Траектория с посадкой

Рассмотрим теперь расчет на посадку. Сделать его, пользуясь только глазомерным способом оценки глиссады, очень трудно. Из-за больших углов атаки нос самолета при планировании направлен далеко вперед, хотя снижение происходит по крутой траектории. Поэтому посадка, как правило, бывает с недолетом, что обнаруживается на малой высоте. Когда летчик видит, что он не попадает на аэродром, бывает уже поздно у него нет никаких средств исправить расчет. [c.144]

Если бы полет к Луне происходил по траектории попадания, то в случае обнаружения неисправностей следовало бы перевести корабль с помощью импульса бортового двигателя на пролетную траекторию с тем, чтобы попытаться, обогнув Луну, вернуться на Землю. Но если неисправность обнаружена непосредственно вблизи Луны перед самой посадкой, то такой маневр провести невозможно. Пришлось бы срочно, погасив скорость падения, сообщить кораблю затем скорость для возвращения на Землю. Практически это трудно сделать. [c.268]

Для того чтобы читатель мог получить представление о тех оптимальных траекториях и программах тяги, которые возможны, приводятся рис. 171 [4.123] и 172 [4.25]. На этот раз свобода управления тягой ограничена ( нерегулируемый двигатель ) тяга неизменна по величине, но может менять необходимым образом свое направление, а также, конечно, выключаться. Предполагается, что путешествие оканчивается аэродинамическим торможением при входе в атмосферу Земли (что может привести к посадке на Землю или в принципе к выходу на орбиту спутника). Предполагается пассивный полет вокруг Марса в течение какой-то части времени пребывания в его окрестности. Этот отрезок времени выбирается так, чтобы удовлетворить главной цели — добиться минимума продолжительности всей экспедиции. При этом задаются тяга, расход и суммарное время работы двигателя. Высоты начальной околоземной орбиты и конечной вокруг Марса — 300 км. Бросается в глаза внешнее сходство некоторых траекторий с траекториями, показанными на рис. 167, 168 ( 6). [c.462]

Посадка на поверхность Луны. Отличительный особенностью за,дачи посадки на поверхность Луны является отсутствие атмосферы. Поэтому для уменьшения относительной скорости до нуля необходимо включать двигательную установку КА. Различают прямую посадку с подлетной гиперболической траектории и посадку с орбиты ИСЛ. В свою очередь прямая посадка может осуществляться при вертикальном снижении и при наклонном снижении. [c.283]

В СВОЮ очередь каждый класс траекторий может иметь несколько подклассов. Так, траектория полета к планете назначения без возращения к Земле может проходить на заданном расстоянии от планеты, заканчиваться выведением КА на орбиту вокруг планеты или посадкой на ее поверхность. Пролетная траектория пе требует дополнительных энергетических затрат, поэтому ее довольно просто реализовать. Вместе с тем пролет на ограниченном расстоянии от планеты позволяет провести ряд интересных научных исследований. При выведении КА на орбиту вокруг планеты назначения должен осуществляться активный маневр с включением двигательной установки. Обычно маневр выполняется вблизи перицентра пролетной гиперболической траектории. Если планета имеет атмосферу, можно реализовать комбинированный маневр аэродинамического торможения с последующим включением двигателя для выхода на заданную орбиту [87]. В некоторых случаях траектория перелета завершается посадкой всего КА или отделяемого спускаемого аппарата. Возможна прямая посадка с пролетной гиперболической траектории и посадка с околопланетной орбиты, на которую предварительно выводится КА. Скорость КА может быть погашена с помощью двигателя или за счет аэродинамического торможения, если у планеты есть атмосфера. В некоторых случаях для уменьшения массы тормозной системы оказывается целесообразным сочетание активного торможения (двигателем) с пассивным (аэродинамический экран или парашют). [c.287]

