Определение поворота самолета

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОВОРОТА САМОЛЕТА [c.470]

Одним из важнейших - факторов является поворот самолета для подъема носа, потребный после старта. Если угол тангажа самолета во время старта значительно меньше угла, определяемого любым из рассмотренных выше факторов, то создается недостаток подъемной силы в течение периода времени, потребного для перевода самолета на больший угол. Недостаток подъемной силы заставляет самолет проваливаться после схода с обреза палубы авианосца, пока не будет создано достаточное направленное вверх вертикальное ускорение для выхода его в горизонтальный полет. Для данной конечной воздушной скорости катапультного старта длина участка, на котором происходит просадка, изменяется в зависимости от времени, потребного для подъема носа, среднего недостатка подъемной силы в процессе поворота самолета и запасов подъемной силы и располагаемой тяги в конечном положении самолета. Длину участка, на котором происходит просадка, как функцию потребного поворота самолета для подъема носа нельзя определить с достаточной точностью во время береговых катапультных стартов вследствие ярко выраженного влияния земли на характеристики поворота самолета для подъема носа. Для более точного определения потребного поворота самолета для подъема носа и его взаимосвязи с другими факторами, определяющими минимальную конечную воздушную скорость катапультного старта, до палубных испытаний посредством моделирования на ЭВМ проводится динамический анализ характеристик катапультного взлета. Моделирование основано на уравнениях движения, включающих и тот вклад, который дает энергия, накопленная носовой и основной стойкой шасси в процессе старта. [c.176]

Для определения, например, местонахождения самолета антенну радиолокатора направляют на самолет и на очень короткое время включают генератор электромагнитных волн. Электромагнитные волны отражаются от самолета и возвращаются к радиолокатору. Отраженный радиосигнал улавливает та же антенна, отключенная от передатчика и подключенная к приемнику (рис. 256). По углам поворота антенны радиолокатора определяется направление на самолет. Радиолокатор, установленный на самолете, позволяет по времени прохождения радиоволн до поверхности Земли и обратно измерять высоту, на которой находится самолет. [c.260]

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]

Механические характеристики исполнительных механизмов, работающих только в определенном интервале перемещения ведущего звена, как, например, у механизмов подъема шасси самолета или навесного плуга. Статическая механическая характеристика для этих случаев выражается зависимостью приведенного к ведущему звену момента сил полезных сопротивлений от угла поворота этого звена, т. е. зависит от вида передаточной функции. Потребляемая мощность определяется внешними нагрузками, массами звеньев, временем срабатывания или заданным законом движения ведущего звена. [c.205]

Определение максимальных скоростей и скороподъемностей по высотам и потолок производится после подбора шага винта. В случае винта неизменяемого в полете шага подбор его для современных скоростных самолетов ведется обычно для режима максимальной горизонтальной скорости на границе высотности мотора. При полете на этом режиме с нормальной нагрузкой винт должен давать обороты, равные максимальным оборотам мотора, причем давление наддува должно равняться максимально допустимому значению. В полете проверяется правильность установки лопастей винта, для чего производится полет на максимальной скорости на границе высотности и определяются обороты мотора и давление наддува. При несовпадении найденного значения оборотов с максимально допустимым следует изменить угол установки лопасти, имея в виду, что поворот лопасти на 1° дает в среднем изменение оборотов винта на 60 об/мин. [c.228]

Обращаясь к одной из их по специальной методике или номеру и используя средства графического взаимодействия, можно было формировать компоиенты различных геометрических конструкций. Каждая сформированная конфигурация определялась в своей собственной локальной системе координат. Когда данная конфигурация используется в качестве компоненты конструкции всего самолета, она помещается в нужном месте в базовой системе координат, которая располагается в свою очередь в системе физических координат, определенной ЭВМ. Взаимное расположение этих систем показано на рис. 193. Пространственное положение локальной системы координат относительно базовой системы задается смещением начала координат и либо параллельным расположением соответствующих осей, либо заданием углов их поворота относительно начала координат. [c.213]

Действуя рулями и моторами, разгоняя самолет, летчик может выполнять в воздухе различные эволюции, как-то вираж петли, перевороты через крыло и другие фигуры. У каждого самолета имеются определенные минимальные радиусы поворота. С другой стороны, совершение фигур зависит от прочности самолета. Если запас прочности невелик, совершение фигур ограничивается во избежание поломки в воздухе. [c.5]

Когда вы хотите лететь в определенном направлении с автоматическим управлением, вы должны в тот момент, когда самолет повернут в таком направлении, что гирополукомпас показывает заданный курс, установить воздушное реле в нейтральное положение. Картушка следящей системы соединена непосредственно с воздушным реле. Это реле будет в нейтральном положении, когда деления картушки гирополукомпаса и картушки следящей системы совпадают. Картушка следящей системы устанавливается посредством кнопки руля поворота. [c.190]

