Устойчивость и управляемость по скорости

УСТОЙЧИВОСТЬ и УПРАВЛЯЕМОСТЬ по СКОРОСТИ [c.28]

Режим тряски и срыва. На скорости, меньше минимальной, возможен местный срыв потока с крыла, вызываюш,ий тряску самолета. Эту скорость называют скоростью тряски Утр. При дальнейшем уменьшении скорости происходит срыв потока и наступает потеря устойчивости и управляемости самолета. Скорость, при которой происходит срыв потока, называют скоростью срыва 1/ср. Скорость тряски больше скорости срыва на 30—60 км ч. На некоторых самолетах предупредительная тряска выражена очень слабо, что требует от экипажа при полетах на малых скоростях повышенного внимания для наблюдения за величиной скорости по указателю. [c.47]

Продольная и поперечная скорости вертолета на режиме висе-ния изменяются путем создания моментов по тангажу и крену относительно центра масс вертолета, что представляет собой более трудную задачу. Летчик, воздействуя на рычаги управления, непосредственно изменяет углы тангажа или крена, в результате чего возникают продольная или поперечная сила, а затем и желаемое изменение скорости вертолета. Между силами и моментами, порождаемыми управляющими воздействиями, обычно имеется существенная взаимосвязь, так что любое управляющее воздействие для создания нужного момента требует некоторых компенсирующих воздействий по другим осям. Вертолет без системы автоматического повышения устойчивости не обладает ни статической, ни динамической устойчивостью, особенно на режиме висения. Поэтому сам летчик должен осуществлять управляющие обратные связи для стабилизации вертолета, что требует от него постоянного внимания. Использование автоматических систем для улучшения характеристик устойчивости и управляемости вертолета всегда желательно, а для ряда его применений — существенно важно, но такие системы увеличивают стоимость и усложняют конструкцию вертолета. [c.700]

Рулевой винт сложен по конструкции и работает в сложных условиях. При большой поперечной скорости или угловой скорости рыскания он может попадать в режим вихревого кольца. Он часто работает в возмущенном потоке от несущего винта и испытывает аэродинамическое влияние фюзеляжа и вертикального оперения. Эффективность управления по курсу и демпфирование рыскания посредством рулевого винта сильно зависят от указанных факторов. Тем не менее рулевой винт является эффективным средством уравновешивания крутящего момента несущего винта и обеспечения путевой устойчивости и управляемости одновинтового вертолета. [c.716]

Способ определения аэродинамических сил, действующих на фюзеляж и хвостовое оперение вертолета, можно найти в любом руководстве по устойчивости и управляемости самолета. Вклад фюзеляжа в производные устойчивости равен нулю на режиме висения и возрастает с увеличением скорости. Сопротивление фюзеляжа увеличивает демпфирование Хи и Zw, а продольный балансировочный момент дает составляющую (часто дестабилизирующую) производной Ми- Фюзеляж вертолета создает также дестабилизирующие моменты по углам атаки и скольжения Mw и Nv Остальные составляющие производных устойчивости определяются стабилизатором и килем (если вертолет не имеет крыла). Стабилизатор создает момент, соответствующий статической устойчивости по углу атаки, что компенсирует дестабилизирующее влияние несущего винта. Кроме того, стабилизатор обусловливает продольное демпфирование Mq (механизм его появления такой же, как и для М ), складывающееся с демпфированием от несущего винта, а также составляющие производных вертикальной силы Zw и Zq, порожденные подъемной силой стабилизатора. Наконец, стабилизатор увеличивает устойчивость по скорости Ми и создает производные [c.750]

Выше было указано, что для улучшения путевой устойчивости и управляемости самолета используются средства автоматической стабилизации. Если они по каким-либо причинам откажут в воздухе, можно посадить машину без использования автоматической стабилизации. При этом в некоторых случаях можно безопасно летать без применения этих устройств и на больших скоростях и высотах, используя автоматическую стабилизацию только непосредственно для воздушного боя. [c.99]

