На бирже курсовых и дипломных проектов можно найти образцы готовых работ или получить помощь в написании уникальных курсовых работ, дипломов, лабораторных работ, контрольных работ, диссертаций, рефератов. Так же вы мажете самостоятельно повысить уникальность своей работы для прохождения проверки на плагиат всего за несколько минут.

ЛИЧНЫЙ КАБИНЕТ 

 

Здравствуйте гость!

 

Логин:

Пароль:

 

Запомнить

 

 

Забыли пароль? Регистрация

Повышение уникальности

Предлагаем нашим посетителям воспользоваться бесплатным программным обеспечением «StudentHelp», которое позволит вам всего за несколько минут, выполнить повышение уникальности любого файла в формате MS Word. После такого повышения уникальности, ваша работа легко пройдете проверку в системах антиплагиат вуз, antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru. Программа «StudentHelp» работает по уникальной технологии и при повышении уникальности не вставляет в текст скрытых символов, и даже если препод скопирует текст в блокнот – не увидит ни каких отличий от текста в Word файле.

Результат поиска


Наименование:


реферат Общие сведения о наборе высоты

Информация:

Тип работы: реферат. Добавлен: 18.10.2012. Сдан: 2011. Страниц: 6. Уникальность по antiplagiat.ru: < 30%

Описание (план):


Динамика Полёта
— раздел аэромеханики, изучающий динамические свойства и  движение летательного аппарата различного назначения. В Д. п. исследуется движение летательного аппарата как в целом по траектории (траекторное движение), так и движение относительно его центра масс в установившемся и переходном режимах, а также при наличии разного рода возмущений (возмущённое движение), устойчивость летательного аппарата на различных режимах полёта (см. Режимы летательного аппарата) и его управляемость, как при использовании «классических органов управления, так и «новых», появившихся в 80 х гг. (см. Непосредственное управление подъёмной и боковой силами).
Все возрастающая скорость полёта и улучшающаяся манёвренность  летательного аппарата оставляет пилоту всё меньше времени на принятие решения, и его исполнение требует все  более широкого использования автоматики. Поэтому в Д. п. значительное внимание уделяется синтезу систем управления (см. Автоматическое управление) и эргономике (см. Эргономика авиационная) системы «летательный аппарат — человек» (см. Лётчик), разработке систем улучшения устойчивости и управляемости.
Существенное место  в Д. п. отводится разработке методов  создания и создания летательного аппарата с заданными летно-техническими характеристиками (см. Аэродинамический расчёт). Рост скоростей полёта и нагрузок на летательный аппарат и его элементы (крыло и т. п.) привели к тому, что стало необходимым учитывать и в определенной мере исключать влияние на летно-технические характеристики летательного аппарата его упругих свойств (см. Аэроупругость). Быстрое развитие средств автоматики позволили приступить к разработке и в конце 80 х гг. создать первые системы, учитывающие это влияние, — активные системы управления.
Решение возникающих  в Д. п. задач базируется на знании и выборе аэродинамических характеристик  летательного аппарата (см. Аэродинамика), (см. Аэродинамические силы и моменты); параметров силовой установки (типа двигателей авиационных, тяги или мощности двигателей, их зависимости от высоты и скорости полёта — (см. Характеристики двигателя); взаимного расположения элементов летательного аппарата (крыла, оперения, двигателей и т. п. — см. Аэродинамическая схема); характеристик  атмосферы (см. Атмосферное возмущение), (см. Сдвиг ветра); характеристик  и состава бортового и наземного  оборудования (см. Бортовое оборудование), (см. Бустерное управление), (см. Электродистанционная система управления). При этом проектируемые и разрабатываемые устройству и системы апробируются в виде моделей в аэродинамических трубах и других экспериментальных установках, при полунатурном моделировании на пилотажных стендах, натурных испытаниях в летных исследованиях и доводятся в процессе лётных испытаний.
Математической основой  Д. п. являются теоретическая механика (см. Уравнения движения), теории устойчивости и систем автоматического регулирования, методы оптимизации и статистические методы анализа и синтеза динамических систем. 
 
