Летно технические характеристики воздушных судов это

Обновлено: 26.11.2022

лётно-техни́ческие характери́стики — комплекс количественных показателей, определяющих возможности летательного аппарата выполнять своё целевое назначение. К основным Л.-т. х. относятся пассажировместимость (грузоподъёмность), крейсерская и максимальная скорость, потолок, практическая и техническая дальность полёта, радиус действия, продолжительность полёта, скороподъёмность и другие характеристики манёвренности, взлётно-посадочные характеристики. Для боевых летательных аппаратов аналогичный комплекс показателей обычно называется лётно-тактическими характеристиками , в которые кроме большинства перечисленных выше характеристик включают боевую живучесть, боевую эффективность, заметность и некоторые другие характеристики.

Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия . Свищёв Г. Г. . 1998 .

Смотреть что такое "лётно-технические характеристики" в других словарях:

лётно-технические характеристики — лётно технические характеристики — комплекс количественных показателей, определяющих возможности летательного аппарата выполнять своё целевое назначение. К основным Л. т. х. относятся пассажировместимость (грузоподъёмность), крейсерская и… … Энциклопедия «Авиация»

Летно-технические характеристики — комплекс количественных показателей, определяющих возможности летательного аппарата выполнять своё целевое назначение. К основным Л. т. х. относятся пассажировместимость (грузоподъёмность), крейсерская и максимальная скорость, потолок,… … Энциклопедия техники

Характеристики летательного аппарата — комплекс количественных показателей и выраженных в аналитическом или графическом виде зависимостей их от каких либо факторов (или между собой), описывающих различные свойства или признаки ЛА. К числу основных X. л. а. относятся геометрические… … Энциклопедия техники

Тактико-технические характеристики (ТТХ) — данные (ТТД), элементы (ТТЭ), упорядоченная по определённому замыслу совокупность количественных характеристик образца (комплекса) военной техники, определяющих его свойства (боевые возможности). ТТХ применяются для оценки свойств (возможностей)… … Словарь военных терминов

характеристики летательного аппарата — характеристики летательного аппарата — комплекс количественных показателей и выраженных в аналитическом или графическом виде зависимостей их от каких либо факторов (или между собой), описывающих различные свойства или признаки летательного… … Энциклопедия «Авиация»

характеристики летательного аппарата — характеристики летательного аппарата — комплекс количественных показателей и выраженных в аналитическом или графическом виде зависимостей их от каких либо факторов (или между собой), описывающих различные свойства или признаки летательного… … Энциклопедия «Авиация»

СССР. Технические науки — Авиационная наука и техника В дореволюционной России был построен ряд самолётов оригинальной конструкции. Свои самолёты создали (1909 1914) Я. М. Гаккель, Д. П. Григорович, В. А. Слесарев и др. Был построен 4 моторный самолёт… … Большая советская энциклопедия

Ту-22М — Не следует путать с Ту 22. Ту 22М … Википедия

авиация — широкое понятие, связанное с полётами в атмосфере на летательных аппаратах тяжелее воздуха. Охватывает летательные аппараты, наземные средства, обеспечивающие подготовку летательных аппаратов к полётам и выполнение полётного задания, аэропорты,… … Энциклопедия техники

Ка 50 — Назначение: ударный вертолёт для поражения бронированной и небронированной техники, живой силы и воздушных целей на поле боя Первый полёт: 17 июня 1982 … Википедия

Под летно-техническими характеристиками (ЛТХ) понимается ком­плекс основных показателей, которые имеют ЛА и его системы в различных условиях полета на всех участках траектории и которые позволяют на основе определенной системы критериев оценить спо­собность ЛА решать поставленные задачи целевого применения.

При рассмотрении конструктивных характеристик агрегатов и бортовых систем ЛА имеет смысл выбирать такие критерии, которые отражают достигнутый уровень показателей целевого применения или основных ЛТХ, например области гарантированного достижения це­лей, ограниченной минимальной (МД) и максимальной прицельной дальностей (МПД), точности стрельбы. В свою очередь в качестве критериев анализа основных ЛТХ могут выступать интегральные оцен­ки эффективности или вероятность выполнения задач целевого при­менения в заданных условиях.