Аэродинамические силы обычно задают в скоростной системе координат при определении траектории движения тел. Связанную систему координат используют при проведении аэродинамических расчетов. В ней удобно также исследовать вращательное движение, рассматривать вопросы устойчивости и управляемости. Как правило, в этом случае движение обращают, т. е. считают центр масс неподвижным, а на тело из бесконечности набегает газовый поток со скоростью V , равной модулю скорости центра масс. При этом тело может совершать колебательные движения вокруг центра масс. Ось Ох в этом случае обычно направляют по продольной оси от вершины. [c.8]

Трудно сейчас указать отрасль техники, развитие которой не находилось бы в теснейшей связи с разрешением задач движения жидкости или газа. Не говоря уже об авиации и кораблестроении, основные проблемы которых — полет, устойчивость и управляемость самолета, ходкость, остойчивость и управляемость судна — неразрывно связаны с аэро-газодинамикой и гидродинамикой, а также смежных с авиацией отраслей техники, отметим особо важное значение гидроаэродинамики и газодинамики в турбостроении и, вообще, энергомашиностроении. Рабочее колесо гидротурбины, паровой и газовой турбин, компрессора или насоса представляет собою сложную конструкцию, состоящую из ряда профилированных лопаток, иногда имеющих тот же профиль, что и крыло самолета (компрессор, насос), иногда значительно отличающуюся от него по своей форме. При вращении рабочего колеса его лопатки обтекаются с большими относительными скоростями водой, газом или паром. От правильного гидроаэродинамического расчета формы профилей и общей конструкции рабочих колес зависит получение достаточной мощности машины, высокого ее [c.16]

Дополнительными проблемами, связанными с отрывом, являются управление сверх- и гиперзвуковыми летательными аппаратами и ограничения некоторых характеристик этих аппаратов. Например, на крыле самолета скачок расположен где-то между передней и задней кромками, и отрыв, вызванный скачком уплотнения, влияет на распределение давления по крылу. При трансзвуковом режиме полета отрыв часто превращает плавное и постепенное нарастание давления по крылу в чрезвычайно возмущенное распределение со значительными пульсациями, вызывающими тряску аппарата или сильные изменения его устойчивости и управляемости. При сверхзвуковых скоростях скачок уплотнения перемещается по направлению к задней кромке, приобретая наклон относительно направления потока таким образом, хотя скачок слабый, при больших углах атаки все еще возможен отрыв. [c.230]

Ограничение максимальной скорости по скоростному напору вводится из условий обеспечения прочности самолета. Здесь аэродинамические силы и нагрузки на конструкцию пропорциональны скоростному напору. С увеличением скоростного напора возрастают силы, действующие на отдельные элементы конструкции обшивку крыла, фюзеляжа, фонарь и могут их деформировать, а также изменить характеристики устойчивости и управляемости. [c.31]

Устойчивостью и управляемостью самолета. Чтобы характеристики устойчивости и управляемости не выходили за установленные нормы, накладывается ограничение на максимальную скорость по числу М полета (рис.1. 1) при этом причины ограничений для каждого самолета свои. Например, у одного самолета предельное число М полета может быть ограничено затягиванием в пикирование, у другого падением путевой устойчивости. [c.32]

Характер изменения максимальной скорости по высотам полета у разных самолетов различен и обусловливается в основном типом их силовых установок Наибольшая скорость по прибору, допускаемая для данного типа самолета и обеспечивающая сохранение прочности, устойчивости и управляемости ЛА и безопасный выход его из пикирования. Эта скорость устанавливается для каждого типа самолета в зависимости от высоты его полета и не должна превышаться ни при каких условиях Скорость, прочитанная по толстой короткой стрелке указателя скорости, которым руководствуется летчик при пилотировании ЛА. Точное выдерживание скорости по прибору обеспечивает необходимую безопасность полета, выполнение свойственных данному ЛА эволюций и маневров, а также получение на нем наилучших летных данных Приборная скорость, исправленная на инструментальную и аэродинамическую поправки. Под инструментальной поправкой подразумевается разность в показаниях данного указателя скорости в сравнении с эталонным. Под аэродинамической поправкой подразумевается погрешность, связанная с искажением потока воздуха около приемника воздушного давления (ПВД), производимого самолетом и самим при- [c.127]

