Оси самолетные

Выразить через эти углы направляющие косинусы самолетных осей относительно осей трехгранника Дарбу. [c.75]

Возможен поворот координатных осей и в другой последовательности, например б г— -Оз— - 0 ] (рис. П.7) здесь углы О,- называются самолетными углами. Матрица перехода от базиса е,о к базису е, для самолетных углов [c.296]

Выражения (8) представляют собой гироскопические моменты, развиваемые телом Т. Эти инерционные моменты действуют на связи, принуждающие тело Т, имеющее собственную угловую скорость й ) вращаться с угловой скоростью йе- в качестве примера рассмотрим движение самолетного двухлопастного винта, представляющего собой несимметричное твердое тело, в опорах которого при вираже самолета возникают силы реакций Д и Еу, нагружающие подшипники вала винта и способствующие их разрушению. На рис. 6, а представлен двухлопастной винт самолета, разворачивающегося с угловой скоростью Йе вокруг ОСИ X. [c.26]

Отклонение по диаграмме от вертикальной оси вправо соответствует переходу от схемы 2, б к самолетной схеме 2, в, причем у первой ступени привода появляются отрицательные колебательные свойства. [c.50]

Построение самолетных осей, когда заданы скоростные, достигается путем введения двух углов скольжения р и атаки а. Повернув плоскость осей Ог х вокруг оси Оу на угол р, определим единичные векторы т и Шу (рис. 8), после чего поворот вокруг т на [c.48]

Для вычисления таблицы косинусов углов самолетных осей с неподвижными составляем вспомогательные соотношения [c.49]

Конечно, для составления таблицы косинусов углов скоростных осей с неподвижными надо заменить в таблице 3 углы ф, О, ср на X, [X, V. Таблица косинусов скоростных осей с самолетными имеет вид [c.49]

При малом отклонении тела от начального положения все три угла, определяющие самолетные или корабельные оси, остаются малыми. Если же пользоваться эйлеровыми углами, то малому отклонению от начального положения будет соответствовать малость угла О и суммы углов ср- -ф. Действительно, поскольку одноименные оси мало отклонены друг от друга, диагональные элементы таблицы 2 могут лишь малыми второго порядка отличаться от единицы. Это приводит к требованиям [c.52]

Таблица косинусов 3 самолетных осей записывается в виде произведения матриц [c.54]

Скоростные оси Ox" y z совмещаются с самолетными с помощью матрицы [c.54]

АВТОЖИР, летательный аппарат тяжелее воздуха, в к-ром в отличие от самолета подъемная сила создается с помощью вращающегося на вертикальной оси винта-ротора. За все время полета ротор вращается свободно от встречного потока воздуха. Поступательное перемещение получается с помощью мотора с обычным для самолета пропеллером. Основные части А. за исключением ротора, т. е. его фюзеляж, шасси, оперение и управление, ма.ш чем отличаются от самолетных. На фиг. 1 дана схема А. [c.56]

НИИ и вокруг названных осей. Благодаря этому изолируется корпусная система двигателя от деформации самолетной конструкции и предупреждается возникновение в узлах подвески больших нерасчетных нагрузок [c.37]

Двигатели, предназначенные для ориентации ИСЗ и КА, выносят возможно дальше от их продольной оси для достижения более высокого плеча момента. Рулевые двигатели ступеней PH и БР размещают снаружи хвостового отсека и для защиты от аэродинамического нагрева и уменьшения аэродинамического сопротивления закрывают их соответствующим кожухом. Стартовый самолетный ЖРД после взлета самолета и выключения может электроприводами убираться в хвостовую часть фюзеляжа. [c.353]

Креповая девиация возникает при кренах самолета относительно плоскости картушки. Сила самолетного магнетизма Р может быть разложена на две составляющие, из которых одна 2 направлена по вертикальной оси самолета (см. фиг. 132). [c.173]

По схеме создания аэродинамических сил се летательные аппараты можно разделить на две большие группы летательные аппараты самолетной схемы, имеющие одну пару крыльев (маневр такого летательного аппарата осуществляется за счет его разворота относительно продольной оси на некоторый угол крена), и осесимметричные схемы, имеющие две пары крыльев и соответственно два одинаковых канала управления. С точки зрения влияния типа схемы на характер компоновки следует отметить, что летательные аппараты первой группы допускают несимметричное расположение РПД и воздухозаборных устройств. [c.220]

Зная скорости изменения самолетных углов, определить проекции угловой скорости самолета на оси систем координат Схуг и С г1 (см. рисунок к предыдущей задаче). [c.145]

