Плоскость тангажа

В соответствии с этим принимается, что продольная сила X направлена вдоль этой оси, а центр давления в случае движения в плоскости тангажа [c.28]

I — привод (по одному в плоскостях тангажа и рыскания) 2 — рама крепления ЖРД к ракете 3 подвес 4 — поверхность стыка ЖРД и ракеты 5 — подшипник подвеса. [c.202]

Под действием этих моментов в плоскости тангажа и крена возникают колебания (либрационные движения) около местной вертикали, которые будут продолжаться длительное время из-за отсутствия в космосе естественной демпфирующей среды, если не ввести успокоение искусственным путем с помощью какого-либо устройства для рассеяния энергии. Для демпфирования либраций используются как активные, так и пассивные устройства. Различные СГС отличаются друг от друга прежде всего по способу подавления либрационных движений, о чем будет сказано в дальнейшем при рассмотрении конкретных систем. [c.26]

Таким образом, за счет рассеивания энергии в штанге нельзя эффективно демпфировать либрационные движения в плоскости тангажа. Для демпфирования этих движений применяют магнитное демпфирующее устройство или упруго-вя кую подвеску для соединения маховика со штангой или штанги с корпусом основного тела. [c.153]

В соответствии с этим продольная сила R расположена вдоль этой оси, а центр давления в случае движения в плоскости тангажа рассматривается как точка приложения нормальной силы N. Положение этого центра давления обычно определяется координатой Хц.д, отсчитываемой от головной передней точки контура обтекаемого тела. Если известны момент тангажа Мг относительно этой точки [c.38]

Двигатель крепится на блоке Л с помощью рамы и имеет возможность поворота относительно двух взаимно-перпендикулярных осей, лежащих в плоскостях тангажа и рыскания. В плоскости крена стабилизация ГБ осуществляется с помощью отдельных сопел. [c.42]

Система аварийного отделения командного отсека состоит из титановой фермы, на которой укреплено 3 пороховых ракетных двигателя, один для отделения командного отсека от ракеты-носителя, другой для управления ориентацией в плоскости тангажа и третий для отделения фермы системы аварийного спасения от командного отсека (рис. 14.5). [c.31]

При сделанных допущениях угол между вектором тяги и вектором требуемой скорости определяется как - , а соответствующие углы в плоскости тангажа и в плоскости рыскания для векторов Vg и V аппроксимируются выражениями [c.73]

Перед первым полетом М-2/Г-1 было проведено четыре запуска твердотопливных ракетных двигателей (два статических и два динамических), укрепленных на его конструкции, для демонстрации конструкционной жесткости и влияния работающих двигателей на управляемость и устойчивость летательного аппарата. Первый динамический запуск был проведен во время наземной буксировки с поднятым передним колесом при скорости ПО км/ч. Пилот не отметил возмущений ни в плоскости тангажа, ни в плоскости рыскания. Второе испытание двигателей было проведено уже после освобождения буксировочного троса, когда летательный аппарат находился на высоте около 3 метров над поверхностью Земли и имел скорость 175 км/ч. При этом эксперименте также не наблюдалось вредных эффектов. Па-оборот, пилот заметил некоторое улучшение устойчивости полета летательного аппарата. [c.194]

Назовем углом атаки а острый угол между хордой крыла и вектором скорости центра масс самолета v, отсчитываемый ОТ вектора скорости против часовой стрелки для наблюдателя, смотрящего на плоскость рисунка. Угол между горизонтальной осью х и вектором скорости V — угол подъема траектории центра масс — обо,значим через 0. Тогда ф = 0-f-а определит угол между осью х и неизменным направлением в движущемся теле ф называется углом тангажа. Дифференциальные уравнения движения самолета составим, пользуясь (5) и (6) это—уравнения движения центра масс в естественной форме [c.268]

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]

В соответствии с условием задачи движение летательного аппарата в продольной плоскости (движение тангажа) определяется углом атаки а, скоростью поступательного движения V, угловой скоростью Q , производными а = da./di, V = [c.263]