Таким образом, предложенное определение ЛТХ охватывает как характеристики отдельных агрегатов и систем, так и показатели целе­вого применения ЛА в целом.

Летно-технические характеристики являются функциями конст­руктивных параметров агрегатов и систем, а также геофизических ус­
ловий целевого применения ЛА. Данные параметры и условия (в силу значительного числа случайных факторов на этапе производства, под­готовки и применения ЛА) имеют случайную природу. В связи с этим очевидна случайная природа самих ЛТХ и необходимость обес­печения требуемого их уровня с заданной вероятностью.

Для анализа показателей целевого применения ЛА в условиях эксперимента могут использоваться обобщенные характеристики и параметры моделей рассматриваемых показателей. Совокупность таких показателей может быть представлена в виде структурной схе­мы (рис. 8.3).

Точностные характеристики ЛА

Диапазон гарантированного достижения цели

Гарантийные запасы топлива

Обобщенные характеристики целевого применения ЛА

в условиях пуска

Остатки топлива в ДУ

Отклонения точек падания от точек прицеливания

Избыток кажущейся скорости

Расчетно-экспериментальные оценки составляющих промаха

ЛТХ (конструктивные характеристики агрегатов и систем ЛА)

Рис. 8.3. Показатели целевого применения ЛА

Под максимальной прицельной дальностью полета ЛА понимает­ся наибольшая сферическая дальность от точки старта до точки при­целивания, при пуске в которую в заданных геофизических условиях с требуемой вероятностью обеспечивается топливом работа двигатель­ной установки (ДУ) и ее выключение от системы управления (СУ).

Под минимальной прицельной дальностью полета ЛА понимает­ся наименьшая сферическая дальность от точки старта до точки при­целивания, при пуске в которую функционирование агрегатов и сис­тем ЛА осуществляется в соответствии с требованиями документации главного конструктора и выключение ДУ последней ступени ракеты обеспечивается по команде от СУ с вероятностью не менее требуе­мой.

Для ракет с разделяющимися головными частями МПД и МД определяются до центра условного прямоугольника разведения эле­ментов боевого оснащения с заданными сторонами и порядком обхо­да целей.

Требуемый уровень МПД с заданной вероятностью обеспечива­ется гарантийным запасом топлива на борту ЛА. Достоверное опре­деление МД достигается надежной оценкой показателей стабильнос­ти конструктивных характеристик агрегатов и систем ЛА и учетом избытка топлива.

Точностные характеристики ЛА определяются размерами облас­ти рассеивания точек падения боевого блока (ББ) относительно то­чек прицеливания в заданных условиях целевого применения с требу­емой вероятностью. При этом рассматриваются точность и кучность попаданий ЛА. Точность попаданий определяется максимальными значениями систематических ошибок подготовки данных на пуски ра­кет, которые не удалось выявить в ходе экспериментальной отработ­ки ракетного комплекса (РК), и характеризуется положением центра группирования точек падения элементов боевого оснащения (БО) от­носительно точек прицеливания. Кучность попаданий — рассеива­ние элементов БО ракет относительно центра группирования, обус­ловленное отклонениями конструктивных характеристик ракет от их номинальных значений, не выявленными на этапе подготовки дан­ных.

Уровень точностных характеристик ЛА, учитываемый при пла­нировании целевого применения, определяется величиной предель­ного рассеивания точек падения элементов БО относительно точек прицеливания.

Конструктивные характеристики агрегатов и систем ЛА (в том числе весовые, энергетические, аэродинамические, характеристики СУ) используются в расчетных математических моделях анализа по­казателей целевого применения ЛА в штатных условиях, а также в специальных условиях для выявления причин возможных нештатных ситуаций.

