Рысканье корабля

В одной из своих работ А. Ю. Ишлинский рассматривает влияние рысканья корабля на показания такой гировертикали. Она содержит два плоских физических маятника, осуществляющих радиальную коррекцию, моменты которой пропорциональны углам отклонения соответствующих маятников. [c.162]

В работе определено систематическое уклонение гирогоризонта относительно географического трехгранника, не участвующего в рысканьи корабля, и показано, что в этом случае оно равно нулю, а колебания приборной вертикали относительно ее среднего положения малы при надлежащем выборе параметров коррекции. [c.163]

Рысканье корабля 51 Связи И [c.823]

Пример 2. При килевой качке корабля (с носа на корму и обратно) ротор быстроходной турбины участвует в двух движениях во вращении вокруг своей оси с угловой скоростью шив повороте вокруг горизонтальной оси, перпендикулярной валу турбины, с угловой скоростью П (рис. 4.13). При этом вал турбины будет давить на подшипники с силами Ф ч- Ф, лежащими в горизонтальной плоскости. При качке эти силы, как и гироскопический момент, периодически меняют свое направление на противоположное и могут вызвать рыскание корабля, если он не слишком велик (например, буксира). [c.64]

Такие же формулы для углов дифферента и рыскания корабля. На рис. 2.1 представлены зависимость угла дифферента и высоты движения центра масс корабля относительно их средних значений по времени t. Эти зависимости получены моделированием движений корабля [13]. На рис. 2.2 представлена зависимость вертикальной скоро- [c.41]

Из соотношений (2.55) или табл. 2.3 следует, что передаточное число между вертикальной осью площадки и осью рыскания равно единице. Это следует и непосредственно из физических соображений, поскольку обе эти оси совмещены. Однако скорость обкатки по оси рыскания на качке может существенно отличаться от скорости рыскания корабля. Это объясняется тем, что обкатка кольца крена вызывает при наличии угла дифферента, т. е. при 7 0, добавочную скорость по оси рыскания, равную [c.33]

Неудовлетворительные, с точки зрения корабельных условий, эксплуатационные свойства имеет кинематическая схема рычажного шасси (рис. 6.4.2, б). В данной схеме поперечные колебания вертолета, вызванные боковой и курсовой качкой корабля, приводят к рысканию вертолета (за счет асимметрии обжатия амортизаторов основных опор шасси). Это в сочетании с само ориентирующимися колесами передних опор шасси смещает переднюю часть вертолета в сторону крена и вызывает тенденцию к скатыванию с палубы. [c.261]

В качестве примера на рис. 2.6, а, б я в приведены изменения относительного давления в потоке воздуха в одном из сечений над палубой корабля при угле скольжения Р = —10°, а также полей равновеликих значений коэффициентов моментов крена гПх и рыскания гПу вдоль полетной палубы для разных значений относительной высоты над палубой. Величины этих коэффициентов указывают на значительные возмущающие воздействия вихревых воздушных потоков над палубой корабля на летательный аппарат. [c.44]

Рис. 2.6. Поле относительных давлений (отношение давления на высоте к давлению МСА) в потоке воздуха и коэффициентов моментов в одном из чений над палубой корабля а — относительное давление р в потоке воздуха б — поле равновеликих зна- чений коэффициента момента крена т , в — поле равновеликих значений коэффициента момента рыскания

Канал ЦАП управления вектором тяги по крену играет сравнительно малую роль, главную роль в управлении тягой и скоростью полета космического корабля играют каналы тангажа и рыскания. [c.70]

Лунный корабль, состыкованный с основным блоком с полным запасом топлива при весе 42 800 кг имеет момент инерции относительно оси рыскания 56 ООО кг-м , моменты инерции [c.77]

Б период действия тяги команда по угловой скорости ориентации корабля пропорциональна углу между Vg и й т (или -Vg). ЦАП вырабатывает 3 независимых сигнала ошибок ориентации и управляет тангажом, рысканием и креном корабля, сводя к нулю эти ошибки. [c.108]

Управление креном осуществляется с помощью ЖРД РСУ. При управлении вектором тяги по тангажу и рысканию должны обеспечиваться стабилизация корабля, малые ошибки по скорости при выключении ЖРД, ограниченные отклонения ориентации корабля, чтобы минимизировать расход топлива и износ муфт сервомотора кардана. [c.108]

