Моменты, действующие в полете

Моменты, действующие в полете 237 Мотор шаговый 394 Мультипликатор И4 [c.490]

Пусть задано, что ось 2 ротора гироскопа за время, равное одной минуте, имела бы минимальное отклонение от выбранного направления в абсолютном пространстве. При этом на гироскоп в течение 30 сек действует момент М% внешних сил (таким моментом в практике эксплуатации гироскопов обычно бывает момент трения в опорах карданова подвеса, инерционные моменты, возникающие в полете с ускорением, моменты тяжения токоподводов и др.). [c.79]

Управляющие силы создаются вращением летательного аппарата вокруг двух осей. Для этих целей аппарат имеет четыре органа управления, обеспечивающих управление движениями тангажа, рыскания и крена, а также тягой двигателя. В дальнейшем не будем касаться конструкции двигателей и способов регулирования их тяги, а рассмотрим только первые три вида органов управления, обеспечивающих регулирование управляющих сил при фиксированной тяге. Такое регулирование связано с изменением углов атаки, скольжения или крена летательного аппарата, которое вызвано соответствующими управляющими момента-м и. Эти моменты действуют относительно центра масс и по своей величине определяются управляющими усилиями, непосредственно создаваемыми такими органами. При этом управляющие моменты необходимы также для обеспечения требуемой угловой ориентации аппарата в полете, т. е. для его угловой стабилизации. Устройства, создающие такие моменты, называются органами стабилизации. [c.48]

При проведении летно-прочностных исследований на вертолетах в реальной эксплуатации проводится обработка данных на различных режимах полета с определением крутящих и изгибающих моментов на различные зоны конструкции [14]. Сравнительные данные показывают, например, что нагрузки на агрегатах хвостовой трансмиссии вертолета Ми-8 на режиме висения изменяются в достаточно широких пределах. Сопоставление гистограмм распределения крутящего момента, действующего на агрегаты хвостовой трансмиссии в полете, показывают, что эквивалентный крутя- [c.34]

При проектировании новых самолетов по результатам анализа и продувок моделей в аэродинамической трубе определяются величины подъемной силы и лобового сопротивления, возникающие в процессе различных стадий полета. Они, в свою очередь, используются для определения значений и распределения изгибающих моментов, крутящих нагрузок и сдвиговых усилий, действующих на крылья, фюзеляж и хвостовое оперение. При этом, естественно, должно учитываться много других факторов, в том числе сугубо специфических. Например, подвесные мотогондолы могут испытывать более высокие ускорения, чем самолет в целом, поэтому их размещение должно производиться с учетом тщательной балансировки изгибающих и крутящих моментов, действующих на крыло. При разработке больших самолетов на стадии предварительного проектирования отводится много счетно-машинного времени на анализ нагрузок и моментов с целью выбора оптимального внешнего контура конструкции. Проще говоря, проект самолета в целом представляет собой компромиссное решение между требованиями аэродинамики и возможностями конструктора. На начальной стадии проектирования решается также вопрос о выборе материалов. Повышенная прочность и жесткость композиционных материалов позволит конструкторам обеспечить утонение секций несущих поверхностей и повышение относительного размаха крыла по сравнению с алюминиевыми конструкциями. [c.58]

Гироскопический момент вращающихся масс реактивного двигателя возникает при криволинейном полете, при взлете и посадке, когда продольная ось самолета изменяет свое положение в пространстве (вращается). Действие гироскопического момента проявляется в поднимании или опускании носа самолета, в заворачивании вправо или влево в зависимости от направления момента. [c.89]

Условия продольного равновесия в горизонтальном полете состоят в том, что подъемная сила равна весу, а суммарный продольный момент, действующий относительно оси Ozu равен нулю, т. е. [c.185]

Расположение несущего винта (или винтов) на вертолете — это, по-видимому, его главная внешняя особенность и в то же время важный фактор, влияющий на его характеристики, главным образом устойчивость и управляемость. Обычно мощность от двигателя передают на несущий винт через вал, на котором создается крутящий момент. В установившемся полете результирующие сила и момент, действующие на вертолет, должны быть равны нулю. Таким образом, передаваемый на вертолет аэродинамический крутящий момент (реакция несущего винта на крутящий момент вала) должен быть как-то сбалансирован. Способ балансировки аэродинамического крутящего момента в основном и определяет схему вертолета. Как правило, вертолет строится либо по одновинтовой схеме (с одним несущим и одним рулевым винтами), либо по схеме с двумя несущими винтами противоположного вращения. [c.23]

