Свободного полета условия

Свинарника схема 109 Свободного полета условия 230—232, 417 Сдвиговые слои свободные 447, 452 Сен-Венана уравнения 455 Сеточная частота 90—92 [c.5]

На эту систему воздействует большое число регулярных и случайных возмущений возмущение траектории управляемого полета вследствие инструментальных погрешностей измерительных элементов, системы регулирования параметров движения объекта, динамических погрешностей регулирования и др. инструментальные погрешности исчисления дальности комплекса наведения и др. возмущение траектории свободного полета объекта из-за ветра и других отклонений состояния атмосферы от нормальных условий и т. д. [c.122]

При расчете основных параметров решетки f5] задают требуемое для успешной работы значение ударной скорости v и для периодических одноударных режимов (при которых за один период колебаний опоки происходит один удар) из условий свободного полета опоки находят угловую скорость коленчатого вала [c.401]

Константа Ai является эмпирическим коэффициентом, который подбирается из условий наилучшего согласования опытных и расчетных данных. Она учитывает различие в условиях обтекания модели в аэродинамической трубе, где степень турбулентности потока может достигать больших величин (0,14-0,5%), и в свободном полете. На основании полученных [c.129]

Другим важнейшим применением достижений газодинамики каналов и струй является техника аэродинамического эксперимента. В настоящее время эта техника очень высоко развита. Конструирование сверхзвуковых и гиперзвуковых аэродинамических труб невозможно без знания законов газовой динамики. В частности, вопрос о допустимых максимальных размерах моделей, позволяющих имитировать условия свободного полета в условиях ограниченного объема рабочей части трубы, нельзя решить без знания законов распространения возмущений в сжимаемом газе. Теория аэродинамических труб стационарного действия также основана на теории одномерных стационарных течений сжимаемого газа. [c.13]

В конвейерах с использованием свободного полета частиц груза должно соблюдаться условие [c.354]

Таким образом, невесомость на космическом корабле возникает, как это ни парадоксальным может показаться, именно потому, что в свободном полете гравитационные силы имеют полную свободу проявления, так как отсутствуют какие-либо внешние поверхностные силы, действующие на корабль. Наличие же внешних поверхностных сил (силы сопротивления среды, силы реакции опоры или подвеса) — обязательное условие существования состояния весомости. [c.58]

Одной из основных задач механики космического полета является расчет маневров космического аппарата (КА). Маневром называют целенаправленное изменение параметров движения КА, в результате которого первоначальная траектория свободного полета начальная орбита) меняется на некоторую другую конечная орбита или траектория полета). Обычно маневр осуществляется с помощью двигательной установки. Длительность работы, направление вектора тяги и число включений двигателя зависят от начальной и конечной орбит. При расчете маневра необходимо его оптимизировать, т. е. определить такие условия проведения маневра, при которых расход топлива оказывается минимальным. Это — наиболее часто встречающийся критерий оптимальности, хотя в некоторых задачах рассматриваются и другие критерии, например время перелета с одной орбиты на другую, обеспечение высокой точности конечных (терминальных) параметров движения п др. Для некоторых маневров оказывается возможным использовать вместо двигательной установки (или для частичного уменьшения расхода топлива) аэродинамические силы, возникающие при движении КА в атмосфере планеты. Например, торможение КА в атмосфере при совершении посадки, частичное торможение КА при переводе его с подлетной гиперболической траектории на орбиту спутника планеты, поворот плоскости движения в процессе непродолжительного погружения в атмосферу и т. п. [c.134]

На этих иллюстрациях мы видим этапы будущего полета пассажирской ракеты на Луну. Вот старт ракеты с Земли, со специально подготовленного трамплина. Затем показан момент отделения от ракеты первой ступени-самолета, который, как следует из пояснительного текста, поднял ее на высоту около 6 километров сама же ракета после этого продолжает двигаться под действием собственного двигателя. На следующем рисунке изображен ее полет между Землей и Луной под влиянием инерции и сил тяготения. Показан момент, когда еще идет нарастание скорости и пассажиры испытывают перегрузку (согласно тексту - 4,5 g). Далее мы видим свободный полет людей внутри гондолы в условиях невесомости. На другой картинке видно, что при свободном полете ракеты пассажиры могут выходить в скафандрах в безвоздушное пространство и лететь рядом с ракетой. И, наконец, на следующем рисунке показан обратный спуск ракеты на Землю сначала при помощи парашюта, а потом с использованием тормозящей реакции выхлопных газов. [c.122]