По отношению к этой системе координат положение летательного аппарата определяется тремя углами рыскания ф (курсовой угол), тангажа и крена у. Угол ф (рис. 1.1.4) образуется проекцией связанной оси Ох на горизонтальную плоскость х Ог . (Ох ) и осью Ох угол представляет собой угол между осью Ох и горизонтальной плоскостью х Ог (осью Ох ) угол у образуется при повороте летательного аппарата вокруг продольной оси Ох (угол между осью Оу и ее проекцией на вертикальную плоскость — осью Оу ). [c.13]

Принципиальная возможность такого разложения на продольное и боковое движения обусловлена симметрией летательного аппарата относительно продольной оси. В свою очередь продольное движение (движение тангажа) складывается из поступательного перемещения центра масс в вертикальной плоскости полета (траектория мало отличается от плоской) и вращения вокруг поперечной оси Ог. При таком движении обеспечивается хорошая стабилизация по крену и такие параметры, как р, у, (о, Му, можно считать пренебрежимо малыми (органы управления креном и рысканием практически не отклоняются). При боковом движении в направлении оси Ог перемещается центр масс, а аппарат испытывает вращение относительно осей Ох и Оу (при этом работают рули управления, обеспечивающие движения рыскания и крена). [c.24]

Коэффициент момента тангажа в плоскости угла а находится по формуле (2,1.83), а коэффициент момента рыскания (в плоскости угла 3) — по аналогичной зависимости [c.152]

Аналогично, перемещением заслонок по периметру сечения сопла можно создать управляющее усилие в любой плоскости, т. е. управлять по тангажу и рысканию. При этом очевидно, что управлять креном таким органом не представляется возможным. [c.349]

В качестве примера рассмотрим конструктивную схему центрального датчика курса, крена и тангажа автопилота, основной частью которого является силовой трехосный гиростабилизатор с наружным кардановым подвесом (см. рис. ХХ.1). Платформа 7 служит основанием для трех гироскопов 6, 9, 18, имеющих относительно платформы две степени свободы. Карданов подвес платформы состоит из двух рамок карданова подвеса внутренней 3 и наружной 1. Установленные на платформе гироскопы 6 и 9 служат для ее стабилизации вокруг осей Х(, и г/о (в плоскости горизонта), гироскоп 18 предназначен для стабилизации платформы вокруг оси (в азимуте). На платформе 7 также расположены жидкостные маятники-переключатели 15 и 16. На прецессионной оси каждого гироскопа установлены корректирующие моментные датчики 4, 14 ш 19 и индуктивные датчики 8, 11 ж 17 углов поворота кожухов гироскопов относительно платформы. На осях рамок карданова подвеса и платформы смонтированы разгрузочные двигатели 13, 21 ж 22 с, редукторами 12, 20 и 23, сельсины-датчики 2, 5 ж 24 углов поворота платформы относительно корпуса самолета и преобразователь координат 10. [c.477]

Гирополукомпасы. При измерении курса возникают погрешности, обусловленные вращением Земли и перемещением самолета относительно Земли. Для уменьшения погрешностей в показаниях курса производятся коррекции кажущегося ухода гирополукомпаса и горизонтального положения оси ротора гироскопа. Гирополукомпасам свойственна карданная погрешность, представляющая собой разность между курсом самолета, измеряемым в горизонтальной плоскости, и показанием гирополукомпаса при наклоне (по крену или тангажу). [c.240]

Ракета совместно с автоматом стабилизации образует замкнутую динамическую систему. Устойчивость движения ракеты обеспечивается обычно раздельно по углам тангажа, рысканья и крена, поэтому рассматривают замкнутые динамические системы в каждой из трех плоскостей. [c.478]

К — скорости полета по траектории д — угла тангажа (между продольной осью ЛА и местной горизонтальной плоскостью) а — угла атаки (между продольной [c.478]

В вертолете одновинтовой схемы для балансировки аэродинамического момента (и осуществления путевого управления) используется вспомогательный винт малого диаметра. Этот винт размещен на хвостовой балке несколько позади края диска несущего винта. Плоскость диска рулевого винта обычно вертикальна, а его вал горизонтален и параллелен поперечной оси вертолета ). Сила тяги рулевого винта, действующая на некотором плече относительно вала несущего винта, уравновешивает аэродинамический момент последнего. В этой схеме несущий винт создает подъемную и пропульсивную силы, а также обеспечивает управление по крену, тангажу и высоте. [c.23]