Рис. 7.11. Структурная схема модели одноканальной самолетной ЭЭС с несимметричной нагрузкой l/flB —напряжение ПВ — напряжение возвуждення СГ U , U . Uq, < q о осям d, q, 0 ПР, Пр- — преобра-

Рассмотрим достаточно гибкий поддерживаемый жидкостью брус, имеющий форму прямоугольного параллелепипеда. Распределение сил собственного веса вдоль оси бруса равномерное. Пусть по концам бруса к нему приложены две вертикальные силы, одинаковые по величине и равномерно распределенные на некоторых участках вдоль оси (рис. 1.П, а). Если бы брус был недеформируемым, то силы поддержания, действующие на него со стороны жидкости, были бы распределены равномерно. На рис. 11.1, й показан брус и все действующие на него силы при условии его недеформируемости. На рис. 1.11, б изображена результирующая эпюра поперечных нагрузок, отнесенных к оси бруса. Если же учесть деформацию бруса (рис. 1.11, й), то силы поддержания не будут равномерно распределенными их интенсивность окажется наибольшей у концов и наименьшей посредине длины бруса (рис. 1.11, в). Итак, обнаружено, что внешние силы (силы поддержания) зависят от де4юрмацни бруса. Описанное явление оказывается ощутимым при рассмотрении работы достаточно гибких корпусов речных судов. Аналогичная картина наблюдается и в самолетных конструкциях аэродинамические силы, действующие на крыло самолета, зависят от деформации крыла — подъемная сила и сила сопротивления, действующие ыа [c.38]

Рис. 100. Пространственное вращение осей инерции -го тела а — эйлеровы углы — прецессия, — нутация, а д, — вращение) б — хардановы углы в — самолетные углы (а д, — рысканье, — тангаж, — крен г — корабельные углы — дифферент, — крен, — рысканье)

Крепление шпинделей с рабочим валом (фиг. 140) может быть клн новое, П[зостой затяжной гайкой, или диференциальной гайкой. Кли новое крепление нежелательно в станках, на которых обрабатывается окончательный контур самолетных деталей, так как клин эксцентричным расположением нарушает балансировку вала, удары молотка при заколачивании клина нарушают центровку шпинделя коническими плоскостями относительно оси рабочего вала, при заколачивании клина удары молотка передаются валом шариковым подшипникам, что приводит к быстрому нзио-су их. [c.123]

Угловое положение спутника, т.е. положение его строительных осей Ох, Оу, Oz относительно опорной системы координат OXoY Zq при указанной выше постановке задачи удобно задавать с помощью системы самолетных углов (рис. 4.1, а). Соответствующая матрица направляющих косинусов приведена в табл. 4.1. Применение таких углов при стабилизации спутника вращением имеет ряд преимуществ по сравнению с традиционным использованием углов Эйлера, а именно 1) нет особенности в кинематических уравнениях при угле нутации = 0 2) углы ф, у более удобны и наглядны при описании движения оси вращения при малых отклонениях, а также при описании у1фавляющих сигналов, поступающих с оптических датчиков ориентации 3) позволяют применить более компактную комплексную форму записи уравнений движения. [c.82]

Рис. 4. 15. Шлицевая втулка 9, служащая для соединения с валом запасного привода коробки самолетных агрегатов, короткими эвольвентными шлицами сцеплена с муфтой привода 2. Справа и слева от этих шлицев имеются центрирующие сферические поверхности, которыми втулка опирается на сферические кольца 5, установленные в муфте привода 2 и обойме сальника 4. Узел муфты затягивают гайкой 5 и стопорят контровочной шайбой 6. Для предохранения усика шайбы от срезания при затягивании гайки между шайбой 6 и гайкой 5 заложена предохрнительная шайба 8, удерживаемая от проворачивания в муфте привода 2 выступом. С обеих сторон шлицевая втулка 9 уплотнена резиновыми манжетами /, благодаря чему консистентная смазка, заложенная при сборке узла, хорошо удерживается внутри полости муфты, попадая на трущиеся поверхности сферы через отверстия 7. В шлицевом зацеплении муфты имеются необходимые боковые зазоры, благодаря чему муфта допускает значительные перекосы осей валика муфты привода 2 и рессоры коробки самолетных агрегатов без защемления шлицев.

