Ось самолета нормальная

Кроме того, в перевернутом штопоре затрудняется ориентировка летчика, особенно если продольная ось самолета близка к вертикали (когда самолет штопорит на сравнительно небольших отрицательных углах атаки). Летчику иногда может быть даже трудно визуально определить, в каком штопоре он находится нормальном или перевернутом. Перевернутый штопор характеризуется отрицательной перегрузкой. Вращение самолета в перевернутом штопоре более равномерное, чем в обычном штопоре. [c.207]

В кабине экипажа легких самолетах нормальной и многоцелевой категорий, как правило, находится рядом (бок о бок) два кресла (рис. 6.5 - по данным работы [10]). [c.99]

Сигнал Ык (Нк), снимаемый с датчика D (D ) угла курсового гироскопа (рис. VII.6), ось наружной рамки которого установлена параллельно нормальной оси i/i самолета, в горизонтальном полете соответствует углу а = О, когда ось наружной рамки карданова подвеса также параллельна направлению o истинной вертикали. [c.170]

Пример 11.2. Определить собственную скорость прецессии гироскопа в кардановом подвесе, установленного на самолете, совершающем угловые колебания вокруг продольной оси. Ось наружной рамки карданова подвеса гироскопа установлена параллельно нормальной оси У1 самолета. [c.189]

Пусть самолет разворачивается вокруг нормальной оси а ось 2 ротора гироскопа сохраняет неизменное направление. При этом внутренние кольца подшипников оси наружной рамки карданова подвеса и стабилизируемого объекта поворачиваются относительно наружных колец и в подшипниках гироскопа и стабилизируемого объекта (рис. РВ.З) возникает момент трения М . В соответствии с законом прецессии (если отвлечься от нутационных движений) под действием момента ось ротора г гироскопа поворачивается вокруг оси х внутренней рамки карданова [c.285]

Положение 1 оси соответствует началу правого виража (со <с 0), а положение 2 — окончанию первой четверти витка виража. В положении 1 и при движении нормальной оси г/1 самолета из положения 1 в положение 2 часть плоскости П прецессии гироскопа, расположенная выше плоскости горизонта Г, заключающей в себе векторы Н и ось У1, наклонена влево, а ось ротора гироскопа под действием момента разгрузочного двигателя прецессирует снизу [c.405]

Подъемник, предназначенный для поднимания самолета во время ремонта колес шасси, установлен так, что ось червяка с вертикалью составляет угол р. Вычислить, во сколько раз максимальное нормальное напряжение в опасном сечении червяка при =1° превосходит нормальное напряжение червЯка при его вертикальном положении (р=0). Длину червяка принять равной l=8di, где — диаметр расчетного сечения червяка. [c.157]

Образование окислов азота также относится к категории сильных воздействий сверхзвуковых самолетов на окружающую среду. Было проведено детальное исследование на математической модели при этом условно предполагалось, что самолетный парк состоит из 500 единиц, а концентрация окиси азота (N0) в выхлопных газах каждого сверхзвукового самолета равна 350 мин . Результаты исследования говорят о том, что количество озона в стратосфере может сократиться вдвое (рис. 12.20). Кривые 8 и 4 характеризуют нормальное распределение озона но вертикали на широте 45°. Кривые 5 к 6 построены на основе исследования совокупного (за 2 года) воздействия выбросов, образовавшихся при эксплуатации 500 сверхзвуковых самолетов выбросы равномерно распределены в следую щих интервалах высот 20—21 км (кривая S) 19—23 км (кривая 7), 17—25 км (кривая 6 и 15—31 км (кривая 5). Кривые /—4 построе ны в предположении, что количество дополни тельных выбросов окиси азота увеличилось в [c.306]

Мы будем рассматривать здесь движения, которые хотя и не являются нормальными, но мало отклоняются от нормального полета в том смысле, что плоскость симметрии самолета, оставаясь вертикальной, скользит вдоль самой себя, а ось Gx немного отклоняется от горизонтали, проходящей через G (фиг. б). [c.49]

