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.
При выполнении спирали скорость остается, как правило, постоянной, а изменяется угол атаки.
Коэффициент подъемной силы Су в диапазоне летных углов атаки прямо пропорционален углам атаки, а так как Су отличается от CуСП на величину перегрузки nу(СуСП СуГП nу), то, следовательно, и углы атаки на спирали отличаются от углов атаки горизонтального полета на ту же величину, т. е.
(11.31)
Из формулы (11.31) следует, что при выполнении спирали на постоянной скорости угол атаки увеличивается пропорционально перегрузке.
3.4 Радиус спирали
Как уже говорилось, что траектория спирали представляет собой цилиндрическую винтовую линию, следовательно, радиусом спирали можно считать радиус цилиндра.
Из уравнения (11.27) - условия искривления траектории - находим
,
откуда
(11.32)
Из формулы (11.32) следует, что с увеличением скорости радиус спирали возрастает, а с увеличением угла крена и угла снижения - уменьшается.
Радиус спирали всегда меньше радиуса виража, так как cos<l.
3.5 Шаг спирали
Высота, которую теряет самолет (или набирает) за один виток спирали, называется шагом спирали.
Для определения шага спирали необходимо рассмотреть прямоугольный треугольник развертки одного витка спирали (Рис. 19). Из рисунка следует, что
(11.33)
и
(11.34)
Из формулы (11.34) следует, что при увеличении скорости и угла наклона траектории полета шаг спирали увеличивается.
Наивыгоднейшая спираль на планировании. Спираль, за один виток которой самолет теряет наименьшую высоту, называется наивыгоднейшей. Вертикальная скорость Vy при выполнении наивыгоднейшей спирали имеет наименьшую величину. Минимальная вертикальная скорость на планировании получается при выполнении полета на экономическом угле атаки. Для наивыгоднейшей спирали требуется крен 45° и скорость, превышающая экономическую соответственно крену. Эти спирали были исследованы советским ученым В.П. Ветчинкиным.
При исполнении наивыгоднейшей спирали запас скорости фактически отсутствует. Следовательно, ошибка в пилотировании самолета может привести к срыву самолета в штопор.
Выполнять наивыгоднейшую спираль необходимо только на безопасной высоте.
Рис. 19 К определению шага спирали
Минимальный шаг спирали получается при крене =45°, так как sin 2 имеет при этом максимальное значение, т. е, выполнение спирали с креном более или менее 45° ведет к увеличению шага спирали. Если крен на спирали менее 45°, та время выполнения спирали (одного витка) увеличивается, соответственно увеличивается и потеря высоты за один виток. Если крен на спирали более 45°, то вследствие увеличения перегрузки и, как следствие, лобового сопротивления скорость уменьшается, поэтому для сохранения скорости необходимо увеличить угол траектории полета , что приводит к увеличению вертикальной скорости снижения, и потеря высоты также увеличится за один виток;
увеличение аэродинамического качества приводит к уменьшению шага спирали;
с увеличением перегрузки шаг спирали уменьшается.
3.6 Техника выполнения спирали
Спираль выполняется на скорости 180 км/ч и крене 45°. Перед выполнением спирали осмотреть воздушное пространство, особое внимание уделить стороне, в которую будет выполняться спираль, свободно ли воздушное пространство. В режиме планирования установить скорость 180 км/ч, при положении рычагов управления дроссельной заслонкой карбюратора - полностью на себя, шагом винта - полностью от себя. Плавным и координированным движением ручки управления и педалей ввести самолет в спираль. Заданный угол снижения и угол крена выдерживать по видимым частям фонаря кабины самолета и капота относительно горизонта, а также по авиагоризонту. По мере увеличения угла необходимо увеличить перегрузку с таким расчетом, чтобы при заданном крене составляющая подъемной силы Ycos уравновешивала составляющую G cos .
По достижении заданного крена незначительным движением ручки управления и педалей в сторону, противоположную спирали, устранить стремление самолета к увеличению крена, угловой скорости и скорости по траектории.
На спирали за счет разности подъемных сил внешнего и внутреннего полукрыльев самолет стремится увеличить угол крена. Также при выполнении правой спирали за счет гироскопического момента силовой установки самолет стремится увеличить угол крена и тангажа, а на левой спирали, наоборот - уменьшить.
