Скорость отрыва от земли

Ему удалось не только найти скорость отрыва от Земли, но и вычислить, по какой же кривой в этом случае полетит брошенное тело. Мы не будем приводить вычислений Ньютона, потому что нахождение всех возможных траекторий брошенного тела в задаче Ньютона требует применения высшей математики. Ограничимся лишь тем, что укажем конечные результаты. [c.12]

Определить отношение начальной массы тела т к его массе в конце активного участка траектории, если достигаемая в этот момент скорость достаточна для отрыва от Земли. Учесть изменение силы тяжести с высотой, сопротивлением воздуха пренебречь, относительную скорость и отделяемых частиц считать постоянной. [c.512]

Для взлета самолет должен разбежаться по земле и набрать скорость, при которой подъемная сила Ry может стать больше С. Чтобы ускорить наступление этого момента, самолету перед взлетом придают такое положение, при котором угол атаки близок к критическому отрыв от земли происходит при скорости, лишь немного превышающей минимальную. Поэтому обычно после отрыва от земли самолет некоторое время летит почти горизонтально и набирает скорость, прежде чем перейти к набору высоты. [c.570]

Второй вид взлета — весь разбег совершается на колесах трех ног шасси (в стояночном положении). При достижении скорости отрыва летчик плавным движением ручки (штурвала) управления переводит самолет на взлетный угол атаки и самолет почти сразу отрывается от земли. Такой разбег позво ляет летчику следить за направлением разбега, скоростью и режимом работы силовой установки. Улучшается обзор, выдерживание направления разбега, путевая устойчивость самолета, и летчику легче парировать разворот самолета при отказе двигателя. Здесь требуется летчику отработать темп подъема (отрыва) колеса передней ноги, так как при медленном выводе самолета на взлетный угол удлиняется разбег, а при слишком энергичном возможен заброс на закритический угол атаки. [c.25]

Скорость перемещения опорной части аппарата без отрыва от земли в зависимости от угла его подъема для различных скоростей подъема крюка крана приведена на рис. 4. [c.7]

Эта формула была также впервые выведена К- Э. Циолковским и носит название второй формулы Циолковского. Из нее вытекает, что если йр—ё, т. е. реактивное ускорение равно ускорению силы тяжести, то скорость ракеты равна нулю ракета не отрывается от Земли. Ракета поднимается только в том случае, если реактивное ускорение будет больше ускорения силы тяжести. При этом, как показывает формула, чем больше реактивное ускорение, тем меньше гравитационные потери. Да это и понятно ведь тогда меньше времени уйдет на разгон и сила тяжести не успеет заметно сказаться на конечной скорости. Если, например, реактивное [c.74]

Вертикальная скорость при отрыве от земли с включенной РУ-1 возрастает на 30 процентов и соответственно увеличивает возможный угол набора высоты, — писал Королев, — что важно при взлете с аэродрома, ограниченного препятствиями . [c.297]

Так как скорость самолета увеличивается быстрее, когда он в воздухе, не катитесь по земле при разбеге дольше, чем это, безусловно, необходимо. Носле отрыва от земли вы увидите, что высокая скорость полезнее, чем большая высота поэтому, прежде чем начать набирать высоту, постарайтесь развить возможно большую избыточную скорость. Эта мера предосторожности пригодится вам, если один из моторов откажет при взлете, так как вы сможете поддержать необходимую скорость полета, несмотря на то, что один из ваших моторов вышел из строя. [c.317]

По аэродинамическому расчету С. П. Королева, работа реактивного двигателя в течение 80 — 100 с должна была увеличить максимальную скорость полета самолета Пе-2 с РД-1 на 108 км/ч на высоте 7000 м, а при включении на взлете сократить длину разбега на 70 м. Вертикальная скорость самолета при отрыве от земли с работающим двигателем РД-1 могла возрасти на 30%, соответственно увеличивался возможный угол набора высоты, что было важно при взлете с небольшого полевого аэродрома, ограниченного препятствиями. [c.412]

Самолет 4302 разрабатывался на основе опыта проектирования и испытаний истребителя БИ . Он выполнялся по схеме цельнометаллического одноместного высокоплана с прямоугольным в плане крылом площадью 8,85 м , концы которого по рекомендации ЦАГИ были отогнуты вниз как для уменьшения степени поперечной статической устойчивости на больших скоростях, так и для использования в качестве боковой опоры при посадке самолета. По аналогии с самолетом БИ на концах горизонтального оперения самолета 4302 устанавливались круглые вертикальные шайбы, а под хвостовой частью фюзеляжа — нижний киль. При взлете самолет 4302 должен был разбегаться на специальной колесной тележке, сбрасываемой после отрыва от земли, а садиться на выпущенную из фюзеляжного обтекателя лыжу и хвостовую опору в нижнем киле. Двигатель РД-1М А. М. Исаева, являвшийся дальнейшим развитием двигателя Д-1А-1100 и имевший расчетную максимальную тягу 1500 кгс, устанавливался в хвостовой части фюзеляжа. Расчетная максимальная взлетная масса самолета 4302 с полной заправкой топливом составляла 2500 кг (см. 6 на рис. 2). [c.418]