ПОЛЯ постоянной напряженности вследствие малости частиц износа оказалось неэффективным. Исследование масла от разрушившихся деталей реактивных самолетов в магнитном поле переменной напряженности показало, что содержаш иеся в нем частицы имеют больший размер, чем частицы износа в смазке деталей, работаюш,их нормально [127]. Аналогичный результат аналитически был получен ранее в [3]. Это свидетельствует о важности определения распределения частиц износа по размеру. [c.81]

Корреляцию можно определить проще и более прямым путем при ускоренных испытаниях с циклическим изменением нагрузки. Ожидаемое число циклов в условиях действительной работы за определенное время можно оценить в практически допустимых пределах точности для большинства классов механического и гидравлического функционального оборудования. Очень точно можно оценить число посадок самолета на каждые 100 часов полета или число открываний и закрываний клапанов автомобильного двигателя на каждые 200 километров пробега. Данные о среднем числе циклов на отказ, полученные при ускоренных циклических испытаниях механизмов, управляющих выпусканием шасси самолета или клапанных пружин автомобильного двигателя, можно просто преобразовать в ожидаемое среднее время наработки на отказ для этих устройств при их нормальной эксплуатации. Это справедливо [ для циклических испытаний радиоэлектронного оборудования, но в меньшей степени, так как отказы в устройствах этого класса вызываются не только ударными нагрузками при включении и выключении, но также и другими факторами, проявляющимися при эксплуатации за время цикла, соответствующего включенному состоянию. Однако в большинстве случаев с достаточным основанием и здесь можно применить экстраполяцию для того, чтобы устанО вить корреляцию данных, о которой говорилось выше. [c.196]

Величина сжимаемости зависит от вида жидкости. Так, легкое минеральное масло, применяемое в жидкостных амортизаторах шасси самолетов, сжимается при повышении давления от О до 3500 кГ/см (при нормальной температуре) на 17% своего первоначального объема глицерин при этих условиях сжимается на 8,5% и керосин — на 15%. [c.57]

Контроль по указателю оборотов. Контроль работы ГТД по показаниям приборов — наиболее достоверный и точный способ, позволяющий оценить исправность большинства технических устройств и деталей двигателя. Так, по указателю оборотов (тахометру) судят о тяге двигателя или его выключении, о скорости самолета, разрушении подшипников ротора, нормальном тепловом обмене, происходящем в двигателе, и о многих других явлениях. Для удобства отсчета показаний применяют тахометры с процентной шкалой, где 100% соот- [c.89]

Нормальной перегрузкой называется отношение подъемной силы У, создаваемой самолетом в данный момент, к силе веса самолета О [c.225]

В отличие от осей скоростной системы они обозначаются буквами а , т/,, и называются ось Ох. —продольной осью самолета, ось нормальной осью самолета и ось —поперечной осью самолета. [c.551]

Так как самолет является твердым телом, движущимся поступательно, то пользуемся уравнением (3.10), где ш — ускорение любой точки самолета. В главный вектор заданных внешних сил надо включить подъемную силу V и силу лобового сопротивления Н воздуха, являющиеся главными векторами соответствующих давлений воздуха на каждую элементарную площадку поверхности самолета, а также полный вес Р самолета в глав-ный вектор внешних реакций надо включить главный вектор Л/ о нормальных реакций и главный вектор Ро сил трения скольжения. Линий действия всех этих сил мы не знаем — но они и не входят в формулу (3.10). Лыжи опираются на снег по целой поверхности, причем закона распределения давления по этой поверхности мы не знаем — но это и не нужно если на каждую элементарную площадку с18 опорной поверхности приходится элементарное давление Ы, то соответствующая ему элементарная сила трения по закону Кулона равна Р = Ы. Поэтому [c.75]

Ускорение свободного падения считать нормальным ( н = =0,98055 м/с ) и не зависящим от высоты подъема самолета. Плотность ртути и воды принимать соответственно при О и 4 °С. [c.5]