Для того чтобы уравнять напряжения колец, необходимо, чтобы опасная точка а вращалась вместе с кольцом. Тогда при движении по верхней половине траектории она разгружается совершенно, а при движении по другой половине на нее действуют напряжения с переменной амплитудой. Таким образом, для повышения долговечности подшипников целесообразно иметь вращающееся внутреннее кольцо и неподвижное наружное кольцо. Чтобы улучшить условия работы точки Ь, рекомендуется обеспечить такую посадку наружного кольца, которая допускает небольшое проворачивание его в корпусе. [c.422]

Крайне существенное значение в этом аспекте имела отработка конструкций ракетных двигателей, систем ориентирования и тормозных реактивных установок, используемых для перевода корабля с орбитального полета на траекторию снижения. Столь же важной являлась отработка систем безопасности посадки корабля на поверхность Земли по окончании полета. [c.438]

Конструкция его существенно отличалась от конструкции кораблей ранней постройки. Он был снабжен двумя тормозными двигательными установками, и это обстоятельство, гарантировавшее надежность перехода корабля с орбиты спутника на траекторию снижения, определило выбор более удаленной орбиты — с перигеем 178 км, апогеем 409 км и периодом обращения 90,1 мин примерно на 2 мин превосходившим продолжительность периода обращения кораблей класса Восток Приданная ему система так называемой мягкой посадки на Землю обеспечивала приземление кабины пилота с практически нулевой скоростью. Высокая надежность герметизации кабины впервые в истории позволила экипажу совершить полет без скафандров. Новая телевизионная система обеспечивала передачу на Землю не только изображений из кабины корабля, но и изображений наблюдавшегося экипажем окружающего космического пространства. [c.447]

Совершив 16 полных оборотов вокруг Земли и выполнив полетную программу, корабль Восход 13 октября 1964 г. в 10 час. 47 мин. по московскому времени приземлился в заданном районе на севере Целинного края. Приземление прошло столь же успешно — с умеренными перегрузками на траектории снижения и с мягкой посадкой кабины, без толчков и ударов. Отвечая журналистам, спрашивавшим, с чем можно сравнить приземление Восхода — с приземлением самолета или с быстрой остановкой автомобиля, командир корабля В. М. Комаров ответил на пресс-конференции в МГУ 21 октября 1964 г., что посадка была мягче, чем остановка современного лифта [c.448]

Посадка по-вертолетному осуществляется следующим образом. Снижение по наклонной траектории выполняется с постепенным уменьшением скорости по траектории. Снижение заканчивается зависанием вертолета на высоте, равной примерно 2 м, после чего производится вертикальное снижение до приземления. [c.208]

Посадка при работе несущего винта на режиме само-вращеиия выполняется при отказе двигателя. Снижение в этом случае производится с большими вертикальными скоростями, причем если снижение происходит по наклонной траекторий, то вертикальные скорости меньше. Для безопасной посадки летчик перед приземлением создает тормозящую силу, увеличивая шаг лопастей и отклоняя конус несущего винта назад. [c.208]

При отказе двигателя вертолет имеет возможность совершить посадку на режиме авторотации в этом случае при снижении вертолета с постоянной скоростью тяга несущего винта остается постоянной. Установившаяся скорость снижения вертолета на этом режиме даже при полете вперед весьма велика, поэтому режим авторотации используется обычно как аварийный. Крайне важно, чтобы летчик выполнял своевременные и правильные действия, обеспечивающие оптимальную траекторию полета в начале и конце маневра. [c.307]

В первую очередь следует рассмотреть вход в атмосферу баллистических летательных аппаратов. Ниже будет показано, что на конкретный профиль траекторий в основном оказывают влияние сила аэродинамического сопротивления и масса аппарата, а также угол входа, скорость входа и характеристики атмосферы планеты. Взаимосвязь этих параметров для данной траектории демонстрируется с помощью простых аналитических соотношений. Аналитическая модель траектории будет использована далее для обсуждения задач, возникающих при разработке одной из наиболее интересных космических операций — мягкой посадки беспилотного зонда на Марс. Затем рассматривается вопрос о максимальных перегрузках, возникающих на траекториях входа в атмосферы различных планет. [c.127]