 
 

Общие сведения о наборе высоты  

   Схема сил, действующих на самолет при  наборе высоты, изображена на рис. 1.
   Для осуществления  набора высоты необходимо:
   а) для выполнения полета с постоянным углом набора:
   

   б) для выполнения набора высоты с постоянной скоростью:
   

Рис.1
   
 
 

   Воспользовавшись  первым условием:
   

   определим скорость, потребную при наборе высоты:
   

   Так как  углы набора транспортных самолетов  небольшие, то подъемная сила самолета практически равна полетному  весу самолета. Учитывая это, скорость при наборе высоты практически равна  скорости горизонтального полета и  зависит от полетного веса самолета, угла атаки и плотности воздуха (температуры, давления и высоты полета). Влияние этих факторов на потребную  скорость рассмотрено в гл. 3. Воспользовавшись вторым условием P = X + G sinqн определим тягу, потребную при наборе высоты.
   Для уравновешивания  лобового сопротивления при наборе высоты необходима тяга такая же, как  и в горизонтальном полете, т.е. Pгп = Х= G/К. Составляющую веса G sinqн уравновешивает избыток тяги DР. Следовательно,
   

   Как видно, тяга, потребная для набора высоты, больше тяги, потребной в горизонтальном полете, на величину Gsinqн=DР, причем, чем больше полетный вес и угол набора, тем требуется больше дополнительной тяги.
   При выполнении набора высоты DР=Gsinqн. Из этого выражения можно определить угол набора высоты:
   

   Как видно  из формулы, величина угла набора высоты зависит от избытка тяги DР и веса самолета.
   Наибольший  угол набора самолет имеет при  угле атаки, близком к наивыгоднейшему, так как при этом избыток тяги максимальный.
   Вертикальная  скорость набора высоты – это высота, которую набирает самолет за 1 с. Из треугольника скоростей (см. рис.1):
   

   Как видно  из формулы, вертикальная скорость набора зависит от скорости набора, избытка  тяги и веса самолета. Наибольшую вертикальную скорость имеет самолет при данном полетном весе на угле атаки, где (DР?Vн)max.
   Скорость  полета, при которой самолет имеет  Vу mах, называется наивыгоднейшей скоростью набора высоты Vнв.наб.
   При уменьшении веса самолета потребная тяга горизонтального  полета уменьшается, а избыток тяги увеличивается. Кроме того, при меньшем  полетном весе его составляющая Gх=Gsinqн также меньше. Следовательно, самолет, имеющий меньший полетный вес, при одном и том же угле атаки имеет большую вертикальную скорость и угол набора высоты. С поднятием на высоту при любом угле атаки избыток тяги уменьшается, а значит, угол набора высоты и вертикальная скорость также уменьшаются.
   Уменьшение  избытка тяги происходит вследствие уменьшения располагаемой тяги с  поднятием на высоту. Кроме того, при наборе высоты полетный вес самолета вследствие выгорания топлива уменьшается, благодаря чему несколько задерживается  уменьшение избытка тяги, угла набора и вертикальной скорости. 

Движение самолета с учетом его вращения изучается  в разделе динамики полета «Устойчивость  и управляемость самолета». В  этом разделе используются следующие  основные понятия:
    Балансировка самолета – состояние равновесия всех действующих на самолет моментов в установившимся режиме полета, обеспечиваемое для каждой конфигурации самолета соответствующим отклонением рулей, которые называются балансировочными. Обычно по результатам летных испытаний и расчетов строятся балансировочные диаграммы, которые показывают зависимость балансировочного отклонения рулей от скорости или других параметров полета. По балансировочным диаграммам оценивается возможность балансировки самолета на заданных режимах полета.  
     

    Управляемость – свойство самолета отвечать соответствующими линейными и угловыми перемещениями в пространстве на отклонение рычагов управления (штурвала и педалей).  
    Под управляемостью понимается способность самолета изменять по воле пилота, т.е. в ответ на отклонение рулей, положение в пространстве и переходить с одного режима полета на другой, или, как часто говорят, «способность самолета ходить за ручкой управления». Для обеспечения управляемости необходим дополнительный к балансировочным углам запас отклонения рулей. Управляемость оценивается критериями управляемости, которые обычно определяют потребное отклонение рулей или рычагов управления для заданного изменения параметров полета.  
     

