Измерение скорости полета

В настоящее время имеется ряд конструкций описанного прибора, приспособленных как для лабораторных измерений скорости потока, так и для измерения скорости полета летательного аппарата (точнее, его воздушной скорости, и-ти скорости относительно воздушной среды). Одиако в каждой конструкции, как бы удачна она ни была, полное и статическое давления измеряются не вполне точно. [c.79]

СКОРОСТИ ПОЛЕТА УКАЗАТЕЛЬ — прибор для измерения скорости полета самолета. Принцип действия основан на измерении динамического давления встречного потока воздуха. В приборе вводится поправка на изменение плотности воздуха. Учет скорости [c.422]

ИЗМЕРЕНИЕ СКОРОСТИ ПОЛЕТА [c.394]

Для измерения скорости полета самолета применяются приборы— указатели скорости. Эти приборы позволяют измерять скорость движения самолета относительно воздушной среды, в которой летит самолет. Поэтому скорость, измеренную с помощью указателя скорости, называют воздушной скоростью. [c.394]

Кроме рассмотренной высотной погрешности и погрешности на изменение сжимаемости воздуха с увеличением высоты и скорости полета, при измерении скорости полета манометрическим методом имеет место еще так называемая аэродинамическая погрешность. [c.407]

Для измерения скорости полета прокладчика был использован фотодиодный метод измерения. Схема измерения скорости пролета прокладчиков приведена на рис. 8.24. Работает она следующим образом. Фотодиод 1 освещается лампой накаливания 12 В и сам является источником энергии. Работает фотодиод без подпорного напряжения, как фотоэлемент. При попадании света через направляющее устройство 5 на глазок фотодиода по цепи проходит ток. При прохождении над фотоэлементом прокладчика уточной нити 3 глазок фотодиода перекрывается и прерывается подача электрического сигнала в цепь, при этом на осциллограмме получается отметка в виде всплеска. Сигнал, снимаемый с фотодиода, подавался непосредственно на шлейф осциллографа. В [c.126]

При выборе шлейфа производилась оценка частоты исследуемого процесса, который рассчитывали исходя из максимальной скорости пролета прокладчика, полагая время затемнения диода равным времени перемещения прокладчика на длину 90 мм. Расчеты показали, что измерительная схема будет работать удовлетворительно при подборе шлейфа с несущей частотой 400 Гц. Инерционность фотодиодов незначительна, а разрешающая способность составляет десятки килогерц. Таким образом, этот метод может быть использован для измерения скорости полета прокладчиков. [c.127]

Напорные трубки применяют для измерения скорости и давления в потоках, а также для измерения скоростей в пограничных слоях при экспериментальных исследованиях как в лабораторных, так и в производственных условиях. Они используются также для измерения расхода жидкостей и газов при исследованиях, испытаниях и в ряде других сл> аев. Специальные напорные трубки применяют, кроме того, для измерения скорости полета летающих аппаратов (точнее, скорости относительно воздушной среды). [c.498]

Для измерения скорости полета ЛА и минимального расстояния между ним и некоторым объектом применяются датчики, работающие на эффекте Доплера. В положении I (рис. 3.10) с [c.81]

Продолжая расчеты, получаем (рср) = 24 А = 0,498 В = 0,0839 АУ3 = 0,903. Значения А Ух и АУ2 весьма близки, поэтому последующие приближения не производим, полагая найденные значения высоты (Я=30 км) и скорости полета (Ух = = 4268 м/с) окончательными. Более подробный анализ показывает, что точность определения высоты полета значительно меньше точности определения скорости Ух- Поэтому целесообразно провести параметрические расчеты по схеме задачи 4.58 и составить таблицы для определения Я и Ух по заданным (измеренным) значениям Ро и Яо. [c.131]

Траекторию неуправляемого летательного аппарата, испытывающего лишь действие аэродинамической силы и собственного веса, называют естественной или баллистической. Траектория же управляемого аппарата будет отличаться от естественной благодаря дополнительным управляющим усилиям, совпадающим по направлению с нормалью к вектору скорости полета. Органы управления, создающие такие управляющие усилия, входят в систему управления движением летательного аппарата, представляющую собой комплекс аппаратуры и устройств, обеспечивающих измерение отклонений параметров фактического движения летательного аппарата от их необходимых значений, формирование соответствующего сигнала и создание управляющего усилия. [c.47]