Выдерживание заданной скорости на спирали производить изменением угла наклона траектории, тем самым изменяя величину составляющей веса самолета Gsin (не допуская скольжения - шарик в центре).
Внимание на спирали распределяется так же, как при выполнении виража. В процессе выполнения спирали контролировать температурный режим работы двигателя, не допуская понижения температуры головок цилиндров ниже 150° и температуры масла ниже 40°.
Вывод из спирали производить координированными отклонениями ручки управления и педалей в сторону, противоположную крену. При этом во избежание потери скорости вначале убрать крен и угловое перемещение, а затем вывести самолет в горизонтальный полет.
3.7 Характерные ошибки при выполнении спирали
· некоординированный ввод в спираль - самолет разворачивается с внешним скольжением или внутренним;
· не выдерживается угол наклона траектории, продольной оси самолета относительно горизонта - увеличивается или уменьшается скорость;
· не поддерживается крен заданной величины - самолет опускает капот, увеличивается скорость и самолет входит в крутую спираль с увеличением скорости.
При увеличении поступательной и вертикальной скорости и входе в крутую спираль необходимо:
вывести самолет из крена;
уменьшить угол снижения;
вывести самолет в горизонтальный полет.
4. Пикирование
Пикированием называется крутое снижение самолета по прямолинейной траектории с углами наклона 30° и более.
Оно применяется для быстрой потери высоты и разгона скорости. При выполнении сложного и высшего пилотажа пикирование является составным элементом большинства фигур.
Пикирование подразделяется на виды:
пологое - с углом пикирования менее 8<45°;
крутое - с углом =45...80°;
отвесное - с углами =80...90°;
отрицательное - с углами >90°.
Пикирование состоит из трех элементов: ввода, прямолинейного участка и вывода. Ввод и вывод являются криволинейными маневрами.
Ввод в пикирование. С точки зрения выполнения не представляет трудностей. Ввод в пикирование осуществляется с разворота и с прямой. Рассмотрим оба случая.
Ввод в пикирование с разворота. Применяется для выполнения захода по стреле квадрата пилотажа.
Пусть самолет летит в горизонтальной плоскости (в горизонтальном полете), все силы, действующие на самолет, находятся в равновесии. При вводе самолета в пикирование с разворота создается центростремительная сила, которая искривляет траекторию полета в горизонтальной и вертикальной плоскости. Схема сил, действующих на самолет при вводе с прямой, показана на Рис. 20.
Рис. 20 Схема сил, действующих на самолет при пикировании
Центростремительной силой, искривляющей траекторию полета в вертикальной плоскости, является разность между составляющей подъемной силы и составляющей веса самолета
Центростремительной силой, искривляющей траекторию полета в горизонтальной плоскости, является неуравновешенная горизонтальная проекция подъемной силы
Ввод в пикирование с прямой из горизонтального полета. Ввод может быть резким и плавным. Рассмотрим плавный ввод.
Пусть самолет летит в горизонтальной плоскости (горизонтальном полете), силы, действующие на него, находятся в равновесии. Для ввода самолета в пикирование необходимо создать центростремительную силу, искривляющую траекторию полета вниз. Она создается отдачей ручки управления от себя, при этом уменьшается угол атаки и подъемная сила Y становится меньше веса самолета G, под действием центростремительной силы траектория полета искривляется вниз (см. Рис. 20). При отдаче ручки управления от себя на большую величину создаетcя момент, когда подъемная сила уменьшается до нуля и центростремительной силой является вес самолета G, а при увеличении угла пикирования - составляющая веса G sin. Другая составляющая G cos направлена по касательной к траектории полета, составляя разность с лобовым сопротивлением и сумму с тягой силовой установкой
,
и является ускоряющей силой.
По мере увеличения наклона траектории полета скорость на пикировании возрастает, так как составляющая веса G cos увеличивается, а составляющая веса G sin, центростремительная сила, уменьшается, траектория полета будет выпрямляться. С нарастанием скорости сила лобового сопротивления Х растет, тормозя движение. Как только угол пикирования достигнет заданной величины, ручку управления необходимо задержать и на большую величину взять на себя. В противном случае за счет уменьшения угла атаки до отрицательной величины самолет продолжает увеличивать угол пикирования.