комплекс количественных показателей, определяющих возможности летательного аппарата выполнять своё целевое назначение. К основным Л.-т. х. относятся пассажировместимость (грузоподъёмность), крейсерская и максимальная скорость, потолок, практическая и техническая дальность полёта, радиус действия, продолжительность полёта, скороподъёмность и другие характеристики манёвренности, взлётно-посадочные характеристики. Для боевых летательных аппаратов аналогичный комплекс показателей обычно называется лётно-тактическими характеристиками, в которые кроме большинства перечисленных выше характеристик включают боевую живучесть, боевую эффективность, заметность и некоторые другие характеристики.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .

Смотреть что такое "Летно-технические характеристики" в других словарях:

Летно-технические характеристики самолета Ан-2 — Самолет Ан 2 (по кодификации НАТО: Colt Жеребенок, разг. Кукурузник, Аннушка) лёгкий транспортный самолёт, биплан с расчалочным крылом. Эксплуатируется с одним двигателем АШ 62ИР Швецова мощностью 1000 лошадиных сил и винтом АВ 2. Применяется на… … Энциклопедия ньюсмейкеров

Летно-технические характеристики Airbus 300 — Airbus A300 (Аэробус А300) является первым в мире широкофюзеляжным двухдвигательным самолетом и первым проектом европейского авиастроительного концерна Airbus Industrie (Эрбас Индастри), созданного в 1970 году специально для разработки и… … Энциклопедия ньюсмейкеров

Летно-технические характеристики вертолета Ми-171Е — Вертолет Ми 171Е экспортный вариант российского транспортного вертолёта Ми 171, являющегося глубокой модернизацией вертолета Ми 8. Вертолет разработан ОАО Московский вертолётный завод им. М. Л. Миля и производится на ОАО Улан Удэнский авиационный … Энциклопедия ньюсмейкеров

Летно-технические характеристики вертолета Ми-35 — Ниже приводятся летно технические характеристики вертолета Ми 35. Ми 35 экспортный вариант вертолета Ми 24В, окончательного базового варианта вертолета Ми 24, был создан Московским вертолетным заводом (МВЗ) имени М.Л. Миля и является одним из… … Энциклопедия ньюсмейкеров

Летно-технические характеристики самолета Sukhoi Superjet-100 — Sukhoi Superjet 100 (SSJ100) российский ближнемагистральный пассажирский самолёт, разработанный компанией Гражданские самолёты Сухого (ГСС) совместно с рядом зарубежных компаний. Семейство самолётов Sukhoi Superjet 100 состоит из двух самолетов… … Энциклопедия ньюсмейкеров

Летно-технические характеристики штурмовика Су-25 — Су 25 Грач (по кодификации НАТО: Frogfoot) бронированный дозвуковой самолет штурмовик, предназначен для оказания непосредственной авиационной поддержки войскам в ходе боевых действий днем и ночью при визуальной видимости цели, а также для… … Энциклопедия ньюсмейкеров

Летно-технические характеристики вертолета Ми-28Н ("Ночной охотник") — Боевой вертолет Ми‑28Н Ночной охотник (Ми‑28НЭ в экспортном варианте) предназначен для поиска и уничтожения в условиях активного огневого противодействия танков и другой бронированной техники, а также малоскоростных воздушных целей и живой силы… … Энциклопедия ньюсмейкеров

Летно-технические характеристики вертолета Ми-8 — Ми 8 многоцелевой вертолет, выпускаемый в пассажирском, транспортном и деловом вариантах. Разработка вертолета В 8 (Ми 8) началась в ОКБ им. М.Л. Миля (ныне ОАО МВЗ им. М.Л.Миля ) в мае 1960 года для замены хорошо зарекомендовавшего себя в… … Энциклопедия ньюсмейкеров

Летно-технические характеристики вертолета Ми-8Т — Ми 8Т является десантно транспортным вариантом многоцелевого вертолета Ми 8, разработанного в ОКБ М.Л. Миля (ныне ОАО Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля , входящий в холдинг Вертолеты России ). Разработка вертолёта В 8 (Ми 8) началась в… … Энциклопедия ньюсмейкеров

Основными взлетно-посадочными характеристиками явля­ются: длина разбега, пробега, взлетной и поса­дочной дистанции, скорость отрыва и посадоч­ная скорость. Эти параметры определяют потребные разме­ры аэродрома и взлетно-посадочных полос, а также размеры под­ходов к аэродрому.