Вертикальная скорость в момент посадки была 0,3 м/сек, горизонтальная скорость полностью НЕ была погашЕна, на что указывал характЕр изгиба щупов на посадочных пятах. На грунт лунный корабль встал с наклоном 4,5° относительно лунной ВЕртикали, ось рыскания составляла 13° с плоскостью траЕктории полЕта, ЖРД посадочной ступЕни проработал на 38 сек ДОЛЬШЕ раСЧЕТНОГО ВрЕМЕНИ. [c.147]

Рис. 7.2. Искажения радиолокационных портретов кораблей (НК), вызванные качкой и рысканием при бортовых ракурсах а - общий вид корабля (показаны отражающие точки 1-5), б - РЛИ НК, в - геометрические искажения при рыскании по часовой стрелке (показаны векторы радиальных скоростей и изменения положения отметок), г - рыскание против часовой стрелки, д - бортовая качка (движение надстройки в сторону РЛС)

Основная часть аппаратуры СТУ расположена на командном пункте (земле, транспорте, корабле, самолете, вертолете и т. д.), другая часть — на борту ЛА. Функциональная схема СТУ приведена на рис. 4.9. Для обеспечения эффективности работы СТУ обычно осуществляется стабилизация по каналу крена, а управление — по каналам тангажа и рысканья. [c.103]

Пусть рассматриваемый гиротахометр предназначен для определения угловой скорости рыскания корабля. Тогда og = [c.171]

Выбирая угловую скорость собственного вращения ротора гирокомпаса, в то время исходили из двух соображений. Во-первых, стремились получить как можно больший направляющий момент, чтобы сократить погрешность от 147 моментов сил в подвесе. Во-вторых, считалось, что желательно достигнуть как можно более высокой частоты собственных колебаний прибора, чтобы можно было усреднять его показания на фоне медленного рыскания корабля, подобно тому, как это делают с показаниями магнитного компаса. Казалось бы, следовательно, вопрос о выборе угловой скорости собственного вращения гироскопа был решен работой Феппля и эту скорость следовало брать столь высокой, сколь это позволяли сделать различные технические ограничения (потери мощности, долговечность подшипников, прочность материала и т. п.). Однако результаты Феппля относились к двухстепенному гирокомпасу Фуко, который мог действовать лишь на неподвижном относительно Земли основании. Схемы с большим числом степеней свободы и маятником, предназначавшиеся к использованию на подвижном основании, обнаруживали иное соотношение между частотой собственных колебаний и скоростью вращения ротора. В 90-х годах XIX в. В. Сименс провел эксперимент с подобным прибором, построенным по заявке Ван-ден-Боса. Здесь камера гироскопа поддерживалась жидкостью (так, что центр фигуры ее был выше центра масс) [c.147]

Г. Аншютц решил сделать еще один шаг в направлении придания невозму-щаемости своему компасу — он перестроил двухроторный компас так, чтобы условие Шулера соблюдалось в нем также и по отношению к колебаниям маятника вокруг полуденной линии. В результате был создан еще один вариант двухроторного гирокомпаса — так называемый пространственный гирокомпас или гирогоризонткомпас (1931). Его назначение состояло в том, чтобы измерять углы качки и рыскания корабля для управления стрельбой по невидимым целям. [c.159]

Например, вращающиеся части машины парохода представляют собой [гироскоп, обладающий большим момеЕ1том импульса. Ось этого гироскопа расположена вдоль судна. Г1ри килевой качке корабля (когда нос корабля поднимается и опускается) изменяется направление момента импульса машины. Вследствие этого возникают силы давления со стороны вала на подшипники они лежат в горизонтальной плоскости и поворачивают корабль вокруг вертикальной оси. Это рыскание по курсу заметно у малых судов с мощными машинами (буксиры). [c.455]

Вследствие качки и рысканья, а также вследствие изменения скорости хода и курса корабля, точка подвеса маятника может двигаться со значительными ускорениями, в том числе направленными вдоль оси ротора гироскопа. Инерционные силы, обусловленные этими ускорениями, будут создавать относительно точки подвеса маятника момент, который будет вызывать прецессию гироскопа и тем самым отклонять ось ротора от плоскости меридиана. Естественно, чем больше статическии момент маятника, тем, при прочих рав- [c.147]