Резкий ввод в пикирование. Возникает при резкой отдаче ручки управления от себя, при этом угол атаки становится отрицательным и возникает отрицательная подъемная сила (-Y). В этом случае центростремительной силой является (при малом угле атаки и ввода) сумма веса самолета и отрицательной подъемной силы (G-Y), а при увеличении угла наклона траектории - (G sin -Y).
Такой ввод уменьшает радиус кривизны траектории и применяется при выполнении акробатического пилотажа.
Перегрузка при резком вводе в пикирование имеет отрицательную величину.
При плавном вводе в пикирование летчик частично теряет ощущение весомости. По мере увеличения наклона траектории вниз возникает разница ускорений тела летчика и самолета. Ускорение самолета уменьшается вследствие роста лобового сопротивления воздуха, а ускорение тела летчика не испытывает сопротивления воздуха и стремится падать с большим ускорением (поэтому у летчика появляется стремление валиться на приборную доску).
При резком вводе самолета в пикирование летчик под действием силы инерции отделяется от сиденья
4.1 Прямолинейный участок траектории пикирования
Он характеризуется тем, что на нем происходит разгон скорости самолета.
Ускорение на пикировании, как правило, положительно. Самолет на пикировании увеличивает скорость. Так как на прямолинейном участке пикирования скорость, а вместе с нею и подъемная сила возрастают, то для обеспечения постоянства подъемной силы и прямолинейности траектории необходимо постепенно уменьшать углы атаки отклонением ручки управления от себя.
Вывод из пикирования. При выполнении пикирования подъемная сила имеет малую величину или отсутствует вообще (при отвесном пикировании), поэтому для вывода из пикирования необходимо увеличить подъемную силу, увеличив угол атаки отклонением ручки управления на себя. Возрастая, подъемная сила становится больше составляющей веса самолета Gcos. Под действием центростремительной силы
Рцс=У-G cos
траектория пикирования искривляется, переходя в горизонтальный полет. Чем больше взята ручка управления на себя, тем больше будет величина центростремительной силы - тем меньше радиус кривизны траектории и потеря высоты на выводе. При выполнении выхода из пикирования необходимо помнить, что чрезмерное взятие ручки управления на себя ведет к чрезмерному увеличению перегрузок.
При выводе из пикирования скорость, перегрузка, а, следовательно, и радиус кривизны траектории-величины переменные.
Потеря высоты на выводе из пикирования. На практике большое значение имеет потеря высоты на выводе самолета из пикирования. Желательно, чтобы потеря высоты была как можно меньше. Потеря высоты зависит от радиуса кривизны траектории полета, который, в свою очередь, зависит от скорости полета и перегрузки
В учебных целях на самолетах Як-52 и Як-55 пикирование выполняется на следующих приборных скоростях:
ввод - 140 км/ч;
начало вывода-210 км/ч;
вывод в горизонтальный полет - 280 км/ч.
4.2 Техника выполнения пикирования
Ввод самолета в пикирование выполняется на скорости 140 км/ч с разворота или с прямой, с оборотами двигателя или без оборотов.
Ввод самолета с разворота. Перед выполнением пикирования осмотреть воздушное пространство в направлении пикирования, наметить ориентир для ввода. Установить скорость 140 км/ч. Координированным движением ручки управления и педалей ввести самолет в разворот с креном 35...45° в направлении выбранного ориентира.
В процессе разворота плавно уменьшить обороты двигателя, одновременно переведя самолет в пикирование. К моменту окончания разворота угол пикирования должен быть заданный. Величину угла пикирования контролировать по видимым частям кабины самолета относительно горизонта и по авиагоризонту, а также положению полукрыльев относительно горизонта.
При пикировании появляется давящее усилие на ручке управления, которое возрастает с увеличением скорости полета (пикирования). В течение пикирования не допускать кренов и разворотов, следить за высотой, скоростью полета.
По достижении скорости начала вывода Vвыв, равной 210 км/ч, плавным движением ручки управления на себя начать вывод самолета в горизонтальный полет. При выводе из пикирования обороты двигателя увеличить до максимальных. Перегрузка не должна превышать 4-5 для самолета Як-52 и +9 для самолета Як-55. Скорость вывода должна быть равной 280 км/ч.