Углы Pi и Pis наклона ПКЛ относительно ПВ определяются условиями равновесия сил и моментов, действующих на вертолет. Вторые слагаемые написанных выражений характеризуют сдвиг по фазе, возникающий при v > 1. Отметим, что на сдвиг по фазе влияет скорость полета, но это влияние на коэффициенты циклического шага различно. Следовательно, устройство для компенсации связи между продольным и поперечным наклонами ПКЛ должно, в идеале, обеспечивать изменение фазы со скоростью полета (приблизительно от 5% на режиме висения до 15% на режиме максимальной скорости), причем это изменение должно быть различным для коэффициентов циклического шага. Однако влияние скорости полета характеризуется слагаемыми порядка Поэтому можно выбрать в системе управления одно значение фазы, которые будет удовлетворительным практически для всего диапазона скоростей вертолета. [c.220]

Режим работы несущего винта определяется равновесием сил и моментов, действующих на вертолет. В этом разделе будут рассмотрены условия равновесия в продольной и поперечной плоскостях при установившемся полете. Условие равновесия сил в продольной плоскости будет получено для больших углов и [c.235]

Чтобы получить аналитические выражения для сил и моментов, действующих на несущий винт, а также для коэффициентов махового движения, приходится сделать некоторые упрощения расчетной схемы обтекания винта. К этим упрощениям относятся пренебрежение эффектами срыва и сжимаемости, замена неравномерного распределения индуктивных скоростей равномерным (или простейшим линейным), пренебрежение вторыми и высшими гармониками махового движения и учет из всех форм изгиба лопастей только основной формы. Получаемое при этих предположениях аналитическое решение дает представление о работе винта и, кроме того, имеет приемлемую точность в широком диапазоне режимов полета. Если вертолет летает на экстремальных режимах (большая скорость полета, большие концевые числа Маха, большой полетный вес и др.), одно или большее число предположений становится уже неприемлемым, и требуется более близкая к реальности расчетная схема. Кроме того, даже на тех режимах, для которых простая схема позволяет надежно рассчитать аэродинамические характеристики и маховое движение, расчет нагрузок лопастей и вибраций следует проводить с использованием усовершенствованной схемы. [c.253]

Эту главу мы завершаем рассмотрением некоторых исследований, составивших основу для расчета сил и моментов, действующих на несущий винт, а также махового движения лопастей при полете вперед. Рассмотрены главным образом аналитические решения. Расчет характеристик винта изложен ниже, в гл. 6. Подробным численным решениям посвящена гл. 14. [c.254]

Управляющее воздействие, необходимое для балансировки вертолета на заданном режиме полета, может быть определено путем анализа аэроупругости, как это описано в гл. 14. При проектировании системы управления для того, чтобы убедиться, что вертолет имеет нужные запасы управления, необходимо определить балансировочные положения рычагов управления для всех условий полета, особенно при различных скоростях, полетных весах и центровках. При расчете балансировки итеративно определяются положения рычага общего шага, ручек и педалей управления и углы тангажа и крена вертолета при условии, что сумма всех сил и моментов, действующих на вертолет, равна нулю. Для этого необходимо найти решение уравнений движения лопастей несущего винта по крайней мере для первой гармоники махового движения, а для определения балансировочных отклонений поперечного управления требуется олее точная модель несущего винта. Поэтому полный расчет балансировочных характеристик вертолета крайне сложен. [c.703]

При проектировании КА следует стремиться по возможности использовать возникающие в полете моменты в качестве стабилизирующих факторов или свести к минимуму их возм)Ш ающее действие на систему управления угловыми движениями. [c.23]

Можно представить себе и третий вариант прямолинейного полета с несимметричной тягой, а именно полет с креном и скольжением в сторону работающих двигателей (рис. 7). В этом случае также возникает боковая аэродинамическая сила, но направлена она уже в сторону отказавшего двигателя. Момент ее действует в направлении парирования момента несимметричной тяги и превращается, [c.85]

ЭФФЕКТИВНОСТЬ РУЛЕЙ — способность рулей (элеронов) при отклонении создавать момент относительно соответствующей оси самолета Если в полете М<М р, эффективность рулей увеличивается с увеличением скорости при М>М р может быть потеря эффективности или даже обратное действие рулей. При сверхзвуковой скорости полета эффективность рулей увеличивается. [c.229]

К взаимодействию типа центрального удара относятся такие явления, как разрыв снаряда в полете, распад движущейся микрочастицы на две части и т. д. Удар, как указывалось, состоит из двух этапов а) сближения соударяющихся тел до такого взаимного положения, при котором относительная скорость тел становится равной нулю (скорости тел одинаковы) б) удаление тел друг от друга под действием внутренних сил. Удар можно рассматривать, начиная с момента, когда относительная скорость сблизившихся тел равна нулю, т. е. рассматривать только второй этап. Законы сохранения импульса и энергии в этом случае примут вид [c.169]