Как мы увидим далее, все эти параметры весьма сильно изменяются в зависимости от условий испытания, особенно от веса самолета, поэтому весьма важно уметь пересчитывать их с одних условий на другие. В отдельных случаях требуется ука­зать, каким образом можно улучшить взлетно-посадочные ха­рактеристики; для этого нужно провести специальные испыта­ния для изучения факторов, определяющих эти характеристики.

Наиболее простым методом замера длины разбега и пробега, доступным для любой летной станции и требующим только рулетки и секундомеров, является визуальный метод. Вдоль взлетно-посадочной полосы вблизи предполагаемой точки отрыва (касания) самолета (фиг. 15. 1) расстанавливают на расстоянии 30—70 м друг от друга наблюдателей, которые на —

глаз отмечают место отрыва (касания) самолета, после чего длина L разбега (от старта) или пробега (до места остановки самолета) промеряется рулеткой. Для ускорения промеров са­молет стартует со строго определенного места, а старт разби­вается заранее на отрезки длиной 50—100 м обычно разбивка производится при помощи ярких флажков перемежающихся цветов, которые служат также ориентирами для летчика; при такой системе нужно только измерить расстояние от точки от­рыва (касания) до ближайшего флажка.

Для замера времени разбега наблюдатель у старта подает условный сигнал в момент трогания самолета с места; по этому сигналу наблюдатели включают свои секундомеры и выклю­чают их в момент отрыва самолета. Эти же наблюдатели при каждом взлете отмечают особенности данного взлета или по­садки (с «подрывом», с «козлом» и т. д.).

Скорость при отрыве отмечается наблюдателем или летчиком на самолете. Если на самолете стоят приборы-самописцы, м’о — мент отрыва легко установить по записи приборов: в этот мо­мент прекращается разброс записи из-за вибраций и толчков при разбеге по земле. При каждом взлете обязательно записы­вается скорость ветра по анемометру.

При посадке самолета все операции производятся в обратном порядке.

Этот простейший метод доступен в любых условиях, но об­ладает рядом недостатков. Во-первых, таким путем можно из­мерить только земную часть (пробег, разбег) без воздушной части. Во-вторых, очень трудно на-глаз точно заметить место отрыва и параметры измеряются недостаточно точно. Недоста­точно точно измеряются также скорости отрыва и посадки.

Определение истинной величины этих скоростей осложняется тем обстоятельством, что невозможно определить аэродинами­ческие поправки указателя скорости или спидографа (гл. IV) для таких малых скоростей, на которых нельзя производить установившийся полет для тарировки на мерной базе, и прихо­дится делать крайне ненадежную экстраполяцию километраж — ных тарировочных кривых в сторону малых скоростей.

Для уточнения измерений было предложено много методов и специальных приборов. Простейшим приспособлением можно считать применение счетчика оборотов колеса само­лета. Обозначим число оборотов колеса буквой п, радиус его г, длину пройденного пути 5; тогда 5 = 2тг/тг. Зная по счетчику оборотов число п, а следовательно, и путь s в функции времени, путем дифференцирования получаем скорость относительно зем­ли в функции времени. Момент отрыва легко обнаруживается по угловой точке на кривой n=f(z)y так как в этот момент колесо начинает замедлять вращение; при посадке, момент касания от­мечается начинающейся раскруткой колеса. Радиус колеса, во­обще говоря, меняется по мере изменения нагрузки на колеса;

поэтому обычно измеряют радиус колеса на стоянке и радиус колеса без нагрузки; за расчетный радиус берут среднюю из этих величин.

При другом методе, не требующем применения специального счетчика оборотов колеса, на одно из колес наносится несим­метричный рисунок, удобный для отсчета оборотов, как показано на фиг. 15.2; границей рисунка обычно служит кардиоида (серд­цеобразная кривая). На стойке другого колеса укрепляется киноаппарат, снимающий одновременно первое колесо и секун­домер; при обработке фильма в этом случае можно построить

ту же кривую n=f(~).

