быть получена тогда, когда в полете на данной скорости и высоте полета будут полностью использованы возможности самолета по созданию подъемной силы. Эту перегрузку можно получить в том случае, когда самолет резко (без заметного уменьшения скорости полета) выводится на Су=Су макс:
(11.8)
Однако до такой перегрузки нежелательно доводить самолет, так как произойдет потеря устойчивости и срыв в штопор или штопорное вращение. По этой причине не рекомендуется на больших скоростях полета, особенно при выходе из пикирования, отклонять резко ручку управления на себя. Поэтому максимально возможную или располагаемую перегрузку принимают меньшей по величине, чтобы предупредить выход самолета на режим тряски. Формула определения этой перегрузки имеет вид
(11.9)
Для самолетов Як-52 и Як-55 графические зависимости располагаемых перегрузок от скорости полета показаны на Рис. 7, Рис. 8. При выполнении полетов на самолетах Як-52 и Як-55 располагаемая нормальная перегрузка в основном ограничена по прочностным характеристикам самолета.
Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка для самолета Як-52:
с колесным шасси:
положительная +7;
отрицательная -5;
с лыжным шасси:
положительная +5;
отрицательная -3.
Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка для самолета Як-55:
в тренировочном варианте:
положительная +9;
отрицательная -6;
в перегоночном варианте:
положительная +5;
отрицательная -3.
Рис. 7 Располагаемые перегрузки самолета Як-52 при Н=1000 м
Рис. 8 Располагаемые перегрузки самолета Як-55 при Н=1000 м
Превышение в полете этих перегрузок запрещается, так как могут появиться остаточные деформации в конструкции самолета.
При выполнении установившихся криволинейных маневров перегрузка зависит от запаса тяги силовой установки. Запас тяги определяется из условия сохранения заданной скорости в течение всего маневра.
Предельной перегрузкой по располагаемой тяге nуПРЕД называется наибольшая перегрузка, при которой тяга силовой установки еще уравновешивает лобовое сопротивление. Она определяется по формуле
(11.10)
Предельная по располагаемой тяге перегрузка зависит от скорости и высоты полета, так как вышеуказанные факторы влияют на располагаемую тягу Рр и от скорости аэродинамическое качество К. Для расчета зависимости nуПРЕД V необходимо иметь кривые Рр (V)для различных высот и сетку поляр.
Для каждого значения скорости с кривой Рр (V) снимают значения располагаемой тяги, определяют
с поляры для соответствующей скорости V снимают величину коэффициента Су и рассчитывают по формуле (11.10).
При маневрировании в горизонтальной плоскости с перегрузкой меньше располагаемой, но более предельной по тяге самолет будет терять скорость или высоту полета.
1.5 Влияние высоты полета на величину располагаемой нормальной перегрузки
С изменением высоты полета изменяется плотность воздуха, следовательно, изменяется и потребный коэффициент подъемной силы Су, поэтому, как следствие, изменяется и располагаемая нормальная перегрузка.
Располагаемая перегрузка у земли при полете со скоростью VГП равна
(11.11)
При полете на другой высоте при той же скорости горизонтального полета располагаемая перегрузка nУР будет равна
(11.12)
Величина располагаемого коэффициента подъемной силы от высоты полета не зависит, следовательно, при том же полетном весе из формул (11.11) и (11.12) можно найти располагаемую перегрузку на высоте полета Н:
(11.13)
Из формулы (11.13) видно, что с поднятием на высоту располагаемая перегрузка уменьшается и на практическом потолке возможен только горизонтальный полет, при котором nу=1.
Для измерения перегрузки на самолете устанавливают прибор, получивший название акселерометр. Летчик, руководствуясь показаниями этого прибора, может своевременно уменьшить перегрузку, когда она становится опасной для прочности самолета. На самолетах Як-52 и Як-55 установлен акселерометр АМ-9С.
Ограничение перегрузки nу по прочности самолета. Предельно допустимые для конструкции самолета перегрузки зависят от его назначения. Наибольшую эксплуатационную перегрузку имеют маневренные самолеты, такие как пилотажные, спортивные и самолеты-истребители.
Существуют официальные государственные нормы прочности, устанавливающие предельно допустимые (эксплуатационные) перегрузки для каждого класса самолетов.
Физиологические ограничения перегрузок связаны с воздействием перегрузок на человеческий организм. Под воздействием перегрузок в человеческом организме происходит утяжеление всех его органов, деформация скелета, отлив крови от одних органов и прилив ее к другим. Величина перегрузки, которую может перенести человек, зависит от направления перегрузки, от времени ее воздействия и темпа нарастания, а также от общей и физической подготовки.