Эти явления легко объяснить, исходя из основного закона движения твердого тела, закрепленного в точке. Так как моменты сил трения в подшипниках ничтожно малы и момент силы тяжести относительно точки закрепления равен нулю, то при движении прибора на вращающийся диск не действуют моменты внешних сил следовательно, вектор момента количества движения будет сохранять постоянное значение и неизменное направление в пространстве. Ось гироскопа вначале совпадала по направлению с моментом количества движения, и далее она будет совпадать с ним и сохранять неизменное направление в пространстве. По той же самой причине сохраняет направление своей оси и летящий волчок (см. рис. 182). Во время полета волчок свободен, момент силы тяжести относительно центра масс равен нулю, одна сила тяжести не может изменить вращение тела. Поэтому волчок в полете сохраняет постоянным момент количества движения по величине и направлению. [c.241]

В полете на самолет действует система аэродинамических сил, которые создают моменты относительно центра тяжести самолета. [c.35]

Поведение самолета в полете определяется соотношением сил и моментов, действующих на самолет. При установившемся движении все моменты сил, действующих на самолет, взаимно уравновешены. Однако в полете под воздействием различных причин возникают следующие дополнительные моменты. [c.36]

Выбранная схема с размещенными двигателями в фюзеляже позволяла экономить топливо в полете посредством выключения одного из двигателей, и при этом не нужно было компенсировать производящий большое сопротивление в полете момент тяги вокруг вертикальной оси. В ходе боевых действий истребитель летал бы на полной тяге и вследствие этого был бы в состоянии эффективно бороться с любыми вражескими самолетами на различных высотах. [c.148]

Итак, развитие усталостных трещин в процессе эксплуатации элементов конструкций и деталей системы управления ВС является длительным. Это позволяет эффективно проводить их контроль и осуществлять эксплуатацию по принципу безопасного повреждения при обеспечении надежности функционирования систем даже при однократном пропуске трещины, поскольку число полетов с развивающейся трещиной составляет от одной до нескольких тысяч. При определении повреждающего цикла следует исходить из того, что основную роль в развитии трещины играет блок нагрузок от вибраций, которые накладываются на статическую нагрузку, возникающую в момент функционирования системы в полете. В зависимости от вида элемента конструкции вибрации вызывают продвижение трещины или могут не оказывать влияние на ее продвижение. В первом случае имеет место формирование мезоусталостных линий с площадками излома между ними, а во втором случае каждый акт функционирования элемента конструкции в полете связан с формированием каждой усталостной бороздки. В зависимости от условий работы разное число усталостных бороздок может характеризовать один полет ВС. Однако и в этом случае может быть проведена оценка числа бороздок за полет, поскольку начало функционирования и повторение этих действий в полете имеют некоторые различия, что отражается в различии профиля усталостных линий и бороздок, а также в различиях закономерности изменения шага бороздок по направлению роста трещины. Все это несколько усложняет интерпретацию [c.753]

Основные формулы для аэродинамической силы и момента используются, таким образом, двояко. В аэродинамической лаборатории определяются силы и моменты, которые действуют на модель при определенной скорости потока, затем по этим данным и заранее известным размерам модели вычхгсляются ее коэффициенты сопротивления. В конструкторском же или расчетном бюро, которое проектирует летательный аппарат, выполняют как бы обратную операцию, т. е. по коэффициентам сопротивления модели, по известным размерам натурального объекта, по заданным или - ожидаемым скоростям полета вычисляют силы и моменты, которые будут действовать в полете. Такие вычисления были продемонстрированы в примерах предыдущего параграфа. [c.569]

На ракету действуют поверхностные и объемные нагрузки. К п о-верхностным нагрузкам относятся аэродинамическое давление, давление газов в камере сгорания и сопле двигателя, реакции различных опорных устройств и т. д. Объе м и ы е н а г р у з-к и являются следствием действия поля тяготения и инерции. В каждый момент времени система всех сил, приложенных к ракете, находится в равновесии. Это означает, что вектор равнодействующей объемных сил равен по значению и противоположен по знаку вектору paBjioдействующей всех поверхностных сил. Это следствие принципа Даламбера позволяет просто решать задачи, связанные с особенностями нагружения конструкций ракет. Силу тяги можно рассматривать как поверхностную силу, направленную по оси двигателя. При полете вне атмосферы эта сила является единственной поверхностной силой, приложенной к ракете. Следовательно, в этом случае равнодействующая объемных сил должна быть равна по значению и противоположна по знаку силе тяги. Из этого следует, что ракету в полете можно рассматривать как тело, находящееся в некотором поле тяготения, направление и интенсивность которого определяются силой тяги двигателей. Перегрузка этого поля = F/(mg), где F — сила тяги т — масса ракеты — ускорение свободного падения. То же будет и при полете в атмосфере при отсутствии поперечных сил. Только в этом случае [c.276]