Оба метода требуют применения до­вольно — сложной аппаратуры и в то же время не дают достаточной точности, так как совершенно не учитывают скольжения колеса; кроме того, они не позволяют из­мерить воздушную часть взлетной или по­садочной дистанции. Поэтому эти методы не получили большого распространения л в практике летных испытаний пользуют­ся либо простейшим визуальным методом, либо применяют методы, позволяющие построить траекторию самолета при взле­те или посадке и описанные в гл. XII.

Радиолокационные методы при изуче­нии посадки тоже пока не получили рас­пространения из-за недостаточной точно­сти, с одной стороны, и сложности, с другой. Фото-кинотеодолит — ный метод более точен, но требует очень сложной аппаратуры. В итоге из точных методов, позволяющих найти всю траекто­рию целиком, в настоящее время почти всюду применяется ме­тод измерительной фотокамеры.

К летно-техническим характеристикам самолета от­носятся летные, геометрические, весовые и центровоч­ные данные, прочностные характеристики, а также тя­говые характеристики двигателя и некоторые другие данные. „

К летным данным самолета относятся данные о мак­симальной скорости, скороподъемности, потолке, взлет­но-посадочных характеристиках, маневренности, техни­ческой дальности и продолжительности полета.

а) При работе двигателя на максимальном режиме (п = 100%):

у земли — 605 км/ч;

на высоте 5000 м — 625 км/ч;

на высоте 8000 м — 612 км/ч.

б) При работе двигателя на номинальном режиме (« = 97%): •

у земли — 568 км/ч;

на высоте 5000 м — 595 км/ч;

на высоте 8000 м — 585 км/ч.

Максимальной скоростью горизонтального полета называется установившаяся скорость, которую может развивать самолет при наибольшей тяге силовой уста­новки.

В горизонтальном полете тяга двигателя равна ло­бовому сопротивлению. В связи с тем что тяга двигате­ля и лобовое сопротивление самолета зависят от высо­ты полета, изменяется по высоте и максимальная скорость. С увеличением высоты полета плотность воз­духа падает, что приводит к уменьшению как тяги дви­гателя, так и лобового сопротивления. Вместе с тем одновременное падение температуры воздуха оказывает противоположное влияние на тягу двигателя, замедляя ее падение, в результате тяга двигателя уменьшается медленнее, чем лобовое сопротивление. В связи с этим с ростом высоты полета максимальная скорость полета должна увеличиваться. У самолета Л-29 максимальные скорости растут только до определенной высоты. Выз­вано это тем, что с увеличением высоты полета проис­ходит рост числа М полета и на величину лобового со­противления начинает оказывать влияние сжимаемость воздуха. В результате этого отношение тяги двигателя к лобовому сопротивлению замедляет свой рост, а за­тем, по мере увеличения высоты, начинает уменьшаться, вместе с ним уменьшается и максимальная скорость горизонтального полета. Таким образом, максимальные горизонтальные скорости самолета Л-29 с подъемом на высоту сначала растут (примерно до высоты 5000 м), а затем уменьшаются.

Максимальные вертикальные скорости (стандарт­ные) :

а) у земли (п=100%)— 13,2 м/с;

Время набора высоты на режиме максимальной ско­роподъемности:

а) высоты 3300 м при работе двигателя на макси­мальном режиме — 5 мин;

б) при работе двигателя на номинальном режиме с высоты 3300 м:

высоты 5000 м — 9,2 мин;

высоты 8000 м — 20 мин;

высоты 10 000 м — 35,2 мин.

Вертикальная скорость самолета определяется избыт­ком тяги, полетной массой и скоростью набора. Само­лет Л-29 имеет максимальную вертикальную скорость у земли. По мере набора высоты вертикальная скорость уменьшается вследствие уменьшения тяги двигателя. При наборе высоты с максимальной вертикальной ско­ростью время подъема на заданную высоту будет ми­нимальным.

