Скорость вертолета максимальная

Какова предельная (максимально возможная) скорость вертолета [c.307]

Углы Pi и Pis наклона ПКЛ относительно ПВ определяются условиями равновесия сил и моментов, действующих на вертолет. Вторые слагаемые написанных выражений характеризуют сдвиг по фазе, возникающий при v > 1. Отметим, что на сдвиг по фазе влияет скорость полета, но это влияние на коэффициенты циклического шага различно. Следовательно, устройство для компенсации связи между продольным и поперечным наклонами ПКЛ должно, в идеале, обеспечивать изменение фазы со скоростью полета (приблизительно от 5% на режиме висения до 15% на режиме максимальной скорости), причем это изменение должно быть различным для коэффициентов циклического шага. Однако влияние скорости полета характеризуется слагаемыми порядка Поэтому можно выбрать в системе управления одно значение фазы, которые будет удовлетворительным практически для всего диапазона скоростей вертолета. [c.220]

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

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

МОЩНОСТЬ может оказаться недостаточной и для висения, так что 1/мин > 0. Однако максимальную скорость вертолета может ограничивать не только нехватка мощности. Максимум скорости часто определяет срыв на отступающей лопасти или проявление сжимаемости воздуха на наступающей лопасти, вследствие которых при больших скоростях возникают сильная тряска и большие нагрузки винта. Эти ограничения скорости подробнее рассмотрены в разд. 7.4. Максимальную скорость, определяемую [c.282]

Рис. 6.5. Максимальная и минимальная скорости вертолета

Как и в случае самолета, максимальная скорость вертолета в горизонтальном полете ограничена располагаемой мощностью, но для винтокрылого летательного аппарата имеется и целый ряд других ограничений скорости, обусловленных, в частности, эффектами срыва, сжимаемости и аэроупругости. Основным ограничением для многих современных вертолетов является срыв потока на отстающей лопасти, приводящий на больших скоростях полета к резкому увеличению нагрузок на несущий винт и систему управления и росту вибраций вертолета. Вследствие этого расчетная крейсерская скорость вертолета без вспомогательных движителей при современном уровне развития техники лежит в пределах 280—370 км/ч. Для достижения более высоких скоростей требуется либо улучшение аэродинамики несущего винта и фюзеляжа, либо существенное изменение конфигурации вертолета. [c.304]

Задание летных испытаний и анализ характеристик. Характеристики самолетов и вертолетов определяются при анализе их конструкции во время летных испытаний. Профиль испытаний задается соединением конкретных фаз полета. Эти фазы включают прогрев двигателей и взлет, оптимальный набор высоты, полет на максимальной крейсерской скорости, полет максимальной продолжительности на заданной высоте, оптимальное снижение, торможение с максимальной скоростью, зависание, вертикальный взлет и посадку и, наконец, приземление. Можно считать, что практически все условия полета можно выполнить, составляя испытания из перечисленных фаз. [c.222]

На рис. 116 показано изменение по высоте максимальной и минимальной скоростей вертолета, имеющего высотный двигатель. По горизонтальной оси отложена скорость горизонтального полета [c.119]

Максимальная скорость стабильного распространения усталостной трещины в сплаве АВТ составляет около 4 10 м/цикл. За 6 мин полета вертолета при частоте вращения лопасти 120 об/мин количество циклов распространения трещины составило около 6 х 120 = 700. За это количество циклов трещина могла распространиться стабильно не более чем на 700 х (4 10 ) = 2,8 мм. [c.649]

Для вертолета Ми-6 с полетным весом более нормального идо максимального установлены следующие крейсерские скорости по прибору [c.74]

Максимальная скорость по мощности двигателей. Максимальная скорость горизонтального полета вертолета определяется по формуле [c.74]

Максимальные скорости по прибору для вертолета Ми-6 с трапециевидными лопастями установлены следующие [c.74]