Одновременно с изменением скоростей полуосевых шестерен происходит изменение крутящего момента на колесах — на ускоряющемся колесе момент падает. Так как дифференциал распределяет моменты на колеса поровну, то в этом случае на замедляющемся колесе происходит также уменьшение момента. В результате суммарный момент на колесах падает и тяговые свойства автомобиля снижаются. Это сказывается отрицательно на проходимости автомобиля при движении по бездорожью и скользким дорогам. Но на дорогах с хорошим сцеплением шестеренчатый конический дифференциал обеспечивает лучшую устойчивость и управляемость. [c.203]

Работы по установке на самолет ТБ-3 двигателей М-34 с взлетной мощностью 870 л. с. и номинальной мощностью 750 л. с. на высоте 3500 м начались в ЦАГИ еще в 1932 г. (см. рис. 5). Конструкция самолета с новыми двигателями и его вооружение, за исключением небольших изменений в топливной и масляной системах, первоначально оставалась без изменений. В марте 1933 г. самолет ТБ-3 с двигателями М-34 и воздушными винтами диаметром 3,18 м выполнил первый полет. Летные испытания показали, что новые двигатели несколько улучшили характеристики взлета и скороподъемности самолета, примерно на 10 км/ч увеличили максимальную скорость его горизонтального полета (см. табл. 2). Летчики отмечали улучшение характеристик устойчивости и управляемости самолета с новыми двигателями. Изучение причин столь незначительного улучшения летных данных самолетов ТБ-3 с более мощными двигателями показало, что это связано со снижением КПД воздушного винта из-за [c.311]

Первые же испытания самолетов поставили перед специалистами вопрос о создании методов испытаний, их научном обосновании, способах и средствах измерений. Вначале основными оценками самолета были их некоторые летно-технические характеристики (скорость, потолок) и качественные оценки летчиками пилотажных свойств. По мере увеличения массы самолета становилось актуальным определение взлетно-посадочных характеристик, оценка деформаций и прочности конструкции. На ранней стадии специалисты столкнулись с проблемами устойчивости и управляемости, нередко определявшими безопасность полета, реальную возможность выполнения полета и достижения практических целей. [c.313]

При проектировании в большинстве случаев компоновка троллейбуса определена, а параметры шин определяются тяговым расчетом. Потому основной задачей конструктора является разработка подвески, которая обеспечивала бы максимальную производительность троллейбуса в наиболее характерных условиях эксплуатации. Поскольку производительность троллейбуса непосредственно связана со скоростью движения, задача заключается в разработке подвески, обеспечивающей возможность движения троллейбуса по дорогам с неровной поверхностью в интервале эксплуатационных скоростей, без быстрой утомляемости водителя и пассажиров. Конструкция подвески влияет и на другие эксплуатационные свойства троллейбуса, в первую очередь, на его устойчивость и управляемость. [c.207]

Для уменьшения разбега, посадочной скорости и пробега планера, а также для обеспечения устойчивости и управляемости на больших углах атаки необходимо заставить крыло работать на больших углах атаки и на возможно больших Су. Это достигается введением в практику крыльев особой конструкции, так называемых разрезных крыльев 1. Для крыла с нормальным профилем коэфициент подъемной силы Сц достигает своего макси.м.ального значения в 0,60—0,73 на углах атаки порядка 16—20 На закритических углах атаки происходит резкое падение подъемной силы, благодаря срыву обтекания, что вызывает увеличение давления на верхней поверхности крыла. Следовательно, диапазон углов, на которых возможна эксплоа-тация обычного крыла, заключается в пределах от О до 18°. Поток воздуха ввиду трения о поверхность крыла уменьшает около поверхности Свою скорость, образуя пограничный слой, стремящийся двигаться в направлении от области большего к области меньшего давления. Следовательно, пограничный слой будет двигаться по направлению скорости потока до тех пор, пока его кинетическая энергия будет достаточна для преодоления повышения давления. С увеличением угла атаки разность давлений на передней и задней частях верхней поверхности профиля быстро возрастает, и наступает момент, [c.42]

