Тангаж

Кроме того, угол тангажа 0 и высота h связаны дифференциальным уравнением [c.145]

Разумеется, эйлеровы углы —не единственно возможный выбор обобщенных координат. В динамике полета, например при исследовании движения самолета или ракеты, используется иногда иной выбор обобщенных координат в качестве трех углов, характеризующих положение летящего тела, принимают угол отклонения горизонтальной оси самолета от заданного курса (угол рыскания), угол поворота вокруг горизонтальной оси, проходящей перпендикулярно курсу, например вдоль крыльев, и характеризующей отклонение от горизонтали (угол тангажа), и наконец, угол поворота вокруг продольной оси самолета (угол крена). [c.189]

Здесь 1, 02, 3 углы крена, тангажа и рысканья 2 - удлинение пружины к. к2 - козффициенты, характеризующие вязкость и упругость подвеса Д] 1,/7гг. 7 зз моменты инерции системы [c.92]

Назовем углом атаки а острый угол между хордой крыла и вектором скорости центра масс самолета v, отсчитываемый ОТ вектора скорости против часовой стрелки для наблюдателя, смотрящего на плоскость рисунка. Угол между горизонтальной осью х и вектором скорости V — угол подъема траектории центра масс — обо,значим через 0. Тогда ф = 0-f-а определит угол между осью х и неизменным направлением в движущемся теле ф называется углом тангажа. Дифференциальные уравнения движения самолета составим, пользуясь (5) и (6) это—уравнения движения центра масс в естественной форме [c.268]

Иначе обстоит дело при движении самолета. Вес вращающихся частей составляет здесь заметную долю веса конструкции. Поворот оси мотора самолета в какой-либо плоскости вызывает в перпендикулярной плоскости гироскопическую пару сил, передающуюся через подшипники корпусу самолета. Если ось направлена вдоль корпуса, то при поворотах в горизонтальной плоскости (виражах) эта пара будет создавать колебания угла тангажа, поднимая и опуская самолет. В конструкциях, снабженных двумя винтами, вращающимися в противоположные стороны, гироскопические моменты, передаваемые корпусу самолета, уравновешиваются эти конструкции допускают более резкие виражи, не проявляя тенденций к колебаниям угла тангажа. [c.371]

Для несимметричного профиля крыла (рис. 1.11) экспериментальным путем найдена зависимость между коэффициентами аэродинамической нормальной силы с,1 и аэродинамического момента тангажа /Пг относительно точки О передней кромки (эта зависимость графически показана на том же рисунке). Для заданных условий определите коэффициент центра давления Сд = Хд/Ь и безразмерную координату фокуса по углу атаки хр = Хр/Ь. [c.15]

При определении моментов Му , Му, Мха, Мх характерным размером выбирают размах крыла I, а при вычислении моментов тангажа Мг и М — хорду крыла. [c.28]

Определите коэффициенты аэродинамических сил, момента тангажа, центра давления, а также аэродинамическое качество профиля (см. рис. 7.5), описанного уравнением контура у = 2с (х/Ь1) (1 —xlb), где с = 1 Ь = 20. Профиль расположен под углом атаки а = 0,1 рад в сверхзвуковом воздушном потоке с числами Моо = 3 и 20. Отношение удельных теплоемкостей для воздуха k = p/ v = 1,4. [c.175]

Коэффициент момента тангажа [c.196]

Основой расчетов нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов (в частности, крыла) являются общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. выраженные через производные коэффициента давления по кинематическим пара-,метрам. При формулировке вопросов и составлении соответствующих задач, связанных с исследованием нестационарной аэродинамики крыльев, предусмотрено нахождение как суммарных производных коэффициентов нормальной силы, моментов тангажа и крена крыльев, так и соответствующих производных для отдельных сечений (профилей). [c.242]

Летательный аппарат совершает ускоренный полет на некоторой высоте под переменным углом атаки без крена и скольжения, вращаясь вокруг поперечной оси с угловой скоростью, изменяющейся во времени. Используя теорию размерностей найдите общие выражения для момента тангажа и соответствующего аэродинамического коэффициента в функции параметров, определяющих движение летательного аппарата. [c.243]

Напишите приближенное выражение для коэффициента момента тангажа /Пг в виде ряда Тейлора в функции соответствующих производных устойчивости [c.243]

Рассмотрите следующие три вида движения тангажа летательного аппарата [c.244]

Напишите общие зависимости для коэффициентов момента тангажа в функции соответствующих производных устойчивости. Представьте в этих зависимостях углы атаки, угловые скорости и соответствующие производные с учетом изменений этих параметров по гармоническому закону qi = q . os pit. [c.245]

Напишите общие выражения для коэффициентов нормальной силы и момента тангажа в зависимости от соответствующих производных устойчивости при движении летательного аппарата в режиме мертвой петли , а также в случае свободного падения (рис. 9.2). [c.245]

Определите соответствующие производные для коэффициентов момента тангажа и крена при симметричном и несимметричном движениях стреловидного крыла по известному распределению производных безразмерной циркуляции Г и Г г [c.252]

В соответствии с условием задачи движение летательного аппарата в продольной плоскости (движение тангажа) определяется углом атаки а, скоростью поступательного движения V, угловой скоростью Q , производными а = da./di, V = [c.263]

В ряде случаев практическое значение при исследовании аэродинамических коэффициентов имеет часть производных устойчивости, в числе которых производные второго порядка могут составлять небольшую долю. При движении тангажа коэффициент нормальной силы [c.264]

Коэффициенты момента тангажа и рыскания [c.265]

Представим коэффициент момента тангажа в виде [c.265]

С учетом приведенных выражений для а, а и сог коэфициент момента тангажа [c.265]

В формуле (9.29) для элементарного коэффициента момента тангажа примем в знаменателе Хц = Ь, а в числителе правой части Хк = Ьр. Учитывая также, что 5j.p = b z) dz, находим [c.313]

Полная величина момента тангажа М = 2 j тгЬ (г) dz (рсо V%,I2), а коэффи- [c.314]

Аналогично (9.233), (9.234), (9.236) и (9.237), находим производные от коэффициента момента тангажа для сечения [c.315]

Полный коэффициент момента тангажа получаем из (9.436) и (9.226) [c.352]

Полученные производные коэффициентов момента тангажа и параметры ад, [c.458]

В результате экспериментальных исследований в аэродинамической трубе измерен момент тангажа относительно поперечной оси, проходящей через точку А в кормовой части модели (рис. 1.7). По этому значению момента вычислен аэродинамический коэффициент гПг, рассчитанный по площади 5мпд и длине модели Хд. Зная Шг, найдите соответствующее значение коэффициента момента тангажа относительно оси, проходящей через другую точку О, при условии, что этот [c.13]

Юг коэффициентов избыточного давления, а также соответствующих коэффициентов подъемной силы и момента тангажа сечений в сжимаемой и несжи.маемой средах. [c.333]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...