Скорость отрыва V otp — минимальная скорость безопасного отделения самолета от земли. [c.175]

Грузовые лебедки наряду с нормальными скоростями подъема и опускания груза имеют плавную посадку груза, что очень важно при монтаже сборных конструкций. Для обеспечения плавной посадки груза лебедки Л-500 и Л-600 снабжены тормозным генератором. Применение тормозных генераторов позволяет снизить в 4—5 раз скорость не только опускания, но и подъема груза, что дает возможность повысить плавность отрыва груза от земли. [c.327]

Пусть скорость отрыва самолета от земли будет равна 100 м/сек, тогда на основании приближенной формулы (19) мы легко находим время разбега [c.189]

Коэффициент п-2 принимается во всех случаях больше единицы и, следовательно, учитывается возможность подъема груза весом, превышающим номинальную грузоподъемность. В действительности влияние вертикальных нагрузок, обычно учитываемых с помощью динамических коэффициентов, зависит от целого ряда факторов и, в частности, от скоростей отрыва груза от земли, деформаций канатов и мостов, приведенных масс и жесткостей [c.313]

Динамические коэффициенты и г 3[ определяются согласно выражениям (1.12)— (1.16), а данные для определения коэффициента динамичности — по табл. 3.22, причем расчетную скорость отрыва груза от земли V можно принимать для случая нагрузок II (1 3[)) равной скорости подъема груза т. е. у = v , а для случая нагрузок I (1)3]) для кранов с регулируемым или автоматическим способом запуска подъемного механизма и = (0,35 0,5) а для кранов с нерегулируемым способом запуска подъемного механизма V = (0,5 -4- 0,65) Уд. [c.66]

Первая часть разбега выполняется на трех опорах. Когда рули становятся эффективными, угол тангажа самолета несколько увеличивается, вследствие чего передняя опора отделяется от земли и дальнейший разбег до скорости отрыва выполняется на главных колесах. [c.181]

Как показали исследования крановых мостов, величина а, определяющая значение динамического коэффициента, изменяется в сравнительно небольших пределах приближенно можно считать, что а 0,025-ь0,04. Поэтому динамический коэффициент зависит в первую очередь от скорости отрыва груза от земли и, следовательно, от номинальной скорости подъема груза. С увеличением грузоподъемности, скорости подъема, как правило, уменьшаются, в связи с чем для кранов большой грузоподъемности получаются меньшие значения динамических коэффициентов, чем для кранов того же режима работы, но меньшей грузоподъемности. [c.55]

Избавившись от разворота, надо было устранять другой недостаток — набор моделью высоты сразу же после отрыва. Мартынов использовал автомат, который сначала помогал модели оторваться от земли, а затем поворачивал руль так, чтобы прижать модель к земле, т. е. заставить ее быстро лететь над самой поверхностью земли. Но на этом служба автомата не кончалась он должен был непосредственно перед посадкой снова повернуть руль в такое положение, которое обеспечило бы модели посадку с малой скоростью. [c.182]

Перед началом летных испытаний исследователи провели серию наземных буксировок с целью проверки управляемости аппарата и устойчивости движения по земле. По мере накопления пилотом опыта управления планером увеличивалась скорость буксировки вплоть до отрыва от поверхности земли. Скорость отрыва составила 138,7 км/ч. Во время этих испытаний в буксировочный трос вставлялось динамометрическое звено, позволявшее измерить натяжение троса и получить данные о величине силы лобового сопротивления. Перед первым настоящим полетом было проведено около 60 буксировочных испытаний. [c.193]

Продольная управляемость на разбеге и при отрыве от земли. Автоматическое увеличение угла атаки на взлете при помощи механизма приседания задней стойки шасси или распрямления (вздыбливания) передней стойки обеспечивает постоянство взлетных данных самолета независимо от действий летчика. Однако следует указать, что в процессе увеличения угла атаки, вызванного действием подобных устройств, угловая скорость вращения самолета достигает определенной величины, которая не может исчезнуть мгновенно. Вследствие этого самолет продолжает — уже после отрыва от земли — увеличивать угол атаки, пока не погаснет инерция вращения. Такое явление обычно называют забросом. [c.130]