На переносимость перегрузки влияют следующие факторы: удобство расположения сиденья; температура; давление воздуха в кабине; степень утомляемости; субъективные особенности летчика. Легче переносятся перегрузки в направлении "спина - грудь" и "грудь - спина" и труднее - "таз - голова" (особенно при отрицательных перегрузках). При отрицательных перегрузках прилив крови к голове резко сказывается на работоспособности летчика. Поэтому для успешного овладения акробатическим пилотажем на самолете Як-55 необходимо заниматься физической подготовкой.
2. Вираж самолета
Вираж самолета - это криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости с разворотом на 360°.
Часть виража, имеющая цель изменение направления движения на угол, меньший 360°, называется разворотом. Вираж с постоянной скоростью и углом крена называется установившимся. Установившийся вираж без скольжения называется правильным (Рис. 9, а).
Рис. 9 Схемы виражей: а - правильный вираж; б - вираж с внутренним скольжением; в - вираж с внешним скольжением
Рис. 10 Схема сил, действующих на самолет на вираже (вид спереди)
Вираж может быть неустановившимся, при котором будет меняться скорость и радиус, вираж со скольжением, вираж с набором или потерей высоты.
Если самолет имеет скольжение во внутреннюю сторону виража или во внешнюю, то направление скорости не совпадает с плоскостью симметрии и составляет с ней некоторый угол (Рис. 9, б, в). В первом случае скольжение называется внутренним, во втором - внешним.
2.1 Правильный вираж. Схема сил и уравнения движения
На вираже на самолет действует подъемная сила Y и лобовое сопротивление X, вес самолета G и тяга силовой установки Р.
Для осуществления виража необходима неуравновешенная сила, направленная горизонтально к центру виража - центростремительная сила. Для получения этой силы необходимо накренить самолет элеронами в сторону виража на угол , который называется углом крена (Схема сил, действующих на самолет на вираже (Рис. 10). В результате этого на тот же угол наклонится и вектор подъемной силы крыла Y. Разложив эту силу по вертикали и горизонтали, получим две силы - Ycos g и Ysin g. Из них сила Ycos g должна уравновешивать силу веса самолета G, а сила Y sin g служит центростремительной силой.
Значит, для осуществления правильного виража подъемная сила должна увеличиться с таким расчетом, чтобы ее вертикальная составляющая Ycosg могла уравновесить вес самолета G. Это достигается двумя способами: увеличением угла атаки или увеличением скорости полета. Если не выполнить эти условия, то вертикальная составляющая Ycos 7 будет меньше веса самолета и под действием разности сил (G-Ycos 7) самолет будет снижаться на вираже, т. е. получится неправильный вираж - со скольжением.
Уравнения движения на правильном вираже будут иметь вид:
условие постоянства скорости
Р-Х=0; (11.14)
условие постоянства высоты
Ycosg-G=0; (11.15)
условие искривления траектории
(11.16)
где rв - радиус виража.
2.2 Потребная перегрузка на вираже
Для выполнения виража подъемная сила должна быть увеличена, и тем больше, чем больше крен. Следовательно, на вираже создается перегрузка, причем она будет расти с увеличением крена.
На правильном вираже вес уравновешивается вертикальной составляющей подъемной силы. Выполняется условие G=Ycos?, откуда нормальная перегрузка на вираже равна
(11.17)
Таким образом, на правильном вираже величина потребной перегрузки определяется только углом крена.
Зависимость потребной перегрузки nу от углов крена на вираже показаны на графике Рис. 11.
Рис. 11 Зависимость перегрузки на вираже от крена
Следовательно, чем больше перегрузка, тем больше угол крена. При крене более 85° потребная перегрузка превышает эксплуатационную самолета Як-55 (+9), а при крене более 75°-эксплуатационную самолета Як-52 (+7)..
Величина предельного угла крена на вираже ограничивается теми же факторами, что и величина располагаемой и предельной по тяге перегрузки. С подъемом на высоту величина предельного угла крена в соответствии с уменьшением предельной перегрузки будет понижаться, вызывая при этом увеличение радиуса и времени виража.
Следовательно, следует помнить, что при выполнении виража на предельном угле крена по тряске даже незначительное увеличение угла крена может привести к срыву, так как запас по перегрузке от тряски до срыва невелик.
2.3 Скорость, потребная для правильного виража
Для выполнения виража необходимо увеличить подъемную силу по сравнению с горизонтальным полетом. Этого увеличения можно достичь увеличением скорости полета при сохранении угла атаки либо увеличением угла атаки при сохранении скорости горизонтального полета.
Если то из уравнения
получим
(11.18)
Скорость, потребная на вираже, в раз больше, чем в горизонтальном полете. Так как перегрузка на вираже всегда больше единицы, то и потребная скорость всегда больше скорости горизонтального полета при том же угле атаки.