Конечные ошибки при рассмотренном типе управления весьма малы (порядка I км). Основной источник ошибок — неточное определение положения аппарата в инерциальном пространстве. Навигационные ошибки, в противоположность ошибкам системы управления, накапливаются, и для современных инерциальных систем равны около I км на каждые 1000 км расстояния, пройденного аппаратом по траектории входа. Следует напомнить, что при движений в атмосфере между высотами 50—100 км аппарат окружен плазменной оболочкой, что делает невозможным передачу с Земли какой-либо информации. На высотах ниже 50 км аппарат может принять команды наведения и использовать их для управления при выполнении маневра посадки. [c.156]

Вследствие низкого давления атмосферы на поверхности Марса торможение баллистических аппаратов с помощью только аэродинамических средств представляется крайне сложной задачей, если аппарат должен совершить мягкую посадку на планету. Задача до некоторой степени облегчается, если можно увеличить баллистический параметр аппарата, что влечет за собой разработку аппаратов с малым весом и большим аэродинамическим сопротивлением и (или) использование пологих траекторий входа в атмосферу Марса. [c.157]

В докладе специально не затрагиваются вопросы определения оптимальных траекторий входа, хотя эта задача заслуживает пристального внимания. При нахождении профилей оптимальных траекторий следует учитывать безопасность экипажа, минимизацию тепловых потоков к аппарату и точность выхода в заданный пункт посадки. Поэтому оптимизации траекторий должен предшествовать анализ динамики полета с учетом способностей и возможностей пилота, систем наведения и управления при входе в атмосферу, анализ нагрева аппарата при входе с высоки-ми скоростями. [c.157]

Как показывает само название, выравнивание при этом делится на две части. Вначале летчик на высоте 120—150 уменьшает угол планирования до нормального угла, с которым он привык планировать на посадку с работающим двигателе.м. Затем он продолжает снижение, выдерживая этот угол. Вторая часть выравнивания выполняется так же, как при обычной посадке. Вертикальная скорость после первого выравнивания уменьшается до 8—10, а к началу второго выравнивания даже до 4—6 м сек. Хотя после первого выравнивания скорость по траектории начнет падать, к моменту подхода к земле она будет достаточной для нормальной посадки. [c.144]

Посадка на режиме безмоторного планирования состоит из четырех последовательных этапов планирования, выравнивания, приземления и пробега. При планировании на режиме самовращения винта на-клон траектории и величины вертикальной и горизонтальной составляющ,их скорости снижения будут определяться аэродинамическим качеством вертолета, т. е. отношением подъемной силы к воздушному сопротивлению при данном угле атаки несущего винта. Перегрузка в момент приземления и длина пробега зависят от скорости планирования и характера пилотирования на выравнивании. Надо сказать, что посадка с подрывом — единственно возможная при отказе двигателя в полете с малой скоростью или при висении на малой высоте (до 150 м). Вертолет при такой посадке не успевает увеличить поступательную скорость больше 60—70 км/час. Скорость снижения целиком гасится благодаря использованию кинетической энергии вращения несущего винта. [c.210]

В космическом корабле, движущемся с выключенными двигателями, имеется состояние невесомости. Почему оно исчезает, когда корабль входит в атмосферу Земли Нарисуйте примерный ход графиков изменения со временем скорости и ускорения космического корабля, совершающего посадку, а также ход графика изменения силы инерции и напряженности результирующего поля сил тяготения и сил инерции внутри корабля. На каком участке траектории наблюдается перегрузка [c.216]

Фиг. 364. Механизм парораспределения клапанной паровой машины. Траектория левой крайней точки зуба В подбирается с таким расчетом, чтобы при равномерном вращении эксцентрика Е была обеспечена быстрая посадка клапана на седло под действием пружины.

