Основные оси самолета

Углом тангажа как известно, называется угол между продольной осью самолета и горизонтальной плоскостью. Поднимая или опуская нос самолета, летчик ориентируется (через фонарь кабины или по авиагоризонту) именно на этот угол. Между прочим в технической литературе часто пишут о том, что, действуя ручкой (штурвалом), летчик ориентируется не на угол тангажа, а на перегрузку Пу. В действительности главным средством контроля режима полета летчику служит зрение. Ощущаемые перегрузки в лучшем случае лишь несколько дополняют контроль. В этом легко убедиться, например, во время полета по приборам без авиагоризонта. Чувство перегрузки (даже если его дополнить показаниями акселерометра) далеко не восполнит отсутствия главного прибора контроля угла тангажа — авиагоризонта. Следовательно, основные качества самолета, создающие удобство управления в вертикальной плоскости, [c.41]

Итак, при полете в спутной струе на самолет в основном действует вихревой след крыла впереди летящего самолета. Наибольшей величины кренящие моменты достигают, если оси самолета и одного из вихрей совпадают. Интенсивность воздействия вихревого следа зависит от размеров впереди летящего и следующего за ним самолетов, режимов их полета и расстояния (дистанции) между ними. [c.124]

Далее составляют таблицу курсовых углов для восьми основных курсов. Курсовым углом называется угол, составленный осью самолета с направлением на удаленный предмет. Для курса 0° курсовой угол и магнитный пеленг будут одинаковыми, для других курсов курсовой угол равен магнитному пеленгу минус магнитный курс самолета [c.167]

Если тело совершает только одно какое-либо движение (вращательное или поступательное), то такое движение называется простым. Но тело может совершать одновременно несколько движений. Например, воздушный винт летящего самолета совершает одновременно два основных движения вращательное относительно оси коленчатого вала и поступательное вместе с самолетом. Вращательное движение винта совершается относительно координатных осей самолета, перемещающихся в пространстве вместе с самолетом, а поступательное движение его происходит относительно неподвижной системы координат (например, места вылета). [c.47]

Пневматический авиагоризонт (фиг. 394) состоит из следующих основных элементов внешней рамки 1 карданного подвеса, ось вращения у—у которой направлена параллельно продольной оси самолета кожуха 2, служащего внутренней рамкой карданного подвеса и направляющим каналом для потока воздуха. Ось вращения. —х внутренней рамки расположена параллельно поперечной оси самолета. В кожухе 2 помещен ротор 3 гироскопа, представляющий собой диск, на поверхности которого (по его окружности) сделаны лунки. Главная ось вращения ротора г—г расположена вертикально и почти параллельно вертикальной оси самолета (угол между вертикаль- [c.480]

Ортодромическая система координат является также сферической системой, но с произвольным расположением полюсов. Она применяется в качестве основной системы координат в автоматических навигационных устройствах, которые определяют координаты места самолета. В этой системе за основные оси координат приняты две ортодромии, что и определило ее название. Ортодромия, совмещенная с линией заданного пути или с осью маршрута (рис.1.6), называется главной и принимается за ось У. Она является как бы условным экватором. Другая ортодромия, перпендикулярная главной, проводится через точку начала отсчета координат и принимается за ось X. Эта ортодромия представляет условный собой условный меридиан. Положение любой точки М на Земном шаре в меридиан" этой системе указывается двумя ортодромическими координатами У и X, которые обычно выражаются в километрах. [c.13]

Лазер устанавливается в 46-й секции на основной палубе самолета. Для обеспечения прочности, термической и химической устойчивости под лазером устанавливаются две титановые панели обшивки нижней части фюзеляжа. К носовой турели луч передается по специальной трубе, проходящей по верхней части фюзеляжа через все переборки. Стрельба осуществляется с носовой турели весом около 6,3 тонны. Она может поворачиваться на 150° вокруг горизонтальной оси, отслеживая цель. Фокусировка луча на цели осуществляется 1,5-метровым зеркалом, имеющим сектор обзора по азимуту в 120°. [c.656]