Как известно, одной из особенностей конструктивного исполнения одноосных тягачей является обычно жесткое крепление колес к раме (без мягкой подвееки). Возникающие при движении машины вертикальные колебания несколько сглаживаются за счет демпфирующих свойств шин. Но при скорости 45—50 км/ч колебания становятся настолько большими, что водитель не может их переносить. Кроме них возникают колебания и в поперечной горизонтальной плоскости, вызывающие рыскание тягача, а обычно и раскачивание его в продольной плоскости ( галопирование ). В результате колеса временами даже отрываются от земли и движение становится невозможным. Так как значения ускорений и частот в несколько раз превышают допустимые нормы (см. 32), в ряде случаев приходится снижать скорость до 25—30 км/ч, что, Б свою очередь, резко снижает эффективность работы скрепера. Исследования показали, что значительная доля вибраций передается одноосному тягачу скрепером через седельное устройство. [c.340]

Взлет и набор высоты Ц-1 производил на буксире самолета Ту-2 . Сразу после отрыва от земли ось-тележка с колесами сбрасывались. На высоте 5-7 километров производилась отцепка буксирного троса и летчик-испытатель переводил Ц-1 в режим пикирования под ушом 45-60°. На участке установившегося прямолинейного пикирования он включал ракетный двигатель. В таком режиме скорость Ц-1 достигала 1000-1050 км/ч (примерно 0,9 Маха). [c.309]

К лету 1923 г. самолет был построен. Испытывать его должен был К. К, Арцеулов — известный летчик, впервые в России выполнивший преднамеренный штопор. В первом же полете 15 августа 1923 г. произошла авария сразу после отрыва от земли самолет круто пошел вверх несмотря на то, что летчик с максимальным усилием отжимал ручку управления от себя (на пикирование), скорость стала снижаться, летчик выключил мотор, самолет, потеряв скорость, завис и с небольшой высоты (по разным источникам от 15 до 50 м) упал на землю. Быстрые и грамотные действия летчика спасли ему жизнь, но самолет разрушился. Последующий анализ причин аварии показал, что она стала следствием чрезмерно задней центровки самолета (52% средней аэродинамической хор вместо общепринятых 20—30%), т. е. из-за статической неустойчивости. Эго со всей очевидностью подтвердили детальные исследования модели ИЛ-400 в аэродинамической трубе ЦАГИ, где было выявлено влияние положения центра тяжести на продольную устойчивость этого истребителя и разработаны соответствующие рекомендации для конструкторов. [c.113]

Заводские испытания ОКО-1 начались осенью 1937 г. По оценке летчика Ю. И. Пионтковского самолет легко отрывался от земли, быстро набирал высоту, в воздухе был устойчив и легко управляем. Испытатель отмечал удобство работы в кабине, хороший обзор из нее. С Нормальной полетной массой 3500 кг самолет имел максимальную скорость 347 км/ч на высоте 2600 м (см. табл. 6) и максимальную дальность полета с использованием дополнительных топливных баков — 1700 км при крейсерской [c.386]

Прежде чем отрываться от земли до пе[>ехода в слепой полет прк взлете или вскоре после него, необходимо убедиться в том, что гироскопы приборов враш,аются с надлежап1ей скоростью. Если гироскопы еще не развили сваей полной скорости то повороты, исполняемые немедленно после взлета, будут вызывать неверные показания приборов.. [c.99]

Самолет нормально отрывается от земли на скорости 95— 100 км1час по прибору. [c.126]

Острая полемика развернулась по вопросу базирования М-52К . ОКБ-23 ориентировалось в соответствии с заданием на сверхклассные аэродромы с длиной взлетно-посадоч-ной полосы не менее 3000 метров. Военные же требовали сократить длину разбега до 2500 метров. В результате для взлета с перегрузочным весом конструкторы предложили применить среднюю сбрасываемую стойку с самоориенти-руюш ейся четырехколесной тележкой шасси. Она могла воспринимать до 85 тонн взлетного веса, обеспечивая перед отрывом от земли угол атаки 13,5° при скорости 430 км/ч. Предусматривалось спасение средней стойки на парашюте для ее повторного использования. В случае применения стартовых ускорителей дистанция разбега не должна была превышать 2000 метров. [c.127]

В ноябре 1912 г. на заседании Французского физического общества сделал свой доклад по проблемам теоретической космонавтики Р. Эсно-Пельтри (доклад был опубликован в 1913 г. [12]). В работе был дан вывод уравнения движения ракеты (по существу, аналогичного уравнению Циолковского), сделан анализ энергетических затрат, необходимых для отрыва ракетного снаряда от Земли и совершения им перелета на Луну (с посадкой). Приняв максимальную перегрузку при разгоне ракеты равной 1,1 и очень низкое отношение масс одноступенчатой ракеты, Эсно-Пельт-ри получил очень высокую потребную скорость истечения, практически нереальную для химических топлив. В результате был сделан вывод, что перелет на Луну или планеты возможен лишь с использованием радия. [c.440]