Кроме того, аэропорты местных воздушных линий могут оборудоваться упрощенными обзорно-посадочными радиолокационными станциями. Они предназначены для обеспечения постоянного радиолокационного контроля за движением самолетов в районе аэродрома и вывода самолетов с любого направления на траекторию посадки до высоты 50 м, дальность действия в режиме кругового обзора — 30 км, дальность действия при посадке самолетов по глиссаде — 10 км, максимальная высота обнаружения — 3000 м, минимальная — 50 м. [c.405]

Дается краткий обзор текущих и недавно опубликованных работ, посвященных методам синтеза траекторий для исследования межпланетных операций, связанных с полетами к планетам. Круг рассматриваемых вопросов включает в себя попутный облет Венеры, полеты к планетам за Юпитером, полеты зондов для изучения Солнца с использованием гравитационных полей Юпитера и Венеры, применение импульсных маневров при облете планеты или на гелиоцентрических этапах полета, недавно предложенный комбинированный режим исследования Марса с облетом и посадкой. Кроме того, обсуждаются некоторые специализированные программы для ЭВМ, обеспечивающие расчет характеристик траекторий облета планеты, автоматическое построение контуров тра-екторных параметров и полный анализ траекторий с учетом задач по лета и параметров различных систем. [c.11]

Совершенно ясно, что взлет по восходящей траектории с углом наклона порядка 20° позволит самолету Харриер совершать сход с носовой части палубы в пределах возможности технического обслуживания самолета на палубе. Для сравнения приведем пример в мирное время на больших обычных авианосцах полеты прекращаются, когда угловая амплитуда килевой качки превышает 1,5°, т. е. когда нос и корма корабля поднимаются и опускаются на 3 м (при посадке на обычный авианосец движение палубы также играет большую роль). [c.199]

Имя С. П. Королева, как создателя первых в мире космических ракетных систем, навсегда вписано в историю развития ракетной техники и стало ее знаменем. Но за последние два десятилетия у нас в Союзе выросли и развились и новые самостоятельные научно-технические школы, решающие вопросы ракетной техники на более высокой ступени технического развития. Одним из больших достижений последних десятилетий явилось создание ракеты-носителя Протон , в несколько раз более мощной, чем ракета, с помощью которой был осун ествлен запуск первого спутника. Начиная с 1965 г. с помощью этого носителя было обеспечено выведение на орбиту серии спутников и орбитальных станций массой до 20 т. При помощи этого носителя на траектории с облётом Луны был выведен ряд аппаратов серии Зонд , автоматы, доставившие на Землю лунный грунт и обеспечившие исследование Луны при помощи атомата-лунохода. Наконец, носитель Протон в сочетании с новыми дополнительными ракетными блоками, стартующими с низкой орбиты, позволил вывести к Марсу и Венере автоматические станции, совершившие посадку на поверхность этих планет, обеспечил выведение спутников достаточно большого веса на стационарные земные орбиты. [c.15]

Режимы работы ЦАП лунного корабля определяются необходимостью обеспечить все этапы полета лунного корабля по программе полета Apollo с посадкой на Луне. Режимы полета включают маневры ориентации относительно центра масс на произвольные углы, стабилизацию заданной ориентации, поступательные перемещения с помощью ЖРД РСУ, маневрирования на активных участках траектории полета посадочной и взлетной ступеней лунного корабля. Ниже приводится перечень режимов работы ЦАП лунного корабля. [c.80]

Метод 3. Если аварийное возвращение начинается после 3 мин работы ЖРД и до конца активного участка выведана орбиту ИСЛ, АроИо должен сделать один или два оборота вокруг Луны, прежде чем можно будет в периселении включить ЖРД посадочной ступени и рассчитать траекторию возвращения с посадкой в центре Тихого океана. [c.113]

Можно также построить изолинии для других, критериев (таких, как скорость входа КА в атмосферу планеты для посадочного аппарата, широта возможных мест посадки, границы освещенности поверхности планеты и т. д.), величина которых существенно влияет на проектно-массовые характеристики КА. Представление результатов расчета с помощью полей изолиний позволяет выбрать номинальные траектории перелета с учетом всех ограничений. Необходимо отметить, что этот способ представления результатов возможен лишь для сравнительно простых схем полета, у которых число определяющих траекторию перелета переменных невелико. Для более сложных схем полета, например, таких, как облет плаиет с использованием гравитационного маневра, графическая интерпретация результатов расчета получается весьма сложной, что не позволяет определить все необходимые параметры, однозначно характеризующие траекторию полета КА. Для оптимизации таких схем полета разрабатывают специальные методы, позволяющие получить номинальные траектории с учетом всех заданных ограничений. [c.132]