В качестве иллюстрации необходимого условия равновесия трех непараллельных сил приведем такой пример. Для установившегося движения самолета, т. е. чтобы он мог, не теряя набранной высоты, лететь равномерно и прямолинейно, необходимо, чтобы система действующих сил была уравновешенной. Можно считать, что на самолет действуют три силы его иес, сила тяги и сила сопротивления воздуха (точнее, равнодействующая всех сил сопротивления воздуха, действующих на различные части самолета). Для равновесия этих трех сил необходимо, чтобы их линии действия пересекались в одной точке. Линией действия веса самолета является вертикаль, проходящая через центр тяжести, а сила тяги действует вдоль оси пропеллера. Отсюда вытекает правило, называемое основным правилом самолетостроения равнодействующая сил сопротивления воздуха должна пересекать ось пропеллера в той же точке, где ее пересекает вертикаль, проходящая через центр тяжести самолета. [c.25]

Определение погрешностей стабилизации платформы гиростабилизатора в пространстве для произвольного движения самолета или ракеты, на которой установлен гиростабилизатор, не приводит к наглядным физическим обозримым результатам, что особенно важно при изложении сложного теоретического курса инженерам. При этом определяются погрешности стабилизации платформы или оси ротора гироскопа для основных, наиболее важных с точки зрения эксплуатации движений самолета или ракеты. Такими движениями являются прямолинейный полет самолета — поступательное движение, разворот, периодические колебания самолета вокруг его центра тяжести, вираж, фигуры высшего пилотажа (петля, бочка, иммельман и др.). [c.12]

В соответствии с основными видами движения самолета и применительно к испытаниям гироскопических приборов и систе в лаборатории, имитирующим условия эксплуатации, в настоящем курсе рассматривается движение гироскопических систем на неподвижном и вибрирующем основаниях, на вращающемся и качающемся основаниях и при неограниченных поворотах самолета, когда движение гироскопа происходит вблизи совмещения оси его ротора с осью наружной рамки карданова подвеса. [c.12]

Рассмотрим случай, когда слабое разгрузочное устройство имеет идеальную т = О характеристику релейного типа (см. рис. XI.7, б). Воспользуемся тем обстоятельством, что скорость прецессии оси z ротора гироскопа, возникающая под действием момента, развиваемого разгрузочным двигателем, мала. Тогда в первом приближении можно принять, что ось Z ротора гироскопа сохраняет почти неизменное направление в пространстве и угол Р между осями z и Zo в основном определяется величиной угла у крена самолета. [c.382]

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]

На фиг. 108 показано расположение этих плазов для фюзеляжа самолета, а также приведено наименование основных координатных осей агрегата для каждого из плазов. [c.186]

На колесе основной стойки шассн (как и на передней стойке) при определенных скоростях движения самолета на земле возникает самовозбуждение колебаний колебания, состоящие из поворотов колеса относительно вертикальной оси стойки и боковых смещений, получили название шимми. Возможность поперечных смещений колеса появляется из-за наличия упругого пневматика и вследствие упругости стойки [7, 1 , 14], [c.176]

При выполнении разворота самолет вращается вокруг вертикали. Угловую скорость О) этого вращения можно разложить на две о)у — угловую скорость вокруг оси у, совпадающей с вектором подъемной силы, и СОг — угловую, скорость вокруг оси Z, которая перпендикулярна к вектору скорости и вектору подъемной силы. При малых углах крена угловая скорость щ больше угловой скорости 0)2, при угле крена у = 45° они равны, а при больших кренах вращение происходит в основном вокруг оси 2. [c.182]

Большие углы крена соответствуют большим перегрузкам. Поэтому при выполнении крутой спирали с большой перегрузкой вращение самолета происходит в основном вокруг осей х я z. [c.206]

В большинстве фюзеляжей стоечной конструкции верхние лонжероны параллельны его продольной оси (основной строительной линии самолета). В этом случае значительные преимущества имеет сборка фюзеляжа в перевернутом виде. [c.283]