Максимальная скорость по срыву потока вертолета Ми-6 с трапециевидными лопастями в зависимости от высоты полета следующая [c.74]

Максимальные скорости по прибору, принятые для эксплуатации вертолета Ми-6, с трапециевидными лопастями и нормальным полетным весом в зависимости от высоты полета, следующие [c.74]

При смещении центровки в полете назад летчик на ручке управления ощущает возрастающие давящие усилия, которые усложняют пилотирование и требуют от летчика дополнительной затраты энергии. По этой причине вертолет не может достичь максимальной скорости полета. [c.75]

Оптимальная скорость полета. Для того чтобы вертолет мог продержаться в воздухе максимальное время, полет выполняют на экономической скорости, которая зависит от веса вертолета. С увеличением веса она увеличивается, а продолжительность полета уменьшается. Так как экономическая скорость очень незначительно изменяется с высотой, то продолжительность горизонтального полета с увеличением высоты несколько уменьшается за счет увеличения расхода топлива на набор высоты и снижение. [c.78]

Так как эффективность несущего винта при таких условиях близка к максимально возможной, малую скорость снижения можно обеспечить только посредством малой нагрузки на диск. При проектировании вертолета нагрузку на диск обычно выбирают, руководствуясь главным образом желанием получить высокие аэродинамические характеристики винта, а характеристики авторотации обычно рассчитывают, имея в виду возможность подрыва вблизи земли (см. разд. 7.5). [c.118]

Указанные оценки весьма приближенны, но в данном случае даже значительная ошибка допустима, так как отношение АТ/Т невелико. Более точное решение задачи затруднительно требуется близкая к реальности схема следа несущего винта, учитываюш,ая интерференцию следа и помещенного в него тела, а достаточных для построения такой схемы экспериментальных данных обычно не имеется. Известно, что скорость течения в следе значительно изменяется по радиусу и что это изменение следует принимать в расчет. Известно также, что сопротивление тела в следе периодически изменяется с большой амплитудой. Это изменение может быть причиной вибраций вертолета. Действительно, сопротивление максимально, когда тело находится на минимальном расстоянии от диска несущего винта, и быстро убывает, когда тело удаляется от плоскости диска. Такая зависимость сопротивления от расстояния до диска обусловлена периодическим изменением поля скоростей в следе. Хотя в соответствии с вихревой теорией средняя скорость потока при переходе от диска к дальнему следу увеличивается, средний скоростной напор вблизи диска значительно возрастает благодаря периодическим составляющим скорости. Если тело, помещенное в след, велико, то и загромождение следа оказывается значительным. Уменьшение эффективной площади диска, особенно вследствие загромождения следа концевых сечений, снижает эффективность несущего винта. При полете вертолета вперед набегающий поток сдувает след назад, так что за диапазоном переходных режимов сопротивление фюзеляжа становится небольшим. [c.125]

Динамический потолок вертолета — это по определению высота, на которой максимальная располагаемая мощность равна потребной мощности, так что на большей высоте устойчивый горизонтальный полет невозможен (рис. 6.5). Динамический потолок определяют также как высоту, на которой скорость набора высоты обращается в нуль. Так как достичь потолка с меньших высот можно только асимптотически, часто более удобно рассматривать практический потолок, определяемый как высота, на которой скорость набора высоты имеет некоторую малую, но конечную величину (обычно 0,5 м/с). Основные факторы, ограничивающие потолок, — это падение мощности двигателя с высотой, увеличение потребной мощности с высотой и полетным весом, а также изменение потребной мощности в зависимости от скорости полета. [c.283]