    Устойчивость – свойство самолета восстанавливать без вмешательства пилота кинематические параметры невозмущенного движения и возвращаться к исходному режиму полета после прекращения действия возмущений.
В полете самолет  находится под постоянным воздействием различных возмущений, связанных  с перемещением воздушных масс в  атмосфере. Эти возмущения стремятся  вывести самолет из равновесия и  изменить режим полета. В таких  условиях благодаря устойчивости упрощается пилотирование самолета, т.к. самолет  сохраняет заданный режим полета и парирует возникающие возмущения самостоятельно. Выдающийся русский  аэродинамик Н.Е. Жуковский в одной  из своих научных работ назвал это качество «прочностью движения». Пилоты, чтобы отметить высокую устойчивость самолета, говорят, что «самолет плотно сидит в воздухе».
Для количественной оценки устойчивости используются различные  критерии устойчивости, которые определяют реакцию самолета или характер переходного  процесса при воздействии на самолет  внешнего возмущения.
Для упрощения  рассуждений устойчивость самолета условно делят на динамическую и статическую. Рассмотрим различие между статической и динамической устойчивостью на примере реакции самолета на воздействие вертикального восходящего порыва ветра, за счет которого происходит увеличение угла атаки. Т.к. рассматривается устойчивость самолета, то пилот не вмешивается в управление, и самолет должен «самостоятельно» вернуться к первоначальному углу атаки после прекращения действия порыва ветра. Очевидно, что для этого необходимо при увеличении угла атаки возникновение пикирующего момента, стремящегося уменьшить угол атаки. Такой момент называется стабилизирующим. Он всегда направлен на возврат самолета к первоначальному режиму полета. А способность самолета создавать стабилизирующие моменты и называется статической устойчивостью.
Однако возникновение  стабилизирующего момента не всегда приведет к возврату самолета на первоначальный угол атаки. Например, при излишне  большом значении стабилизирующего момента возможно возникновение  незатухающих колебаний относительно исходного угла атаки. В этом случае говорят, что самолет, обладая статической  устойчивостью, динамически неустойчив. Таким образом, статическая устойчивость является необходимым, но недостаточным  условием динамической устойчивости, которую можно рассматривать  как полную устойчивость в соответствии с приведенным выше определением.
Для статически неустойчивого самолета при увеличении угла атаки возникает дестабилизирующий кабрирующий момент, под действием которого происходит дальнейшее увеличение угла атаки, и возврат к первоначальному углу атаки без вмешательства пилота будет невозможен. Поэтому в этом случае можно сразу сделать вывод, что самолет не обладает статической, а, следовательно, и динамической устойчивостью.