Рассмотрим характер возмущенного движения крена у современных самолетов. Затухание движения крена зависит от соотношения аэродинамического момента демпфирования крена и момента инерции самолета относительно продольной оси. Аэродинамический момент демпфирования крена, создаваемый в основном крылом, убывает с уменьшением размаха крыла, а также с возрастанием высоты полета и числа М. Обычно аэродинамическое демпфирование крена у современных самолетов на больших высотах при больших числах М сравнительно невелико. А так как момент инерции самолета относительно продольной оси не зависит от режима полета, то затухание возмущенного движения крена в этих условиях происходит значительно медленнее, чем на малых скоростях и высотах полета. Вот почему для успешного вьшолнения маневров, требующих, например, создания заданного крена с [c.100]

В линейной теории вычисления могут быть проведены относительно простыми аналитическими средствами, так как линеаризированные уравнения потока в основном совпадают с уравнениями волнового движения малой амплитуды. Следовательно, многие хорошо известные методы теории волн могут быть применены в такой упрощенной сверхзвуковой аэродинамике это особенно справедливо для случая тонких тел вращения (например, для фюзеляжа самолета, корпуса снаряда и для плоских тел, подобных крылу самолета). В этих случаях может быть сделано дальнейшее упрощение, которое касается граничных условий задачи, а именно, требования плавного обтекания. Это условие определяет, в случае осесимметричного потока, направление вектора скорости на поверхности, а в случае плоского тела — направление составляющей вектора скорости, лежащей в плоскости нормальной к средней поверхности тела. Линеаризированные дифференциальные уравнения при указанных граничных условиях можно решить точно, но, обычно, приходится применять численные и графические методы. Поэтому желательно дальнейшее упрощение задачи, которое достигается с помощью предельного перехода от точных граничных условий к условиям, относящимся к оси тела вращения или к плоскости плана крыла вместо действительной поверхности. Приводимые ниже результаты основаны на этом приближении. Строго говоря, только это приближение согласуется с допущениями линейной теории, потому что если удовлетворить граничным условиям на действительной поверхности, то, в рассмотрение, вообще, войдут члены высшего порядка, которые были отброшены в дифференциальных уравнениях. [c.13]

В полете перегрузки и практически невелики. В основном самолет испытывает значительные перегрузки в направлении оси Оу. [c.225]

По конструкции устройство для угловых перемещений самолета на девиационных площадках аналогично устройству на A O, применяемому для перемещения самолета в малярном отделении. Но в отличие от последнего одна из платформ, устанавливаемая под основную стойку, может поворачиваться только вокруг неподвижной оси. Именно вокруг этой оси поворачивается самолет при установке его на заданный курсовой угол. Ось выполняется в виде трубы, которая одновременно является раздаточной колонкой сжатого воздуха для питания A O. Почти все элементы конструкции устройства выполнены из немагнитных материалов. Сжатый воздух подается от цеховой сети или специального компрессора. В зимнее время года воздух для A O осуши-вается до точки росы, соответствующей окружающей температуре. [c.25]

Некоторые части и принадлежности, пригодные для использования с более чем одним типом транспортного средства (автомобили, самолеты, мотоциклы и т.д.) к ним относятся тормоза, рулевые системы, колеса, оси и т.п. Такие части и принадлежности следует классифицировать в товарной позиции, относящейся к частям и принадлежностям транспортных средств, с которыми они в основном используются. [c.22]

АВТОЖИР, летательный аппарат тяжелее воздуха, в к-ром в отличие от самолета подъемная сила создается с помощью вращающегося на вертикальной оси винта-ротора. За все время полета ротор вращается свободно от встречного потока воздуха. Поступательное перемещение получается с помощью мотора с обычным для самолета пропеллером. Основные части А. за исключением ротора, т. е. его фюзеляж, шасси, оперение и управление, ма.ш чем отличаются от самолетных. На фиг. 1 дана схема А. [c.56]