Выведем теперь выражения для аэродинамических сил, действующих на несущий винт. Используем при этом произвольную плоскость отсчета, хотя некоторые величины будут исследованы в системе координат, связанной с плоскостью постоянных углов установки или плоскостью концов лопастей. Сила тяги Т нормальна к плоскости диска (плоскости отсчета), продольная сила Н действует в плоскости диска и направлена назад, поперечная сила У лежит в плоскости диска и направлена в сторону наступающей лопасти (рис. 5.10). Продольная и поперечная силы в плоскости концов лопастей обычно малы, так что величины отношений Н/Т и Y/T имеют тот же порядок, что и углы наклона ПКЛ. Кроме того, несущий винт создает аэродинамический крутящий момент Q, который считается положительным, когда винт потребляет мощность. В случае шарнирного винта без относа ГШ моменты тангажа и крена не могут передаться на втулку винта. Силы, действующие на винт, определяются ин- [c.174]

Уравнения возмущенного движения ракеты в плоскости тангажа идентичны уравнениям движеЕшя в плоскости рыскания. Уравнения возмущенного движения относительно продольной оси в первом приближении можно представить в виде [c.499]

Из уравнений (6.17) следует, что в рассматриваемом приближении движение в плоскости тангажа не связано с движением системы в двух других плоскостях (последнее будем называть боковым движением). Это позволяет рассматривать динамику тангажного и бокового движений раздельно. [c.153]

Таким образом, пол)гчили линейную систему 9-го порядка с периодическими коэффициентами. Рассмотрим частный случай, когда спутник движется по полярной круговой орбите (/ о = 90 ). В данном случае i = = Сз =0, поэтому боковое и тангажное движения спутника разделяются и могут быть изучены независимо. При этом в боковом движении имеют место только свободные колебания, так как правые части соответствующих уравнений равны нулю в плоскости тангажа имеют место вьшужд -ные колебания, так как С2 0. Движение в плоскости тангажа в соответ-ствиич (6.30) описывается уравнением [c.159]

На рис. 6.4 приведш1ы переходные процессы, пол> енные путем численного интегрирования на ЭВМ исходной (неупрощенной) системы дифференциальных уравнений (6.26) для данного варианта. По результатам интегрирования на ЭВМ коэффициенты затухания равны 5J 0,3 б 0,4 б 0,12. Амплитуда нутационных колебаний уменьшилась в 20 раз за 7 витков движения по орбите, амплитуда прецессионных колебаний в боковой плоскости уменьшилась в 20 раз за 25 витков. При этом в плоскости тангажа установились периодические колебания с максимальным отклоншием I РЭД [c.164]

Остается составить еще одно уравнение, связанное с вран1е-иием ракеты как жесткого целого в плоскости тангажа. [c.244]

Перигелий, перигей, периселений, перицентр 322 Перманганат натрия 49, 50, 111, ИЗ Перхлорат аммония, лития, нитрозила, нитронила. ннтрония 94, 234—236 Пилон 54. 59 Пирозаряд 92. 128 Плазмогенератор 199 Пластик армированный 343 Пластификатор 150 Пластичность топлива 234 Платформа гиростабилизированная 431 Плоскость тангажа 244 Плотность воздуха 246 [c.490]

Двигатели ИД 112 установлены неподвижно. Управляющие моменты в плоскости тангажа и рыскания создаются за счет дросселирования и форсирования оппо-зитных двигателей. Управление по каналу тяги крена осуществляется восемью реактивными двигателями малой тяги, расположенными попарно соплами в разные стороны на раме двигательного отсека с шагом в 90°. [c.47]

При прекращении полета на высоте более 30 км после отсечки тяги основного РДТТ экипаж с помощью РСУ сообщает аппарату угловую скорость в плоскости тангажа, чтобы предотвратить возникновение нерасчетной балансировки и неблагоприятных перегрузок. [c.32]

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]