Но это не значит, что для выполнения виража необходимо увеличить скорость. Если до выполнения виража полет выполнялся на малом угле атаки, т. е. на большой скорости, то для увеличения подъемной силы на вираже можно увеличить угол атаки. Если же до выполнения виража полет выполнялся на больших углах атаки, т. е. на малой скорости, то увеличить угол атаки нецелесообразно, так как возможен срыв в штопор или штопорное вращение, поэтому необходимо в этом случае увеличить скорость.
В последнем случае летчик нередко допускает ошибку, которая приводит к срыву в штопор.
Из полученной зависимости (11 18) следует, что на вираже скорость срыва, а также скорость, соответствующая наивыгоднейшему углу атаки, будут большими, чем в горизонтальном полете, так как
(11.19)
при условии, что VB=VГП=V.
2.4 Влияние высоты полета на потребную скорость на вираже
С увеличением высоты полета скорость, потребная для виража, увеличивается. При этом нужно помнить, что на высоте скорость по прибору УС-450К остается неизменной. Поэтому, выполняя вираж на высоте, необходимо выдерживать ту же скорость по прибору, которая необходима для выполнения виража у земли (при одинаковом полетном весе самолета).
Влияние веса самолета. С увеличением веса потребная скорость возрастает (смотри горизонтальный полет). Соответственно возрастает и потребная скорость для виража.
Влияние веса на скорость виража легко проследить, сопоставив характеристики виража самолетов Як-52 и Як-55.
2.5 Тяга и мощность, потребные для виража
Потребной тягой и мощностью для виража называется необходимая тяга или мощность, уравновешивающая лобовое сопротивление самолета на правильном вираже при данных значениях угла атаки и угла крена.
Увеличение потребной скорости на вираже при неизменном угле атаки или увеличение угла атаки при неизменной скорости сопровождается увеличением лобового сопротивления по сравнению с его величиной в горизонтальном полете. Поэтому потребные для виража тяга и мощность должны быть больше, чем для горизонтального полета.
Рис. 12 Увеличение потребной для виража мощности в зависимости от угла крена
Как и в горизонтальном полете, тяга на вираже равна лобовому сопротивлению
но минимально допустимая скорость на вираже равна
следовательно, при этой скорости
откуда
(11.20)
Из формулы (11.20) следует, что с увеличением крена (перегрузки) потребная тяга на вираже возрастает Увеличение тяги на вираже возможно только за счет избытка тяги силовой установки Р.
Потребная мощность равна произведению потребной тяги на скорость
откуда
(11.21)
Из формулы (11.21) следует, что с увеличением крена (перегрузки) потребная мощность на вираже возрастает пропорционально корню квадратному из куба перегрузки. Следовательно, с увеличением крена потребная мощность увеличивается сначала медленно, а потом все более резко (Рис. 12). На графике рисунка изображена зависимость потребной мощности для виража, от угла крена.
Например, при крене 20° потребная для виража мощность больше потребной для горизонтального полета на малую величину; при крене, равном 50°,- в два раза больше; при крене, равном 60°,- в три раза больше, а при крене, равном 70°,- в пять раз больше.
Таким образом, для выполнения виража необходимо иметь избыток мощности.
2.6 Радиус и время виража
Радиус и время виража являются основными величинами, характеризующими маневренные возможности самолета в горизонтальной плоскости.
Как уже говорилось, для выполнения виража необходима центростремительная сила. То есть для уменьшения радиуса виража необходимо увеличить горизонтальную составляющую подъемной силы , а для этого следует увеличить крен самолета, одновременно увеличивая подъемную силу увеличением угла атаки или скорости.
Центростремительная сила, с одной стороны, равна ,
а с другой (из условия искривления траектории в горизонтальной плоскости (формула 10.16). Следовательно,
откуда радиус виража будет равен
(11.22)
Таким образом, радиус виража определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Анализируя выражения формулы (11.22), сделаем заключение, что радиус виража будет тем меньше, чем:
меньше удельная нагрузка на крыло ;
больше плотность воздуха (с увеличением высоты полета радиус увеличивается);
больше коэффициент подъемной силы Су;
больше крен самолета ; при Су=Судоп с уменьшением скорости радиус растет.
Время виража определяется как отношение длины окружности, которую описывает центр тяжести самолета на вираже, к скорости самолета:
(11.23)
следовательно, время разворота на угол
(11.24)
Из формулы (11.23) видно, что время виража (как и радиус) определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Для уменьшения времени виража необходимы те же условия, что и для уменьшения радиуса виража, но следует помнить, что скорость полета на время виража оказывает значительно меньшее влияние, чем радиус виража.
2.7 Основные характеристики виражей самолетов ЯК-52 и ЯК-55
В учебных целях на самолетах Як-52 и Як-55 виражи с креном до 45° выполняются на скорости V=190 км/ч, определяемой по прибору УС-450К, виражи с креном 60° - на скорости V=210 км/ч. Виражи с креном до 45° принято называть мелкими, а с креном более 45° - глубокими.