Необходимо отметить, что вряд ли в планерах явится необходимость применения предкрылков и закрылков по всему размаху, так как устройство концевых предкрылков и закрылков на части размаха крыла дает вполне удовлетворительные результаты. Хорошую поперечную устойчивость и управляемость на больших углах атаки можно получить применением концевых предкрылков, а закрылки, занимающие часть размаха, обеспечат необходимое снижение посадочной скорости. [c.47]

Ограничение скорости по числу М полета связано с обеспечением устойчивости и управляемости самолета, а также устойчивости работы силовой установки. В некоторых случаях ограниче-апе числа М может устанавливаться и по флаттеру. [c.252]

При изменении стреловидности крыла меняются условия нагружения поворотного узла и других силовых элементов конструкции самолета. Кроме того, сильно изменяются характеристики устойчивости и управляемости. В связи с этим ограничения скорости по предельному скоростному напору и по числам М назначаются в зависимости от стреловидности крыла. [c.264]

В ходе работ по выбору оптимальной аэродинамической схемы самолета было изготовлено 14 моделей Ту-135 , на которых в ЦАГИ были проверены шесть вариантов схем крыла, более десяти вариантов расположения двигателей. На пяти вариантах определялся оптимальный профиль крыла На шести вариантах — взлетно-посадочные характеристики и общие характеристики на дозвуковых скоростях. На моделях выбирались органы управления, характеристики устойчивости и управляемости. Отрабатывалась форма и расположение мотогондол, воздухозаборники, сопла, форма каналов подвода воздуха к двигателям, исследовалось взаимное влияние двигательных гондол, крыла и фюзеляжа [c.136]

Характеристики управляемости. Динамика продольного движения вертолета на режиме висения описывается устойчивым действительным корнем, связанным с продольным демпфированием, и слабо неустойчивыми комплексными корнями, обусловленными устойчивостью по скорости. Летчик может хорошо управлять угловым ускорением вертолета, непосредственное же управление поступательным перемещением затрудни- [c.733]

Ограничения по устойчивости и управляемости обусловлены падением статической устойчивости на больших дозвуковых числах М полета. Диапазон эксплуатационных скоростей (чисел М полета) может также ограничиваться реверсом элерона, валежкой , боковой неустойчивостью и пр. [c.62]

В большинстве случаев процесс изменения параметров движения во времени имеет колебательный характер. Общее возмущенное движение слагается из двух колебаний короткопериодического движения с периодом Т = 10 12 с и длиннопериодического (фугоидного) Тд = 15 -н 20 с. Первое связано главным образом с изменением угла атаки а, а второе с изменением скорости полета V. Допустима неустойчивость длиннопериодического движения, если время удвоения амплитуд соиавляет не менее 60 с. Параметры короткопериодического движения определяют важные характеристики динамикн полета ЛА — его устойчивость и управляемость. Приближенно частоту (Ок и коэффициент затухания короткопериоднческого колебания находят по следующим формулам [31] [c.479]

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]

О методах пилотирования при выводе самолета из сваливания. Для повышения безопасности полета, очевидно, необходимо пилотировать самолет таким образом, чтобы вероятность выхода его на критические углы и сваливание была минимальной. Прежде всего летчику необходимо хорошо изучить все особенности характеристик устойчивости и управляемости того самолета, на котором он летает. Летчик должен знать, имеет ли самолет какие-либо признаки, пре-дупреждаюш,ие о приближении к критическим углам атаки (например, тряска конструкции, дерганье рулей и т. п.). Если при некоторых режимах самолет неустойчив, летчик должен знать числа М и перегрузки, при которых эта неустойчивость возникает. Ему также должны быть известны числа М, при которых самолет обладает наибольшими запасами по допустимым величинам вертикальных порывов при полете в болтанку. При полетах на самолетах с бустер-ным управлением, где не исключен переход в аварийном случае на ручное управление, необходимо тщательно следить за правильностью установки аэродинамических триммеров, осо- бенно на руле высоты. Необходимо также детально изучить особенности перехода от доз-вуковых к сверхзвуковым скоростям и, наконец, ознакомиться со сведениями о поведении самолета при сваливании. [c.191]