Рис. 1.17. Космический корабль "1Иеркурий / - аэродииамическая игла 2 - система аварийного спасения 3 - двигатели рыскания 4 - герметическая кабина с двойными стенками 5 - двигатели крена 6 - двигатели отделения 7- тормозные двигатели

Вращение корабля вокруг точки О определяется углами рыскания ai , дифферента (тангажа в случае самолета, ракеты)7 и крена (вращения) 0. Эти углы определим следующим образом. При отсутствии качки оси Ох, Оу, Oz совпадают соответственно с осями 0 , От], Ot, (рис. 2.3). В результате поворота корабля вокруг оси 0 на угол рыскания о з подвижные оси переходят в положение Ox y t,. В результате поворота вокруг оси Ох на угол дифферента (тангажа) у подвижные оси переходят в положение Ox yz . Наконец, после поворота вокруг оси Оу на угол крена (вращения) 0 подвижные оси занимают положение Oxyz. [c.18]

Максимальная расчетная скорость изменения угла эксцентриситета вектора тяги для корабля Apollo 0,003 град/сек в плоскостях тангажа и рыскания. Для основного блока эта скорость составляет 0,0083 град/сек в плоскости тангажа и 0,014 град/сек в плоскости рыскания. [c.71]

Лунный корабль управляется вручную во всех трех конфигурациях (рис. 23.1, 2, 3). Б посадочной конфигурации один лунный корабль с полным запасом топлива весит 15 т и имеет моменты инерции относительно осей крена, тангажа и рыскания 34 ООО 33 900 и 31 200 кг-м соответственно, когда израсходована половина запаса топлива. Моменты инерции уменьшаются до 20 300 16 800 16 200 кг-м при полностью израсходованном топливе посадочной ступени. Бзлетная ступень лунного корабля весит 4900 кг с полным запасом топлива и 2600 кг, когда топливо израсходовано. Начальные моменты инерции 8250 4700 и 9100 кг-м уменьшаются после израсходования топлива до 2800 3900 и 4400 кг-м . [c.77]

Через 11 мин. 16 сек полета от момента старта, т. е. на 9 сек позже расчетного времени, ступень S-IVB и основной блок корабля Apollo вышли на орбиту ИСЗ высотой 188 км при скорости полета 7798, 25 м/сек. После двух витков полета по орбите ИСЗ при угле тангажа 40, 08° и рыскания 14, 85° вторично было произведено включение ЖРД J-2 ступени S-IVB на 5 мин 33 сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту с высотой над Землей в апогее 17 400 км. Через 10 мин ступень S-IVB отделилась от основного блока корабля Apollo. Чтобы увеличить апогей орбиты до 18 350 км, был отключен на 15 сек ЖРД служебного отсека. Фактическая высота оказалась равной 18 317 км и наклон орбиты к экватору 30,13°. [c.114]

С целью проверки прочности стыковочного узла корабля АроИо и способности ЦАП демпфировать колебания они возбуждались отклонениями работающего ЖРД на 0,2° в разных направлениях. ЖРД возбуждал плавную раскачку с малой угловой скоростью по тангажу 0,1 град/сек ЦАП демпфировал колебания менее, чем за 5 сек. Колебаний по углу рыскания не наблюдалось, не наблюдалось и изгибных колебаний основного блока и лунного корабля относительно стыковочного узла. В процессе этого эксперимента корабль перешел на орбиту 199,2/350,8 км. В То +25 ч 17 мин было произведено второе включение ЖРД служебного отсека на 4 мин. 22 сек, скорость увеличилась на 784,1 м/сек и корабль перешел на орбиту 202,4/ /502,8 км,плоскостъ которой наклонена на 10° в восточном направлении расход топлива составил 8460 кг. [c.125]

В момент времени То +100 ч 05 мин, на 4 мин 50 сек раньше расчетного времени, когда Apollo-11 находился за Луной, М. Коллинз произвел расстыковку, Н. Армстронг отвел лунный корабль на 12... 15 м, повернул его по тангажу и рысканию, а М. Коллинз из командного отсека осмотрел лунный корабль и убедился в отсутствии у него повреждений. [c.144]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...