Для вертолетов особый интерес представляют три максимальные высоты. Максимальная высота висения вне влияния земли (статический потолок) определяется как высота, на которой вся располагаемая мощность равна мощности, потребной для висения при заданном полетном весе. Другим таким параметром является максимальная высота висения на воздушной подушке. Поскольку вблизи земли потребная индуктивная мощность уменьшается, максимальная высота висения на воздушной подушке значительно превышает статический потолок. Увеличение максимальной высоты или полетного веса в случае висения на воздушной подушке дает некоторые преимущества при эксплуатации вертолета. Кроме того, интерес представляет максимальная высота, достигаемая при полете вперед со скоростью, соответствующей минимальной мощности. Эти высоты получают, определяя скорости набора высоты при максимальной мощности. Экстраполяция расчетных или полученных в летных испытаниях кривых до нулевой скорости набора высоты позволяет найти динамический потолок. [c.283]

ДО получения требуемого значения полетной массы. Оптимизация конструкции производится с учетом стоимостных параметров (таких, как эксплуатационные расходы или даже полетная масса, определяющая первоначальную стоимость вертолета) и различных эксплуатационных характеристик (таких, как дальность полета, максимальная скорость или уровень шума) в функции основных параметров несущего винта и вертолета. Если анализ ЛТХ и полетной массы проводится достаточно детально, то в процессе оптимизации могут быть выбраны даже тип несущего винта и схема вертолета. [c.302]

При максимальной скорости горизонтального полета потребная мощность вертолета равна располагаемой. На больших скоростях основные затраты мощности связаны с вредным сопротивлением. Если максимальная скорость ограничена располагаемой мощностью, то нужно увеличить мощность силовой установки вертолета или уменьшить сопротивление втулки и фюзеляжа. Поскольку мощность, обусловленная вредным сопротивлением, пропорциональна V , значительное уменьшение вредного сопротивления или увеличение располагаемой мощности приводит лишь к небольшому увеличению скорости. Профильная мощность несущего винта также резко увеличивается при больших скоростях полета вследствие эффектов срыва и сжимаемости. [c.304]

В работе [L.135] приводятся результаты летных испытаний, в которых исследовалось влияние срыва на крутящие и изгибающие отступающую лопасть моменты. Установлено, что при срыве высокие гармоники моментов возрастают настолько, что становятся не менее существенными для усталостной прочности лопасти, чем низкие гармоники. При этом высокие гармоники нагрузок вызывают увеличение усилий в цепи управления и вибраций вертолета, что ограничивает максимальную скорость полета. Маневрирование с ускорением приводит в основном к тем же результатам, что и установившийся полет с большей скоростью. Максимально достижимое нормальное ускорение также ограничивается срывом. В результате исследований найдено, что изгибающие и закручивающие лопасть моменты при срыве втрое выше, чем при плавном обтекании. При i, 270 > ss происходит резкое возрастание моментов кручения и изгибающих моментов в плоскости взмаха, а изгибающие моменты в плоскости вращения растут не столь резко. [c.806]

В работе [В.120] приводятся результаты измерений импульсного шума вертолета в полете. Выделены три четко различаю-ш,ихся типа импульсного шума, которые характеризуются разными зависимостями изменения звукового давления по времени. К первому типу отнесены серии импульсов повышения давления, обнаруживаемых при различных скоростях полета и зависящих от скорости снижения вертолета. Эти импульсы возникают, по-видимому, при взаимодействии лопасти с вихрем. Импульсный шум второго типа — это импульсы разрежения с направленностью, имеющей максимум в плоскости вращения. Амплитуда таких импульсов быст к) возрастает с увеличением скорости полета вертолета, при максимальной скорости они доминируют в записи кривой акустического давления. Эти отрицательные импульсы, зависящие от числа Маха, связаны с проявлениями сжимаемости. При больших скоростях имеет место узкий пик давления, за которым немедленно следует пик разрежения — это импульсный шум третьего типа. В работе делается также вывод, что суждение о возникновении и силе хлопков лопастей на основе измерений в кабине может быть ошибочным. Дополнительная информация по этому вопросу имеется в работе [S.26]. [c.868]