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]

Первоочередное требование точной посадки в заданном районе Земли способствовало тому, что в настоящее время наибольшее распространение получили простейшие номинальные траектории с постоянным значением эффективного аэродинамического качества (нли угла крена). В зависимости от реальных начальных условий входа в атмосферу может быть установлено такое значение угла крена (эффективного качества), которое обеспечивает приход СА в заданный район (естественно, в щ)еделах зоны маневрирования). Номинальные траектории, определяемые движением на постоянном значении аэродинамического качества, приводит к более тяжелому тепловому режиму СА по сравнению с рассмотренными выше оптимальными траекториями. Но отход от оптимальности тем меньше, чем меньше располагаемое качество СА, и при < 0,3 во многих случаях использование иеоптнмальиых номинальных траекторий щ)актически оказывается более целесообразным (учитывая, в первую очередь, простоту реализации). Еще раз отметим, что щ)и спуске с орбиты ИСЗ значение качества 0,1...0,15 является достаточным для существенного облегчения перегрузочного режима (максимальные значения перегрузок ие превышают [c.395]

Советским ученым удалось решить эту задачу путем исполь-зовааия так называемых рикошетирующих траекторий (рис. 15.2) аппарат после кратковременного погружения в плотные слои атмосферы, погасив скорость приблизительно до первой космической, вылетает из плотных слоев, летит по кеплеровой (баллистической) траектории, затем опять входит в атмосферу и совершает посадку в заданном районе. В результате управляемое рикошетирование позволяет реализовать практически любые разумные дальности полета от входа в атмосферу до точкн посадки, ие достижимые никаким другим способом — ни коррекцией подлетной траектории, ни выбором метода управления и затягиванием планирования СА в атмосфере. По рикошетирующим траекториям осуществляли посадку советские КА Зонд , спускаемые аппараты которых имели сегментио-кони-ческую форму с величиной располагаемого аэродинамического качества = 0,3. [c.421]

В настоящее время реализуемыми считаются два способа посадки КА первый — прямая посадка непосредственно с подлетной межпланетной траектории второй — посадка с орбиты искусственного спутника, на которую аппарат переводится в результате приложения импульса скорости после аэродинамического торможения и вылета КА из атмосферы. Так как траектории возвращения, рассчитываемые по условиям энергетической оптимизации схемы экспедиции, в настоящее время не различаются по способу посадки, то любой из указанвых способов яаляется равновозможным. В снлу этого представляет интерес оценка траекторий возвращения, допускающих осуществление прямой посадки КА в заданный район Земли. [c.423]

Для гиперболических скоростей входа при использовании номинальных траекторий с Jf = onst скорость на выходе из плотных слоев атмосферы после первого погружения (даже при движении СА по иижиен границе коридора входа) может значительно превышать вторую космическую. Это означает, что при программе управления К = onst и соблюдении требуемых ограничений по максимальной перегрузке обеспечить конечные условия посадки невозможно. [c.426]

Посадкой КА на Землю работа баллистиков еще ие заканчивается по всей имеющейся баллистической и телеметрической информации происходит привязка траектории с целью выяснения правильности принятых решений, оценки работоспособности систем, обеспечивающих спуск, выдачи рекомендаций на последующие полеты. [c.497]