Описанный выбор самолетных и корабельных осей обладает тем свойством, что при малом изменении первоначально прямого угла А1ежду основными осями, два угла (рысканье и тангаж, дифферент и крен) остаются малыми. Этим такой выбор выгодно отличается от эйлеровых углов, когда лишь один угол нутации 9 остается малым при малом отклонении подвижной основной оси от неподвижной. Так. приняв в случае самолета, одноименные оси О и Ох за основные, мы при малом отклонении от курса могли бы считать малым только этот угол между основными осями, а не два угла рысканья и тангажа, остающиеся малыми при произвольном крене при выборе самолетных [c.51]

Эффекты, создаваемые реактивными струями, оказывают доминирующее влияние на характеристики СВВП на этом режиме, вызывая на самолете значительные изменения сил и моментов. Основными факторами, обусловливающими эти изменения, являются истечения струй выхлопных газов из сопел двигателей под углом к оси самолета, движущегося горизонтально или находящегося в относительном движении истечение струй выхлопных газов в движущийся внешний поток воздуха. Вследствие этого имеют место следующие эффекты искривление выхлопных струй из-за воздействия на них внешнего потока деформация сечения струй вдоль по потоку с образованием парных вихрей срыв внешнего потока с поверхностей струй, обтекающего их торможение внешнего потока струями. [c.240]

Расположение тормозных щитков. На самолеге установлены только два тормозных щитка, расположенные перед створками основного шасси по сторонам воздушных каналов забор-ников (и немного иод ними). П1итки выпускались диагонально по отношению к осям самолета. [c.258]

Раздел механики, занимающийся изучением движения матери-алшых тел без учета их масс и действующих на них сил, называется кинематикой. Изучая и классифицируя движение тел, кинематика может ответить на вопросы — как и куда движется тело и где оно может оказаться в определенный момент времени. Как известно, в природе нет абсолютного покоя движение — основная форма существования всего материального мира, покой и равновесие — частные случаи движения. Вокруг себя мы постоянно наблюдаем движущиеся тела мимо нас проходят люди, проезжают автомобили, над нами пролетают самолеты, птицы... Сами мы живем на Земле, которая, вращаясь около собственной оси, движется вокруг Солнца и т. д. Но движение одного и того же тела различными людьми часто воспринимается не одинаково, а в зависимости от места наблюдения. Если, например, один из них наблюдает за движением автомобиля стоя у дороги, а второй видит его из окна движущего автобуса, то их выводы о движении автомобиля могут не совпадать. Чтобы результаты наблюдений за движением тел были сравнимыми. [c.81]

Двухроторная гирорама при вращении самолета вокруг оси 2о движется так же, как одноосный гиростабилизатор, у которого угол наклона оси z ротора гироскопа к оси Zq равен нулю. Для определения основных погрешностей двухроторной гирорамы составим приближенные уравнения ее движения. [c.415]

На рис. 2.5 показана принципиальная схема трехстепенного карданова подвеса и несколько вариантов ее возможного конструктивного выполнения. Оси карданова подвеса совпадают с направлениями О ОУ 0Z. Допустимые углы поворота гироплатформы (изображенной в виде рамки) в осях карданова подвеса носят название углов прокачки. Величины углов прокачки а, Р, Y качественно и количественно характеризуют развязку гироплатформы относительно корпуса самолета. Обеспечение развязки —одно из наиболее важных требований к гиростибилизатору. Рассматривая карданов подвес в качестве основной части устройства мы тем самым определяем это требование как существенное для компоновки. [c.41]

Полупетля выполняется в основном так же, как и первая половина петли Нестерова. В отличие от петли при подходе к верхней точке летчик поворачивает самолет вокруг продольной оси на 180° и переводит его в горизонтальный полет. [c.184]

Висение — это режим полета, при котором вертикальная и горизонтальная составляющие скорости несущего винта относительно невозмущенного воздуха равны нулю. В общем случае вертикального полета набегающий поток направлен вдоль оси винта. Обтекание несущего винта в вертикальном полете предполагается осесимметричным, так что скорости и нагрузки лопастей не зависят от азимута. Осевая симметрия сильно упрощает исследование вопросов динамики и аэродинамики несущего винта вертолета, как это станет ясным позже при рассмотрении полета вперед. Теория винта в осевом потоке была в основном создана в XIX в. применительно к корабельным винтам. Позже ее применили к пропеллерам самолетов. Главная задача теории несущего винта на режиме висения состоит в определении сил, создаваемых лопастями, и требуемой для их вращения мощности, что обеспечивает основу для проекти-рювания высокоэффективных несущих винтов. [c.42]