Один из основных вопросов экспериментальной аэродинамики - вопрос о сопоставлении форм поведения продуваемых в трубах моделей и форм поведения этих же моделей (или их прототипов) в условиях свободного полета. Попытаемся установить такое соответствие на примере наиболее простой и, в то же время, поучительной задачи. [c.51]

Если рассматривается течение в неограниченной по у области, то на В 3 надо поставить условие отсутствия границы как при свободном полете в этом случае выбор граничных условий уже не столь очевиден. [c.230]

Первое, что приходит на ум, это моделировать ВЗ стенкой аэродинамической трубы с условием прилипания. Из экспериментов в аэродинамической трубе известно, что с увеличением расстояния между стенками трубы уменьшается блокировка трубы, а течение вблизи тела будет соответствовать течению при свободном полете тела. Однако ограниченность времени и оперативной памяти вычислительных машин приводит к ограничению числа точек сетки, а требования точности ограничивают размер шага Ау пространственной сетки, поэтому существует ограничение на размер области, аналогичный размеру рабочей части аэродинамической трубы. (Сетки с переменным шагом по пространственным переменным и преобразования координат для задач такого типа будут рассмотрены в гл. 6. Даже при использовании таких приемов расчет граничных условий, описанных здесь, остается справедливым.) [c.230]

Если считать, что граница В 3 совпадает с линией / = ], то условие (3.460) имеет только первый порядок точности. Но принимая, что ВЗ лежит между линиями / — / и / = /— 1, и обозначая ее через (г,/ — /г), мы обеспечиваем для условия (3.460) второй порядок точности ). Этот момент часто понимают неправильно. В действительности вопрос заключается не в том, какова будет ошибка аппроксимации в формуле (3.460), если положить ц == (7о вдоль В 3, а в том, насколько хорошо условие и = вдоль В 3 аппроксимирует условие свободного полета , которое мы хотим смоделировать. Условие и = О вдоль В 3 означает д дх = О вдоль В 3. Если граница В 3 находится на линии (г, /), то [c.231]

Последний способ лучше моделирует условие свободного полета , чем способ с движущейся стенкой трубы (формулы (3.458) и (3.459)), хотя привести достаточные основания в общем случае довольно трудно. Но способ с движущейся стенкой обладает тем достоинством, что правильно моделирует некоторую физическую задачу. Единственный остающийся открытым вопрос (помимо вопроса об ошибках аппроксимации) заключается в том, насколько хорошо эта физическая задача аппроксимирует интересующую нас задачу, т. е. случай свободного полета . Последний из рассмотренных способов, однако, менее ограничителен. [c.232]

Существуют и другие способы моделирования условия свободного полета , фактически допускающие протекание через верхнюю границу В 3. Для течения при достаточно больших Не можно использовать аналитическое решение, соответствующее потенциальному течению, с тем чтобы фиксировать г ) вдоль границы В 3. Том [1933] для построения граничных условий [c.232]

Как и в случае течения несжимаемой жидкости, верхнюю границу (ВЗ на рис. 3.22) можно трактовать как простую стенку с прилипанием или (еще лучше) как стенку аэродинамической трубы без трения. Одпако в этих случаях можно ожидать нежелательного влияния отраженных от границы волн (см., например, Уилкинс [1969]). Гораздо лучшим способом является воссоздание условий свободного полета , что возможно в случае сверхзвуковых течений. Этот способ не запрещает втекание через верхнюю границу и является физически осмысленным. [c.417]

Прежде всего ни в коем случае не следует привязывать модель при первых полетах. Любое ограничение свободного перемещения модели серьезно нарушает ее общее равновесие. Только в условиях свободного полета модели ее система управления работает нормально. До летных испытаний следует научиться рациональному и максимально точному манипулированию всеми органами управления на неработающей модели Лишь после этого можно начинать летные испытания. [c.122]

Земля) нами опущен как для простоты, так и для того, чтобы подчеркнуть, что речь идет не только о Земле, но и о любом небесном теле, в гравитационном поле которого рассматриваются условия свободного полета. [c.317]

На участке выведения расчет траектории ведется численным интегрированием уравнений движения. Затем, пересчитывая параметры конца участка выведения Vк, Гк, -О-к на начальные условия VA, Га, О л свободного полета, можно продолжить траекторию дугой эллипса. Правда, в конце участка свободного полета снова нужно обращаться к численному интегрированию. Головная часть на участке спуска испытывает воздействие скоростного напора, причем значительно большего, чем испытывал корпус ракеты на участке выведения. Таким образом, при входе в плотные слои атмосферы заметно меняется скорость. Но вид самой траектории мало отличается от эллиптической, конечно, если головная часть не снабжена систе.мой самонаведения. Поэтому, если мы не ставим перед собой задачу определить возникающие аэродинамические силы, а нас интересует только полная дальность, то ее вычисление вполне можно произвести по параметрам траектории свободного полета. [c.326]