Приведенные соображения завершают изучение проблем спуска в на-стояш,ей главе необходимо, однако, признать, что многие из этих проблем были рассмотрены здесь лишь частично или вообш,е не рассматривались. Например, реактивное торможение заслуживает гораздо более подробного изучения, особенно в связи с посадками при полном отсутствии атмосферы (например, на поверхность Луны), Также не затрагивались вопросы управления и контроля в процессе выхода на траекторию спуска. Не рассматривались здесь и эффекты суточного вращения Земли и ее атмосферы, которые наряду с учетом отклонения атмосферы от изотермической должны быть введены в рассмотрение при проведении точного анализа операции спуска. Кроме того, изучались лишь некоторые частные случаи входа в стационарную атмосферу, и в дальнейшем необходимо исследовать более широкий диапазон входных углов, включая сюда и возможность использования переменных коэффициентов подъемной силы и аэродинамического сопротивления 123]. В связи с этим для анализа движения может оказаться полезной общая форма уравнения (11.17) [c.386]

Унифицированный параметрический ряд станков. Станки типа СПД 2-570-1100, СПД 2-660-900, СПД 2-720-1100, СПД 3-780-1500 и другие имеют гидравлический привод механизмов формирования борта, обеспечивающий синхронную работу правого и левого механизмов формирования борта, траекторию движения исполнительного элемента (пружины) МФБ, более близкую к профилю плечика сборочного барабана с выходом на корону , и полностью исключающий дефект притаски-вания слоев корда в процессе обжатия. Станки оснащены магазинами для хранения бортовых крыльев. Кроме того, предусмотрен автоматический цикл выполнения переходов формирования борта, полуавтоматический цикл прикатывания деталей покрышки, применены универсальные крыльевые шаблоны для посадки крыльев различного диаметра. [c.174]

Дальнейшее изучение годографических уравнений позволяет видеть, что все функциональные члены являются в основном трансцендентными, т. е. представлены тригонометрическими функциями. Это естественным образом вытекает из основ векторной геометрии. С другой стороны, появление таких функций в уравнениях (10) и (И) приводит к мысли о возможностях решения некоторых задач входа в атмосферу. Этот вопрос будет кратко рассматриваться ниже как логическое продолжение годографического исследования произвольно выбранного закона непрерывного изменения тяги, обеспечиваюш,его траекторию посадки — в данном случае посадки на Луну. [c.67]

По мере того как траектория посадки на Луну приближается к конечной точке, скорость аппарата уменьшается до нуля в самой конечной точке годограф не определен. В связи с этим возникает немаловажный вопрос, от ответа на который зависят перспективы применения метода годографов для управления полетом удается ли точно определять и вычислять траекторию по мере уменьшения скорости Оказалось, что расчет траекторий на ЭВМ по годографическим уравнениям происходит вполне успешно. Хотя использовавшаяся программа предназначалась просто для исследования, а не для получения решения с максимальной точностью, полученное годографическое решение весьма близко совпадало с обычным до тех пор, пока скорость не снизилась до величины менее 30м1сек, Таким образом, годографический метод, по-видимому, можно считать многообещающим универсальным и обобщенным способом анализа орбитальной динамики идинамики входа в атмосферу. Некоторые указания натакую возможность встречаются в отдельных источниках [19, 20], появление которых предшествовало [c.69]

Кр аткий обзор текущих работ по синтезу межпланетных траекторий. Круг излагаемых вопросов включает в себя исследование двойного облета Венеры, пролета мимо Юпитера к дальним планетам, траекторий солнечных зондов, проходящих вблизи Юпитера или Венеры, изучение возможности приложения больших импульсов при пролете мимо планеты или на определенных этапах межпланетных гелиоцентрических перелетов, недавно предложенную комбинированную схему исследования Марса с облетом и посадкой. Обсуждаются также некоторые специализированные программы для ЭВМ, которые используются для автоматического синтеза траекторий облета планет, автоматического построения сеток траекторных параметров и автоматической оптимизации выбора окончательной схемы перелета. Табл. 1. Илл. [c.236]

Некоторые летчики, особенно молодые, иногда сомневаются в возможности посадки на аэродром современного истребителя с выключенным двигателем. На первый взгляд такие сомнения могут показаться справедливыми. Ведь при планировании с задросселированными или неработающими двигателями самолет имеет большую вертикальную скорость и крутую траекторию, что обусловливается его аэродинамическими характеристиками. [c.140]

