Расчет работы при полете

Расчет работы при полете [c.160]

Уравновешивание ракеты при полете на активном участке. Для расчета необходимо знать значения поперечных управляющих сил и сил инерции от поступательного и вращательного движения. Поперечная управляющая сила обычно определяется работой автомата стабилизации. Ее значение складывается из программной силы, заданной траектории полета, и дополнительной управляющей силы при стабилизации возмущенного движения. Для прочности ракеты наиболее важно значение управляющей силы при действии на корпус ракеты Be rg.a. Программная управляющая сила обычно невелика и в ориентировочных расчетах на прочность ее можно не учитывать. Рассмотрим качественную сторону явлений, происходящих при воздействии ветра на ракету. [c.281]

Метод расчета формы концевых вихрей при полете вперед был развит также в работе [S.46], В принятой модели учитывались лишь два продольных вихря — концевой и внутренний, сходящий с радиуса г = 0,5/ (последний рассматривается как результат сворачивания пелены, сходящей с внутренней части [c.678]

В работе [А. 15] было сделано заключение, что основная проблема управляемости вертолета продольной схемы связана с неустойчивостью по углу атаки из-за несущих винтов. Для повышения устойчивости было предложено использовать на переднем винте компенсатор взмаха. Исследованный в работе вертолет имел неустойчивость и по скорости. В работе [Т.26] были выполнены теоретические и летные исследования неустойчивости по скорости вертолета продольной схемы при полете вперед. Неустойчивость была вызвана уменьшением индуцируемого передним винтом скоса потока на заднем винте при увеличении скорости полета. Расчеты, в которых для вычисления индуктивной скорости на заднем винте, обусловленной влиянием переднего, было принято в = Уц. позволили получить приближенную оценку неустойчивости по скорости. Было найдено, что продольный встречный наклон автоматов перекоса увеличивает устойчивость по скорости. Вертолет стал слабо устойчивым при угле наклона 4,5°. В работе [В.95] сделано заключение [c.772]

В работе [J.40] проведено сравнение аэродинамических характеристик, нагрузок, а также изгибающих моментов и моментов кручения лопасти при использовании трех методов расчета нагрузок при срыве, а именно описанных выше методов работ [А.46, J.30 и G.97]. Расчеты различались лишь способами определения коэффициентов подъемной силы, сопротивления и момента в срывной области для тяжело нагруженного шарнирного винта при большой скорости полета. Проводились [c.816]

Теория шума враш,ения несущего винта при полете вперед с учетом нестационарности аэродинамических нагрузок лопастей развита в работах [L.116, L.117]. Для расчета акустического давления, создаваемого распределенными диполями в произвольной точке ближнего или дальнего поля, использовалось численное интегрирование по диску винта. При задании направления диполей учитывалось маховое движение лопастей [c.850]

При решении проблемы баллистических возможностей простых и составных ракет при полете на дальние расстояния важным теоретическим и практическим этапом того времени явились также работы по расчетам летных характеристик ракет, для получения высоких конечных скоростей в конце активного участка, снижения веса конструкции и т.д. [c.83]

Эту скорость крыльев птицы по отношению к ее телу и должны мы поэтому назвать ощущаемой скоростью крыльев. Только эта скорость и должна быть принята во внимание при расчете мускульной работы птицы при полете, какова бы ни была ее поступательная скорость. [c.33]

Примем, как это приблизительно и наблюдается, что крыло птицы поднимается с такой же скоростью, с какой и опускается, и что, следовательно, подъем крыла в итоге требует столько же времени, сколько и его опускание. Примем далее, что это поднятие крыла оказывает неуловимо малое влияние на поднятие и на опускание птицы и требует неуловимо малой мускульной работы. Тогда получим, что вся работа птицы при полете расходуется лишь на опускания крыльев и что для вычисления следует принимать в расчет лишь величину проходимого в секунду по отношению к телу птицы центра сопротивления. [c.34]