2.8 Предельные виражи
При увеличении крена на вираже наступит момент, когда для выполнения его (для преодоления лобового сопротивления) потребуется мощность силовой установки, равная максимальной, следовательно, дальнейшее увеличение крена вызовет снижение самолета, так как правильный вираж невозможен. Если на вираже перегрузка превысит предельную по тяге, то самолет будет снижаться даже при полной тяге, так как лобовое сопротивление будет больше тяги силовой установки. Следует иметь в виду, что при кратковременном развороте можно создать большой крен и перегрузку, вплоть до располагаемой. Однако длительный разворот с большим креном и перегрузкой вызовет значительное торможение самолета, которое приведет к уменьшению скорости и снижению самолета. Предельная по тяге перегрузка является перегрузкой длительного разворота с заданной скоростью.
Вираж, для выполнения которого на заданной высоте и максимальном крене использована вся мощность силовой установки и эксплуатационная перегрузка (лимитированная прочностью самолета и выходом на режим сваливания), называется предельным виражом.
На самолетах Як-55 и Як-52 предельные по тяге перегрузки во всем диапазоне скоростей полета не превышают эксплуатационную перегрузку по прочности, поэтому основным ограничением предельных виражей самолетов Як-52 и Як-55 является предельная перегрузка по срыву и по располагаемой тяге (Рис. 13, Рис. 14).
На рисунках графически изображены характеристики предельных виражей самолетов Як-52 и Як-55 при работе двигателя на 1-м номинале.
Показаны изменения характеристик в зависимости от изменения скорости полета на высоте Н=1000м.
Анализируя эти графики, можно сделать вывод, что предельный вираж с максимальным углом крена можно выполнить только на определенном угле атаки и соответствующей скорости.
Рис. 13 Характеристики виража самолета Як-55 (H=1000 м, Gвз-870 кгс, режим работы двигателя-1-й номинал)
Рис. 14 Характеристики виража самолета Як-52 (Н=1000 м, Gвз=1290 кгс, режим работы двигателя- 1-й номинал)
Предельный вираж с минимальной скоростью, радиусом и временем выполняется на экономической скорости.
С подъемом на высоту избыток мощности силовой установки уменьшается. Поэтому максимальный угол крена также уменьшается. По достижении потолка самолета избыток мощности становится равным нулю и выполнение виража невозможно.
2.9 Управление самолетом и работа рулей на правильном вираже
Для выполнения виража самолет необходимо накренить, но это недостаточно. При накренении самолета создается центростремительная сила и самолет начинает движение по кривой, но демпфирующий момент вертикального оперения противодействует развороту. Поэтому, накреняя самолет элеронами, необходимо одновременно отклонить руль направления в сторону виража.
Отклонение руля направления необходимо также для компенсации Дополнительного лобового сопротивления, стремящегося развернуть самолет во внешнюю сторону, в сторону внешнего полукрыла. Внешнее полукрыло движется по внешнему радиусу (по внешней траектории) (Рис. 15), скорость его больше, чем внутреннего полукрыла, и, следовательно, подъемная сила и лобовое сопротивление больше.
Таким образом, для выполнения правильного виража с креном 30...45° необходимо плавно отклонить ручку управления и 'педаль (руль направления) в сторону виража. По достижении *необходимого крена и угловой скорости ручку управления необходимо отклонить слегка в противоположную сторону, а также слегка отклонить педаль (руль направления) в противоположную сторону. Эти действия рулями необходимы, так как подъемная сила внешнего полукрыла больше, чем внутреннего. При этом возникает момент Мх относительно продольной оси, стремящийся увеличить крен. Чтобы компенсировать этот момент необходимо отклонение ручки управления в противоположную сторону. Но отклонение ручки управления в противоположную сторону приведет к уменьшению моментов My (лобового сопротивления и демпфирующего), поэтому необходимо одновременно с ручкой управления слегка нажать на педаль в обратную сторону.
Отклонение ручки управления и нажим на педаль в обратную сторону должны быть тем меньше, чем энергичнее был ввод самолета в вираж. После того как ввод закончен, крен, положение капота самолета относительно горизонта и угловую скорость необходимо сохранять постоянными.
Для вывода из виража необходимо ручку управления и педаль отклонить в сторону, обратную виражу.
Выполнение виража с креном более 45° имеет свои особенности, которые рассмотрим ниже.
Рис. 15 Уравновешивание противодействующих виражу моментов рулем направления
скорость на вираже увеличена соответственно крену;
отсутствие боковой продольной перегрузки
(отсутствие наклонов вперед-назад, влево-вправо, летчика прижимает только к сиденью);
При выполнении виража необходимо учитывать влияние гироскопического момента воздушного винта. На самолетах Як-52 и Як-55 установлен воздушный винт левого вращения, поэтому при выполнении правого виража этот момент стремится поднять капот самолета, а на левом - опустить. Особенно это необходимо учитывать при выполнении глубоких виражей. Неучет гироскопического момента воздушного винта может привести к "зарыванию" самолета на левом вираже и взмыванию на вираже, что в конечном счете приведет к срыву в штопор или штопорную бочку.