Чтобы приобрести опыт на случай вынужденной посадки при отказе двигателя, необходимо систематически тренироваться, выполняя расчет на посадку с задроссели-рованным двигателем при облачности не ниже 4000— 5000 м. Расчет во время тренировок следует начинать с высоты 4000 м над началом ВПП с курсом посадки, как описано выше. Конечно, имитация отказа двигателей дросселированием будет неполной. Поэтому рекомендуется весь заход выполнять с выпущенными воздушными тормозами, хотя траектория планирования при этом будет несколько круче, чем в случае отказа двигателей. Для полного сходства следовало бы планировать с выпущенными воздушными тормозами и несколько увеличенными оборотами двигателей. Так как трудно определить, какие обороты следует устанавливать, лучше полностью убирать газ. [c.149]

Летные характеристики А. вытекают из его аэродинамич. характеристик высокий коэф. подъемной силы делает возможным горизонтальный полет с очень малыми скоростями порядка 30—40 км/ч в то же время А. при небольшой нагрузке на 1 Н не уступает самолету в максимальной скорости. Диапазон скоростей А. достигает значений 5—О вместо 2,5—3 для самолета. Возможна очень крутая траектория снижения вплоть до вер-тикал1,ного спуска, скорость к-рого, замеренная в летных испытаниях, составляет 10 м/ск. Кроме того А. имеет возможность планировать полого, по-самолетному. При соответствующей раскрутке ротора перед стартом А. имеет очень короткий разбег (порядка 25—40 м и меньше), разбег А. С-ЗО с непосредственным управлением равен 11 м. Это условие вместе с возможностью посадки бев пробега чрезвычайно сокращает размеры потребного аэродрома, позволяя А. работать в условиях неподготовленных посадочных площадок. Т. к. качество ротора ниже качества крыла, А. обладает худшей (примерно на 15%) скороподъемностью и- более низким потолком, чем самолет. Однако в угле валета он не уступает. [c.62]

РТК включает универсальный ПР 1, вокруг которого размещены приспособления с базирующими устройствами 21 для сборки изделия с установочными пальцами 22 для сборки комплеетов, гравитационные лотки для передних 2 и задних 19 крышек, а также для крьиьчаток вентиляторов 20, роликовые конвейеры для шкивов 12 и роторов 17, сблокированные гравитационные магазины для компенсационных распорных колец 13 под подшипники стопорных шайб 14, гаек 15 и распорных колец 16 под крыльчатку вентилятора, наклонный гравитационный лоток 5 для винтов и роликовый конвейер 23 для готовых изделий с отсекателями 18. Кроме того, имеется подставка 6 для винтовертов и гайковертов 7 и поворотный магазин 10 для другого рабочего инструмента. Упор 9 с отверстием под инструмент обеспечивает его положение и закрепление в посадочном месте 4 промышленного робота 1. Задняя крышка 19 вместе со статором, щетками и электроаппаратурой поступает на сборку генератора в виде комплекта и устанавливается на базирующие устройства 21 приспособления. Далее в аналогичное приспособление устанавливается передняя крышка 2, в которую посредством промышленного робота 1 с использованием для базирования и направления установочного пальца 22 производится посадка шарикоподшипника, поступающего из магазина. В заднюю крышку 19 комплекта запрессовывается второй шарикоподшипник вместе с ротором 17. Передняя крышка 2 в сборе поворачивается промышленным роботом на 180° и надевается на посадочную ступень ротора 17. После этого на выступающую часть ротора 17 устанавливаются распорное кольцо 13, крыльчатка вентилятора 20, транспортируемая по лотку 8, распорное кольцо 16, шкивы 12, пружинная стопорная шайба 14, гайка 15, завинчиваемая сменным гайковертом 7. Управление РТК осуществляется от блока 11 для обучения и управления обеспечивающего требуемую траекторию движения исполнительного устройства ПР с заданной скоростью. Необходимая точность для соединения деталей собираемого изделия достигается посредством использования пассивного адаптивного сборочного устройства 3. [c.334]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...