На одновинтовом вертолете с механическим приводом НВ путевое управление осуществляется при помощи РВ, размещенного па конце хвостовой балки фюзеляжа. РВ уравновешивает крутящий момент НВ и создает управляющий момент относительно вертикальной оси. Шаг РВ изменяется в больших пределах (приблизительно от —10° до +25°). Крутящий момент НВ (определяемый значением общего шага) изменяется в зависимости от режима полета от максимального на режиме висения и набора высоты до минимального на режиме авторотации. Следствием этого является большой диапазон балансировочных положений педалей путевого управления. На режиме висения шаг РВ близок к максимальному (особенно на большой высоте), на режиме авторотации — к минимальному, на крейсерской скорости — к нулевому. [c.162]

В первом приближении колея шасси вертолета выбирается из условия его боковой устойчивости при стоянке. Определяется максимальная скорость ветра, при которой вертолет опрокидывается с площадки при неработающем НВ и РВ (скорость ветра при буре [c.266]

На рис. 6.9.4, 6 приводится зависимость коэффициента демпфирования от скорости движения. Существует режим движения вертолета, на котором требуется максимальное демпфирование поперечных колебаний шасси. [c.290]

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

Висение, экономичное по затратам мощности, — основная характеристика вертолета, но она ничего не стоит, если плохи аэродинамические характеристики при полете вперед. В таком полете диск несущего Bnnta движется передней кромкой навстречу воздуху, оставаясь почти горизонтальным (небольшой наклон обеспечивает создание пропульсивной силы). Поэтому лопасть несущего винта обтекается потоком, скорость которого в плоскости диска складывается из составляющей скорости вертолета и из скорости, обусловленной собственным вращением лопасти. У наступающей лопасти при полете вперед скорость обтекания больше, у отступающей — меньше. Предположим, что угол атаки сечений лопасти постоянен. Тогда изменение скоростного напора в процессе работы винта приводит к тому, что подъемная сила наступающей лопасти становится больше, чем у отступающей, т. е. на винте возникает момент крена. Если не ликвидировать этот момент, вертолет будет крениться в сторону отступающей лопасти до тех пор, пока момент крена на винте не сбалансируется моментом силы тяжести, приложенной в центре масс вертолета. Но момент крена может быть столь большим, что такая балансировка окажется недостижимой. Именно этим на заре развития вертолетостроения было вызвано несколько аварий, которые происходили при попытках лететь вперед. Кроме того, моменту крена на несущем винте соответствует большой изгибающий момент в комлевой части каждой лопасти. Этот момент периодически изменяется (период равен 2n/Q),достигая максимального положительного значения на наступающей лопасти и минимального отрицательного значения на отступающей.. [c.154]

Изменение проекции ut с периодом 2n/Q оказывает наибольшее влияние на аэродинамические характеристики несущего винта при полете вперед. При типичных для вертолета крейсерских скоростях полета характеристика режима работы винта fi мала. У первых вертолетов максимальной скорости соответствовала величина Хмакс 0,25, у современных вертолетов Хмакс составляет от 0,35 до 0,40. При концевой скорости QR 200 м/с величина ц, = 0,5 соответствует скорости полета V 100 м/с. [c.156]

Максимальная и минимальная скорости вертолета определяются точками пересечения кривых потребной и располагаемой мощностей при заданных полетном весе и высоте (рис. 6.5). При V > Умакс располагаемая мощность недостаточна для горизонтального полета. Если вертолет способен висеть, то Умай = О, но при увеличении полетного веса или высоты располагаемая [c.281]

Такйм образом, большая скорость полета вертолета достигается при больших значениях Mi, до и ц. Это иллюстрируется диаграммой кЪнцевой, скорости QR и скорости V полета для постоянных Л l,9o и [X (рис. 7.1). По диаграмме можно определить максимальную скорость вертолета для заданных предельных значений Ml, 90 и 1. Например, для критического числа Маха Mi,9o = = 0,9 и максимальной характеристики режима i = 0,5 получаем концевую скорость QR = 200 м/с и максимальную скорость [c.306]