Ввод самолета в пикирование с прямой. Перед выполнением пикирования осмотреть воздушное пространство, особое внимание уделить направлению ввода (прямо по направлению выполнения пикирования), определив, свободно ли оно. Наметить ориентир для ввода. Установить скорость 140 км/ч. Плавной отдачей ручки управления от себя (педали находятся в нейтральном положении) ввести самолет в пикирование. Тенденцию самолета в процессе отдачи ручки управления от себя - отклоняться вправо, парировать отклонением левой педали.
После установления заданного угла пикирования незначительно отклонить ручку управления на себя для прекращения дальнейшего увеличения угла пикирования.
Величину угла пикирования контролировать по авиагоризонту, видимым частям кабины самолета и полукрыльев относительно горизонта. В процессе пикирования появляющиеся усилия на ручке управления компенсировать отклонением ее от себя. Отклонением ручки управления от себя достигается также уменьшение угла атаки и, как следствие, подъемной силы, которая увеличивается с увеличением скорости.
По достижении скорости 210 км/ч плавным движением ручки управления на себя начать вывод самолета в горизонтальный полет. При выводе из пикирования плавно увеличить обороты двигателя до максимальных. Перегрузка при выводе не должна быть более +5 для самолета Як-52 и +9 - для самолета Як-55.
При выполнении пикирования не допускать:
резкого изменения оборотов двигателя;
понижения температуры головок цилиндров двигателя менее 120°С и температуры входящего масла в двигатель ниже 40°С;
непрерывной работы двигателя на оборотах более 83% в течение более 1 мин.
При выполнении пикирования необходимо помнить, что наличие кренов и вращения самолета вокруг продольной оси, вызванное отклонением руля направления или элеронов, может привести к входу самолета в крутую спираль. Вследствие чего самолет с трудом выходит из пикирования. Следовательно, если самолет не выходит из пикирования, необходимо проверить - нет ли крена, не вошел ли самолет в крутую спираль. Контроль производить по видимым частям фонаря кабины самолета и полукрыльев относительно горизонта (на самолете Як-52 также по авиагоризонту и указателю поворота и скольжения).
Для вывода самолета из крутой спирали необходимо сначала убрать крен, а потом выводить самолет из пикирования.
4.3 Характерные ошибки при выполнении пикирования
· при вводе в пикирование с разворота не соблюдается координация движений рулями;
· перетягивание ручки управления на развороте приводит к потере скорости;
· резкая отдача ручки управления от себя - ввод производится с большой отрицательной перегрузкой;
· резкие движения рулями управления во время пикирования - не сохраняется угол пикирования;
· в процессе пикирования не контролируется положение самолета по авиагоризонту (на самолете Як-52), положению полукрыльев и видимых частей кабины самолета относительно горизонта;
· пикирование выполняется с креном или углом, не соответствующим заданным;
· не контролируется высота при пикировании - вывод из пикирования производится на высоте ниже заданной;
· резкий вывод из пикирования с перетягиванием ручки управления - возникают большие перегрузки;
· замедленный вывод из пикирования - большое нарастание скорости самолета и большая потеря высоты;
· вывод из пикирования производится с разворотом - увеличивается потеря высоты на выводе.
5. Горка
Горка-это кратковременный подъем с целью быстрого набора высоты.
Горка состоит из трех элементов: ввод, прямолинейный участок, вывод (Рис. 21).
Рис. 21 Схема сил, действующих на самолет на горке
5.1 Ввод в горку
Пусть самолет летит горизонтально, при этом все силы, действующие на самолет, находятся в равновесии. Для ввода самолета из горизонтального полета в горку необходимо создать центростремительную силу, искривляющую траекторию полета вверх. Искривление траектории полета вверх достигается плавным отклонением ручки управления на себя, тем самым увеличивается угол атаки и, как следствие, увеличивается подъемная сила, которая становится больше веса самолета (при малом угле ) или его составляющей G cos. Под действием центростремительной силы fЦСy - G cos траектория полета искривляется вверх (в вертикальной плоскости). По мере искривления траектории вверх сумма тормозящих сил
X+Gsin>P
становится больше тяги силовой установки и скорость начнет быстро падать, что приведет к падению подъемной силы. Поэтому при вводе ручка управления должна отклоняться постепенно на себя, соразмерно увеличению угла траектории горки.