Поскольку при правильном вираже угловая скорость находится в определенном соотношении с поперечным креном самолета Р, то указателем поворота можно пользоваться также Для косвенного определения поперечного крена. [c.378]

Стабилизирующий амортизатор 7—9 обеспечивает определенное положение тележки 2 — 3 относительно стойки как перед посадкой, так и после взлета самолета. При повороте тележки амортизатор сокращается или удлиняется. Так как этот амортизатор имеет малую жесткость, то при расчете шасси им можно пренебречь. [c.434]

Закон изменения боковых сил имеет сложный характер и зависит от многих параметров. Известно, что при прямом ходе боковые силы препятствуют повороту колеса, а при обратном — способствуют. Это накладывает определенный отпечаток на структуру системы загрузки экспериментального стенда, которая должна обеспечить противодействующие и помогающие усилия в зависимости от отклонения передней ноги самолета. [c.123]

НОИ оси г/i самолета, то при кренах самолета эта ось уже не совпадает с направлением истинной вертикали (ось а отклоняется от этого направления на углы у и О (угол у на рис. VII.5 не показан). При этом, как будет показано ниже, рамка карданова подвеса поворачивается вокруг осей у i и X, если даже гироскоп идеальный и ось z его ротора сохраняет неизменное направление в пространстве. Это обстоятельство имеет важное значение в теории гироскопа в кардановом подвесе, так как повороты рамок карданова подвеса гироскопа в пространстве порождают погрешности в определении положения самолета в пространстве, а также инерционные моменты, действуюш ие через реакции связей карданова подвеса на гироскоп и вызывающие собственную скорость его прецессии. Кроме того, в случае использования гироскопов в кардановом подвесе в качестве соответствующих датчиков автопилота такие повороты рамок карданова подвеса приводят к возникновению возмущений в каналах автопилота и к связям между каналами автопилота, снижающими запас устойчивости в авторегулируемой системе самолет — автопилот. [c.170]

ДЛЯ передачи летчику информации о положении ди-да, ди-да—если самолет с одной стороны от луча да-ди, да-ди — если он с другой стороны, и сигналы ровного тона, если самолет находится точно в зоне луча. Звуковое определение местоположения, заключающееся в использовании дифференцированной интенсивности, или дифференцированного времени поступления к приемнику (т. е. фазы, когда звуковая волна является периодической) для определения азимута источника звука, служит эталонным параметром для управления направлением движения во многих обычных ситуациях, особенно когда поле зрения изменяется и источник звука оказывается вне поля зрения. Определение местонахождения в вертикальной плоскости происходит благодаря изменениям звукового спектра, являющимся результатом взаимодействия звуковых волн и внешнего уха человека. Слепой, спускающийся по ступеням лестницы, использует для определения направления дифференцированные отраженные звуковые сигналы. Певец, поющий с аккомпанементом, следит за высотой звука аккомпанирующего инструмента, особенно когда изучает новую мелодию. Форбс и др. [32], изучая загруженность зрительного восприятия летчика, ставили эксперимент, при котором скорость самолета, а также показания прибора, отражающего одновременно скорость поворота и угол крена самолета, передаются на уши летчика. Они назвали эту систему ФЛАЙБАР, что расшифровывается, как полет по звуковому ориентиру . Из нескольких опробованных способов передачи информации наиболее подходящим для летчика оказался звуковой сигнал, который дает информацию о повороте, периодически становясь громче в одном ухе и тише в другом (громкость изменяется), создавая впечатление перемещения от одной стороны к другой. Направление и скорость изменения звука создают звуковую картину направления и скорости поворота самолета. По мере перемещения максимума интенсивности звука от одного уха к другому частота тона меняется от высокой к низкой или от низкой к высокой, задавая наклон линии сноса влево или вправо, соответствующий углу крена самолета (рис. 13.1). На эти звуковые сигналы налагается фонограмма повторяющихся хлопков , частота которых отражает скорость самолета. При проверке этого метода экспериментаторы обнаружили, что испытуе- [c.238]

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]

С о п р о т и в л е н и е Д. в и б р а ц и о и-н о й нагрузке изучено несколько лучше. Под вибрационной нагрузкой понимают такой случай действия сил, когда они вызывают в материале переменные напряжения от -fer до —от, причем частота перемен весьма высока. Такого рода нагрузки имеют место в частях самолетов и тому подобных конструкций. Испытания на вибрационную нагрузку наиболее просто производить по способу Велера образец круглого сечения закрепляется одним концом неподвижно в патроне машины, сооб-пщющей образцу вращательное движение. На другой конец образца через муфту с обоймой подвешивается на пружине определенный груз. В этом случае образец будет работать каь-балка, закрепленная одним концом, а на другом — нагруженная сосредоточенным грузом. При таком положении в нижней половине образца возникают напряжения на сжатие, а в верхней — на растяжение. При повороте на 180 напряжения изменяются верхняя половина образца становится нижней и в.место растяжения оиа будет подвергаться сжатию, а нижняя половина — наоборот. Меняя число оборотов и груз, подвешенный на свободном конце образца, можно менять частоту перемен и амплитуду напряжения. Характеристикой сопротивления Д. вибрационной нагрузке i лу-жит предел выносливости, т. е. такое предельное напряжение, к-рое м. б. безопасно приложено бесконечно большое число раз. Были произведены описанным способом испытания Д. сосны, спруса, ясеня и грецкого ореха. Предел выносливости для Д. этих пород получился (по Силинскому) равным примерно [c.108]