Важными характеристиками управляемости вертолета являются отклонения продольного управления, требуемые для изменения скорости и перегрузки. Статическая устойчивость по скорости имеет место, если отклонению ручки от себя соответствует увеличение скорости, т. е. (36,s/dp, < 0. Этот градиент отклонения ручки непосредственно связан с производной устойчивости по скорости Ма. Обычно при увеличении поступательной скорости вертолета плоскость концов лопастей заваливается назад, и для балансировки вертолета требуется отклонение вперед плоскости управления (разд. 15.1). На малых скоростях полета, однако, некоторые вертолеты имеют неустойчивый градиент отклонения ручки по скорости. Для приемлемых характеристик маневренности при полете вперед требуется положительный градиент отклонения ручки по перегрузке d 0. Анализ, приведенный в предыдущем разделе, показывает, что градиент отклонения управления связан с производными устойчивости по углу атаки М-л и демпфирования Mq и, следовательно, с условием о кривизне кривой нормального ускорения. Для приемлемых характеристик маневренности требуется некоторый минимальный градиент или максимальная эффективность управления. [c.763]

В ходе изучения кинетики зарождения и развития усталостной трещины было показано, что к моменту последнего полета вертолета в лонжероне лопасти усталостная трещина протяженностью около 80 мм уже имела место при окончательной длине трещины около 110 мм и ее площади около 60 % по отнопгенню ко всему сечению лонжерона. Последний полет происходил при нестабильном развитии усталостной трещины, когда ее скорость существенно превышает указанную выше величину максимальной скорости стабильного роста трещины. Поэтому продвижение трещины было осуществлено на значительную длину, составившую около 20 мм (рис. 12.11). Причем характерно, что на относительном радиусе лопасти 0,5 процесс роста трещины шел менее интенсивно, чем на относительном радиусе лопасти 0,7. Из изменения параметров рельефа излома видно насколько близким к драматическому исходу было развитие усталостной трещины в лонжероне в последнем, коротком полете вертолета. Только в отдельных локальных зонах по сечению еще происходило устойчивое подрастание трещины. При частоте вращения лопасти 120 об/мин средняя скорость распространения усталостной трещины составила около 20/(10 X 120) = 1,6 10 м/цикл. Это на порядок больше, чем для максимальной скорости стабильного роста трещины в алюминиевых сплавах, что еще раз подтверждает драматический характер развивавшихся событий в последнем полете вертолета. [c.649]

Если полетный вес вертолета больше нормального или максимально допустимый (42,5 Т), то на высотах от нуля до 1500 м минимальная скорость по прибору установлена 100 км1ч. [c.73]

Для вертолета Ми-6 спрямоугольными лопастями и максимальным весом минимальная скорость про прибору установлена 110 км1ч на допустимых высотах до 3000 м. [c.73]

Максимальная скорость Умакс- У вертолета Ми-6 имеются три максимальные скорости по мощности двигателей, по срыву потока и ограниченная Главным конструктором и принятая для эксплуатации вертолета. [c.74]

Максимально допустимые скорости по прибору в горизонтальном полете для вертолета с прямоугольными лопас-стями и нормальным полетным весом установлены следующие [c.74]

Скорость набора высоты по вертикали можно рассчитать по заданному избытку мощности, используя формулы разд. 6.1.2. При малых скоростях полета, типичных для вертолета, V 2APfT. Следовательно, увеличение полетного веса приводит к уменьшению скорости подъема по вертикали вследствие множителя и роста мощности, требуемой для висения. Скорость набора высоты падает с увеличением высоты и температуры, так как возрастает мощность, потребная для висения, и уменьшается располагаемая мощность двигателя. Высота, на которой эта скорость обращается в нуль, определяет максимальную высоту висения — статический потолок. [c.280]

