Угол рысканья

Разумеется, эйлеровы углы —не единственно возможный выбор обобщенных координат. В динамике полета, например при исследовании движения самолета или ракеты, используется иногда иной выбор обобщенных координат в качестве трех углов, характеризующих положение летящего тела, принимают угол отклонения горизонтальной оси самолета от заданного курса (угол рыскания), угол поворота вокруг горизонтальной оси, проходящей перпендикулярно курсу, например вдоль крыльев, и характеризующей отклонение от горизонтали (угол тангажа), и наконец, угол поворота вокруг продольной оси самолета (угол крена). [c.189]

Угол рыскания ф — угол между проекцией оси Oxi на плоскость горизонта и условно выбранным первоначальным направлением (рис. 4,16). [c.153]

Угол тангажа i9 характеризует отклонение проекции продольной оси ОХ на (ПЛОСКОСТЬ орбиты относительно оси ОХи, угол рыскания ) — отклонение продольной о и относительно плоскости орбиты и угол крена у — поворот космического аппарата относительно продольной оси. [c.5]

Гораздо более недавний парадокс, которым мы обязаны Ферри ), относится к сверхзвуковому обтеканию с присоединенной ударной волной наклоненного кругового конуса, ось которого образует угол рысканья 8 с направлением течения. Как будет показано в 88, из гипотезы (С), 1, следует, что такое течение должно обладать конической симметрией. Поэто- [c.42]

Рх,у 11 системы координат угол тангажа, 41 — угол рыскания Т угол крена [c.55]

Через 1,7 сек после начала подъема ракеты, внешние ЖРД отклоняются, создают угол рыскания и увеличивают зазор, предотвращающий возможность контакта ракеты с башней. Этот маневр заканчивается на 10-й сек полета. [c.21]

Положение этой системы координат относительно земной определяется тремя углами тангажа, рыскания и крена (рис. 13,в). Угол тангажа ф (I) —это угол между продольной осью ракеты и горизонтом (плоскость Х02). Угол рыскания г з (II) образуется продольной осью ракеты и вертикальной плоскостью, проходящей по оси ОХ (плоскость ОХУ). Угол крена у (III) определяет поворот ракеты вокруг ее продольной оси. [c.60]

С течением времени угол крена становится рав ым нулю (точка 2 на рис. 12.11), затем самолет накреняется в противоположную сторону (точка 3). Изменяя кривизну траектории полета, самолет постепенно приближается к заданной траектории. Когда 2 станет равным нулю, угол рыскания и угол крена возвратятся к исходным значениям (см. изменение параметров движения на рис. 12.11). [c.295]

Особенность дифференциальных элеронов заключается в том, что элерон отклоняется вверх на больший угол, чем парный ему — вниз. Это позволяет свести к нулю приращение нормальных сил на правой и левой консолях крыла [см. (11.42)], а следовательно, ликвидировать разность сил индуктивного сопротивления на обеих консолях крыла и соответствующий момент рыскания. [c.621]

По отношению к этой системе координат положение летательного аппарата определяется тремя углами рыскания ф (курсовой угол), тангажа и крена у. Угол ф (рис. 1.1.4) образуется проекцией связанной оси Ох на горизонтальную плоскость х Ог . (Ох ) и осью Ох угол представляет собой угол между осью Ох и горизонтальной плоскостью х Ог (осью Ох ) угол у образуется при повороте летательного аппарата вокруг продольной оси Ох (угол между осью Оу и ее проекцией на вертикальную плоскость — осью Оу ). [c.13]

Проекции вектора в той и другой системах координат имеют одно и то же название, а именно составляющие относительно осей и л называются моментом крена (соответственно, М ), составляющие относительно осей уа и у — моментом рыскания (Му, Му), составляющие относительно осей 2а и г — моментом тангажа (Мга, М )- Положительным будем считать момент, который стремится повернуть летательный аппарат против часовой стрелки (если вести наблюдение за движением с конца вектора момента). В соответствии с принятым расположением осей координат на рис. 1.1.1 положительный момент увеличивает угол атаки, отрицательный — уменьшает. [c.14]

Увеличить боковую силу и, следовательно, повысить маневренность можно при координированном развороте, осуществляемом с использованием подъемной силы крыла. При таком развороте необходимо, действуя элеронами, накренить аппарат и одновременно при помощи рулей высоты придать ему требуемый угол атаки. В этом случае, как видим, необходимую управляемость обеспечивает соответствующая координация отклонения элеронов и рулей высоты. При этом рули направления играют роль путевых стабилизирующих устройств. Возможно также комбинированное управление, обеспечивающее создание управляющих сил и соответствующий маневр с участием всех трех органов управления (по тангажу, рысканию и крену). Практически такой маневр по своей эффективности будет почти таким, как координированный разворот. [c.122]