Устойчивость, маневренность, управляемость. Для суждения о статич. устойчивости самолета производят полет на нескольких скоростях ка горизонталях, подъемах с полным газом и планированиях на малом газе при разных центровках (нормальной, передней и задней). Во время каждого режима регистрируют угол отклонения руля высоты и скорости полета. Характер балансировочной кривой, т. 6. кривой зависимости угла отклонения руля высоты от скорости для данной центровки и режима полета (полный газ, планирование, горизонталь), указывает на степень статической устойчивости самолета (фиг. 4). Балансировочная кривая 1— статически устойчивый самолет, кривая 2 —статически неустойчивый самолет. [c.230]

Сила нормальной реакции N вместе с подъемной силой уравновешивает силу тяжести самолета О (вертикальной составляющей тяги Ry = Rs na пока будем пренебрегать) [c.183]

Согласно НЛГС (например, АП 23.51) для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий взлетная дистанция - зто расстояние по горизонтали от точки старта до точки на высоте 15 м над взлетной поверхностью (рис. 3.5). Скорость самолета по достижении высоты 15 м - /взл должна удовлетворять требованиям НЛГС (например, АЛ 23.53), о которых говориться ниже. [c.41]

Огромное многообразие схем самолетов в принципе сводится к нескольким вариантам, параметры которых лежат в довольно узких пределах. В результате многолетней практики были отобраны наиболее оптимальные параметры, соблюдая которые, можно даже без аэродинамических продувок получить надежный, устойчивый летательный аппарат, Отступление от этих проверенных путей, как правило, сопряжено со всевозможными неприятностями. Из всего многообразия схем, пригодных для любительских самолетов, кроме утки и тандема, о которых сказано выше, можно выделить три моноплан с низким расположением крыла, моноплан с высоким расположением крыла и биплан. На рис. 117 показаны параметры самолета нормальной аэродинамической схемы. Подставляя в эту схему конкретные цифры, полученные из номограммы иа рис. 111, можио быстро нарисовать чертеж основных размеров вашего будущего самолета. Прн этом следует помнить, что для моноплана с верхним расположением крыла угол У-образности крыла можио уменьшить до О—2°. Горизонтальное опереиие у такого самолета лучше расположить в следе или ниже крыла, как это сделано на самолетах Ленинградец , Чемпион фирмы Белланка , АКУ-2 и других, показанных на схемах в этой книге. При таком расположении опереиие никогда не попадет в зону срыва потока с крыла иа больших углах атаки. [c.143]

Ось наружной рамки гиростабилизатора, представленного на рис. РВ.1, направлена параллельно нормальной оси самолета. Начальное направление оси ротора гироскопа относительно самолета устанавливается с помощью арретирующего устройства 4. [c.284]

На рис. XIV. представлен самолет, совершающий правый вираж. Угловую скорость (о виража разложим по направлениям нормальной и поперечной 21 осей самолета. Составляющая —со созуо) направленная по нормальной оси самолета, определяет знак момента М. трения [c.409]

Далее, относительно момента всех внешних сил необходимо прежде всего отметить, что так как речь идет о моменте относительно центра тяжести, то момент силы тяжести равен нулю. То же самое можно сказать и о силе тяги винта, поскольку, как только что было сказано, можно принять, что в возмущенном движении она остается приблизительно осевой. Поэтому остается принять во внимание только момент относительно центра тяжести сопротивления воздуха или, еще точнее, местных действий потока воздуха на отдельные элементы поверхности самолета. Очевидно, по крайней мере в первом приближении, что эти действия зависят только от скоростей частиц воздуха относительно отдельных элементов поверхности, а эти скорости в свою очередь зависят от величины v поступательной скорости и от угла атаки а. Так как мы намерены рассмотреть здесь малые колебания около нормального полета, когда будем иметь v = Vq, а. = /, то нам придется приписать момету М( , который должен исчезать при v = Vq, a = t, выражение вида [c.52]

Определим угол подъема на скорости 700 км1час. Предварительно по графику (см. рис. 3) найдем аэродинамическое качество самолета на средних высотах (от О до 5000 м). Оно примерно равно 7,5. Потребная тяга горизонтального полета при нормальном весе 5350 кг (без подвесных баков) будет 700 кг. [c.157]