О правильности виража - отсутствии скольжения летчик судит по признакам: шарик указателя скольжения находится в середине (на указанной метке).
2.10 Неправильный вираж со скольжением
Вираж со скольжением возникает в результате некоординированных действий рулями управления и резкой работы рычагом дроссельной заслонки карбюратора и шагом винта, т. е. является результатом ошибочных действий летчика.
Рассмотрим выполнение глубокого виража со скольжением. Предположим, что на глубоком вираже, например левом (Рис. 16, а), крен увеличен на величину, при которой скорость становится недостаточной для сохранения условия , т. е. составляющая подъемной силы становится меньше веса самолета, самолет начнет снижаться. Для того чтобы восстановить равновесие, необходимо нажать на правую педаль (отклонить руль направления вправо) во внешнюю сторону, при этом создается скольжение на левое (внутреннее) полукрыло.
Рис. 16 Глубокий левый вираж с внутренним скольжением
Рис. 17 Плоский вираж с внешним скольжением
Возникает боковая аэродинамическая сила Zб, которая по своей величине зависит от угла скольжения р. Она создает добавочную вертикальную силу Z1 (Рис. 16, б, в). Сила Z1, складываясь с силой, создает уравновешенную силу, равную весу самолета.
В результате чего самолет прекратит скольжение. При внутреннем скольжении летчик отклоняет руль направления в сторону скольжения. Также в сторону внутреннего борта отклоняется от центрального положения шарик указателя скольжения прибора скольжения.
Рассмотрим вираж с внутренним скольжением при малом крене. При появлении скольжения на вираже с малым креном возникающая боковая сила Z будет противодействовать центростремительной силе Рцс.
Если Z=FЦС., то, несмотря на крен, самолет будет выполнять прямолинейный полет со скольжением на опущенное полукрыло.
Такой прямолинейный полет с креном и скольжением аналогичен прямолинейному планированию с креном и скольжением.
Рассмотрим вираж с внешним скольжением. При отклонении руля направления (например, влево) и угле крена, равном нулю, создается внешнее скольжение (в данном случае на правое полукрыло). Вследствие бокового обтекания самолета воздушным потоком возникает боковая сила Z, которая играет роль центростремительной силы. Под действием ее самолет начинает выполнять полет по криволинейной траектории влево в горизонтальной плоскости (Рис. 17). При этом сила тяги силовой установки Р раскладывается на две составляющие. Одна из которых Pi действует как центростремительная сила. Силы Z и Р 2 имеют малую величину, поэтому траектория виража имеет большой радиус. Если руль направления отклонить на большую величину, то появится кренящий момент во внутреннюю сторону (в рассматриваемом случае влево) за счет разности подъемных сил левого и правого полукрыльев. В данной ситуации при отклонении ручки управления в сторону уменьшения крена (в рассматриваемом случае вправо) увеличивается лобовое сопротивление внутреннего полукрыла, что приводит к появлению разворачивающего момента, и самолет увеличивает крен и сваливается на внутреннее полукрыло (влево), выполняя штопор или штопорное вращение. Особенно это характерно для самолета Як-52 на скоростях менее 150 км/ч.
Следовательно, вираж с внешним скольжением не только не выгоден, но и не безопасен.
При внешнем скольжении на вираже летчика прижимает к внешней стороне кабины самолета. Шарик указателя скольжения прибора ДА-30 (на самолете Як-52) отклоняется во внешнюю сторону.
2.11 Техника выполнения виража с креном 35...45°
Вираж с креном до 45° выполняется на скорости 190 км/ч при оборотах двигателя 82%.
Перед вводом самолета в вираж осмотреть воздушное пространство, особое внимание уделив стороне выполнения виража, наметить ориентир для ввода и вывода из виража, установить обороты двигателя, соответствующие скорости 190 км/ч. После этого плавным и координированным движением ручки управления и педалей ввести самолет в вираж. По мере увеличения крена увеличить наддув с таким расчетом, чтобы при крене 45° сохранялась скорость 190 км/ч.
Как только крен достигнет заданного, необходимо зафиксировать его небольшим отклонением ручки управления в сторону, противоположную крену, и ослабить нажим на внутреннюю педаль, сохраняя угловую скорость, продолжать выполнение виража.
В установившемся вираже нужно контролировать положение кабины самолета относительно горизонта, величину крена, показания приборов (указателя скорости, положение шарика указателя скольжения, вариометра, высотомера и авиагоризонта).