Под безаэродро1мными взлетом и посадкой понимают взлет без разбега и посадку без пробега. Самолеты, приспособленные для такого взлета и посадки, отрываются и приземляются по вертикали. Вертикально направленная сила тяги при взлете превышает вес, а при посадке практически равна весу самолета. Она может создаваться либо неподвижно установленными основными двигателями ( в этом случае самолет взлетает и садится хвостом вниз), либо специальными двигателями, оси которых перпендикулярны продольной оси фюзеляжа (тогда самолет все время сохраняет нормальное положение). Возможно также отклонение силы тяги с помощью поворота шарнирно закрепленных двигателей или ОГ клонения их реактивной струи дефлекторами. У винтовых самолетов роль таких дефлекторов могут играть крылья, оборудованные системой закрылков, при обтекании которых поток от винтов отклоняется вниз на угол около 90°. [c.271]

Особенности устойчивости и управляемости самолета на воздушных участках взлетной и посадочной дистанций связаны в основном с тем, что малы скорости и велики углы атаки. В связи с малыми скоростями характерно заметное запаздывание реагиро" вания самолета по углу тангажа на отклонен ие руля высоты. Угол тэнгажа самолета является суммой двух углов угла наклона траектории 0 и угла атаки а (рис. 7.01). Оба эти угла при малой скорости изменяются медленно угол атаки — потому, что мал рулевой момент и сильно проявляется инертность самолета при вращении вокруг оси г (особенно у самолетов с длинным фюзеляжем), а угол наклона траектории — из-за того, что при скорости, близкой к минимальной, невозможно получить значительные приросты подъемной силы и искривление траектории происходит вяло. Учитывая запаздывание самолета, ручку нужно отклонять с упреждением, для чего требуется соответствующая тренировка. [c.347]

Немецкий изобретатель И. Бойков с 1928 по 1933 г. также вел разработку инерциальной системы навигации для кораблей и самолетов. Примечательно, что она закончилась обширным патентом Измерителя пути , в котором описывалась система, в основных своих чертах совпадавшая с предложением Коф-мана и Левенталя. Отличия состояли в том, что для стабилизации площадки с акселерометрами предлагались двухстепенные гироскопы с поплавковым подвесом, а для измерения и интегрирования горизонтальных ускорений объекта — двойной роторный акселерометр. В последнем момент сил относительно оси маятника, обусловленных измеряемым ускорением, автоматически, с помощью асинхронного электродвигателя, уравновешивался моментом сил, приводивших в движение маховик. Благодаря этому угловое ускорение маховика оказывалось пропорциональным измеренному линейному ускорению объекта, и прибор позволял дважды йнтегрировать по времени ускорение объекта, выдавая показания, пропорциональные пути последнего в виде угла поворота маховика. Азимутальный гироскоп йвтор предполагал периодически корректировать от гирокомпаса. [c.182]