Многие области техники используют достижения механики жидкости к газа. Авиация и кораблестроение, основными проблемами которых являются скорость, устойчивость и управляемость самолета, ходкость, устойчивость и управляемость судна, неразрывно связаны с аэродинамикой и гидродинамикой. Такая смежная с авиацией отрасль техники, как реактивная техника, не только использовала достижения предыдущей эпохи, но и поставила, главным образом, перед газовой динамикой, ряд новых задач, послуживших дальнейшему значительному развитию этой сравнительно молодой отрасли механики жидкости и газа. Так, например, конкретная задача о возвращении космического корабля или баллистической ракеты на землю через плотные слои атмосферы вызвала к жизни многочисленные исследования по борьбе с разогревом поверхности твердого тела за счет тепла, возникающего при диссипации механичес ой энергии потока вблизи поверхности тела (в пограничном слое), с плавлением или сублимацией (непосредственным испарением твердой поверхности без прохождения процесса предварительного оплавления) поверхности корпуса ракеты. Совокупность этих и многих других близких задач привела к образованию нового раздела механики жидкости и газа — аэротермодинамики. Отметим еще важное значение гидроаэродинамики и газодинамики в турбостроении и двигателестрое-НИИ, особенно в создании реактивных и ракетных двигателей. Проточные части гидротурбины, паровой и газовой турбин, реактивного двигателя, компрессора или насоса представляют собой сложные конструкции, состоящие из ряда неподвижных (направляющие аппараты) и подвижных (рабочие колеса) лопастных систем. При вращении рабочих колес составляющие их лопатки обтекаются с большими относительными скоростями водой, газом или паром. От правильного гидродинамического расчета формы профилей и конструкции лопаток рабочих колес зависит достижение требуемой мощности машины, ее высокого коэффициента полезного действия. Надо также уметь рассчитывать и лопастные направляющие аппараты водяной, воздушной или газовой 1урбины, улучшать и другие элементы проточной асти, от гидроаэродинамического совершенства которых зависит качество турбины в целом. [c.16]

В этот же период были проведены исследования по влиянию общих деформаций конструкции самолета на его управляемость и некоторые измерения деформаций в полете. В работе А. И. Макаревского О допустимых общих деформациях конструкции самолета была сделана попытка регламентации жесткостей конструкции самолета и впервые был дан приближенный метод определения скорости реверса элеронов. В дальнейшем Я. М. Серебрийский разработал более точный метод определения реверса элеронов. К концу 40-х годов Г. В. Александров провел исследования по учету влияния упругости конструкции самолетов на его устойчивость и управляемость. [c.305]

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]

Создание в 1945 г. опытных истребителей И-250 и И-107 с комбинированной силовой установкой К. В, Холщевникова было поручено конструкторским коллективам А. И. Микояна и П. О. Сухого. Оба истребителя выполнялись по схеме одноместного низкоплана цельнометаллической конструкции с тонким прямым крылом и убирающимся в полете шасси с хвостовым колесом, т. е. по обычной схеме истребителей того времени. Увеличение максимальной скорости полета до 800 км/ч потребовало применения на самолетах И-250 и И-107 специальных аэродинамических профилей и такой аэродинамической компоновки крыла, которая обеспечивала бы достижение расчетных скоростей, необходимые характеристики маневренности, устойчивости и управляемости самолета на различных режимах полета. [c.432]

Проводя дальнейшее исследование элементов простоты и рациональности Зенита , следует обрагить внимание на подвеску элеронов и закрылков, выполненную иа простой рояльной петле. Прн этом аэродинамической компенсации у элеронов нет. Да оиа и ие нужна на этих скоростях. Аэродинамическое сопротивление таких элеронов по сравнению с традиционной щелевой подвеской меньше, а эффективности элеронов для самолета подобного класса вполне хватает. В схеме Зенита обращает на себя внимание применение цельноповоротных киля и стабилизатора без обычных рулей высоты и направления. Но хотя конструкция оперения при этом существенно упрощается, с точки зрения устойчивости и управляемости для легкого самолета это далеко ие лучшее решение. [c.37]