При Су >Су положительный по знаку наклон балансировочной кривой (до вершины) свидетельствует о продольной неустойчивости самолета на этих режимах. Величина Судоп, при которой начинается неустойчивость самолета, обычно принимается как предельно допустимая в нормальной эксплуатации. Если полет будет происходить на режиме, при котором Су = Су , то достаточно самого незначительного вертикального порыва, чтобы самолет самопроизвольно стал увеличивать угол атаки и перегрузку. Поэтому длительный полет самолета на режиме, когда Су = удоп> при таких характеристиках устойчивости нежелателен. [c.177]

Смазка НК-50 с температурой каплепадения не ниже 200° С применяется в подшипниках колес самолетов, где температура при пробеге достигает 160— 180° С, и в клапанных механизмах поршневых двигателей ее также используют как средство против наклепа и пригорания в сильнонагруженных и нагретых шлицевых и резьбовых соединениях густая, черного цвета с зеленоватым оттенком состоит из вязкого авиамасла МК-22, натриевого мыла (невлагостойкого, но еще более теплостойкого, чем литиевое) и 0,5% коллоидного, очень тонко измельченного графита. Чешуйки графита обеспечивают высокую прочность смазочной пленки и предохраняют от сухого трения металла о металл при больших нагрузках и высокой температуре. Кратковременно (до нескольких часов) обеспечивается нормальное состояние смазанных ею узлов даже при температу- [c.299]

Рассмотрим теперь движение твердого тела (самолета), точка которого (полюс М) движется по кривой С. Принимая обозначения п. 2.4, введем систему скоростных осей Мх у г, положение которой в системе неподвижных осей 0 7]С определим углами X, [А, V. Ось Мх сонаправлена с х, поэтому плоскость совпадает с нормальной плоскостью траекто- [c.98]

Ускорение силы тяжести считать нормальным ( и = = 9,80665 м/сек ) и не зависящим от высоты подъема самолета. Плотности ртути и воды принимать сответственно при О и 4° С. [c.9]

О) 1 сС р. аз задние колеса автомобилей и тракторов, колеса вагонеток, самолетов Нодпшппики всех диаметров Яп, [c.399]

Р 7 ISA >х с о. S Тяжелые я нормальные нагрузки Большие чнсла оборотов Тонкостенные корпуса Колеса самолетов. Передние колеса автомоввм Колеса вагонеток Центрофуги [c.57]

Эффект Допплера заключается в том, что если нормально де1ь сТВующий источник звука приближается к наблюдателю, то частота воспринимаемого звука повышается, а если источник удаляется — частота понижается. Особенно рельефно эффект Допплера ощущается, когда мы слушаем гудок проносящегося мимо нас паровоза или шум реактивного самолета. Здесь существенно отметить, что речь идет не о субъективном ощущении, связанном, например, со свойствами нашего органа слуха, а об объективно существующем эффекте, который легко обнаруживается измерительными приборами. [c.77]

К. ВМ У изготовлялся специально для авиационных моторов ВМ . Как видно иа фиг. 42, К. состоит из трех частей — центральной и двух боковых — с общей поплавковой камерой рабочая смесь подается в общий коллектор. Средняя часть имеет два жиклера — главный и холостого хода, работающих нормально. Боковые части имеют только главные жиклеры, причем сеченнн последних для получения более бедной рабочей смеси меныие, чем у жиклера средней части. Воздух до поступления в К. просасывается черев картер мотора и т. о. подогревается. К. имеет пять дроссельных заслонок, представляющих собой две системы с независимым управлением. Главная система состоит из трех заслонок В, С тл В. Вспомо-гательная система Е — Е служит для высотной регулировки. Когда заслонки I) и ii закрыты, как изображено на фиг. 42, средняя заслонка С несколько приоткрыта это соответствует работе пускового жиклера на холостом ходу. При дальнейшем открывании заслонки С начинает работать главный жиклер средней части К. При среднем положении дросселя С начинают открываться заслонки В, и в сборный коллектор иа боковых частей К. благодаря цилиндрич. вырезам в дросселях Е поступает более бедная рабочая смесь, разбавляющая смесь, подаваемую центральной частью. Обогащение рабочей смеси с подъемом самолета на высоту компенсируется открытием высотных заслонок Е, Е, [c.515]