Мы можем принять, что закон изменения скорости v = v t) вдоль траектории известен (получен с помощью измерений) действительно, весьма подробные данные о скорости полета снаряда можно найти в таблицах стрельбы, составленных для снарядов всех типов. Далее, разобьем вертикальную проекцию траектории на отдельные малые участки и для каждого из них мысленно построим соприкасающуюся параболу, соответствующую идеальной параболе (траектории брошенного тела в безвоздушном пространстве) для каждой скорости v t). Для такой параболы ускорение направлено вертикально вниз и равно при этом имеет место [c.211]

Инерциальные навигационные устройства и системы применяются для определения географических или условных координат положения самолета на земле. Принцип действия навигационной инерциальной системы основан на измерении ускорений, возникающих при движении самолета. Ускорения движения самолета определяются с помощью акселерометров, которые являются чувствительными элементами инерциальных систем. Составляющие скорости движения самолета находятся путем интегрирования ускорений, замеренных акселерометрами. Полученная скорость полета с помощью счетно-решающих устройств преобразуется в сигналы, пропорциональные значениям географических или условных координат. [c.245]

В работе [G.136] описываются теоретические и летные исследования срыва на несущем винте. Распределение углов атаки рассчитывалось методом работы [В.4] и было показано, что область срыва возникает на конце отступающей лопасти и увеличивается с ростом fi,. Положение областей срыва в полете определялось путем фотографирования спектров шелковинок и был сделан вывод, что области срыва и их рост могут быть в первом приближении определены расчетным путем. Оказалось, что экспериментальные срывные характеристики хорошо коррелируют с расчетными значениями угла а, 270, и на этой основе был развит описанный выше критерий срыва. В работе [G.134] приведены результаты измерений характеристик винта при больших нагружениях и больших скоростях полета с вхождением винта в срыв. Показано, что рост профильной мощности связан со значением угла i, 270, как это установлено выше. [c.805]

И наклон диска винта. Распределение нагрузки по лоПасти предполагалось заданным, причем нагрузка считалась распределенной вдоль хорды по простому закону. Оказалось, что при численном интегрировании шаг по азимуту следует брать равным Г или менее и что приближение дальнего поля заметно занижает расчетные значения в ближнем поле. Влияние скорости полета в основном сводилось к повышению уровня высших гармоник звукового давления. Направленность излучения пра этом оставалась почти осесимметричной. Было получено хорошее соответствие расчетных и экспериментальных уровней шума для низких гармоник, но расчетные гармоники (полученные на основе измеренных нагрузок) быстро уменьшались q увеличением их номера в отличие от экспериментальных. [c.851]

В работе [В.120] приводятся результаты измерений импульсного шума вертолета в полете. Выделены три четко различаю-ш,ихся типа импульсного шума, которые характеризуются разными зависимостями изменения звукового давления по времени. К первому типу отнесены серии импульсов повышения давления, обнаруживаемых при различных скоростях полета и зависящих от скорости снижения вертолета. Эти импульсы возникают, по-видимому, при взаимодействии лопасти с вихрем. Импульсный шум второго типа — это импульсы разрежения с направленностью, имеющей максимум в плоскости вращения. Амплитуда таких импульсов быст к) возрастает с увеличением скорости полета вертолета, при максимальной скорости они доминируют в записи кривой акустического давления. Эти отрицательные импульсы, зависящие от числа Маха, связаны с проявлениями сжимаемости. При больших скоростях имеет место узкий пик давления, за которым немедленно следует пик разрежения — это импульсный шум третьего типа. В работе делается также вывод, что суждение о возникновении и силе хлопков лопастей на основе измерений в кабине может быть ошибочным. Дополнительная информация по этому вопросу имеется в работе [S.26]. [c.868]

Опытное определение сопротивления снарядов, осуществляемое путем измерения замедления скорости полета, показывает следующее. При скоростях полета, меньших скорости звука, коэффициент сопротивления сохраняет приблизительно постоянное значение, но при переходе скорости полета через скорость звука резко увеличивается. Это увеличение объясняется тем, что к прежнему сопротивлению, вызываемому главным образом вихрями позади снаряда, прибавляется волновое сопротивление, обусловливаемое затратой энергии на образование звуковых волн. При еще больших скоростях коэффициент сопротивления заостренных снарядов несколько уменьшается и затем, по-видимому, приближается к постоянному значению. Это уменьшение связано, во-первых, с изменением формы головной волны, а во-вторых, с тем, что подсасывающее действие на заднем конце снаряда с увеличением скорости приближается к некоторому предельному значению, а не продолжает расти пропорционально квадрату скорости. [c.399]