Взлёт аэродинамических летательных аппаратов

Взлёт самолёта


Airbus A320-200 взлетает в аэропорту Лутон, Англия 

По сравнению  с другими типами летательных  аппаратов самолёт имеет самую  продолжительную по времени и  самую сложную по организации  управления фазу взлёта. Взлёт начинается с момента начала движения по взлетно-посадочной полосе для разбега и заканчивается  на высоте перехода.
Взлёт считается  одним из самых сложных и опасных  этапов полёта: во время взлета могут  отказать двигатели, работающие в условиях максимальной тепловой и механической нагруженности, самолет (относительно других фаз полёта) максимально заправлен топливом, а высота полета еще мала. Самая большая катастрофа в истории авиации произошла именно на взлёте.
Конкретные правила  взлета для каждого типа воздушного судна описаны в руководстве по летной эксплуатации самолета. Коррективы могут вносить схемы выхода, особые условия (например, правила снижения шума), однако, существуют некоторые общие правила.
Для разгона  двигатели обычно устанавливают  на взлётный режим. Это чрезвычайный режим, продолжительность полета на нем ограничена несколькими минутами. Иногда (если позволяет длина полосы) при взлёте допустим номинальный режим[1].
Перед каждым взлётом штурман рассчитывает скорость принятия решения (V1), до которой взлёт может быть безопасно прекращён, и самолёт остановится в пределах взлётно-посадочной полосы (ВПП). Рассчёт V1 учитывает множество факторов, таких, как: длина ВПП, её состояние, покрытие, высота над уровнем моря, метеоусловия (ветер, температура), загрузка самолёта, центровка, и другие. В случае, если отказ произошёл на скорости, большей V1, единственным решением будет продолжить взлёт и затем произвести посадку. Большинство типов самолётов гражданской авиации сконструированы так, что, даже если на взлёте откажет один из двигателей, мощности остальных хватит на то, чтобы, разогнав машину до безопасной скорости, подняться на минимальную высоту, с которой можно зайти на глиссаду и посадить самолёт.
Перед взлётом пилот выпускает закрылки и предкрылки в расчетное положение, чтобы увеличить подъемную силу, и в то же время минимально препятствовать разгону самолета. Затем, дождавшись разрешения авиадиспетчера, пилот устанавливает двигателям взлетный режим и отпускает тормоза колёс, самолёт начинает разбег. Во время разбега главная задача пилота — держать машину строго вдоль оси, не допуская её поперечного смещения. Особенно это важно при ветреной погоде. До определённой скорости аэродинамический руль направления неэффективен и руление происходит путем притормаживания одной из основных стоек шасси. После достижения скорости, на которой руль направления становится эффективен, управление производится рулём направления. Передняя стойка шасси на разбеге, как правило, заблокирована для поворота (повороты воздушного судна с ее помощью осуществляются на рулении). Как только взлётная скорость достигнута, пилот плавно берет штурвал на себя, увеличивая угол атаки. Нос самолёта приподнимается («Подъем»), а затем и весь самолёт отрывается от земли.
Сразу же после  отрыва для уменьшения лобового сопротивления (на высоте не ниже 5 метров) убираются шасси, и (если имеются) выпускные фары, затем производится постепенная уборка механизации крыла. Постепенная уборка обусловлена необходимостью медленного уменьшения подъёмной силы крыла. При быстром убирании механизации самолёт может дать опасную просадку. Зимой, когда самолёт влетает в относительно тёплые слои воздуха, где эффективность двигателей падает, просадка может быть особенно глубокой. Примерно по такому сценарию произошла катастрофа «Руслана» в Иркутске. Порядок уборки шасси и механизации крыла строго регламентирован в РЛЭ для каждого типа самолёта.
Как только достигнута высота перехода, пилот устанавливает стандартное давление 760 мм рт. ст. Аэропорты расположены на разных высотах, а управление воздушным транспортом осуществляется в единой системе, поэтому на высоте перехода пилот обязан перейти с системы отсчета высот от уровня ВПП (или уровня моря) на эшелон (условную высоту). Также на высоте перехода двигателям устанавливают номинальный режим. После этого этап взлёта считается завершённым, и начинается следующий этап полёта: набор высоты.
Взлёт самолёта бывает нескольких видов:
    Взлёт с тормозов. Двигатели выводятся на режим максимальной тяги, на которой самолёт удерживается на тормозах; после того, как двигатели вышли на установленный режим, тормоза отпускаются, и начинается разбег.
    Взлёт с кратковременной остановкой на ВПП. Экипаж не дожидается, пока двигатели выйдут на требуемый режим, а сразу начинает разбег (двигатели должны достичь нужной мощности до определённой скорости). При этом длина разбега увеличивается.
    Взлёт без остановки (англ. rolling start), «с ходу». Двигатели выходят на нужный режим в процессе выруливания с рулёжной дорожки на ВПП, применяется при высокой интенсивности полётов на аэродроме.
    Взлёт с применением специальных средств. Чаще всего это взлёт с палубы авианесущего корабля в условиях ограниченной длины ВПП. В таких случаях короткий разбег компенсируется трамплинами, катапультными устройствами, дополнительными твердотопливными ракетными двигателями, автоматическими удерживателями колёс шасси и т. п.
    Взлёт самолёта с вертикальным или укороченным взлётом. Например, Як-38.
    Взлёт с поверхности воды.