Необходимым требованием к проведению испытаний на надеж-нрЬть должен быть как можно более пол 1й учет факторов, воздействию, которых подвергаются изделия при эксплуатации. Однако в современной научно-технической литературе вопросы испытаний изделий на работоспособность и надежность освещаются в подавляю- щем большинстве на примерах однофакторных, реже двухфакторных экспериментов. Описание результатов испытаний изделий, при которых одновременно варьируются три фактора внешней среды, встречается в периодической литературе чрезвычайно редко. В то же время известно, что на изделия при эксплуатации одновременно влияют не один-два фактора, а значительно больше. Например, на ходовую часть и механизмы управления автомашин, автобусов, троллейбусов и других видов транспорта в процессе эксплуатации воздействуют следующие основные факторы внешней среды переменные, силовые нагрузки от перевозимых грузов (по всем трем осям пространства), вибрации от работающего двигателя и агрегатов, удары и вибрации вследствие неровностей дорожного рельефа, температура и влага окружающей среды, пыль, биологическая среда, песок и др. Элементы летательных аппаратов (самолетов, вертолетов, ракет) критичны к воздействию таких внешних и внутренних факторов, как силовые нагрузки в полете (старт, ускорение за счет работы двигателей, торможение), маневренные нагрузки (изменение скорости полета, траектории), аэродинамиче-. ские нагрузки, нагрузки от порывов ветра, вибрации в широком диапазоне амплитуд и частот от работающего двигателя и агрегатов, колебания питающих напряжений, температура, влага, вакуум, солнечная радиация, электромагнитные и радиационные поля, излучения и т. д. Уже из этих двух примеров (их можно привести большое число) видно, что количество одновременно действующих на изделие при эксплуатации факторов может быть значительно больше трех и достигать двенадцати—пятнадцати, а В отдельных случаях восемнадцати—двадцати [16]. Конечно, для того чтобы осуществить такой многофакторный эксперимент, нужно преодолеть ряд трудностей как теоретического, так и технического характера. [c.4]

Еще одним примером применения A O является устройство для угловых перемещений самолета на де-виационных площадках при списывании девиации ра-диомагнитных компасов. Существующие девиационные площадки имеют в центре поворотную пяту, на которую устанавливают одну из основных стоек шасси самолета [20]. С помощью тягача, соединенного через водило с носовой стойкой шасси самолета, последний поворачивается вокруг оси пяты на определенный курсовой угол. При угловых перемещейиях тяжелых самолетов имеет место проскальзывание колес другой основной стойки шасси по бетонной поверхности. Такое явление вызывает дополнительный износ покрытия и требует больших тяговых усилий для перемещения самолета, что затрудняет точность установки самолета в заданное положение и соответственно снижает точность результатов при списывании девиации. [c.24]

Процесс хонингования предназначен для удаления небольшого припуска и исправления небольших погрешностей. Практически припуск под хонингование не оставляют, снимаемый припуск со стороны зуба составляет 0,01—0,03 мм, в этом же пределе происходит исправление погрешностей в зубчатом зацеплении. У зубчатых колес самолетов и космических аппаратов применение после шлифования зубьев хонингования хонами со шлифованным профилем позволило увеличить срок службы за счет повышения точности и уменьшения шероховатости поверхности. В автомобильной промышленности хонингование применяют после шевингования в основном для снижения уровня шума путем уменьшения шероховатости поверхности, удаления забоин и других повреждений. Хонингование не повышает температуру поверхности зуба, ие вызывает тепловых треш,ин, прижогов и не снижает твердость поверхностного слоя. В процессе хонингования обрабатываемое колесо обычно находится в плотном зацеплении с абразивным зубчатым хоном, выполненным в виде косозубого колеса при угле скрещивания осей 10—15°. Зубчатое колесо совершает возвратно-поступательное движение параллельно своей оси. Направление вращения хона изменяется при каждом ходе стола. Беззазорное зацепление происходит при небольшом регулируемом давлении путем поджима бабки инструмента к колесу. Во время рабочего цнкла хон подвижен, он как бы следует за погрешностями в зубьях колеса и тем самым предотвращает поломку инструмента и уменьшает эти погрешности до определенных пределов. [c.237]

ЛЫЖИ АВИАЦИОННЫЕ, детали самолетов, служащие для взлета со снежной поверхности и посадки на нее. Лыжи устанавливаются на шасси самолета взамен колес и имеют амортизационные приспособления и приспособления, ограничивающие их вращение вокруг оси. Комплект лыж обычно состоит из двух основных рабочих лыж и одной хвостовой. Последняя устанавливается под костылем или взамен хвостового колеса. Общий вид установки лыя5 на самолете показан на фиг. 1. Л. а. конструируются и строятся на основе удовлетворе- I ния следующих основ- [c.130]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...