Задача управления ракетой-носителем на участке разгона [1.34] заключается в том, чтобы в определенной точке пространства на заданной высоте ракета набрала скорость определенной величины в заданном направлении. Изменение курса ракеты в плотных слоях атмосферы осуществлялось в свое время главным образом с помощью воздушных рулей, действующих подобно рулям самолета, и с помощью газовых рулей — пластинок, огклоняющих определенным образом реактивную струю и тем самым поворачивающих корпус ракеты. Поворот корпуса ракеты, однако, более удобно осуществляется поворотом самого двигателя, подвешенного на шарнирах, или (реже) сопла двигателя. Для этой же цели могут служить небольшие вспомогательные ( верньерные ) двигатели. Аналогичным путем осуществляется стабилизация ракеты на курсе, т. е. компенсируются случайные отклонения ее от курса. В некоторых случаях для этого используются воздушные стабилизаторы — своеобразное оперение ракеты. [c.82]

Таким образом, для определения угла поворота вектора тяги, скорости отрыва Уотр, потребного размещения поворотного устройства относительно центра масс на взлете и посадке требуется совместное решение трех нелинейных алгебраических уравнений. Условиями при этом являются в момент отрыва должно быть обеспечено равновесие нормальных сил Птуотр=1, равновесие продольных моментов Л 2отр = 0 и некоторая положительная тангенциальная перегрузка Пх = Пхотр, обеспечивающая разгон самолета после отрыва. [c.187]

Таким образом, во время визуального полега пилот должен хорошо видеть такую часть воздушного пространства, которая позволяла бы ему контролировать траекторию полета и избегать столкновения с другими самолетами или Гфепятствиями. На практике это определяет минимальные углы визирования. Отправным моментом при определении углов обзора является точка расчетного положения глаз пилота (точка С на рис. 6.4). Ре-атьный обзор измеряется с учетом бинокулярности зрения и подвижности пилота - при свободном, без напряжения, повороте головы и наклоне туловища (без поворота) на рабочем месте с привязными ремнями. [c.100]

Основными приборами, необходимыш для удержания самолета и управления им в желаемом положении относительно земли, являются указатель поворота и скольжения, указатель воздушной скорости и указатель вертикальной скорости (вариометр). Каждый из, этих приборов дает вам свое собственное показание, но вы должны научиться пользоваться илш совместно и в определенном порядке. [c.306]

Опыт полета в облаках, проделанный почти каждым летчиком, приводил вначале только к усилению недоверия к аэронавигационным приборам. Доказательством этого является случай, когда одна из величайших воздушных линий в мире по указанию летчиков вернула на завод для ремонта несколько указателей поворота. Завод ответил, что они ни в каком ремонте не нуждаются, и немедленно отослал их обратно. Это конечно не могло способствовать поднятию морального состояния летчиков, которые продолжали оставаться в твердом убеждении, что приборы работают неисправно. Как конкретное доказательство неисправности пил01ажных инструментов, один из летчиков пассажирской линии ухитрился вернуться на аэродром на самолете, на котором он падал в облаках с высоты примерно 10 000 футов и который он выровнял только выйдя из облаков. В результате этого падения от крыльев самолета оторвались элероны. Летчики утверждали, что приборы не действуют в облаках, хотя в ясную погоду они казалось давали совершенно правильные показания. Это недоверие к приборам происходило не тольк от известного состояния умов летчиков, но имело вполне определенную связь с их физиологией, о чем речь ниже. [c.15]

Направление на самолет по шуму мотора, который ночью особенно хорошо слышен, может быть довольно точно определено, если нет вблизи специальных приборов, опытным, хорошо натренированны.м наблюдателем. Это достигается поворотами головы и сравнением впечатлений, получае.мых то одним, то другим ухом, пока угол поворота не будет делаться все меньше и меньше и, наконец, голова не примет определенного положения, при котором оба уха будут слышать шум мотора с одинаковой интенсивностью. [c.108]

Каждому положению щеток на потенциометре соответствует вполне определенное направление вектора результирующего тока в обмотка Х катушек логометра указателя, который создает в них результирующий магнитный поток, взаимодействующий с полем постоянного магнита. Это значит, что и вектор магнитного поля, создаваемого током, протекающим в атушках логометра, будет отклоняться в зависимости от поворота магнитной системы относительно кольцевого потенциометра или в конечном счете — относительно продольной ООН самолета, так как кольцевой потенциометр жестко связан с ним. [c.453]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...