Траектория с нулевым углом атаки

Рассмотрим процесс ввода нашего самолета при центровке 28,5% в криволинейный маневр, считая, что перед вводом самолет сбалансирован триммером. Для увеличения перегрузки летчик прикладывает тянущее усилие к ручке, так как необходимо, во-первых, создать угловое ускорение, а во-вторых, преодолеть демпфирующий момент, связанный с вращением самолета на увеличение угла атаки. Что касается демпфирующего момента, обусловленного начинающимся искривлением траектории, то он преодолевается в нашем случае дестабилизирующим моментом, и когда требуемый угол атаки будет достигнут, никакого усилия на ручке уже быть не должно. Значит, сильнее всего придется тянуть ручку в начале ввода в маневр, а затем нужно постепенно отдавать ее с таким расчетом, чтобы к концу ввода, когда перегрузка достигнет максимума, усилие стало нулевым. [c.332]

Известно, что при выводе самолета из горки или при наборе высоты отклонением ручки от себя перегрузка будет меньше единицы. При этом можно так подобрать траекторию, что перегрузка будет равна нулю. Это значит, что от крыла не требуется никакой подъемной силы, так как вес самолета уравновешивается центробежной силой. Угол атаки при этом близок к нулевому. На таком режиме самолет не свалится в штопор и не будет парашютировать, хотя скорость его может стать значительно меньше минимальной скорости горизонтального полета. Попутно отметим, что такой режим полеТа является единственно возможным методом создания на самолете условий невесомости. [c.20]

В относительно плотных слоях атмосферы, существующих на малых высотах, целесообразно вести ракету по криволинейной траектории с нулевым углом атаки. То, что ракета не имеет никакого угла атаки, означает, что ось ее вращения остается касательной к траектории полета. Наличие угла атаки у ракеты приводит к появлению значительного аэродинамического сопротивления подъемная сила, возникающая при этом, мала. (Исключение составляют крылатые снаряды). Если вектор силы тяги совпадает с осью ракеты, то кривизна траектории полета определяется действием гравитационного ПОЛЯ и зависит от начальных условий. Ракета в этом случае будет описывать кривую идеального разворота. Если обозначить символом угол наклона траектории к горизонту, то уравнения движения, присущие траекториям с нулевым углом атаки в однородном гравитационном поле, будут [c.737]

Допустим, что под действием случайных возмущений модель повернется на некоторый угол атаки а. Устойчивая ракета сама возвратится к нулевому углу атаки (рис. 33 б). Неустойчивая ракета не возвратится к начальному углу и даже увеличит его, все больше и больше отклоняясь от заданной вертикальной траектории (рис. 33 в). В итоге она начнет терять скорость, кувыркаться и падать Наверное, многие из моделистов наблюдали подобную картину неустойчивого полета. [c.51]

Так как при полете сн аряда в атмосфере (когда аэродинамические силы и моменты велики) большие углы атаки ведут к значительному утяжелению конструкции, нужно, чтобы угол атаки оставался все время близким к нулю. Для этого снаряд должен двигаться по так называемой траектории гравитационного разворота (ее также называют траекторией нулевого угла атаки или нулевой подъемной силы), которая характерна тем, что на ней сила тяги всегда ориентируется вдоль вектора скорости, причем начальная скорость 1 0 имеет ненулевую горизонтальную составляющую ) при заданной программе п I) траектория полностью определяется вектором начальной скорости г о- При полете снаряда по такой траектории большие изгибающие моменты на корпусе не возникают и тем самым основное влияние аэродинамических сил исключается. Разумеется, полный эффект сил аэродинамического сопротивления при этом не исчезает, однако он достаточно мал для того, чтобы в первом приближении его не учитывать, а принять во внимание лишь в последующих приближениях. [c.45]

Для спуска по баллистической траектории (С 0) принципиально годится любая из приведенных форм, необходимо только обеспечить спуск с нулевым углом атаки (а = 0). При этом иа СА типа 2, 3 (см. рис-14.9) можно снижаться как тупым, так и острым концом вперед. В рассмотрение были приняты следующие соображения. Траекторные параметры в конце участка основного аэродинамического торможения (скорость и траектор-ный угол н 0 на высоте ft, ) являются начальными для заключительного участка — участка мягкой посадки. Прежде всего необходимо, чтобы конечная скорость была по возможности меньшей, прн этом обязательно меньше скорости звука. Этому требованию при прочих равных условиях лучше всего удовлетворяют формы с максимальным значением коэффициента лобового сопротивления С , что следует из формулы для установившейся скорости снижения (14.1). Максимальное значение имеют СА типа 2 н 3 (см. рнс. 14.9) при движении тупым концом вперед. Надример, при движении СА тупой частью вперед (форма 2 на рис. 14.9) - 1,2 (а наоборот —С < 0,4). В первом случае скорость в конце участка основного аэродинамического торможения будет почти в 1,5 раза меньше. Кроме того, при снижении тупым концом вперед наиболее мощное теплозащитное покрытие можно наносить только на лобовую часть, так как задняя часть находится в аэродинамической тени. Однако первый СА Восток , на котором совершил спуск Ю. Гагарин, имел шаровую форму. Хотя у нее несколько меньший, чем у форм 2 илн Э (= 0,8 вместо 1,2), однако именно шаровой форме было отдано предпочтение. Объясняют это тем, что на первый план было выдвинуто соображение надежности шаровая форма, обеспечивая дозвуковые конечные скорости позволяет осуществить спуск без специальной системы стабилизации, так как устойчивое снижение возможно прн соответствующем вза- [c.382]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...