Таким образом, преодоление подъемной силы сопротивления воздуха при помощи ударов дает средство значительно уменьшить скорость работы, а следовательно, и всю работу, развиваемую при полете, по сравнению с той работой, которая получается из расчетов над равномерным движением поверхности крыльев. [c.52]

В разделе 35 работа для полета человека при безветрии была вычислена в 0,3 НР в расчет была введена большая летательная поверхность, и не было принято во внимание сопротивление на подъем крыльев, а потому сделанное вычисление представляло только теоретический интерес, между тем как теперь здесь получена работа в 0,36 НР, принимая во внимание все встречаемые в действительности недочеты и все вредные влияния. [c.176]

В условиях эксплуатации силовых установок влияние указанных факторов на границы срыва вызывает снижение диапазона устойчивой работы основных камер сгорания при полете на больших высотах. На рис. 2.24 показана качественная зависимость изменения границ бедного и богатого срыва от высоты полета. На малых высотах, как видно, величина атах—50- 60, т. е. допустимые коэффициенты а столь велики, что недостижимы в условиях нормальной работы топливо-регулируюш.ей аппаратуры. Согласно этому ать—1,2-1-1,5, что соответствует недопустимо высоким температурам газа перед турбиной. Но при увеличении высоты полета значения атах заметно снижаются. Поэтому для исключения возможности срыва пламени при резкой уборке РУД двигатели снабжаются устройством, не допускающим уменьшения расхода топлива через форсунки ниже некоторого минимально допустимого значения, выбранного с таким расчетом, чтобы соответствующие ему значения а в любых условиях полета не превышали атах. [c.68]

В экспериментах была обнаружена практически линейная зависимость коэффициентов бокового движения от угла скольжения в диапазонах угла атаки, обычно используемых при полетах. На этом основании в работе 13] предлагаются эмпирические зависимости для расчета коэффициентов [c.31]

Приведенный в 3 метод расчета газового эжектора позволяет определить параметры эжектора — увеличителя тяги с учетом сжимаемости при больших отношениях давлений смешивающихся газов, больших скоростях и температурах в эжектирую-щей струе и тем самым уточнить полученные выше результаты. Расчет проводится для эжектора с заданными геометрическими размерами, т. е. параметрами а и /. Полное давление и температура эжектирующего газа р и Т для данного режима работы двигателя известны. Полное давление и температура торможения эжектируемого воздуха р и Т1 определяются по параметрам атмосферы Рв и и скорости полета с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике. Далее, последовательно задаваясь различными значениями Я2, определяем параметры смеси газа и воздуха на выходе из диффузора. Реальным будет такой режим (такие значения коэффициента эжекции п и скорости истечения w ), при котором давление дозвукового потока в выходном сечении диффузора получается равным атмосферному давлению Ря. [c.561]

Схематизация ПЦН двигателя заключается в удалении из него всех выдержек диска при постоянной нагрузке и части режимов работы двигателя, влиянием которых можно пренебречь. Полетный цикл изменения напряжений представляется в виде суммы нескольких циклов треугольной формы, в начале и в конце которых уровень напряжений принимается одинаковым (рис. 1.6а). Анализ НДС при повторении каждого типа циклов, выделенных из ПЦН, проводят раздельно без учета их чередования при дальнейшем суммировании повреждений. Возможен вариант схематизации ПЦН [50], как это показано на рис. 1.66, когда полетный цикл представляется в виде двух синусоидальных циклов нагружения. Более сложное представление ПЦН с учетом многократного повторения номинального режима работы двигателя в полете, как это показано на рис. 1.6б, позволяет более полно характеризовать накопление повреждений в дисках [51]. В случае наиболее полного представления полетного цикла нагружения учитывается выдержка материала при его работе в составе двигателя (рис. 1.6г), а также включаются в рассмотрение циклы переходных режимов работы двигателя [52]. В последнем случае рассматривается ситуация, которая более характерна для военной техники. Указанные подходы к схематизации нагрузок относятся только к расчету дисков на усталостную долговечность без учета возможного возникновения и развития усталостных трещин. [c.40]

Рассмотренный комплекс исследований и расчеты периода распространения усталостной трещины в диске и дефлекторе турбины двигателя НК-8-2у на основании синергетического анализа последовательности процессов разрушения материала и единой кинетической кривой свидетельствуют о том, что в существующий межремонтный период эксплуатации двигателя стартующая от повреждений трещина не достигнет своего предельного размера при минимальной величине вязкости разрушения, которая при температуре 400 С составила 219 кг/мм . Следовательно, полученные сведения о периоде роста трещины в циклах и по числу усталостных бороздок нужно относить к долговечности и периоду роста трещин в дисках в полетах. Итак, при наличии пропущенного в ремонте повреждения поверхности диска его работа в составе двигателя будет реализована по критерию безопасного повреждения в межремонтный период эксплуатации, который не превышает 4000 полетов. Более того, поскольку период зарождения трещины от дефекта составляет несколько сотен тысяч циклов, безопасная эксплуатация диска обеспечивается даже при повторном пропуске дефекта диска в следующем ремонте. [c.564]

Чтобы иллюстрировать влияние выбора методики расчета на конечный результат, приведем данные анализа толщины унесенного слоя для носка баллистической головной части с радиусом кривизны 12,5 мм при полете ее по траектории спуска с баллистическим коэффициентом 25 000 кг/м [Л. 7-15]. Минимальную толщину унесенного слоя дают расчеты но методике Скала — 18 мм графита, при оценках по данным работы Долтона она получается равной 32,5 мм, а по данным таблиц JANAF —21 мм. Различие в скорости уноса массы достигает 80—90%, а в максимальной температуре разрушающейся поверхности — 800 К. Как показали расчеты, с ростом давления ре занижение теплоты образования циана сказывается все в меньшей степени и для рассмотренной головной части отличие в толщине унесенного слоя этого варианта от расчетов по таблицам JANAF составляет не более 3%. [c.184]

Кроме затрат мощности на отдельный несущий винт имеются еще дополнительные потери. Потери на аэродинамическую интерференцию несущих винтов и винта с фюзеляжем составляют значительную часть располагаемой мощности, особенно у вертолетов продольной схемы. У вертолетов одновинтовой схемы нужно учитывать также потери на рулевой винт. Расчет характеристик рулевого винта осложнен тем, что этот винт работает в следе несущего винта и фюзеляжа. Интерференция уменьшает эффективноеть рулевого винта особенно увеличиваются его нагрузки и вибрации. При маневрировании по рыскаиию рулевой винт может даже попасть в режим вихревого кольца, вследствие чего ухудшается управление и значительно усиливаются вибрации. Характеристики рулевого винта можно рассчитать, учитывая, что его сила тяги задана аэродинамическим моментом несущего винта, т. е. Гр. в = Q/lp. в, где /р. в — плечо рулевого винта относительно вала несущего винта. Так как потребная мощность рулевого винта составляет малую часть общей мощности, а потери на интерференцию нужно как-то оценить, часто прибегают к весьма приближенным формулам. Потери на интерференцию между частями вертолета и потери на рулевой винт можно также учесть в общем к. п. д. т]. При этом нужно рассчитать только затраты мощности на несущий винт, а полная потребная мощность определяется умножением этих з атрат на коэффициент 1/т]. Если принять в расчет потери в силовой установке и в трансмиссии, а также потери на интерференцию и рулевой винт, то на режиме висения в типичном случае ti составляет 0,80 0,87. При полете вперед т], как правило, больше, поскольку потери на интерференцию и на рулевой винт уменьшаются. [c.270]

В работе [К-42] приведены графики аэродинамических характеристик вертолета при полете вперед, основанные на численном определении нагрузок винта и махового движения. При выполнении расчетов не использовано предположение о малости углов, учтено влияние срыва, сжимаемости воздуха и зоны обратного обтекания, а в качестве характеристик сечений лопасти взяты экспериментальные аэродинамические коэффициенты профиля (NA A 0012) в стационарном потоке. Распределение индуктивных скоростей предполагалось равномерным, эффекты радиального течения и динамического срыва не учитывались. Расчеты были выполнены для винта с прямоугольными в плане линейно-закрученными лопастями при следующих значениях параметров коэффициент заполнения а — 0,062 (рассмотрено введение поправки на заполнение), массовая характеристика лопасти V = 7,6, неоперенная часть до го = 0,2, коэффициент концевых потерь В = 0,97, относ горизонтальных шарниров [c.293]

В работах [L.86, L.85] проводилось измерение нагрузок на профилях NA A0012 и 0006, а также модифицированных профилях NA A 23010 и 23006 при колебаниях по углу атаки и по вертикали. Отмечено затягивание динамического срыва, при котором максимальные значения коэффициентов подъемной силы превышают стационарные, а также появление отрицательного демпфирования колебаний по углу атаки при срыве. При этом оказалось, что отрицательное демпфирование зависит от числа Маха. Приведены данные и по нестационарному сопротивлению профиля. У изогнутых профилей характеристики оказались лучше, чем у симметричных они имели большее значение максимального коэффициента подъемной силы при колебаниях, а отрицательное демпфирование соответствовало большим значениям средних углов атаки. Показано, что путем установки пружины, при которой собственная частота колебаний профиля соответствует собственной частоте крутильных колебаний лопасти (4—6 Гц), и приведения профиля в колебательное движение с частотой вращения винта можно воспроизводить на двумерной модели срывные характеристики, соответствующие работе винта при полете вперед. Предложен способ расчета подъемной силы при динамическом срыве, требующий решения дифференциального уравнения второго порядка и учитывающий затягивание срыва, возрастание подъемной силы и запаздывающее восстановление плавного обтекания (по этому вопросу см. также работы [L.87] и [G.103]). [c.813]

Метод расчета шума вращения винта вертолета на режиме полета вперед приведен в работе [S.24]. Метод состоит в том,, что движение винта считается установившимся (т. е. принимается стационарное распределение диполей), но учитывается нестационарность нагрузок, как это сделано в разд. 17.3.4. Предполагается, что измеренные или расчетные значения нагрузок известны и что подъемная сила равномерно распределена по хорде. Звуковое давление в произвольной точке поля определяется путем численного интегрирования по диску винта. Проведено сравнение результатов расчета шума вращения с результатами летных испытаний. Выяснено, что сходимость первой, гармоники звукового давления улучшилась (по сравнению с теорией Гутина, правильно оценивающей первую гармонику на режиме висения, но занижающей ее на режиме полета вперед) > Однако расчеты высших гармоник, начиная с третьей, были по-прежнему неудовлетворительны. В работе [S.23] этот метод, был уточнен путем учета действительного распределения давления по хорде. Использовался гармонический анализ распределения давления по диску винта, полученного пересчетом результатов измерений давления на поверхности лопасти. При таком подходе хорошая сходимость с экспериментом имела место по крайней мере до четвертой гармоники как на режиме висения, так. и при полете вперед. (В этой связи полезно напомнить, что при равномерном распределении нагрузки по хорде множители 1щы уменьшаются слишком быстро.) В работе даны примеры влияния высших гармоник нагрузки на расчетный уровень шума и сделан вывод, что для получения т-й гармоники шума вращения нужно знать гармоники нагрузки по крайней мере до-номера mN. По этому вопросу ряд данных имеется также в ра- боте [S.22]. [c.851]

Этот способ значительно ускоряет процесс работы по определению места самолета относительно земной поверхности. Наличие при ночных полетах аэромаяков (см.) позволяет проверять местоположение самолета с большой точностью. В последнее время большие успехи достигнуты для целей определения положения места самолета радиопеленгацией (см. Пеленгатор). Удачные результаты дали опыты С. при помощи электрич. кабеля, протянутого по земле и создающего электромагнитное поле переменного напряжения, воспринимаемое особым радиоприемником на самолете. Последний метод особенно ценен для С. в условиях посадки на аэродром, закрытый туманом, когда при помощи электрич. кабеля отмечены границы аэродрома. 8) Навигация при полетах над морем может иметь место при С. а) при видимости берегов и б) над открытым морем. Особенностью С. над морем является отсутствие на поверхности моря визированных точек, поэтому вывод самолета на курс и особенно контроль пути над морем значительно усложняются. Во всех полетах при невидимости берегов прокладка пути на карте производится исключительно по прямой, что значительно упрощает навигационные расчеты. При полетах вблизи берегов прокладка пути производится в большинстве случаев визированием береговых объектов, которые м. б. использованы для контроля пути. Контроль пути производится пеленгованием и измерением дистанций и поверкою путевого угла путем измерения угла сноса. Наивыгоднейшим способом пеленгования являются по возможности близкие [c.32]

Начало научных изысканий Цандера в этой области относится к 1907-1908 годам, когда он впервые стал задумываться над такими вопросами, связанными с устройством космических кораблей, как условия, определяющие форму корабля, место для горючего, переработка солнечного тепла, выбор движущей силы и так далее. Тогда же им были сделаны первые расчеты, относящиеся к истечению газов из сосудов, к работе, необходимой для преодоления притяжения Земли, и некоторым другим вопросам, связанным с проблемами космонавтики, а в 1909 году им была впервые высказана мысль о желательности использования твердого строительного материала ракеты в качестве горючего — принцип так называемой самосжигаемой ракеты. Впоследствии Цандер неоднократно возвращался к этой идее. Например, в своей поздней работе Проблема полета при помощи реактивных аппаратов (1932 год) он описывает этот проект следующим образом [c.222]

Создание БИ и его первый успешный полет определили, несмотря на тяжелое военное положение страны, расширение фронта работ в СССР по реактивной тематике. В 1942 г. академик С. А. Чаплыгин в своем письме наркому А. И. Шахурину предлагал создание самолета с реактивными двигателями сделать одной из основных задач ЦАГИ. Предложение было принято и для научного руководства работами, ведущимися в авиационной промышленности по созданию самолетов с ЖРД и ВРД, в том же 1942 г. в ЦАГИ был организован реактивный отдел [10]. Необходимость такого решения определялась тем, что в 1942 — 1943 гг. в Наркомате авиационной промышленности развернулись работы над несколькими проектами реактивных самолетов. Большинство из них не было осуществлено главным образом из-за условий военного времени, но работа над ними имела большое значение. В процессе проектирования разрабатывались методы расчета и компоновки реактивных самолетов, выявлялись и решались вопросы по силовой установке, аэродинамике, устойчивости и управляемости, прочности и аэроупругости проектируемых реактивных самолетов на больших скоростях, определялись программы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ. При проектировании реактивных самолетов формировались кадры специалистов и создавался научно-технический задел, на основе которого становилось возможным решение проблемы создания высокоскоростных реактивных самолетов. [c.409]

Астрономические предвычисления уменьшают объем работы в полете и значительно сокращают время, необходимое для расчетов. Практика показывает, что расчет одной АЛП при наличии астрономических предвычислений сокращается в 3—4 раза и обычно не превышает 1 — 1,5 мин. [c.177]

Для правильного пилотирования и для решения ряда аэронавИ гационных задач экипажу самолета необходимо знать высоту полета самолета. Так, например, чтобы избежать при полете возможного столкновения с различными естественными и искусственными препятствиями на земной поверхности или правильно произвести посадку самолета на аэродром, нужно в каждый данный момент знать высоту полета и высоту препятствий в районе полета при полетах на большой высоте экипаж должен иметь возможность регулировать режим работы силовой установки в зависимости от высоты полета, правильно определять необходимый момент включения кислородного питания. Кроме того, знание высоты полета нужно также для различных расчетов, связанных вооружением самолета. [c.387]

СПМО задач БНО, являясь элементом системы управления полетом КА, приобретает смысл технологического и вычислительного процесса, предназначенного обеспечить строго регламентированное по времени и форме входных и выходных данных выполнение операций приема и обработки измерительной информации, решения определенной последовательности математических задач, выдачи результатов расчетов и допускающего гибкое и оперативное изменение регламента указанных работ при возникновении нештатных нли аварийных ситуаций. [c.475]

Кроме прочего, самолет Валькирия был первой крупной сверхзвуковой машиной аэроупругой конструкции. Его большие размеры, применение тонкого треугольного крыла и длинного гибкого фюзеляжа обусловили необходимость масштабных расчетов на аэроупругость. Эти расчеты выполнялись с применением новейшего по тому времени инструментария — цифровых и аналоговых ЭВМ, но все же не дали хороших характеристик самолета при полете в турбулентной атмосфере. Поэтому важной экспериментальной работой стали исследования системы GASDSAS , предназначенной для парирования нагрузок от воздушных порывов и подавления аэроупругих колебаний конструкции. Эта программа являлась продолжением работы, проводившейся ВВС совместно с НАСА на самолетах В-52 (системы SAS и LAMS ). Система GASDSAS предусматривала отклонение элевонов по тангажу и крену, а также рулей направления по сигналам датчиков перегрузок. Исследования показали, что для уменьшения интенсивности изгибных колебаний фюзеляжа целесообразно использовать небольшие горизонтальные и вертикальные поверхности, расположенные по схеме утка . В дальнейшем подобная система была применена на стратегическом бомбардировщике В-1 . [c.99]

Выявленные расхождения в долговечности эксплуатационных дисков и дисков на стенде, испытанных в составе двигателя, явились результатом того, что долговечность дисков нри формировании программ испытания определялась по циклу "О-тах-0 нри оборотах взлетного режима (10910 об/мин) без учета повреждения диска при работе двигателя на других режимах, используемых в полете. Из расчетов следовало, что зона зарождения усталостных трещин в эксплуатации является наиболее напряженной и при требуемом нормами прочности пятикратном запасе составляет для дисков с неудаленными и удаленными передними шлицами 2860 и 8043 цикла соответственно. [c.518]

Гидрофильтры не всегда подвергаются строго упорядоченному числу единичных актов их нагружения в течение полета. Однако нагружение, реализуемое при работе агрегата в эксплуатации, может быть оценено на основе данных испытаний гидрофильтров на стенде. Для такого сравнения был использован один из изломов испытанных фильтров, в котором разрушение произошло по входному отверстию (длинная трещина). По характеру изменения шага усталостных бороздок распространение трещины на стенде и в эксплуатации было качественно весьма близким. Обнаруженная на стенде течь гидрожидкости соответствовала достижению трещиной длины около 25 мм, что совпало с критической длиной трещины, которая была выявлена в эксплуатации. Вместе с тем расчеты длительности роста трещины в испытаниях на стенде показали, что она составляет около 58000 циклов. Это в 2 раза меньше того числа циклов, что реализуются в эксплуатации по рассматриваемому месту распространения усталостной трещины. Из этого следует, что уровень напряженности гидрофильтра на стенде был несколько выше, чем при нагружении внутренним давлением в эксплуатации. Поэтому оцениваемый ресурс гидроагрегата по результатам стендовых испытаний с воспроизведением расчетного уровня внутреннего давления идет в запас располагаемой долговечности агрегата при его нагружении внутренним давлением в реальных условиях эксплуатации. Разница в длительности роста трещин в 2 раза отражает различие в средней скорости роста трещины почти в 2 раза. Поэтому можно считать, что при линейной связи шага бороздок с длиной трещины на большей части излома различие в длительности в 2 раза отражает различие в уровне эквивалентного напряжения в 1,4 раза, поскольку при линейной связи шага усталостных бороздок с длиной трещины реализуется квадратическая степенная зависи- [c.763]