А. Сименса имеет приспособление для выполнения виража на шесть кренов от О до 30°. Летчик действует задатчиком виража, к-рый одновременно отсоединяет компас от рулевых механизмов и включает рулевой механизм на элероны, а ватем воздействует на рули поворота и высоты. Как только эти рули начинают действовать, рулевой механизм для элеронов снова выключается. В конструкции А. хорошо продумана задача предохранительных приспособлений. По.мимо общего крана выключателя А. может корректироваться в случае порчи от руки рулями управления. Силовые механизмы так рассчитаны, что летчик свободно может преодолеть силу рулевых машинок, действуя на нормальные рули управления. Выключение А. осуществляется перекрытием масляного питания краном, распо-ложенным у масляного бака. Для очистки масла от засорения в систему маслопровода включается фильтрующий бачок, который в эксплоатации время от времени промывается бензином. На фиг. 9 представлен общий вид одного стабилизатора А. Сименса. В кожухе а располагаются поршни рулевых машинок коробка б закрывает блок чувствительных элементов и следящую систему к рычагу в присоединяются тросы управления включатель г служит для присоединения к агрегату электропроводов. Достоинства этого А. может работать на больших высотах, и принцип его устройства таков, что рули плавно, без резкостей, выводят самолет на нужный режим при любых условиях полета. На фиг. 10 представлен питаемый сжатым воздухом А. Смита (Англия, 1929 г.), имеющий гироскопический чувствительный элемент, управляющий одновременно рулями глубины и поворотов. Гироскопич. подвес А. фиг. 11 состоит иа ротора гироскопа а, внутреннего горизонтального [c.164]

С == 0,25 О -г 0,30 О, N0 X 0,25 N 0,30 N , адесь О — нормальный вес самолета, N — максимальные мощности всех моторов) остальные два определяются из соотнощений [c.27]

Привязные А. В качестве привязного А. во время империалистич. войны широко применялся змейковый А. Сначала привязные А. употреблялись только как неподвижные наблюдательные вышки впоследствии стали строить специальные т. н. А. заграждения, служащие как воздушное препятствие для летящего неприятельского самолета. Кроме того привязные А. употребляются и для метеорологич. целей. В последнее время, чтобы придать подвижность привязным А., служащим для наблюдения, строят комбинированный тип — А.-дирижабль, т. н. мотор и-8 и р о в а н н ы й А. Главнейшая задача привязного наблюдательного А. — это совместная работа его с артиллерией, задача, сводящаяся к обнаруживанию неприятельских батарей и к корректированию стрельбы, преимущественно тяжелых батарей. Достоинство А. как наблюдательного пункта по сравнению с самолетом-рааведчиком заключается а) в относительной неподвижности в воздухе, облегчающей продолжительность и точность работы с приборами, б) в постоянной связи с землей и в ) в возможности спокойного обозревания большого пространства. Недостатками А. являются легкая воспламеняемость газа (водорода), к-рым он наполнен, значительные размеры А., представляющие собой хорошую цель для неприятельской артиллерии, а такж для действий с неприятельских самолетов, и относительная трудность передвижения неподвижного А. (последнее обстоятельство уничтожается в моторизированных А.). В случае возможности наполнения А. инертным газом — гелием — опасность для пилота будет только при непосредственном поражении неприятелем его самого. С А., находящегося на высоте ок. 1 200 м (нормальная высота подъема А. колеблется от 1 ООО до 2 ООО м), при благоприятных атмосферных условиях можно наблюдать движение частей по дорогам на расстоянии 15 км, дым паровозов — 25— 30 км, окопы и полевые укрепления — 12 км, стреляющие батареи — 20 км, разрыв снарядов тяжелой артиллерии — 16 км и легкой артиллерии — 10 км. Обычно А. поднимаются в ближайшем тылу на 6—8 км от окопов. При работе с артиллерией А. является наблюдательным пунктом, ведущим постоянное наблюдение как за действиями неприятеля, его передвижением, так и за разрывами снарядов своей артиллерии. Во время гражданской войны практиковалась совместная работа А. с бронепоездами и с речной флотилией. А. для наблюдения могут работать при ветре до 20—25 м/сп нек-рые А. рассчитаны и на [c.57]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...