Однако изложенное выше относится только к участкам невозмущенного свободного полета КА. На участках управления движением, т. е. во время работы двигательной установки, гироскопические приборы будут испытывать действие перегрузок, соответственно условия их работы будут приближаться к условиям работы наземных гироприборов со всеми вытекающими отсюда последствиями. [c.320]

Основной дефект теории Дэвиса состоит в том, что она построена на возможности осуществления двухфазного цикла движения шаров. В действительности двухфазный цикл неосуществим, и в реальных условиях цикл является многофазным после свободного полета, падения и удара шаров происходит их откатка к периферии с образованием пяты , затем опускание в зону уплотнения и возвращение на свою окружность с последующим переходом на параболическую траекторию, за которым следует новый удар, и т. д. [c.250]

Условием успешного полета моделей в свободном полете является их способность чувствовать — реагировать на восходящие воздушные перемещения и удерживаться в них. Силы, вводящие модель в поток, очень незначительны, поэтому чем меньше масса модели, тем легче она будет входить в восходящий поток и выходить из нисходящего. Но по правилам соревнований минимальная масса и площадь несущих плоскостей моделей ограниченны. Чтобы модель была более чувствительной, опытные авиамоделисты стремятся сделать конструкцию по возможности легкой, а массу модели доводят до нормы за счет балласта, размещенного вблизи центра тяжести. Груз, сосредоточенный у центра тяжести, не снижает чувствительности модели. Для повышения чувствительности модели не следует делать тяжелыми те ее части, которые расположены далеко от центра тяжести. Так, законцовки крыльев, оперение и хвостовую часть фюзеляжа надо облегчить настолько, насколько позволяют условия прочности. [c.103]

По результатам экспериментальных исследований рассчитываются аэродинамические параметры летательных аппаратов. Но для получения истинных величин этих параметров должны быть учтены все особенности, характеризующие условия обтекания модели в рабочей части, которые могут отличаться от условий в свободном полете. Это различие связано с неодинаковыми значениями начальной турбулентности, наличием продольного градиента давлений, изменением скорости из-за ограниченного размера поперечного сечения рабочей части, неблагоприятным влиянием устройств, при помощи которых модель закрепляется в трубе, и др. [c.21]

Саусвелла метод релаксации невязки 18, 19, 181—182 Сверхзвуковые течения 22, 414, 415, 417, 422—423 Свинарника схема 109 Свободного полета условия 230—232, 417 [c.608]

Сазерленда формула для вязкости 328, 383, 476 Саульева схемы 99, 146, 147, 150, 151, 180, 390, 522, 533 Саусвелла метод релаксации невязки 18, 19, 181 — 182 Сверхзвуковые течения 22, 414, 415, 417, 422—423 Свинарника схема 109 Свободного полета условия 230—232, 417 [c.608]

Подвесные системы и нспытательвое обо-руаованне. При динамических (частотных) испытаниях рассматриваемых конструкций важно вьщержать граничные условия, соответствующие свободному полету. Для воспроизведения этих условий используют подвесные системы [43]. Подвесные системы не должны оказывать существенного влияния на динамические характеристики испытуемой конструкции. Критерием выполнения этого требования служит следующее условие если собственные частоты колебаний конструкции как твердого тела на подвеске в 5-10 раз ниже собственных частот упругих колебаний, то влиянием подвески можно пренебречь. [c.378]

Они провели обширное исследование полета саранчи S histo er a gregaria из отряда Orthoptera. Исследуемое насекомое подвешивалось в аэродинамической трубе на аэродинамических весах таким образом, чтобы не препятствовать движениям груди (к которой прикрепляются четыре крыла). Система регулирования с обратной связью, управлявшая скоростью врашения вентилятора аэродинамической трубы по горизонтальной силе, измеряемой аэродинамическими весами, позволяла воспроизводить условия свободного равномерного полета скорость воздушного потока, при условии, что насекомое машет крыльями регулярно, автоматически подстраивалась таким образом, чтобы полная горизонтальная сила, измеряемая весами, обращалась в нуль. При этом гидродинамическое сопротивление и тяга уравновешивали друг друга, как в свободном полете. [c.18]

Теоретически при вычислительной технике того времени удавалось исследовать только отдельные частные случаи. Более обнадеживающим было положение с экспериментальными методами. После накопления опыта моделирования отдельных частей самолета достаточно йсными представлялись пути постройки для трубы модели целого самолета. Принципиальной же оставалась трудность создания в аэродинамической трубе условий, близких к условиям свободного полета. [c.308]