В соответствии с этими равенствами поперечная сила является аналогом нормальной силы (а момент рыскания — момента тангажа). Поэтому расчет поперечной силы (или момента рыскания) ведется так же, как нормальной силы (или момента тангажа), при условии, что вместо угла атаки выбирается угол скольжения, а вместо угла поворота руля высоты б — угол отклонения руля направления бф. При этом, согласно принятому правилу знаков, положительным значениям углов а иба будут соответствовать отрицательные величины р и б ф. [c.124]

Двигатель, упруго прикрепленный к крылу (рис. 3). Степени свободы в — угол отклонения по тангажу у — вертикальное перемещение р — угол отклонения по рысканию г — боковое перемещение. [c.481]

Og — возмущение положения втулки по рысканию Щ. 270 угол атаки концевого сечения лопасти на азимуте 270° [c.13]

Рулевой винт вертолета одновинтовой схемы представляет собой воздушный винт малого диаметра, который предназначен для уравновешивания аэродинамического крутящего момента несущего винта и путевого управления. Выполнение обеих функций достигается тем, что сила тяги рулевого винта действует на некотором плече (обычно несколько большем радиуса несущего винта) относительно вала несущего винта. Как правило, рулевой винт является слабо нагруженным винтом с машущими лопастями, так что к нему применима изложенная в этой главе теория. Однако рулевой винт имеет особенности, вследствие которых теория несколько- видоизменяется. Во-первых, у него нет управления циклическим шагом, есть только управление общим шагом для изменения величины силы тяги. Во-вторых, угол атаки рулевого винта определяется размещением винта и углом рыскания вертолета, а не условиями равновесия сил, действующих на винт. Сопротивление или пропульсивную силу рулевого винта включают в сопротивление фюзеляжа и уравновешивают посредством несущего винта. [c.252]

Рассмотрим характеристики управляемости вертолета при полете вперед. Вследствие поступательной скорости появляются новые силы, действующие на вертолет центробежные, возникающие при повороте вектора скорости вертолета относительно связанной системы координат аэродинамические, воздействующие на фюзеляж и хвостовое оперение силы на несущем винте, пропорциональные характеристике режима. В результате характеристики управляемости вертолета при полете вперед и на режиме висения существенно различны. При полете вперед вертикальное и продольно-поперечное движения связаны через силы на несущем винте и ускорения фюзеляжа. Тем не менее будем вновь предполагать возможным раздельный анализ продольного движения (продольная скорость, угол тангажа и вертикальная скорость) и бокового движения (поперечная скорость, угол крена и угловая скорость рыскания). Такой подход дает удовлетворительное описание динамики вертолета, хотя на самом деле все шесть степеней свободы взаимозависимы. [c.747]

Сила тяги JPj, обычно совпадает с продольной осью КА (ось Ох), поэтому для управления координатой необходимо изменять по соответствующему закону тягу двигательной установки, отклоняя регулирующий орган на угол 8 . Управление по координатам А и Az может быть достигнуто путем отклонения КА относительно центра масс по тангажу и рысканию на углы А и Аф. Таким образом, система уравнений (1.83) может быть представлена следующим образом [c.56]

Для определения восстанавливающего момента лю углу рыскания допустим, ЧТО гантель лежит в плоскости местного горизонта и отклонена от оси OXj на угол ур (рис. 2.4, а). В данном случае восстанавливающий момент от гравитационных сил будет равен нулю, поскольку для точек 1 и 2 имеют место равенства Г = Г2 и ai = а2. Центробежные силы [c.26]

Следует иметь в виду, что формулы (2Л) - (2.3) не позволяют однозначно определять величину углов рыскания и крена. Поэтому остановимся несколько подробнее на способе уничтожения этой неоднозначности. Прежде всего установим начало отсчета и промежутки изменения углов 0 и Т. Если представить себе, что системы Оху2 и Ох у совпадают, то угол рыскания можно определить.как угол поворота системы Ох у г вокруг оси Оу против часовой стрелки. При этом ось 2 займет положение Оп (линия узлов). Следовательно, угол ф отсчитывается от оси Ох в плоскости хОъ против часовой стрелки и ме- [c.54]

Вращение корабля вокруг точки О определяется углами рыскания ai , дифферента (тангажа в случае самолета, ракеты)7 и крена (вращения) 0. Эти углы определим следующим образом. При отсутствии качки оси Ох, Оу, Oz совпадают соответственно с осями 0 , От], Ot, (рис. 2.3). В результате поворота корабля вокруг оси 0 на угол рыскания о з подвижные оси переходят в положение Ox y t,. В результате поворота вокруг оси Ох на угол дифферента (тангажа) у подвижные оси переходят в положение Ox yz . Наконец, после поворота вокруг оси Оу на угол крена (вращения) 0 подвижные оси занимают положение Oxyz. [c.18]