Применение систем централизованного измерения параметров внешней воздушной среды и параметров полета ЛА вызвано увеличением количества потребителей барометрических параметров и необходимостью более полного учета факторов, влияющих на погрешности чувствительных элементов. Для решения сложных градуировочных формул применяются вычислители высокой точности. По результатам замеров статического давления, скоростного напора и температуры централизованные системы (централи скорости и высоты типа ЦСВ, системы воздушных сигналов типа СВС и др.) вычисляют высоту полета, скорость полета, число М, относительную плотность и температуру наружного воздуха, а также отклонения этих величин от заданных и ввода измеренных величин в навигационные системы и системы управления. В качестве чувствительных элементов применяются анероидные и манометрические коробки, упругие деформации которых при изменении давления измеряются следящими системами. Это позволяет значительно увеличить точность измерения. [c.370]

Последняя формула, однако, неудобна для практического применения. Дело в том, что плоскость 22 (в которой давление ДОЛЖНО быть с достаточной степенью точности равно расположена за телом все же на значительном, по сравнению с размерами тела, расстоянии. Измерение скорости в этой плоскости, особенно в условиях полета, весьма затруднительно. Поэтому, для применения формулы (9) при экспериментальном определении методом импульсов, ее следует преобразовать к такому виду, чтобы в нее входили лишь величины, легко доступные измерению. Проведем с этой целью плоскость S3 (не показанную на чертеже), параллельную плоскости 22, но расположенную за телом, в непосредственной близости к нему. Обозначим давление и скорость в произвольной точке этой плоскости соответственно через и uj. Предполагая жидкость несжимаемой и применяя уравнение Бернулли к двум сечениям какой-либо струйки плоскостями 22 и 33, будем иметь [c.601]

Для увеличения прогиба / упругого элемента две гофрированные мембраны спаивают или сваривают, в результате чего образуется мембранная коробка (рис. 197, в). Мембранные коробки, применяемые для измерения избыточного давления, называют манометрическими коробками. Они являются основной деталью различных манометров, вариометров (указателей скорости полета) и т. д. Если из мембранной коробки выкачать воздух до давления 0,001—0,004 н/см , то их можно применять для определения абсолютного давления. Такие коробки называются анероидными. Их применяют в барометрах, высотомерах (альтиметрах) и других устройствах. Коробки, заполненные азотом ил парами эфира, используют в некоторых термометрах [c.375]

Указатели пути. При движении в свободном пространстве достаточно знать координаты космического корабля в данный момент, направление и скорость полета, и тогда на основании закона инерции можно вычислить координаты для любого момента. Столь же проста задача, когда двигатель время от времени приводится в действие. Величина и направление ускорения или его составляющие на трех осях координат без труда могут быть определены с помощью простейших приборов. Для измерения весьма больших скоростей можно воспользоваться эффектом Допплера. Таким образом, все данные для определения конечной скорости и положения аппарата в свободном пространстве могут быть найдены для любого момента. [c.97]

Скорость жидкости в данной точке определяют с помощью трубки Пито — Прандтля, в которой объединены в одном корпусе приемники полного и статического давлений (рис. 9.14,а). Трубка Пито—Прандтля используется для определения скорости полета самолета. При измерениях приемник полного [c.173]

Применим - теорему Бернулли к рассмотрению работы прибора, который служит для измерения скорости полета самолетов. Этот прибор состоит из трубки, открытый конец которой направлен против потока, а другой конец соединен с одним из отверстий манометра (рис. 16.1). Трубка вставлена в кожух, в котором на расстоянии 3,5 диаметров кожуха расположены отверстия. Кожух соединен с другим отверстием манометра. Трубка обычно имеет диаметр, равный 0,3 диаметра кожуха. Выберем систему координат, жестко связанную с прибором, и применим интеграл Бернулли для струйки тока потока обтекающего прибор, которая проходит через точки Л и В. В точке А поток останавливается (и = 0) —критическая точка потока. В ней происходит разделение струй. В точке В возмущение, вызванное прибором, не сказывается и скорость в ней равна скорости vq набегающего на прибор потока. При скоростях, меньших 60 м/с, воздух можно рассматривать как несжимаемую жидкость, Считая, кроме того, что массовые силы отсутствуют, применим интеграл Бернулли для линии тока, ироходя- [c.256]