Если в процессе выполнения виража возникли изменения положения видимых частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта (вариометр показывает снижение или набор высоты), необходимо плавным и соразмерным движением ручки управления и педалей поднять или опустить капот самолета относительно горизонта до нормального положения, контролируя действия по показаниям авиагоризонта (на самолете Як-52), указателя скорости и вариометра.
За 20...25° до намеченного ориентира координированным движением ручки управления и педалей в сторону, обратную вращению (ручка управления идет с опережением), начать вывод из виража. По мере уменьшения крена плавно уменьшить наддув до заданного с таким расчетом, чтобы выйти в режим горизонтального полета на установленной скорости без набора высоты.
После вывода самолета в горизонтальный полет поставить рули в нейтральное положение.
При выполнении виража необходимо учитывать влияние гироскопического момента воздушного винта.
Самолеты Як-52 и Як-55 на виражах устойчивы и легко переходят из одного виража в другой.
2.12 Техника выполнения виража с креном 60°
Вираж с креном 60° выполняется на скорости 210 км/ч при оборотах двигателя 82%.
Перед вводом в вираж самолета осмотреть воздушное пространство, особое внимание уделить стороне выполнения виража, сбалансировать самолет триммером на скорости 210 км/ч, наметить ориентир для ввода и вывода из виража, запомнить курс ввода, установить обороты двигателя, соответствующие скорости 210 км/ч. После этого плавным и координированным движением ручки управления и педалей ввести самолет в вираж. По мере увеличения крена плавно увеличить наддув, с таким расчетом, чтобы при крене 45...50° он был дан полностью.
По мере накренения самолета центростремительная сила Ysin, искривляющая траекторию движения, возрастает. Для сохранения постоянства высоты при вводе самолета в вираж необходимо вбиранием ручки управления на себя увеличить угол атаки для увеличения подъемной силы (сохраняется равенство Ycos=G). С увеличением угла атаки растет лобовое сопротивление, поэтому в процессе ввода самолета в вираж для сохранения скорости необходимо увеличить обороты двигателя (сохраняя при этом равенство P=G).
При вводе самолета в вираж необходимо следить за сохранением правильного положения видимых частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта, за плавным образованием крена и координацией отклонения рулей (шарик указателя скольжения должен находиться в центре) Величину крена определять визуально по положению передних частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта и на самолете Як-52 контролировать по авиагоризонту
При малом крене положение капота самолета относительно горизонта поддерживать рулем высоты, а угловое вращение - рулем направления. По достижении крена 45° и более (при дальнейшем его увеличении) совместно с дальнейшим отклонением ручки управления на себя необходимо ослаблять нажим на педаль, отклоненную в сторону виража (предупреждать тенденцию самолета к опусканию капота нажимом на педаль против крена - внешнюю педаль).
При выполнении глубокого виража при крене более 45° происходит перемена действия рулей управления. Руль высоты начинает выполнять функцию руля направления, а руль направления - руля высоты. Поэтому для поддержания необходимого положения капота и видимых частей фонаря кабины самолета относительно горизонта в большей степени отклоняется руль направления и в меньшей степени - руль высоты, а угловая скорость вращения создается в большей степени рулем высоты и в меньшей степени - рулем направления. Указанная перемена действия рулями проявляется только в отношении положения самолета относительно горизонта. Изменение угла атаки по-прежнему осуществляется рулем высоты, а угла скольжения - рулем направления
Как только крен достигнет заданного, необходимо зафиксировать его небольшим отклонением ручки управления в сторону, противоположную крену, и ослабить нажим на внутреннюю педаль. Сохраняя угловую скорость, продолжать выполнение виража.
В установившемся вираже контролировать положение видимых частей фонаря кабины и капота самолета относительно горизонта, величину крена, показания приборов (указателя скорости, положения шарика указателя скольжения, вариометра, высотомера и авиагоризонта).
Необходимо помнить, что в процессе выполнения установившегося виража внешнее полукрыло движется с большей скоростью, чем внутреннее. Центр давления из плоскости симметрии перемещается во внешнюю сторону, в результате чего на самолет действует кренящий момент в сторону виража, который парируется отклонением ручки управления во внешнюю сторону. При этом следует учитывать влияние гироскопического момента.
Вывод из виража начинать за 30° до намеченного ориентира координированным движением ручки управления и педалей в сторону, обратную вращению, при этом ручку управления отклонять вперед по диагонали для уменьшения угла атаки и предупреждения подъема капота самолета относительно горизонта. По мере уменьшения крена плавно уменьшить обороты двигателя (наддув), чтобы к концу вывода обороты двигателя соответствовали заданной скорости вывода из виража.
Выход из виража должен быть произведен в направлении выбранного ориентира и заданного курса. После вывода самолета в горизонтальный полет ручку управления и педали поставить в нейтральное положение.