Для самолета Л-29 в стандартных условиях практи­ческий потолок равен 10 900 м.

Под практическим потолком понимается высота, на которой самолет располагает минимальной избыточной тягой, необходимой для практического выполнения уста­новившегося полета. Таким потолком условно считают высоту, на которой вертикальная скорость равна 0,5 м/с.

Длина разбега самолета Л-29 на бетоне при взлете на максимальном режиме работы двигателя при ско­рости отрыва по прибору 160… 165 км/ч составляет

Длина пробега на бетоне с использованием тормо­зов колес при приземлении на скорости по прибору

155.. .160 км/ч составляет 530…600 м.

Взлет самолета выполняется с выпущенными за­крылками во взлетное положение (15°) при работе дви­гателя на максимальном режиме. Вследствие сильного влияния температуры и давления наружного воздуха на тяговые характеристики двигателя длина разбега при отклонениях параметров от стандартных значений (/=15°С и Ро=760 мм рт. ст.) существенно изменяется. Так, при / = 30 °С и Р = 730 мм рт. ст. длина разбега уве­личивается примерно на 50% и при взлете с массой 3280 кг достигает 950 м. Указанное обстоятельство не­обходимо учитывать при эксплуатации самолетов на вы­сокогорных аэродромах и в условиях жаркого климата. Кроме того, длина разбега зависит и от вида ВПП (бе­тонированная или грунтовая). Длина разбега на грун­товой ВПП больше, чем на бетонированной, примерно на 35% (при а грунта = 8…9 кгс/см2).

Посадка самолета осуществляется с выпущенными закрылками в посадочное положение (30°). С целью получения минимальной длины пробега после опуска­ния переднего колеса при пробеге применяется тормо­жение колес. Длина пробега зависит от метеоусловий,, состояния взлетно-посадочной полосы и эффективности, использования тормозов.

Максимальная практическая дальность и продолжи­тельность полета самолета Л-29 на высоте 5000 м с остатком топлива 5% полного запаса (при плотности 0,775 г/см3) составляет:

без подвесных баков — 710 км и 1 ч 44 мин;

с подвесными баками (2ХІ50 л)—920 км и 2 ч 15 мин.

Дальность и продолжительность полета самолета зависят от скорости, высоты полета и запаса топлива. С увеличением высоты полета дальность и продолжи­тельность полета увеличиваются в связи с уменьше­нием километрового и часового расхода топлива вслед­ствие уменьшения лобового сопротивления самолета. Скорость полета же в прямой зависимости влияет на дальность и продолжительность полета. С увеличением скорости полета дальность и продолжительность поле­та сначала увеличиваются до определенных значений, а затем уменьшаются. Скорости полета, на которых достигается максимальная дальность и продолжитель­ность полета, называются наивыгоднейшими. Макси­мальная продолжительность полета самолета Л-29 достигается при скорости 230 км/ч при полете без под­весных баков и 240 км/ч с подвесными баками.

Максимальная дальность достигается при полете со скоростью 305…360 км/ч в зависимости от высоты по­лета.

Расчет дальности и продолжительности полета са­молета Л-29 производится на каждый полет самолета согласно Руководству по летной эксплуатации самоле­та Л-29.

Геометрические данные самолета

Общая высота при стоянке……………………………………… 3,1 м

Угол стреловидности на 25% хорды крыла:

Угол поперечного V центроплана.

Угол поперечного V консоли………………………………….

Средняя аэродинамическая хорда (САХ)

Угол установки крыла относительно продольной

Общая площадь элеронов……………………………………….

Максимальное отклонение элеронов.

Общая площадь закрылков……………………………………..

Отклонение закрылков при взлете. Отклонение закрылков при посадке.

Общая площадь тормозных щитков. Максимальное отклонение тормозных щитков Площадь стабилизатора

Автор статьи

Куприянов Денис Юрьевич

Куприянов Денис Юрьевич

Юрист частного права

Страница автора

Читайте также: