Эволюции самолета

Средняя скорость отклонения оси z ротора гироскопа от заданного направления в пространстве, амплитуда и частота вынужденных ее колебаний зависят от параметров гироскопа и условий его эксплуатации амплитуды и частоты угловых колебаний самолета, величины перегрузок, возникающих при эволюциях самолета, характера вибрации точек крепления прибора и др. [c.118]

Назначение двухосного гиростабилизатора состоит в том, чтобы при эволюциях самолета, на котором установ- [c.435]

Пассивное управление радиальным зазором осуществляется за счет конструктивных мероприятий, включающих выбор соответствующей жесткости статора и распределения масс опор с целью уменьшения деформации корпуса при эволюциях самолета в полете, изоляцию или экранирование от рециркуляции воздуха в полостях, выбор материалов сопрягаемых деталей радиального зазора, обеспечивающих термическое расширение уплотнений и корпуса, близкое к величине термического расширения конструкции ротора. Пассивное управление радиальным зазором может дать снижение расхода топлива до 0,5 %. [c.65]

На первом этапе наработки удельный расход топлива существенно растет в основном вследствие увеличения радиальных и осевых зазоров. Увеличение зазоров происходит из-за соприкосновения вращающихся и неподвижных деталей при деформации корпуса двигателя или смещении роторов на различных эволюциях самолета, особенно на неустановившихся режимах работы двигателя. Увеличение зазоров может наблюдаться и при нормальной работе двигателя, например, когда тяга кратковременно снижается с последующим увеличением до максимального значения (взлет). [c.73]

Приемники КРП и ГРП имеют объединенный индикаторный прибор (рис. 7.36, в), на котором вертикальная стрелка показывает курс, горизонтальная — глиссаду. Задача летчика при посадке путем эволюций самолета держать стрелки прибора на перекрестии в центре шкалы. Маяки в метровом диапазоне волн из-за влияния Земли имеют более сложную антенную систему. Принцип захода на посадку аналогичен рассмотренному. [c.391]

Через сектор 7 и трубку 8 поворот передается стрелке 9, которая фиксирует величину перегрузки, возникающей при эволюции самолета. [c.647]

Преимущество двухосных и трехосных гиростабилизаторов заключается в том, что гироскопы, установленные на платформе гиростабилизатора, при любых эволюциях самолета поворачиваются вокруг осей прецессии лишь на малые углы. При этом облегчается балансировка гироскопов вокруг осей их прецессии, расширяются возможности принятия конструктивных мер для снижения моментов трения в опорах и упругих моментов от токоподводов, действующих вокруг осей прецессии и порождающих собственную скорость прецессии платформы гиростабилизатора. [c.68]

Напряжения изгиба в оболочке от гироскопического момента, возникающего при эволюциях самолета, вычисляют методами теории упругости или определяют экспериментально путем тензометр ирования. [c.433]

Будем считать, что взлет, набор высоты, дальнейший полет и затем планирование и посадка такого аппарата принципиально тождественны аналогичным эволюциям самолета. [c.262]

Условные сигналы эволюциями самолетов [c.254]

Эти неуравновешенные силы и моменты через лапы или бобышки передаются на подмоторную раму самолета. На эти же лапы передаются вес двигателя и силы инерции его массы, возникающие при эволюциях самолета. [c.405]

Гироскопический момент возникает только при эволюциях самолета, причем его величина и плоскость действия зависят от характера эволюции, числа лопастей винта и момента его инерции. [c.485]

Маневрирование рукава пилота значительно сглаживает (рис. 74) резкие эволюции самолета а) изменение курсовых углов б) фактор неожиданности появления в) заход со стороны солнца и т. д. [c.149]

Эволюции самолета. Эволюцией называется всякое маневрирование самолета, например, вираж, пикирование, фигуры высшего пилотажа и т. д. (фиг. 9). Выполнение любой эволюции связано с изменением скорости полета по величине или по направлению. [c.14]

При эволюциях самолета не следует отсчитывать показаний, так как в этом случае погрешность будет значительно превышать предельные величины. [c.289]

При поперечном крене самолета гироскоп также останется в прежнем положении, а корпус прибора, связанный жестко с самолетом, повернется вместе с последним на величину крена. Этот поворот передается через зубчатую передачу 10 индексу-самолетику 11, который установится на соответствующей отметке шкалы 13 и укажет величину угла крена. Фиг. 400 наглядно иллюстрирует показания прибора при различных эволюциях самолета. Авиагоризонт снабжен электромагнитным стопором 8 (фиг. 399), запирающим внешнюю рамку карданного подвеса (при невключенном питании) в горизонтальном положении. Это значительно сокращает время первоначального восстановления гироскопа из завала при запуске прибора. Кремальера 15 с зубчатой передачей 16 и кривошипно-кулисная передача 17 служат для установки неподвижных горизонтальных индексов 12 против нуля картушки 9 при изменении угла атаки (угла тангажа). [c.488]

Необеспеченность непрерывности показаний положения самолета относительно поверхности Земли при всех эволюциях самолета в полете. Это привело к необходимости установки на приборе арре- [c.496]

Крыло самолета работает в условиях плавного обтекания более или менее однородным встречным потоком воздуха. Если и происходит изменение скорости и условий обтекания (например, при эволюциях самолета или в переходных режимах), то это не приводит к резкому нарушению общего характера обтекания. Поэтому к изучению сил и моментов от сил, действующих на крыло, в большинстве случаев можно подходить с точки зрения статики (равновесия), что не всегда справедливо для несущего винта вертолета. [c.55]

Для определения истинного положения самолета в пространстве вне видимости земли использовался гироскопический авиагоризонт АГБ-2. С его помощью летчик мог определить углы крена и тангажа, а скольжение самолета показывал специальный указатель, сгруппированный с авиагоризонтом. Для исключения влияния на показания прибора перегрузок, возникающих при эволюциях самолета, в его конструкцию был включен выключатель коррекции ВК-53-РБ. [c.14]

Момент при р>0иу< 0в1и1У четвертях затягивает ось Z ротора гироскопа к совмещению с осью i/j наружной рамки карданова подвеса, а во II и III четвертях выталкивает ее из совмещенного положения. Особенно неблагоприятным является случай (например, движение гироскопа в III четверти, представленное на рис. VII.15), когда в момент сближения осей ротора и наружной рамки наружная рамка карданова подвеса вращается в такую сторону, что и инерционный момент и момент трения затягивают ось z ротора гироскопа в совмещенное положение. В момент совмещения осей ротора и карданова подвеса (ось yi) гироскоп теряет одну степень свободы и как простое негироскопическое твердое тело вращается вокруг оси У1 наружной рамки карданова подвеса по инерции. Если при зтом ось у1 наружной рамки поворачивается в пространстве, то момент Ма удерживает ось z ротора гироскопа в совмещенном положении с осью г/i (инерционный момент равен нулю), ось z остается совмещенной с осью j/i и, следовательно, в процессе эволюций самолета ось Z ротора гироскопа не сохраняет неизменного направления в абсолютном пространстве. [c.196]

Акселерометр служит для определения величины перегру.з-ки при фигурном полете самолета. При движении самолета с постоянной скоростью гру.з 1 удерживается пружинами 3 и4 в нейтральном положении и стрелка 9 указывает перегру.з-ку, равную единице. При выполнении самолетом фигур на груз 1 действуют инерционные силы. Под действием этих сил груз 7 преодолевает сопротивление пружин 3 и 4 а повора-А чнвает рычаг 2 вокруг оси 6. Рычаг 2 соединен с осью 6 муфтой 5. Через сектор 7 и трубку 5 поворот передается стрелке 9, которая фиксирует величину перегрузки, возникающей при эволюции самолета. [c.90]

Узел гироблоков и акселерометров. Гироблоки совместно с разгрузочными двигателями осуществляют стабилизацию гироплатформы в определенном положении, парируя воздействия, вызываемые качкой и эволюциями самолета. Акселерометры вырабатывают сигналы, позволяющие совмещать ось У — У карданова подвеса с, местной вертикалью в течение всего полета. [c.39]

Своеобразная конструкция представлена на рис. 287, р. Ступица ротора разделена глубокими кольцевыми канавками на две части — массивную, рассчитанную на восприятие центробежных и термических сил, и тонкостенную подступичную центрирующую втулку. Размеры центрирующей втулки, изолированной от растягивающих напряжений и оттеплопере-хода из ротора, практически не меняются, что обеспечивает правильное центрирование ротора при всех условиях работы. Конструкция применима в стационарных установках. В авиационных турбинах и компрессорах жироскопические силы, возникающие при эволюциях самолета, могут вызвать перенапряжение соединительной перемычки. [c.373]

Затем по формуле (2.15) определяется наибольший гироскопический момент. Гироскопичсский момент всегда направлен так, что стремится совместить направление вектора угловой скорости ротора а с направлением вектора угловой скорости эволюции самолета Q. Действие гироскопического момента для различных видов эволюций иллюстрируется рис. 2.16. [c.49]

Рис. 2.16. Схемы направлений действия гироскопическиж моментов при различных эволюциях самолета

Конструкции карбюраторов, представленные на XV парижской выставке, свидетельствуют о двух характерных направлениях в развитии карбюраторов во-первых, автоматизация управления работой карбюраторов с целью освобождения летчика от излишних орга)нов управления (дроссельные заслонки, вы сотный корректор) и, во-вторых, создание карбюратора, обеспечивающего питание мотора при любых эволюциях самолета в воздухе, в том числе и при продолжительном полете в перевернутом положении. [c.300]

Эволюции самолетами применяются для перестроения, причем первый сигиал исполняется ведущими, при повторении того же сигнала—ведомыми. [c.254]

Основным средством связи внутри механивироваиного соединения и менаду механивированным соединением и командованием является радио, которое дублируется авиацией в виде самолетов свяви, использующих ракеты, дымы, эволюции самолета, вымпел, кошку и в исключительных случаях переговоры с ДСП—МС (см. таблицу на стр. 283). [c.284]

Вскоре после начала серийного выпуска на истребитель И-153 стали устанавливать более мощный и высотный мотор М-62 и почти сразу за этим винт изменяемого шага АВ-1. Благодаря двухскоростному нагнетателю мотора резко улучшились все характеристики самолета на высотах свыше 5 км. Большое значение имело внедрение винта изменяемого шага. Еще в 1935 г. в НИИ ВВС провели специальные испытания серийного И-15, которые показали, что установка винта изменяемого в полете шага позволила бы существенно улучшить скороподъемность, сократить разбег и немного увеличить скорость. Успешное решение вопроса о конструкции винта изменяемого в полете шага стало важнейшим этапом в развитии самолетов почти всех назначений. Когда скорость самолета была невелика — примерно 200—250 км/ч, потребность в применении винта изменяемого шага почти не ощущалась, так как при сравнительно небольшом диапазоне скоростей самолета винт фиксированного шага, спроектированный для режима максимальной скорости, при переходе на режим подъема не давал заметного понижения числа оборотов и КПД. С увеличением диапазона скоростей потеря мощности на режиме взлета и подъема возрастала. Требовался винт, который обеспечивал бы необходимую полезную мощность на всех режимах полета. Применение винтов изменяемого шага вначале с двумя рабочими положениями лопастей, а затем с непрерывно изменяющимся шагом (винтов-автоматов) дало возможность повысить КПД винта на режимах малых и средних скоростей и при всех эволюциях самолета сохранить число оборотов, а следовательно, и мощность мотора. Выигрыш в мощности благодаря применению винта-автомата с постоянным числом оборотов на режиме подъема мог достигать 35—40%. Это позволяло зк дитсльно улучшить летные характеристики самолета. В этой связи итересно сопоставить летные данные одного из первых серийных И-153 с мотором М-62 и винтом фиксированного шага (ВФШ) и И-153 с М-62 и винтом изменяемого шага (ВИШ) АВ-1. Первый из них имел вес 1762 кгс и показал скорость у земли 365 км/ч, а на высоте 4,6 км —443 км/ч на набор высоты 5 км ему требовалось 6,7 мин, потолок достигал 9800 м, длина и время разбега соответственно 205 м и 13,5 с. Основные данные И-153 с винтом-автоматом представлены в табл. 3, к ним можно добавить, что длина и время разбега составляли соответственно 106 м и 6,8 с. Таким образом, самолет с АВ-1 хоть и имел скорость на высоте примерно на 20 км/ч меиьшую, чем самолет с ВФШ (причина заключалась не в винте), зато приобрел существенно лучшие взлетные свойства, скороподъемность и потолок. С 1939 г. винты изменяемого шага становятся непременным атрибутом всех отечественных истребителей. [c.143]

При эволюциях самолета в разбираемом первом учебном полете перегрузки прижимают курсанта к сиденью. Его су-ставно-мышечный и кожный анализаторы, получая привыч- [c.191]

Для исключения резких эволюции самолета нужно во всех случаях перед включен нем САУ убедиться, что текупщй курс на УШ равен ОПУ или отличается от него на величину УС, выдаваемого доплеровским измерителем. В случае разворота самолета рукояткой Разворот пульта управления автопилота, а также при согласовании курсовой системы, САУ автоматически отключается. При этом зеленая лампа на указателе ЛБУ гаснет. Для повторного включения системы необходимо ручку Вкл. САУ повернуть вначале до упора влево, а затем до упора вправо. Экстренное отклонение системы [c.140]

При эволюциях самолета вследствие попадания воздуха (газа) во всасывающую линию из гидробака может происходить разрыв струи рабочей жидкости, что может привести к ненормальной работе насоса. Эффективность конструкции баков гидросистем по обеспечению нормального поддавливания рабочей жидкости на входе насосов при всех эволюциях самолета оценивается по характеру изменения давления на всасывание насоса, записанному на осциллограф. [c.145]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...