2.13 Характерные ошибки, допускаемые при выполнении виража
При выполнении виражей наблюдаются следующие ошибки:
- несоответствие мощности силовой установки величине крена - самолет теряет или набирает высоту (увеличивает или уменьшает скорость);
-.перетягивание ручки управления на себя - увеличивается перегрузка, самолет теряет скорость, возможен срыв в штопор или штопорное вращение;
- капот самолета не удерживается педалями по горизонту - излишне отклоняется педаль в сторону виража, что вызывает опускание капота самолета, увеличивается скорость и теряется высота; малое отклонение педали в сторону виража приводит к подъему капота самолета, уменьшается скорость и набирается высота;
- некоординированные действия рулями управления при вводе в вираж и выводе из него - возникает внутреннее или внешнее скольжение и изменяется высота и скорость;
резкий ввод самолета в вираж и резкий вывод из него - не выдерживается скорость и высота;
неточный вывод по направлению.
При выполнении виража необходимо знать, что при перетягивании ручки управления срыв самолета происходит без предупредительной тряски. Поэтому при загорании лампочки "Срыв" на самолете Як-52 необходимо уменьшить тянущее усилие на ручке управления, что приведет к уменьшению углового вращения и перегрузки.
Небольшие отклонения по крену в процессе виража следует парировать отклонением ручки управления и педалей. При опускании капота самолета и нарастании скорости необходимо сначала вывести самолет из крена, затем взятием ручки управления на себя - в горизонтальный полет.
Если при выполнении виража произошел срыв самолета, то ручку управления необходимо отклонить от себя, вывести самолет в горизонтальный полет, после чего вновь ввести в вираж.
3. Спираль
Спиралью называется полет самолета по винтовой линии (траектории) с заданным креном и скоростью. Спираль представляет собой длительный вираж на планировании или подъеме. Если спираль применяется для набора высоты, она называется восходящей, если для потери высоты - нисходящей. Если крен небольшой величины и радиус спирали довольно большой, спираль называется пологой. Если крен спирали больше 45°, а радиус малой величины, спираль называется крутой.
Если скорость, угол крена и угол наклона траектории с течением времени не изменяются, спираль называется установившейся.
Установившаяся спираль называется правильной, если она выполняется без скольжения.
3.1 Схема сил и уравнения движения на спирали
Схема сил, действующих на самолет при выполнении спирали, показана на Рис. 18. Рассмотрим восходящую спираль. Она может выполняться как с тягой силовой установки, так и без нее. Рассмотрим выполнение спирали с тягой силовой установки на малом газу.
Самолет снижается с постоянным углом к горизонту по траектории, представляющей цилиндрическую винтовую линию.
Движение центра тяжести состоит из двух движений: вниз с вертикальной скоростью
VУ=Vsin
и в горизонтальной плоскости по окружности со скоростью
Vx=Vcos.
Вес самолета G раскладывается на две составляющие, лежащие в вертикальной плоскости: Gcos и G sin. Подъемная сила Y наклонена вперед и в сторону и раскладывается на две составляющие: Y cosy - лежащей в вертикальной плоскости и наклоненной вперед и Y sin-лежащей в горизонтальной плоскости. Неуравновешенная сила Y sin является центростремительной силой, искривляющей траекторию движения самолета.
Составляющая веса Gcos уравновешивается составляющей подъемной силы Ycos, а составляющая G sin и тяга силовой установки Р - уравновешивает лобовое сопротивление X.
Рис. 18 Схема сил на спирали
Управления движения самолета на установившейся нисходящей спирали имеют вид:
условие постоянства скорости
; (11.25)
условие постоянства угла наклона траектории
; (11.26)
условие искривления траектории
. (11.27)
3.2 Перегрузка на спирали
самолет маневрирование траектория пилотажный
Перегрузка на спирали, действующая по направлению подъемной силы Y, определяется из условия постоянства угла наклона траектории полета (11.26):
(11.28)
Полная перегрузка на спирали с учетом центростремительной силы Рцс определяется по формуле
(11.29)
Из формул (11.28) и (11.29) следует, что перегрузка на спирали меньше, чем на вираже при том же угле крена, потому что составляющая Ycos уравновешивает не полный вес самолета, как на вираже, а его составляющую Gcos. Чем меньше угол наклона траектории полета, тем меньше потребная перегрузка. Потребная перегрузка на спирали всегда больше единицы, так как угол наклона траектории меньше угла крена самолета .
3.3 Скорость на спирали
Потребная скорость на спирали определяется из уравнения (11.26) условия постоянства угла наклона траектории (). Подставив вместо подъемной силы Y ее развернутое выражение, получим
откуда при Cy=const
(11.30)
Из формулы (11.30) следует, что скорость, потребная для выполнения спирали, больше потребной скорости для горизонтального полета при одинаковом угле атаки.
...Подобные документы
Расчет летных характеристик самолета и его скороподъемности. Определение взлетных и посадочных параметров, вычисление дальности и продолжительности полета на заданной скорости. Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения.