Если потребные мощности на режимах максимальной скорости и висения приблизительно одинаковы (равновесно спроектиро-ванный вертолет), то — Р,- — Ро — Ръ Ро— Pi = Т V V2M> [c.282]

Вибрациями называют колебательную реакцию фюзеляжа вертолета (и других элементов конструкции в невращающейся системе координат) на силы и моменты несущего винта. Имеются и другие существенные источники вибраций на вертолете (силовая установка и трансмиссия, аэродинамические силы на фюзеляже), но здесь будет рассмотрено только влияние несущего винта. В установившемся полете вперед иериоди-ческие силы в комлевой части лоиасти передаются на вертолет, вызывая вибрации. Таким образом, вибрации вертолета определяются гармоническим возбуждением в невращающейся системе координат, преимущественно с частотами Q и NQ. Вибрации обычно слабее всего на режиме висения и усиливаются по мере увеличения скорости полета до высокого уровня при максимальной скорости. Уровень вибраций высок также на переходном режиме ( 1 0,1) вследствие резкой неравномерности поля индуктивных скоростей. [c.635]

Вибрации вертолета с частотами, кратными NQ, вызваны высшими гармониками нагрузок на несущем винте. Источники этих нагрузок — след винта и эффекты срыва и сжимаемости на больших скоростях полета. На режиме висения вибрации вер-— толета невелики вследствие почти полной осевой симметрии его обтекания. Единственным возбудителем высокочастотных гармоник нагрузок является небольшая асимметрия, вносимая влиянием фюзеляжа и других винтов. На малых скоростях полета (при 0,1) обычно наблюдается резкое увеличение вибраций, обусловленное большой неравномерностью поля индуктивных скоростей. Аэродинамическое сопротивление вертолета на малых скоростях невелико, поэтому наклон ПКЛ также мал, и концевые вихри лопастей остаются вблизи диска винта. Характеристика режима полета все же достаточно велика, поэтому лопасти проходят вблизи концевых вихрей предшествующих лопастей. Такое взаимодействие вихрей и лопастей приводит к сильному росту высших гармоник аэродинамических нагрузок, которые передаются через втулку и создают вибрации. Вибрации вообще увеличиваются в случаях, когда вихревая система находится вблизи диска винта, например на режимах торможения или снижения. Для увеличения скорости полета ПКЛ наклоняется вперед, что создает пропульсивную силу при этом вихри уносятся потоком от диска винта, и вибрации, вызванные влиянием вихрей, уменьшаются. На больших скоростях полета вибрации вновь возрастают в основном в результате увеличения высших гармоник нагрузок, вызванного эффектами срыва и сжимаемости. Максимальная скорость полета вертолета часто ограничивается именно этими вибрациями. [c.638]

Военный стандарт США MIL-H-8501A определяет характеристики управляемости в полете и на земле для военных вертолетов. Этот стандарт является хотя и несколько устаревшим, но все же наиболее полным собранием норм летных характеристик. В отношении статической устойчивости стандарт определяет минимальное и максимальное значения начального градиента усилий на ручке в продольном и поперечном направлениях и требует, чтобы он был всегда положителен. В продольном управлении градиенты усилия и отклонения ручки по скорости полета должны соответствовать устойчивости умеренная степень неустойчивости допускается только для ПВП в диапазоне малых скоростей полета, хотя вообще она нежелательна. При полете вперед требуются устойчивые градиенты отклонения поперечного управления и педалей по углу скольжения, путевая устойчивость и устойчивость по поперечной скорости. Для ППП путевое и поперечное управления должны иметь устойчивые градиенты по усилиям и по отклонениям. Оговорены также усилия на рычагах управления на переходных режимах, паразитные перекрестные связи по этим усилиям, запасы управления и другие факторы. Характеристики динамической устойчивости при полете вперед оговорены в стандарте MIL-H-8501A в терминах периода и демпфирования длиннопериодического движения. На рис. 15.15 суммированы требования для эксплуатации по ПВП и ППП. [c.785]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...