С середины ЗОх годов значительно возрос объем исследовательских работ в научных и учебных авиационных институтах. Большие исследовательские работы в области аэродинамики велись в Военно-воздушной инясенерной академии имениН. Е. Жуковского. Фундаментальные исследования, рассматривавшие проблемы аэродинамической компоновки крыла, его механизации и выбора крыльевых профилей и направленные на улучшение пилотажных характеристик монопланов при больших углах атаки, снижение величин посадочных скоростей самолетов и увеличение скоростей их полета, проводились в те годы С. А. Чаплыгиным, В. В. Голубевым, П. П. Красильщиковым и др. В работах И. В. Остославского, Ю, А. Победоносцева и других исследователей были развиты методы аэродинамического расчета и выбора параметров скоростных самолетов. На основе теоретических исследований и летных испытаний, интенсивно проводившихся сначала в ЦАГИ, а затем — с 1941 г. — в специализированном Летно-исследовательском институте, В. С. Пышновым и А. И. Журавченко была решена проблема штопора (неуправляемого вращательного движения самолета с опусканием его носовой части), а М. В. Келдышем (ныне президент Академии наук СССР), Е. П. Гроссманом и другими было проведено изучение так называемого флаттера (возникающего в полете явления самовозбуждающихся колебаний крыльев и хвостового оперения скоростных самолетов) и определены меры борьбы с ним. В это же время по результатам летных испытаний и лабораторных испытаний моделей широко [c.343]

Уделяя серьезное внимание развитию ракетных и самолетных двигательных систем, Цандер разработал конструкции и провел испытания жидкостных реактивных двигателей ОР-2 и 10 с применением двигателя 10 25 ноября 1933 г. был осуществлен запуск второй советской ракеты ГИРД-Х (см. стр. 419). Столь же большое внимание уделялось Цандером теоретическим разработкам. Так, в 1924—1927 гг. он выполнил два исследования — Полеты на другие планеты (теория межпланетных путешествий) и Расчет полета межпланетного корабля в атмосфере Земли (спуск) . Опубликованные посмертно в 1961 г., они наряду с рассмотрением других проблем содержат определение величины и направления добавочной скорости, которую нужно сообщить межпланетному кораблю, движущемуся вокруг Земли по орбите искусственного спутника, чтобы достигнуть планеты Марс. В этих же работах впервые была поставлена и проанализирована задача корректирования траектории центра масс космического корабля при приближении к планете, являющейся целью полета, и даны таблицы (расписания) полетов с Земли на Марс, не утратившие своего значения до нашего времени [8]. [c.415]

В постановке и решении ряда задач аэродинамики, в частности для схематизации движения воздуха и его действия на тела, немаловажную роль ыграли различные гидродинамические модели [26] При этом большую роль сыграли ударная теория сопротивления И. Ньютона (1686 г.), теория идеальной несжимаемой жидкости, разработанная Д. Бернулли (1738 г.) л Л. Эйлером (1769 г.), теория вязкой несжимаемой жидкости, созданная А. Навье (1822 г.) и Дж. Г. Стоксом (1845 г.), теория струйного обтекания тел, развитая Г. Гельмгольцем (1868 г.), Г. Кирхгофом (1869 г.), а в дальнейшем Рэлеем (1876 г.), Д. К. Бобылевым (1881 г.), Н. Е. Жуковским (1890 г.), Дж. Мичеллом (1890 г.), А. Лявом (1891 г.). Особое значение для становления аэродинамики имели работы Г. Гельмгольца, заложившего основы теории вихревого движения жидкости (1858 г.). В начале XIX в. появились понятия подъемной силы (Дж. Кейли) и центра давления. Дж. Кейли впервые попытался сформулировать основную задачу расчета полета аппарата тяжелее воздуха как определение размеров несуш,ей поверхности для заданной подъемной силы [27, с. 8]. В его статье О воздушном плавании (1809 г.) предложена схема работы плоского крыла в потоке воздуха, установлена связь между углом атаки, подъемной силой и сопротивлением, отмечена роль профиля крыла и хвостового оперения в обеспечении продольной устойчивости летательного аппарата я т. п. [28]. Кейли также занимался экспериментами на ротативной маши-де. Однако его исследования не были замечены современниками и не получили практического использования. [c.283]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...