ШТОПОР  САМОЛЕТА

Штопором  самолета называется неуправляемое движение самолета по спиральной траектории малого радиуса на закритических углах атаки.
В штопор может войти  любой самолет, как по желанию  летчика, так и самопроизвольно  при ошибках летчика в технике  пилотирования. Так как штопор представляет собой неуправляемое движение, то выход и управляемый полет  требует твердых навыков, хороших  знаний и понимания его физической сущности. Штопор выполняется на самолетах  Як-52 и Як-55 как с учебной целью, для тренировки летного состава, а также как фигура спортивного  пилотажа.

Рис. 1 Штопор самолета: а - прямой; б - обратный; а - плоский
Существуют два  вида штопора: нормальный (прямой) и обратный (перевернутый) (Рис. 1).
По режиму установившегося  вращения штопор подразделяется на крутой (наклон фюзеляжа к горизонту составляет 50...70°) и плоский (наклон фюзеляжа составляет около 20...300).
На всех вышеуказанных  режимах штопора угол атаки больше критического, и чем положе штопор, тем больше угол атаки. На крутом штопоре  угол атаки составляет 25...30°, на плоском - 60...650.
Потеря высоты на крутом штопоре в среднем составляет 100...150 м за один виток. На плоском  штопоре потеря высоты значительно  меньше и составляет 50...80 м.
Скорость вращения на штопоре составляет (на самолетах  Як-52 и Як-55): при выполнении крутого  штопора - 4,0...4,5 с, а на плоском - 2,5...3,0 с.
Как уже говорилось, что штопор - это неуправляемое  движение самолета и весьма опасное  на малой высоте. Поэтому летчик должен четко представлять причины  штопора, какие факторы и как  влияют на него и осмысленно относиться к работе рулями как на вводе, так  и особенно на выводе самолета из штопора.

Рис. 2 Штопор: а - схема сил и моментов, действующих  на самолет в процессе штопора; б - схема сил, действующих на самолет  при штопоре

СРЫВ  В ШТОПОР НА МАЛОЙ  ВЫСОТЕ

Может произойти  при одновременном уменьшении скорости полета и увеличении угла атаки (Рис. 3). Скорость полета падает, поэтому должна падать и подъемная сила, но вследствие увеличения угла атаки коэффициент подъемной силы Су будет расти (компенсируя падение скорости), в результате чего подъемная сила некоторое время будет расти и оставаться равной весу самолета. Но коэффициент Су растет только до критического угла атаки, а затем резко уменьшается, так как за критическим углом резко ухудшается обтекание - происходит срыв струи с поверхности крыла.
Поэтому когда угол атаки достаточно увеличился, подъемная  сила становится меньше веса самолета и он начнет «проваливаться», опуская  капот. Если летчик попытается еще увеличить  угол атаки, то самолет станет «проваливаться»  плашмя, т. е. парашютировать. Однако при  парашютировании самолет трудно удерживать от кренов. А так как  эффективность элеронов на больших  углах атаки сильно ослаблена, то сохранить поперечное равновесие обычно не удается, и самолет сваливается  на крыло, стремясь перейти в штопор.
Таким образом, происходит так называемая потеря скорости, которая  приводит к ухудшению поперечной управляемости. Если бы летчик мог длительное время удерживать самолет в состоянии  парашютирования, то в любой момент можно было бы, отклонив ручку управления от себя, уменьшить углы атаки, набрать  скорость и перевести самолет  в нормальный полет. Иногда это возможно, если потеря скорости не полная. В этом случае самолет упадет на нос, быстро наберет скорость и снова станет управляемым. Также при потере скорости и падении на крыло (Рис. 3, а) возможен вывод самолета на нос. В противном случае вслед за сваливанием на крыло следует штопор, для выхода из которого и из последующего пикирования требуется значительная высота.
Следовательно:
- на малых высотах  (примерно 600 м) необходимо всегда  иметь достаточный запас скорости, т. е. выдерживать скорость  не менее наивыгоднейшей;
- если допущена  ошибка, скорость упала на значительную  величину, управление, особенно по  элеронам, стало несколько вялым,  следует незначительно отклонить  ручку управления от себя и  в то же время удерживать  самолет в поперечном равновесии  элеронами и рулем направления;
- в случае внезапного  отказа двигателя, особенно на  взлете немедленно отклонить  ручку управления от себя, и  если скорость сильно упала,  не начинать разворота до тех  пор, пока самолет не наберет  скорость до необходимой величины (не менее наивыгоднейшей) и не перейдет в нормальное планирование.