Самолеты с повышенной поперечной устойчивостью и управляемостью на малых скоростях должны иметь автоматические концевые предкрылки с интерсептором. Практически можно считать, что максимальная скорость самолетов этого типа не уменьшается, как и посадочная. При планировании на углах атаки, меньших критического, даже при открытых предкрылках скорость по траектории, скорость снижения и угол планирования также практически не отличаются от обычного крыла. Особенностью самолетов этого типа при помощи управляемости в продольном направлении является возможность планирования и посадки на углах атаки, соответствующих критическому и находящихся за этим углом. Подобного рода посадка сопровождается значительной скоростью снижения и характерна тем, что действие руля высоты на наклон траектории и скорость получается обратными по сравнению с нормальной посадкой. Такая посадка требует устройства шасси с увеличенным ходом амортизации для поглощения кинетической энергии при допустимых пределах нагрузок. [c.102]

При средней стреловидности крыла в дозвуковом диапазоне скоростей самолет имеет лучшие маневренные характеристики, чем прн большей стрелонндности. Вследствие улучшения несущих свойств крыла уменьшается индуктивное сопротивление. Кроме того, характеристики устойчивости и управляемости при средней стреловидности 1 рыла обьгчно позволяют более точно пилотировать самолет, а летчик лучше чувствует управление. В то же время допустимые число М и приборная скорость полета существенно больше, чем при малой стреловидности. При средней стреловидности несколько лучше обзор из кабины самолета вследствие уменьшения углов атаки по сравнению с большой стреловидностью. Поэтому в качестве пилотажного варианта положения крыла обычно рекомендуется средняя стреловидность. Большая стреловидность при пилотаже может применяться в тех случаях, когда обстановка требует выхода при маневре на приборные скорости, недопустимые для средней стреловидности. [c.395]

Каждый испытательный полет состоял из следующих этапов этапа разбега, взлета и набора высоты, которые выполнялись в режиме ручного пилотирования с автоматическим обеспечением устойчивости и управляемости этапа испытательных режимов, проводимых для оценки характеристик устойчивости и управляемости на участке прямолинейного полета при постоянной скорости этап разгона и торможения в горизонтальном полете, виражи с плавно нарастающей (до 2g) перегрузкой этапы предпосадочного маневрирования, захода на посадку, посадки, пробега по взлетно-посадоч-ной полосе и останова, на которых имитировались штатные профили снижения, посадки и останова орбитального корабля в ручном и автоматическом режимах. [c.473]

Резюмируя, можно отметить, что динамика продольного движения вертолета характеризуется тремя корнями действительным отрицательным (устойчивое апериодическое движение), который обусловлен в основном демпфированием по тангажу, создаваемым несущим винтом, и двумя комплексными корнями в правой полуплоскости (медленно нарастающие колебания), обусловленными связью отклонения по углу тангажа с поступательным движением посредством производной устойчивости по скорости Ми. Для шарнирногв несущего винта типичное значение действительного корня соответствует времени двойного уменьшения амплитуды ti/2 = 1 -г- 2 с. Комплексным корням соответствует длиннопериодическое движение с частотой 0,05ч-0,1 Гц (период Г =10- 20 с) и временем удвоения амплитуды /г = 3 -f- 4 с. Модули всех трех корней малы по сравнению с частотой оборотов несущего винта, что подтверждает справедливость использования низкочастотной модели. По величине действительный корень близок к корню вертикального движения. Неустойчивость не является большим недостатком, поскольку период и время удвоения амплитуды достаточно велики, что дает летчику возможность управлять этим движением. Однако характеристики управляемости вертолета таковы, что для эффективной стабилизации продольного движения летчик должен реализовать достаточно сложный алгоритм управления. [c.722]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...