Сальники для уплотнения затворов тары В 65 D 53/02 Сальниковые уплотнения [F 16 золотников распределительных механизмов двигателей F 01 L 7/16] Самовоспламенение F 02 В [в ДВС <9/02-9/04 со сжатием (воздуха 3/06-3/12 горючей смеси 1/12-1/14) с форкамерой 19/14)] Самозапирающиеся клапаны F 16 К 21/(04—12) Самолеты [см. также летательные аппараты буксирующие или буксируемые В 64 D 3/00-3/02 загрузка и разгрузка В 64 F 1/32, В 65 G 67/04 изготовление деталей В 21 (D 53/92, К 3/00) измерение скорости полета G 01 Р 5/00-5/20 плавучие устройства для них В 63 В 35/(50-52) пластмассовые В 29 L 31 30] [c.170]

Основной трудностью Н1)И измерении скорости полета является точное определение статического давления. Как далее будет показано, местные поля давлений вокруг самолета распространяются на все большие и большие расстояния при возрастанни числа М. Следовательно, становится все более трудным поместить трубку Пито в такое место, где на нее пе будет влиять самолет. [c.44]

Трудной технической проблемой при исследовании штопора было измерение скорости полета с помощью ПВД, который на больших углах атаки, свойственных штопору, вносил существенные систематические ошибки, исключавшие возможность объективно определить скорость. Исключительное внимание исследователей привлекла безопасность полета в случае невыхода самолета из штопора. Позднее эта задача была решена применением специального противоштопорного парашюта или противоштопорных пороховых ракет, однако в рассматриваемый период времени единственным средством обеспечения безопасности был парашютный прыжок. Пионерами испытаний были летчики-испытатели И. Ф. Петров, А. И. Филин, а позднее А. Н. Гринчик и Ю. К. Станкевич, которому принадлежит весьма содержательная работа по исследованию штопора самолета (см. [19]). [c.327]

Прецессионные свойства вращаю-шегося ротора в различных условиях проявляются по-разному. В зависимости от схемы подвески гироскоп может нести функции как датчика углов, так и угловых скоростей. Гироскопический принцип может использоваться также для измерения скорости полета ракеты. И наконец, с помощью гироскопов создаются стабилизированные платформы, обеспечивающие необходимые условия для работы других командно-измерительных приборов. На этих вопросах мы и остановимся в той мере, в какой это необходимо для уяснения принципов управления баллистическими ракетами. [c.373]

Тело, имеющее форму острого конуса с гюлууглом при вершине 30°, движется в атмосфере Земли на высоте 3000 м под нулевым углом атаки. Скорость полета 2200 м/с Вычислить местное значение коэффициента теплоотдачи на расстоянии 1 м от вершины конуса, измеренном вдоль образующей. Режим течения в пограничном слое турбулентный. Температура поверхности тела ter 200° С Лст=3,93х X 10-2 Вт/(м-К) Рг = 0,68 = 26- Ю- Па-с. Коэффициент восстановления температуры принять равным 0,89 Влиянием диссоциации пренебречь. [c.257]

Вторым крупным исследовательским центром стал Московский физический институт имени П. Н. Лебедева, преобразованный в 1934г. из Физической лаборатории Академии наук СССР. В его отделах и лабораториях велись исследования рентгеновских лучей и космической радиации, выполнялись работы по физике нейтронов, разрабатывалась теория ускорения атомных частиц и т. д. В нем же в 1934 г. П. А. Черенковым в ходе изучения явлений люминесценции растворов солей урана под действием гамма-лучей был открыт эффект свечения веществ при прохождении быстрых заряженных частиц, использованный затем в приборах для точного измерения скорости и направления полета электронов, протонов, мезонов и гамма-квантов высоких энергий [c.151]

В корпусе корабля-спутника помещалась герметическат кабина весом 2500 кг, сконструированная по типу кабин для пилотов-космонавтов, и находилась аппаратура системы ориентации, обеспечивающей определенное положение корабля при орбитальном полете, и системы терморегулирования и кондиционирования воздуха внутри кабины. Кроме того, корабль был оборудован радиотехнической и радиоэлектронной аппаратурой, осуществлявшей измерения его орбиты, управление бортовыми системами и связь с наземными станциями. Уменьшение скорости полета, необходимое для перехода корабля на траекторию снижения, достигалось с помощью приданной ему специальной тормозной двигательной установки. [c.435]

Гофрированная мембрана (рис. 12.1) отличается от плоской наличием концентрических волн. Свойства гофрированной мембраны во многом зависят от ее профиля — образующей срединной поверхности. В зависимости от формьг профиля упругая характеристика мембраны Wq — f (р) может быть линейной, затухающей или возрастающей по давлению. В этом отношении гофрированные мембраны имеют преимущество перед другими типами манометрических упругих элементов (сильфонов, трубчатых пружин), упругие характеристики которых близки к линейным. С помощью гофрированных мембран можно решать задачи измерения величин, нелинейно связанных с давлением (например, расхода жидкости или газа, проходящего по трубопроводу, воздушной скорости полета самолета, высоты его подъема и пр.). Для этого упругая характеристика мембраны должна быть линейной по измеряемому параметру. [c.249]