I - герметическая кабина 2 - радиолокационное оборудование 3 - грузо-юй отсек 4 - управляющие двигатели в плоскости тангажа 5 - привод элевона 6 - первая ступень космического корабля 7 - хвостовой амортизатор 8 - поверхность земли 9 - костьшь 10 - передняя стойка шасси [c.211]

Для определения зраща-тельного движения самолета с ним связывают ортогональную систему координат Схуг, причем ось х направляется по оси самолета от хвоста к кабине летчика, ось у располагается в плоскости симметрии самолета, а ось z —по размаху крыла вправо для летчика (С — центр тяжести самолета). Угловые перемещения самолета относительной осей С г] , (горизонтальная ось g направляется по курсу самолета, ось rj — вертикально пьерх, а горизонтальная ось — перпен идаяр-но осям 5 и 11) определяются, кгк показано на рисунке, тремя само/<ет(шми углами углом рыскания ij , углом тангажа О и углом крена ф. [c.145]

Угол тангажа Э — угол eждy продольной осью самолета Oxi и плоскостью горизонта (рис. 4.16). Ось Oxi параллельна хорде крыла. [c.152]

Угол набора 0 — угол между касательной к траектории и плоскостью горнзопта. Угол тангажа в больше угла набора на угол атаки а, т. е. 8 = 0 + 01, При подъеме с постоянной скоростью угол набора зависит от тяги двигателя, лобового сопротивления и веса самолета [c.166]

На рис. 118 изображена кормовая сборка ТТУ и показано расположение агрегатов системы управления вектором тяги, а на рис. 119 показано устройство гибкого соединительного узла сопла. Соединительный узел представляет собой оболочку из гибкого эластичного материала с 10 стальными кольцевыми прокладками дугообразного сечения. Первое и последнее армирующие кольца прикреплены к неподвижной части сопла, которая соединена с корпусом двигателя. Исполнительные механизмы поворотного сопла работают от вспомогательного энергоблока [114]. Он состоит из двух отдельных гидронасосных агрегатов, которые передают гидравлическую энергию на рабочие сервоцилиндры, причем один обеспечивает поворот сопла в плоскости скольжения, а другой — в плоскости бокового разворота (рис. 120). Если один из агрегатов отказывает, гидравлическая мощность другого увеличивается и он регулирует отклонение сопла в обоих направлениях. Начиная с операции отделения ускорителя вплоть до его входа в воду, приводы поддерживают сопло в нейтральном положении. Сервоцилиндры ориентированы наружу под углом 45° к осям тангажа и рыскания летательного аппарата. Отметим, что вспомогательный энергоблок, питающий приводы системы управления вектором тяги в рассматриваемом РДТТ, работает на жидком однокомпонентном топливе — гидразине, который подвергается в газогенераторе каталитическому разложению на катализаторе в форме алюминиевых таблеток, покрытых иридием. [c.205]

Если требуется управление вектором тяги в плоскости крена, то можно использовать два сопла или установить в выходном раструбе пару тонких продольных разделительных ребер и впрыскивать жидкость через соответствующие отверстия [182, 183J. Из рис. 122 видно, что отверстия А 1,2) и В 1,2) обеспечивают управление по тангажу, отверстия Си/) — по рысканию, а совместный впрыск А и или Лг и В —по крену. В аэродинамической трубе с водой в качестве впрыскиваемой жидкости проведено параметрическое исследование распределения давления в таком сопле и его изменения в зависимости от отношения расходов вторичного и основного потоков, а также определено оптимальное положение впускных отверстий для вторичной инжекции [182, 183]. Эти результаты были затем использованы при разработке специального устройства, в котором сжигали малоразмерный заряд монотоплива на основе ПХА, а в сопло впрыскивали фреон-113 (рис. 123). Двигатель устанавливали в двух прецизионных подшипниках, позволяющих ему совершать свободное (без трения) движение в плоскости крена. Вращательный момент измеряли с помощью двух балок, приваренных перпендикулярно к переходной муфте, скрепленной с передним днищем РДТТ. Балки жестко заделывались в стенд и при приложении крутящего момента подвергались изгибу. Измерительный мост с тензодатчиками [c.209]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...