У винтокрылого аппарата, называемого автожиром, авторотация является нормальным режимом работы несущего винта. На вертолете мощность передается непосредственно несущему винту, который создает как подъемную, так и пропульсивную силы. На автожире же мощность (крутящий момент) на несущий винт не поступает. Мощность и пропульсивную силу, требуемые для горизонтального полета, обеспечивает пропеллер или другой движитель. Следовательно, автожир по принципу действия похож на самолет, так как несущий винт играет роль крыла, создавая только подъемную силу, но не пропульсивную. Иногда для создания управляющих сил и моментов на автожире, как и на самолете, используют фиксированные аэродинамические поверхности, но лучше, если управление обеспечивает несущий винт. Несущий винт действует в значительной степени как крыло и характеризуется весьма большой величиной отношения подъемной силы к сопротивлению. Правда, аэродинамические характеристики несущего винта не столь хороши, как у крыла, зато он способен обеспечить подъемную силу и управление при гораздо меньших скоростях. Следовательно, автожир может летать со значительно меньшими скоростями, чем самолет. Однако без передачи мощности на несущий винт автожир не способен к насто.хщему висению или вертикальному полету. Так как аэродинамические характеристики автожира ненамного лучше характеристик самолета с малой удельной нагрузкой крыла, использование несущего винта на летательном аппарате обычно оправдано только тогда, когда необходимы вертикальные взлет и посадка аппарата. [c.25]

Произвольный несущий ви-нт с любыми распределениями хорд и профилей лопасти, а также с любой круткой требует более обстоятельного анализа. Такой анализ-должен быть применим не только к обычным, но и к экстремальным режимам полета, в том числе режимам больщих нагрузок и больщих скоростей. Мощности, затрачиваемые на набор высоты и вредное сопротивление, можно определить точно, предполагая, что угол наклона траектории полета и вредное сопротивление известны (т. е. предполагая, что ориентацию винта можно точно найти из условий равновесия сил и моментов, действующих на вертолет). Таким образом, уточнение аэродинамического расчета вертолета достигается в основном посредством уточнения расчета индуктивной и профильной мощностей. Имеем [c.287]

При вращательном движении тел в реальной жидкости, обладающей внутренним трением (вязкостью), можно наблюдать возникновение циркуляционных движений, качественно похожих на только что изученные. Эффект образования при этом поперечной силы (эффект Магнуса) помогает объяснить многие интересные явления. Таково, например, возникновение аэродинамического момента действия воздушного потока на вращающийся артиллерийский снаряд, приводящего в совокупности с гироскопическим моментом к повороту снаряда в плоскости стрельбы и приближению его оси к касательной к траектории. К тому же роду вопросов принадлежит историческая попытка создания судового движителя, представляющего вертикальные вращающиеся цилиндрические башни, так называемые роторы Флетнера, помещенные на палубе корабля и создающие при наличии ветра движущую силу, перпендикулярную к направлению ветра. Аналогичный эффект наблюдается при полете закрученных футбольных и теннисных мячей. Га или иная интенсивность закрутки и направление закрутки создают совершенно неожиданные для партнера траектории мячей. [c.177]

Самолет в полете подвергается воздействию турбулентности атмосферы. Кроме того, он может испытывать кратковременные возмуидения, вызываемые действиями летчика (случайные отклонения рулей, отдача пушек). Под действием возмущающих моментов самолет приобретает вращение вокруг своих осей, в результате чего возникают статические и демпфирующие моменты, рассмотренные выше, а кроме того, нарушается и равновесие сил, приводящее к искривлению траектории и изменению скорости самолета. Таким образом, возмущения приводят к созданию дополнительных движений самолета как вращательных, та К и поступательных. Суммарное движение самолета, получившееся от сложения исходного (невозмущенного) и дополнительных движений, на-зы вают возмущенным движением. [c.286]