По мере разворота самолета будет уменьшаться сигнал курса э (ф фз), в результате чего сигнал угла крена /С (у — Уз). превысит его, что обусловит отклоне1н е элеронов против крена, и угол крена начнет уменьшаться. Когда угол рыскания ф вернется к исходному значению, вернутся к исходным значениям также углы крена у и скольжения р. Характер изменения параметров движения в рассмотренном переходном процессе показан на рис. 12.8. Здесь угол ip определяет угол поворота траектории самолета (вектора скорости) в горизонталыной плоскости, а угол ф — [c.290]

Положение связанной системы координат кУкZк относительно подвижной 8Х 2 определяется тремя углами. Угол О между осью 5Хк и горизонтальной плоскостью 5X2 — это угол тангажа, угол у/ между проекцией оси к на горизонтальную плоскость 8Х (промежуточная ось 5Х па рис. П1.3) и осью 8Х— это угол рысканья или курса. Угол у между осью 8 к и вертикальной плоскостью 8Х —угол крена или вращения. Положительным нанравлением отсчета углов принимается направление против хода часовой стрелки для наблюдателя, смотрящего с конца оси вращения. Заметим, что оси вращения но курсу и тангажу не совпадают с физическими осями КА (вертикальной и нонеречной), приближаясь к ним нри малых значениях углов отклонения. [c.160]

В невращающихся осях инерционная взаимосвязь между движениями несущего винта и его вала сильно ограничена. Угол конусности реагирует на вертикальное ускорение, циклический шаг — на движения тангах<а и крена, угол качания — на угловое ускорение рыскания, а циклические составляющие угла качания — на продольное и поперечное ускорения втулки. Вообще отсутствует влияние движения вала на безреакционные степени свободы (с номерами 2с, 2s, пс, ns, Nj2). [c.403]

Вертикальная скорость втулки входит в быр, а скорости в плоскости вращения —в бит и би . Составляющие порыва ветра влияют аналогично скоростям втулки. Угловые скорости тангажа и крена винта порождают нормальную составляющую скорости 6ur, а движение рыскания в этом смысле аналогично движению лопасти в плоскости вращения. Установившаяся скорость полета на балансировочном режиме с составляющими ц и Япв определена в инерциальной системе координат. Изменения углов тангажа ау и крена ах вала вызывают возмущения составляющих скорости относительно плоскости втулки. Члены пвах и Хпва / в этих возмущениях на порядок меньше других и поэтому обычно не учитываются для вертолетных винтов с небольшими индуктивными скоростями. Угол установки лопасти измеряется относительно плоскости втулки, так что 60 = 0 — Кр . Здесь будем рассматривать только первые тоны махового движения и качания лопасти. Поскольку эквивалентная форма т) углового движения втулки точно равна г, формы лоиасти будем аппроксимировать так же rjp = tjj = г. При этом во многих случаях для движений лопасти и вала можно использовать одни и те же аэродинамические коэффициенты, что упрощает анализ. При численном анализе могут использоваться реальные формы, что несколько изменяет аэродинамические коэффициенты для степеней свободы винта, однако не сказывается существенно на расчетных характеристиках винта. [c.539]

Угловое положение КА относительно осей орбитальной системы координат определяется тремя углами тангажа рыскания ф и крена у. Эти углы определяются в результате трех последовательных поворотов связанной системы координат Oxyz относительно орбитальной O x y ZQ (рис. 1.4). Угол характеризует отклонение проекции оси Ох на плоскость орбиты относительно плоскости текущего горизонта, ф — отклонение оси Ох относительно плоскости орбиты и угол Y — отклонение продольной оси Oz относительно плоскости текущего горизонта. [c.9]

Покажем, что расходы на управление вращающегося КА меньше, чем на управление невращающегося аппарата. Будем считать, что сравниваемые объекты необходимо развернуть на одинаковые углы г )в и г ). В первом приближении разворот вращающегося КА по углу рыскания можно осуществить, прикладывая момент М- по оси К/рена (считаем, что ось собственного вращения направлена по нормали к орбите), а угол разворота определить из формулы [c.44]

Смотреть страницы где упоминается термин Угол рысканья : [c.146] [c.146] [c.29] [c.14] [c.18] [c.137] [c.97] [c.130] [c.52] [c.142] [c.559] [c.31] [c.261] [c.118] [c.11] [c.42] [c.38] [c.173] [c.28] [c.205] [c.260] [c.405] [c.741] [c.18]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...