Разбег производится на форсажном или бесфорсажном режиме работы двигателя. В первой фазе разбега самолет движется на трех опорах. Во второй фазе разбега летчик отклонением стабилизатора устанавливает самолет во взлетное положение, отрывая переднюю стойку от земли. Разбег заканчивается по достижении скорости отрыва и отделении самолета от земли. [c.175]

Отсюда следует, что шагающие системы с движителями такого типа Moiyr нормально перемещаться только по ровной поверхности. При попытке наступить на препятствие, расположенное вьпие уровня дороги, точка подвеса корпуса поднимается на высоту этого препятствия, поднимая центр масс корпуса. Этот подъем приводит к отрыву от прверхности части ног, уже стоящих на земле, и к дополнительной работе приводов. Одновременно с этим происходит вертикальный удар опорной точки движителя о грунт и горизонтальное скольжение (проскальзывание) опоры по 1рун-ту вследствие несовпадения горизонтальной проекции скорости опорной точки в момент касания ее препятствия со скоростью движения остальных (уже стоящих на земле) ног. [c.602]

Посадочный вес. Вес самолета влияет на посадочную скорость в такой же мере, как и на скорость отрыва пропорциональ но G. Но в отличие от разбега ускорение пробега почти не зави сит от посадочного веса. Дело в том, что с увеличением веса ра стет не только масса самолета, но и тормозящая сила сопротив ление трения пропорционально давлению колес на землю, т. е весу, лобовое сопротивление — скоростному напору, а он тоже пропорционален весу. [c.266]

Динамические коэффициенты J)i и определяются по формуле (1.2.21), а данные для определения коэффициента динамичности— табл. 1,2.21, причем расчетную скорость отрыва груза от земли V можно принимать для II случая нагружения ( ц) равной скорости подъема груза Уц, т. е. и = Уц, а для I случая нагружения (фх) для кранов режима работы 4К, 5К — (0,35-f--г-0,5) Уц, а для кранов режима работы 6К—8К — (0,5-т-0,8) Оц-Расчетная скорость отрыва груза от основания зависит в первую очередь от способа запуска подъемного механизма (нерегулируемый, регулируемый или автоматический), частоты подъема грузов, близких -к оминальнш[у и от мех-анической характеристики двигателя [0.211. [c.135]

При заданном коэфициенте полезного действия имеется определенная скорость, с которой должно удаляться тепло, для того чтобы сама ракета не превратилась в пар. Пока ракета летит в атмосфере, тепло может удаляться конвекцией. Вне атмосферы она может оставаться холодной, только если выбрасывать ее нагретые части или же путем использования излучения. Первый способ 1тмеет определенный предел, однако он может быть достаточен для получения скорости, необходимой для отрыва от поля Земли. Второй способ — удаление тепла излучением — приводит к тем же трудностям, о которых уже говорилось в главах IX и X первого тома, где рассматривается отвод тепла от реактора к движущейся жидкости с помощью излучения. Как и в случае ядерного реактивного снаряда, огнеупорные свойства материалов ограничивают практическую температуру слишком низкой величиной. Кроме того, ракета, работающая на ядерной энергии, должна нести очень большое количество горючего вещества. Единственным веществом, использование которого представляется возможным хотя бы в будущем, является жидкий водород. [c.311]

Такой способ разбега прост по выполнению, так как не требует точного продольного управления. Он обеспечивает минимальную длину разбега и хороший обзор вперед. Недостатком его является большая нагрузка на колеса, особенно на переднее. Поэтому на тех самолетах, у которых допустимая скорость для переднего колеса ограничивает выполнение разбега на трех точках, переднее колесо поднимается, как только стабилизатор становится дo тafoчнo эффективным. При этом оно лишь немного отделяется от. земли и в таком положении выполняется разбег. По достижении скорости, на 20—30 км/ч меньшей скорости отрыва, [c.184]

Следующей за первым отрывом вертолета от земли актуальной задачей вертолетостроения стал управляемый полет с поступательной скоростью, для реализации которого требовалось оснастить винтокрылый аппарат э4 ективными органами управления. Первые вертолеты их не имели, так как не обладали достаточной подъемной силой. Поэтому необходимо было продолжить исследования по аэродинамике и динамике вертолета с целью повышения подъемной силы несущих винтов, углубления представлений об устойчивости, определения особенностей балансировки и управления вертолетом, в первую очередь на режиме косой обдувки (т.е. при горизонтальном полете), выбора наиболее рациональных, легких и эффективных органов управления. Впервые полноценный управляемый полет на вертолете с поступательной скоростью удалось осуществить только в 1919 г. Э. Берлинеру, т.е. значительно позднее. Таковы общие особенности развития мирового вертолетостроения в рассматриваемое, время. [c.91]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...