Значения И уд, вычисленные по формуле (8.2), несколько завышены по сравнению с опытными данными, полученными не в идеальной одномерной геометрии. Применение формулы (8.2) тем не менее полезно на практике для предварительного выбора параметров нагружающего устройства с последующим экспериментальным измеренйем величины- И уд. С помощью нагружающи.х устройств типа, изображенного на рис. 8.1, достигнуты скорости полета ударников до нескольких килбметров в секунду. По [9, 10], при длине заряда 180 мм стальная пластина толщиной 1.5 мм разгоняется до скорости И уд 5.6 км/с, пролетая путь длиной 90 мм. Путем торможения высокоскоростных ударников в материале мишени достигаются давления, в несколько раз превышающие давления при непосредственном падении детонационной волны по нормали к поверхности раздела ВВ — ударник. Например, если стальной ударник, имеющий скорость И уд = 5.6 км/с, тормозится на преграде из такого же материала, то давление в зоне стационарного течения составляет 190 ГПа, что примерно в 6 раз выше максимального давления в случае торможения продуктов взрыва тротила. [c.266]

Линейная (жесткая) система вихрей строится довольно просто и не требует существенных затрат времени на вычисления, но она представляет собой наиболее грубое приближение к реальной системе вихрей. В условиях полета, когда элементы вихрей быстро отходят от диска винта (при больших скоростях полета вперед, которым соответствуют большие углы пкл наклона плоскости концов лопастей, или при больших скоростях набора высоты), взаимодействием вихрей с лопастями можно пренебречь, и модель жесткого следа оказывается приемлемой. ГГостроение полужесткой модели не требует дополнительной вычислительной работы, так как в ней используется лишь информация об индуктивных скоростях на диске винта. Допуш,е-ние о том, что элементы вихрей переносятся со скоростью, равной скорости на диске винта, справедливо лишь в течение небольшого промежутка времени после схода вихря с лопасти и это допущение определенно нарушается, когда к указанному элементу вихря подходит следующая лопасть. Таким образом модель полужесткого следа в общем не дает особого улучшения по сравнению с предыдущей. Когда вихри проходят вблизи лопастей, деформация вихрей в следе существенно влияет на нагружение лопастей, и необходимо применять модель свободного следа. Расчет деформации вихрей требует определения индуктивных скоростей не только на диске винта, но и на каждой пелене, так что приходится выполнять очень большой объем вычислительной работы. Использование модели предписанной формы следа ограничено необходимостью проведения измерений для рассматриваемого винта и заданных условий полета. Выбор модели следа определяется, как правило, компромиссом по соображениям точности и экономичности вычислений. Возможности экономичного решения ряда задач на основе модели свободного следа в настоящее время отсутствуют, так что используется модель жесткого следа. Здесь имеет значение и то обстоятельство, что повышение точности путем учета деформаций вихрей не может быть реализована до тех пор, пока существенные усовершенствования не будут введены в остальные элементы расчетной модели. [c.674]

Рассмотрим внимательнее эти отчасти разные виды сопротивления. Авиационный инженер обычно применяет вместо самих сил безразмерные коэффициенты. Панример, коэффициент подъемной силы С ь, уже исиользоваппый в главе П, и коэффициент лобового сопротивления Со соответственно определяются делением подъемной силы и лобового сопротивления на площадь крыла и динамическое давление, соответствующее скорости полета. Динамическое давление — величина увеличения давления, которая появляется, если ноток жидкости с плотностью р и скоростью и останавливается она равна На рис. 28 показана диаграмма, очень хорошо знакомая авиационным инженерам, так называемая полярная диаграмма, на которой построен график коэффициента подъемной силы в зависимости от коэффициента лобового сопротивления. Угол атаки использован в качестве параметра. Данные являются результатом измерений крыльев относительного удлинения от единицы до семи в аэродинамической трубе [1]. Относительное удлинение крыла, как объяснено в главе П, получено делением размаха на среднюю хорду. [c.69]

Хотя этот прибор и применяется для измерения скорости забирания высоты, но основное его назначение состоит в сохранении высоты в условиях слепого полета. На фиг. 13 показано схематически устройство указателя подъема. [c.35]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...