Прямолинейный участок горки. По достижении заданного угла горки необходимо ручку управления задержать и отдать немного от себя, с целью предупреждения дальнейшего увеличения угла тангажа .
На прямолинейном участке горки скорость уменьшается, следовательно, уменьшается подъемная сила. Поэтому пропорционально уменьшению скорости необходимо увеличить углы атаки - подъемную силу для сохранения условия прямолинейности движения -
Y-G cos=0 .
5.2 Вывод самолета из горки
Для вывода самолета из горки необходимо создать центростремительную силу, искривляющую траекторию полета вниз в вертикальной плоскости. Для этого необходимо ручку управления отклонить от себя с целью уменьшения углов атаки - подъемной силы, что вызовет появление центростремительной силы, величина которой имеет отрицательное значение
Рц.с=Y-Gcos
Вывод из горки в горизонтальный полет производится с перегрузкой от +1 до -3 и по времени продолжителен, что может привести к потере скорости и срыву в штопор. Уменьшение скорости на выводе приводит к снижению эффективности продольного управления и уменьшению продольной угловой скорости. Поэтому вывод из горки должен быть энергичным, но не резким.
На самолетах Як-52 и Як-55 выполнение горки кратковременно и движения ручкой управления (на себя и от себя) следуют почти одно за другим (с интервалом не более 8 с). Поэтому необходимо учитывать влияние гироскопического момента воздушного винта при отклонениях ручки управления.
При вводе в горку гироскопический момент воздушного винта стремится развернуть самолет влево, это отклонение необходимо парировать отклонением правой педали.
При выводе из горки в ее верхней части, когда скорость значительно уменьшилась, влияние реактивного момента воздушного винта сказывается в большей степени. Этот момент стремится накренить самолет вправо, в это время ручка управления отдается от себя и гироскопический момент стремится развернуть самолет тоже вправо. Таким образом, в верхней точке горки у самолета есть тенденция развернуться и накрениться вправо - это накренение и разворот парируются отклонением левой педали.
В учебных целях на самолетах Як-52 и Як-55 горка выполняется при следующих скоростях: ввод - 300 км/ч; начало вывода-170 км/ч; вывод в горизонтальный полет - не менее 140 км/ч.
5.3 Техника выполнения горки
Ввод в горку производится на скорости 300 км/ч.
Перед вводом в горку осмотреть воздушное пространство, особенно в направлении выполнения, убедиться, что оно свободно. В горизонтальном полете или снижении установить скорость 300 км/ч при оборотах двигателя 82% и полном наддуве. Затем плавным движением ручки управления на себя создать заданный угол наклона траектории, зафиксировать его незначительным отклонением ручки управления на себя. Угол наклона траектории контролировать по видимым частям фонаря кабины самолета и полукрыльев относительно горизонта (и по авиагоризонту на самолете Як-52). Вывод из горки начинать по достижении скорости 170 км/ч отдачей ручки управления от себя, не меняя режима работы двигателя. Перевод самолета в горизонтальный полет должен быть закончен на скорости не менее 140 км/ч.
При выполнении горки необходимо учитывать реакцию и гироскопический момент воздушного винта. При вводе в горку ручка управления отклоняется на себя, самолет стремится развернуться влево, этот разворот необходимо компенсировать отклонением правой педали. По мере уменьшения скорости за счет реакции винта самолет стремится накрениться вправо. Это стремление необходимо компенсировать отклонением левой педали.
При выводе самолета из горки за счет отдачи ручки управления от себя появляется правый разворачивающий момент, который парируется отклонением левой педали.
5.4 Характерные отклонения и ошибки при выполнении горки
· резкий перевод самолета в набор высоты - большие перегрузки и преждевременная потеря скорости, мал набор высоты;
· не контролируется и не выдерживается угол наклона траектории горки по видимым частям фонаря кабины самолета и полукрыльев относительно горизонта и по авиагоризонту:
· начало вывода из горки на меньшей скорости или медленное опускание капота самолета на линию горизонта - уменьшение или потеря скорости на выводе.
Размещено на Allbest.ru
...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