В 1945 г. был найден способ подвески модели ( плавающая подвеска ), приближающий условия испытаний в трубе к условиям свободного полета. В 1946 г. были впервые проведены испытания на флаттер модели самолета Ту-4 в трубе Т-102 (Н. В. Альхимович, Б. А. Кирш-тейн, Л. С. Попов). [c.308]

Такой подход, однако, неприемлем. Нет никаких гарантий, что при разрушении корпуса не будет поврежден сам боевой заряд, а такое повреждение в сочетании с местны.м перегревом чревато преждевременным траекторным взрывом. Кроме того, в условиях разрушения конструкции процесс последующего движения обладает очевидной непредсказуемостью. Даже исправная, неразрушающаяся ракета и то получает на атмосферном участке свободного полета некоторое неопределешюе изменение вектора скорости. Аэродинамические силы могут увести и действительно уводят ракету от расчетной траектории. В дополнение к неизбежны.м ошибкам для участка выведения появляются новые неучитываемые погрешности. Ракета падает с недолетом, перелетом, ложится правее или левее цели. Возникает рассеивание, которое вследствие неопределенных условий входа в атмосферу заметно возрастает. Если же смириться с разрушением корпуса и соответственно — с потерей стабилизации и скорости, то затяжная неопределенность движения приведет и вовсе к недопустимому увеличению рассеивания. Происходит нечто подоб- [c.52]

На тело массы М в условиях свободного полета действует только центральная сила тяготения МК1г , где К — знакомая нам постоянная поля тяготения (6.20), в которой индекс [c.317]

Отклонения в величине угла дл влияют на дальность, казалось бы, в столь же сильной степени, что и отклонения в скорости Ava. Но представим себе, что программа выведения ракеты по тангажу была выбрана по условию максимальной дальности свободного полета. Это означает, что коэффициент dL/d A в выражении (8.16) равен нулю. Следовательно, в линейном приближении ошибка в величине угла дл на дальность вообн1,е не влияет. В итоге остается только один параметр va, для контроля за которым достаточно интегрирования кажущегося ускорения только ио одной оси, и мы приходим к только что описанной системе с одним интегратором, производящим однократное интегрирование по оси Л. [c.434]

Помимо маршевого двигателя третья ступень PH Циклон-3 снабжена специальной жидкостной реактивной системой управления. Она предназначена для успокоения ступени с КА после отделения, ее ориентации и стабилизации в свободном полете и обеспечения запуска ее маршевого двигателя в условиях невесомости. Она работает на тех же КРТ, что и маршевый двигатель ступени, и фактически представляет собой ЖРД с вытеснительной подачей компонентов. В состав данной системы, питаемой из основных баков, входят десять неподвижных миниатюрных камер, пускоотсечные электрогидроклапаны, трубопроводы и элементы крепления на ступени. Восемь камер используются для обеспечения ориентации и стабилизации ступени по тангажу, рысканию и крену, а две - для создания осевой перегрузки перед повторным запуском маршевого ЖРД. [c.77]

Реализация методов наведения первой группы предполагает известность параметров орбитального движения КА и их относительного состояния, заданного, как правило, в осях ОСК. Получение исходной информации для целей управления, привязанной к орбитальной системе координат, начало которой совлющено с центром масс одвого из аппаратов, требует ее обработки (как правило, на основе рекуррентной схемы фильтрации) и последующего решения в общем случае краевой двухточечной задачи, вытекающей из условия выполнения процесса встречи для заданных начальных условий относительного движения. В результате решения находят значения импульсов скорости, формирующих траекторию сближения в виде нескольких активных участков малой продолжительности, разделенных длительными участками свободного полета. Методы наведения первой группы следует считать наиболее экономичными, однако техническая реализация их сопряжена со значительными трудностями. В меньшей степени отмеченный недостаток присущ методам наведения второй группы. Их бортовая реализация предполагает наличие информации об относительном состоянии объектов, получаемой по результатам измерений дальности, радиальной скорости и угловой скорости линии визирования. Целесообразность записи уравнений движения через перечисленные выше измеряемые параметры относительного движения приводит к использованию в качестве отсчетиой базы лучевой [c.334]

Условимся разделять перегрузки по их характеру на статические и динамические. Статическими перегрузками будем называть иерегрузки, при которых инерционные силы незначительны, и ими можно пренебречь. К таким перегрузкам мы -относим буксирные перегрузки. Динамические перегрузки сопровождаются большими ииерционны.чи силами — перегрузки, возникающие в Свободном полете и при созершегши фигур высшего пи- [c.22]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...