Оси, применяемые в теории корабля (корабельные оси), только <5бозначениями отличаются от самолетных осей. На рис. 9 показано построение системы осей, примененных А. Н. Крыловым корабельные оси Охуг направлены соответственно от кормы к носу (Ол ), к левому борт) [c.51]

Описанный выбор самолетных и корабельных осей обладает тем свойством, что при малом изменении первоначально прямого угла А1ежду основными осями, два угла (рысканье и тангаж, дифферент и крен) остаются малыми. Этим такой выбор выгодно отличается от эйлеровых углов, когда лишь один угол нутации 9 остается малым при малом отклонении подвижной основной оси от неподвижной. Так. приняв в случае самолета, одноименные оси О и Ох за основные, мы при малом отклонении от курса могли бы считать малым только этот угол между основными осями, а не два угла рысканья и тангажа, остающиеся малыми при произвольном крене при выборе самолетных [c.51]

Площадка на кардановом подвесе. Площадка П монтируется на движущемся основании С (самолете, корабле) с помощью карданова подвеса. Наружное кольцо подвеса имеет подшипники на одной из осей основания (самолетных, корабельных), внутреннее кольцо — на наружном, площадка П — на внутреннем кольце. Эти три оси взаимно перпендикулярны и пересекаются в точке О. Ориентация триэдров осей Oxyz и ОаЬс, связанных с основанием и с площадкой, задается в опорной системе осей Obf> (инерциальных или земных). Требуется составить выражения косинусов углов осей системы Oxyz с опорными осями через косинусы углов осей ОаЬс с теми же осями и через углы поворота колец и площадки во внутреннем кольце. [c.59]

Если самолет идет выше или ниже глиссады, то летчик видит красный огонь оптической системы соответственно выше или ниже зеленого горизонта. Самый нижний из пяти блоков — с линзами красного цвета, что обеспечивает летчику отчетливую индикацию опасного отклонения от глиссады вниз, требующего немедленного корректирующего действия. Заданная глиссада (уголЛ) устанавливается поворотом блока с линзами в вертикальной плоскости. Точка касания самолетного тормозного крюка палубы (а следовательно, высота прохода крюка над обрезом палубы) ос- [c.260]

Второй вариант ракеты — 217/И —принципиально отличается от первого и от общепринятых самолетных схем ввиду специфических условий и особенностей. Так как, преследуя подзижную цель, ракета должна быть весьма маневренной и быстро отклоняться от траектории установившегося движения в любую сторону, у гирдовцев возникла мысль о схеме ракеты, симметричной в аэродинамическом отношении относительно продольной оси. 217/П представляла собой четырехкрылую бесхвостую ракету с малым удлинением и симметричным расположением и профилем крыльев. Корпус и размещение в нем порохового двигателя и отсеков для телемеханики и боевого груза аналогичны первому варианту. Руш были расположены на конце каждого крыла и соединены специальной системой управления. Максимальная скорость при вертикальной траектории для ракеты 217/П —265 м/с, наибольшая высота при вертикальном подъеме — 3270 метров, максимальная скорость полета при горизонтальной траектории — 300 м/с, наиболь- [c.265]

Креповая девиация появляется в тех случаях, когда изменяется положение горизонтальной плоскости самолета относительно пло-скосги картушки компаса. Причина появления такой девиации заключается в том, что результирующая сила R самолетного магне -тизма, всегда одинаково направленная относительно горизонтальной плоскости самолета, при изменении положения этой плоскости будет изменять величину и направление своего действия на картушку. Это явление можно легко уяснить с помощью фиг. 361. Сила R постоянного самолетного магнетизма (вызываемая твердым железом), действующая по вертикальной оси Z самолета, при отсутствии крена, т. е. при строго горизопталадом полете, не дает проекции на поперечную ось картушки и, следовательно, не вызывает девиации. При наличии же поперечного крена самолета с углом 9 плоскость самолета наклонится к плоскости картушки на тот же угол ф. Проекция силы R на плоскость картушки будет равна sin 9. При полете самолета точно на север или юг, т. е. если поперечная ось самолета совпадает с направлением W—Е (запад—восток) и пер- [c.433]

ЛЦИС предназначена для монтажа и безмакетной увязки технологической оснастки, высокоточной сборки, стыковки и нивелировки самолетных конструкций. С помощью этих приборов осуществляют выставление и координацию расположения в пространстве конструктивных элементов стапелей разметку на каркасе планера самолета базовых осей проверку плоскостности, параллельности, перпендикулярности и соосности отдельных эле.ментов конструкций. Среди лазерных измерительных систем ЛЦИС является наиболее универсальным измерительным средством. С помощью этой системы выполняют основные виды контрольных работ, поэтому в книге главное вни.мание уделено расс.мотрению и.менно данного вопроса. [c.24]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...