Гармонические возмущения также могут иметь место в условиях космического полета. Причинами их возникновения могут быть те же перечисленные выше силы. К тому же следует иметь в виду, что любой постоянно действующий момент, участвующий в собственном вращении КА, можно представить в виде двух составляющих моментов на оси полусвязанной системы координат. Появление такого момента наиболее вероятно в период включения корректирующей или тормозной двигательных установок. Так, при наличии эксцентриситета тяги Т (рис. 5.2) появится момент Мт, который относительно осей и у может быть представлен в виде составляющих [c.207]

Рассмотрим тепарь действие поперечного аэродинамического момента Мх- Этот момент, как правило, стремится накренить самолет в сторону, обратную направлению скольжения. При накренении образуется бо ковая составляющая силы тяжести, которая увлекает самолет в сторону крена и таким образом способствует возвращению вектора скорости к плоскости симметрии аппарата. Следовательно, аэродинамический момент крена также действует в направлении ликвидации скольжения, но более сложным, косвенным путем, чем момент рыскания, так как в этом случае колебательное движение возникает уже не в одной, а в двух плоскостях путевой, в которой произошло первичное возмущение, и поперечной, в которой до этого никакого возмущения не былО. Подавляющее большинство кренов самолета при полете в болтанку вызывается не непосредственным воздействием внешних возмущений, а представляет собой реакцию по крену на скольжение. [c.70]

При полетах Леви блуждания совершаются непрерывно во време]Ш, но дискретно в пространстве. Совершенно иная ситуация наблюдает в процессе субдиффузии, когда смещения частицы непрерывны, но благодаря действию ловушек происходят в дискретные моменты времени, в связи с чем показатель соответствующей производной а < 1 становится дробным. На микроскопическом уровне такой процесс может быть [c.75]

Главным условием равновесия в полете является уравновещенпость сил, действующих на самолет (т. е. алгебраическая сумма всех сил, действующих на самолет, равняется нулю). Вторым условием равновесия является взаимная уравновешенность моментов сил относительно его осей. Совокупность этих двух условий обеспечивает прямолинейный и равномерный полет самолета без вращения. [c.36]

Аэродинамические характеристики лыж. Аэродинамич. качества лыжи определяются коэф-тами лобового сопротивления, подъемной силы и коэф-том момента в пределах углов атаки, имеющих практическоз значение (см. Аэродинамика). Подъемная сила лыи< ма.па и не имеет практического значения, лобовые же сопротивления очень велики. Уменьшение последних представляет основную задачу при конструировании новых лыж, особенно д.ля скоростных самолетов. Иод влиянием воздушных сил, действующих на лыжу в полете, она стремится вращаться вокруг своей оси. Положение оси вращения лыжи, отнесенной назад по ее длине для достижения более равномерного распределения давления на снег при движении, а также для получения наиболее выгодного подходя лыжи к снежной поверхности при посадке, создает значительную неустойчивость. При увеличении угла атаки воздушные силы стремятся поднять нос лыжи еще более вверх и повернуть ее на больший положительный угол. Если же угол атаки лыжи получился в полете отрицательным, то воздушные силы стремятся еще более увеличить отрицательный угол. Эта неустойчивость у существующих типов лыж очень велика. Для того чтобы парализовать моменты опрокидывания, устанавливаются сил ,ные восстанавливающие приспособления. Улучшение устойчивости лыжи достигается постановкой обтекателя, увеличением длины лыжи позади оси и приданием лобовой части гладкой закругленной формы без острых краев. Для определения величины сопротивления всей лыжной установки на самолете к сопротивлению самих лыж прибавляют сопротивление всех креплений, амортизаторов, ограничительных проволок или тросов и их заделок. [c.132]

Полет к району ожидания или к цели для атаки если производится доразведка или выжидается выход цели в район, наиболее выгодный для атаки, или когда штурмовики в целях тактического взаимодействия с войсками должны ориентироваться на пх действия, возможно выжидание момента атаки в районе ожидания, находящемся в 10—15 км от цели в пределах 10—15 мин. (в противном случае необходим переход в запасный район ожидания на 10—15 мин.). Выжидание сопровождается одновременным наблюдением самолетов-доразведчиков за целью или за действиями войск, по сигналу которых производится последующая атака. Встреча с доразведчиком монют происходить в районе ожидания, на маршруте, у себя на аэродроме (реже) н над целью (вызов по радиосигналу). [c.194]

До сих пор, рассматривая силы и моменты, действующие на ракету в полете, мы не ставили вопрос о том, какие нагрузки воспринимают отдельные узлы или блоки ракеты. Речь все время шла о ракете в целом, а равиодействугощие силы и моменты вводил ись и определялись ровно в той мере, в какой это было необходимо, чтобы найти законы движения ракеты как жесткого тела. [c.344]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...