Виражи

Велосипедный трек на кривых участках пути имеет виражи, профиль которых в поперечном сечении представляет собой прямую, наклонную к горизонту, так что на кривых участках внешний край трека выше внутреннего. С какой наименьшей и с какой наибольшей скоростью можно ехать по виражу, имеющему радиус R И угол наклона к горизонту а, если коэффициент трения резиновых шин о грунт трека равен / [c.200]

Величины этих сил могут достигать десятков килоньютонов и должны учитываться при расчете подшипников. Через подшипники гироскопические давления передаются корпусу судна и у очень легкого судна могли бы вызвать при повороте опускание киля или носа. Подобный эффект может наблюдаться и у винтовых самолетов при виражах (поворотах в горизонтальной плоскости). [c.340]

Линейными перегрузками называются кинематические воздействия, возникающие при ускоренном движении источника колебаний. Особенно значительные линейные перегрузки возникают на транспортных машинах, в особенности на летательных аппаратах, при увеличении скорости, торможении, а также различных маневрах (виражи, разворот и т. д.). Основными характеристиками линейных перегрузок являются постоянное ускорение Со (рис. 10.2) и максимальная скорость изменения ускорения da/dt. [c.268]

Задача 5.17. Самолет описывает на вираже дугу окружности радиуса / = 800 м с постоянной по величине скоростью 160 м/сек. Касательная к траектории самолета при движении совпадает с продольной осью самолета. Поршень двигателя движется в направлении продольной оси согласно уравнению [c.332]

Углы а и а, измеряются между направлением абсолютного ускорения и радиусом, соединяющим центр виража О с самолетом Ж. [c.334]

Задача 795. Определить радиус виража самолета в горизонтальной плоскости, если плоскости крыльев наклонены к горизонту под углом а, а величина скорости самолета постоянна и равна v. [c.294]

Задача 1359 (рис. 748). Ось ротора гироскопического указателя поворотов совпадает с направлением горизонтального полета самолета. Определить угловую скорость со виража самолета, если момент инерции ротора равен J, его собственная угловая скорость равна со, жесткость каждой из пружин равна с, а измеренный угол отклонения осп ротора от горизонтали равен а (считать этот угол малым). Расстояние между пружинами равно а. [c.492]

Пример 6.11.1. Рассмотрим действие гироскопического момента на винтовой самолет. Пусть винт самолета вращается по часовой стрелке, если смотреть из кабины пилота. Тогда вектор собственного момента Н направлен по продольной оси самолета вперед. При повороте налево (левый вираж) самолету сообщается угловая скорость ш, направленная вверх. Гироскопический момент будет стремиться совместить вектор Н с вектором ш так, чтобы нос самолета поднимался вверх. Аналогично при правом вираже у самолета возникает тенденция опустить нос. Наоборот, когда специально поднимают нос самолета, то самолет стремится повернуть направо, а при опускании носа — налево. Способ борьбы с [c.496]

Появление гироскопических сил называют гироскопическим эффектом. Подобный гироскопический эффект, связанный с возникновением гироскопического давления на подшипники, наблюдается, например, у роторов турбин на кораблях при поворотах н качке, у винтовых самолетов при виражах и т. п. [c.161]

Пример 74. Определить угол крена самолета при вираже, равный углу ф (рис. 236) между плоскостью крыльев и горизонтом, если вираж осуществляется со скоростью V в горизонтальной плоскости радиус виража а. [c.22]

Из этой формулы вытекает, что для совершения виража по возможности малого радиуса следует увеличивать угол крена и коэффициент подъемной силы, т. е. вместе с углом крена увеличивать угол атаки. [c.23]

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]

Определение погрешностей стабилизации платформы гиростабилизатора в пространстве для произвольного движения самолета или ракеты, на которой установлен гиростабилизатор, не приводит к наглядным физическим обозримым результатам, что особенно важно при изложении сложного теоретического курса инженерам. При этом определяются погрешности стабилизации платформы или оси ротора гироскопа для основных, наиболее важных с точки зрения эксплуатации движений самолета или ракеты. Такими движениями являются прямолинейный полет самолета — поступательное движение, разворот, периодические колебания самолета вокруг его центра тяжести, вираж, фигуры высшего пилотажа (петля, бочка, иммельман и др.). [c.12]

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]

Во время виража или при петле Нестерова для уравновешивания гироскопического момента, развиваемого вращающимися винтами, пилот дополнительно отклоняет органы управления самолетом. [c.29]

Если после выполнения виража, пикирования или кабрирования самолет снова совершает горизонтальный полет, то геометрическая погрешность карданова подвеса обраш ается в нуль независимо от предыстории движения самолета. [c.172]