Рис. 3 Потеря скорости в горизонтальном полете: а - падение на нос с переходом в. пикирование, б - падение на крыло с переходом в пикирование или штопор

САМОВРАЩЕНИЕ  КРЫЛА НА БОЛЬШИХ  УГЛАХ АТАКИ. ПРЯМОЙ ШТОПОР

При потере скорости и накренении самолета происходит увеличение углов атаки у опускающегося полукрыла и уменьшение их у поднимающегося полукрыла (Рис. 4). Если полет происходит на малых или средних углах атаки, то указанное изменение углов атаки создает торможение (демпфирование) крена (Рис. 6).
На критических  или закритических углах атаки случайное накренение самолета (вращение вокруг продольной оси) не только не тормозится, а, наоборот, еще больше усиливается, так как увеличение углов атаки сверх критического у опускающегося полукрыла сопровождается усилением срыва потока и падением коэффициента СуОП; у поднимающегося полукрыла, у которого углы атаки уменьшаются , коэффициент подъемной силы СуПОД уменьшается в меньшей степени или даже может возрасти (Рис. 5). В результате этого подъемная сила опускающегося полукрыла, имеющего большие углы атаки, оказывается меньшей, чем у поднимающегося полукрыла, вследствие чего на самолет будет действовать момент самовращения Мх (см. Рис. 4), направленный в сторону первоначального накренения самолета Это явление-самовращение, или авторотация, лежит в основе штопора самолета.

Рис. 4 К объяснению самовращения крыла
 
 
Рис. 5 К объяснению самовращения крыла Рис. 6 К объяснению демпфирования крыла
   
 
Рис. 7 Соотношение подъемных сил опускающегося и поднимающегося полукрыльев при установившемся самовращении
       
Под действием указанного неуравновешенного момента самовращения крыло будет вращаться вокруг продольной оси с положительным  угловым ускорением. По мере ускорения  вращения поднимающееся полукрыло начинает работать с углами атаки, значительно меньшими критического, т. е. в условиях плавного обтекания, в то время как опускающееся полукрыло уже работает в условиях полного срыва воздушного потока.
Но угловая скорость накренения не будет возрастать безгранично. При некоторой угловой скорости вращения наступает равенство СуОП = СуПОД (Рис. 7), моменты нормальных сил обеих полукрыльев выравниваются, угловое ускорение исчезает и устанавливается постоянная угловая скорость самовращения (авторотации).
Величина угловой  скорости самовращения крыла самолета зависит от величины исходного угла атаки (перед срывом в штопор).

ПЕРЕВЕРНУТЫЙ  ШТОПОР

Перевернутый (обратный) штопор может быть получен как  преднамеренно, так и непроизвольно  из-за грубых ошибок летчика в технике  пилотирования. Вращение самолета в  перевернутом штопоре происходит в  области отрицательных закритических углов атаки.
Обратный штопор может выполняться как с прямого, так и с обратного полета. Перед  вводом скорость полета уменьшается  до минимальной, углы атаки при этом становятся околокритическими или  критическими. Достигнув критических  углов атаки, летчик создает скольжение на одно из полукрыльев, и самолет входит в режим авторотации.
и т.д.................


Перейти к полному тексту работы


Скачать работу с онлайн повышением уникальности до 90% по antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru


Смотреть полный текст работы бесплатно


Смотреть похожие работы


* Примечание. Уникальность работы указана на дату публикации, текущее значение может отличаться от указанного.