курсовая работа [924,1 K], добавлен 19.12.2012Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.
курсовая работа [651,9 K], добавлен 01.12.2013Общие правила и порядок выполнения маршрутного полета. Порядок выполнения подготовки к полету по маршруту. Определение безопасных высот (эшелонов) полета. Подготовка данных для зональной навигации. Порядок ведения радиосвязи в воздушном пространстве РФ.
дипломная работа [4,5 M], добавлен 04.02.2016Устойчивость, управляемость самолета. Принцип действия рулей. Центровка самолета, фокус его крыла. Понятие аэродинамической компенсации. Особенности поперечной устойчивости и управляемости на больших скоростях полета. Боковая устойчивость и управляемость.
лекция [2,9 M], добавлен 23.09.2013Деление воздушных трасс по их расположению в воздушном пространстве. Информация о воздушных трассах и их изображение на маршрутных картах. Осевые линии трасс и фиксированные точки на трассах. Составление плана полета и выдерживание его в полете.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 09.11.2021Общие сведения об автоматическом управлении движением центра масс самолета. Характеристики сервопривода автопилота. Управление скоростью полета путем регулирования тяги двигателя. Интегрированное управление движением самолета, стабилизация высоты.
курсовая работа [1,9 M], добавлен 20.02.2013Геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. Особенности устойчивости и управляемости самолета. Прочность самолета. Особенности полета в неспокойном воздухе и в условиях обледенения.
книга [262,3 K], добавлен 25.02.2010Выполнение полета в зоне грозовой деятельности. Пожар на воздушном судне. Полеты в условиях сильной болтанки. Действия экипажа при обнаружении проблем с герметизацией. Регистрация в бортовом журнале всякого изменения высоты и направления полета.
презентация [765,7 K], добавлен 19.04.2017Линии пути, используемые в навигации. Системы отсчета высоты полета, учет ошибок барометрического высотомера, расчет высоты полета. Способы измерения высоты полета. Способы измерения курса. Зависимость между курсами. Навигационный треугольник скоростей.
курсовая работа [1,1 M], добавлен 13.02.2014Вывод уравнения движения самолета в турбулентной атмосфере (в продольном канале). Линеаризация этих уравнений относительно установившегося горизонтального полета. Вычисление передаточной функции и дисперсии перегрузки. Подпрограмма расчета полиномов.
курсовая работа [538,9 K], добавлен 27.07.2013Выбор запасных аэродромов и прокладка маршрута. Определение высоты эшелона по маршруту, взлетной и посадочной массы самолета, взлетной и посадочной центровок самолета. Принятие решения на вылет. Руление, взлет, выход из круга. Набор эшелона, посадка.
курсовая работа [162,1 K], добавлен 02.02.2015Оценка значимости многолетнего режима температуры на высотах над участками воздушной трассы. Расчет возможных пределов изменения практического потолка и предельно допустимой высоты полета конкретного типа самолета и максимально допустимой скорости полета.
курсовая работа [531,4 K], добавлен 13.12.2014Физико-географические и авиационно-климатические особенности района полета самолета ТУ-134. Анализ многолетнего режима температуры воздуха для аэропортов, количественная оценка его влияния на предельно допустимую высоту и скорость полета самолета ТУ-134.
курсовая работа [118,8 K], добавлен 06.07.2015Оценка значимости многолетнего режима температуры на высотах над участками воздушной трассы для обеспечения безопасности и повышения экономичности полетов. Расчет предельно допустимой высоты полета самолета Ту-154 по маршруту Иркутск–Благовещенск.
курсовая работа [777,5 K], добавлен 19.11.2015Классификация самолета Airbus A321. Устройство фюзеляжа. Сравнение с А320 и технические характеристики. Несущие свойства крыла. Модификации самолета. Электродистанционная система управления. Взлётно-посадочные характеристики, а также дальность полета.
реферат [336,2 K], добавлен 16.09.2013Требования к военно-транспортному стратегическому самолету с грузоподъемностью 120 т и дальностью полета 6500 км. Выбор схемы самолета и сочетания основных параметров самолета и его систем. Расчет геометрических, весовых и энергетических характеристик.
курсовая работа [1,6 M], добавлен 28.06.2011Проектирование прибора непрерывного контроля за изменением центровки самолета по мере выработки топлива в баках. Особенности компоновки военно-транспортного самолета Ил-76, влияние расхода топлива на его центровку. Выбор прибора, определяющего центр масс.
дипломная работа [1,1 M], добавлен 02.06.2015Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.
курсовая работа [662,8 K], добавлен 10.12.2013Расчет видов лобового сопротивления самолета. Определение максимального коэффициента подъемной силы. Построение поляры самолета. Расчет маневренных характеристик. Определение возможности полета на заданной высоте. Расчет времени экстренного снижения.
контрольная работа [391,7 K], добавлен 25.11.2016