ПОГРЕШНОСТИ ГИРОСТАБИЛИЗАТОРА ПРИ ВИРАЖЕ [c.393]

В том случае, когда гиростабилизатор предназначен для стабилизации какого-либо объекта (прицела, аэрофотоаппарата и др.) на заданном курсе, важно определить методическую погрешность его, возникающую в процессе виража. Такая методическая погрешность возникает на вираже под действием момента развиваемого разгрузочным двигателем и моментами трения М. [c.393]

Полагая, что угловая скорость (0 разворота самолета вокруг направления истинной вертикали на вираже задана для правильного виража (рис. XIV. ), [c.393]

Рис. XIV.1. К определению движения гиростабилизатора при вираже самолета

Под сильным разгрузочным двигателем по-прежнему подразумеваем двигатель, развивающий столь эффективный момент, что под его действием в процессе виража ось z ротора гироскопа следит за направлением оси 2о, перпендикулярной плоскости наружной рамки карданова подвеса. Пусть в уравнениях (XIV.1) движения гироскопа р = О, тогда [c.394]

График нарастания виражной погрешности, определяемой формулой (XIV.10) при виражах с различными углами крена и при изменении курса от 0 до 360°, представлен на рис. XIV.3 (сплошные кривые). [c.397]

Рис. XIV.4. К определению составляющих скорости прецессии гиростабилизатора при вираже

Скорость прецессии оси г ротора гироскопа под действием момента, развиваемого слабым разгрузочным двигателем, относительно невелика и направление этой скорости за время одного витка виража изменяется четыре [c.401]

Прямая 2 пересекает кривую i в точке А, которая соответствует углу р = 0. В точке А угол Р изменяет знак, а также изменяет знак момент, развиваемый разгрузочным двигателем. Рассмотрим рис. XIV.5, а, где показана первая четверть витка виража. [c.405]

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]

Пользуясь изложенным здесь графо-аналитическим методом определения виражной погрешности одноосного гиростабилизатора со слабым разгрузочным двигателем, можно построить зависимость а = / (ф) и для последующих витков виража. Нетрудно заметить, что при после- [c.407]

График изменения виражной погрешности для реальной скорости прецессии ер = 7 град мин, периода виража Т = 1 мин и 7о = 15° построен на рис. XIV. . [c.408]

Знак плюс или минус перед правой частью формулы (XIV.26) зависит от направления виража. Однако интересно заметить, что прецессия оси 2 ротора гироскопа вокруг оси возникающая под действием момента трения М., в первой и четвертой четвертях витка независимо [c.409]

Во время виража турбовинтового самолета гироскопический момент ротора турбины могкет вызывать наклоны самолета.. Чтобы парировать действие этого момента, пилот отклоняет гори- [c.232]

Если радиус кривизны тректории обозначить через р и считать его положительным при левом вираже самолета, когда вектор Ив угловой скорости виража направлен по положительной оси hi то составляющие угловой скорости поворота трехгранника нЛнСн в относительном движении будут [c.94]

Исходя из этих условий согласно (XIII.1), (VII.11) и (VI 1.12), для виража получим [c.393]

В отличие от геометрической погрешности карданова подвеса виражная погрешность не является периодической функцией угла ф, а возрастает пропорционально времени виража. Правая часть формулы (XIV.3) для малого угла уо совпадает с формулой (XIII.34), которая определяет постоянную составляющую скорости прецессии гироскопа вокруг оси г/1, возникающую под действием сильного разгрузочного двигателя на трехкомпонентном стенде. При движении платформы трехкомпонентного стенда и на вираже ось y наружной рамки карданова подвеса гироскопа описывает в пространстве круг.лый конус с вер- [c.394]

Из графика видно, что виражная погрешность, определяемая формулой (XIV. 10) (сплошные кривые), так же как и виражная погрешность, определяемая формулой (XIV.4) (штриховые кривые), монотонно возрастает с течением времени. Виражная погрешность в отличие от геометрической погрешности карданова подвеса после выравнивания самолета в плоскость горизонта не обращается в нуль. Одноосный гиростабилизатор с сильным разгрузочным двигателем обладает весьма значительной виражной погрешностью. Например, после выполнения одного витка виража с углом крена 15° эта погрешность достигает 10°, с углом крена 30—48°, с углом крена 45—100°, с углом крена 60—180°. Даже при поворотах самолета на относительно малый угол послевиражная погрешность оказы- [c.397]

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]

В процессе виража знак составляющей —сосоауо угловой скорости со виража остается неизменным, а следовательно, и момент М. постоянно направлен по отрицатель- [c.409]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...