Угол тангажа

Кроме того, угол тангажа 0 и высота h связаны дифференциальным уравнением [c.145]

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]

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]

При изучении продольной устойчивости рассматривается изменение таких параметров, как скорость, высота, угол атаки, угол тангажа, угол наклона траектории. [c.185]

S — угол тангажа вертолета как -твердого тела [c.13]

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]

Уравнения движения. Рассмотрим изолированное продольное движение вертолета при полете вперед. У него имеются три степени свободы продольная скорость Хв, угол тангажа вз и вертикальная скорость 2д. Входными величинами являются отклонения продольного управления и общего шага, а также продольные порывы ветра. [c.752]

В работе [М. 121] проведено сравнение корней продольного движения вертолета, найденных с учетом динамики несущего винта и с использованием низкочастотной модели. Для вертолета на режиме висения учитывались четыре степени свободы продольная скорость хв, угол тангажа 0в, продольный Pi и поперечный Pis наклоны конуса лопастей. Квазистатическая аппроксимация позволила снизить порядок модели до двух степеней свободы, Хв и 0в- В результате сравнения корней продольного движения вертолета с учетом и без учета степеней свободы несущего винта для шарнирного и бесшарнирного винтов, а также сравнения частотных характеристик до частоты (o = 0,14Q был сделан вывод о том, что квазистатическая аппроксимация хорошо описывает несущий винт при анализе динамики полета. [c.775]

В связи С непостоянством скорости летчик должен для сохранения постоянной подъемной силы постепенно изменять угол атаки при разгоне уменьшать, при торможении увеличивать. По этой причине весьма трудно точно выдерживать прямолинейную наклонную траекторию, так как у летчика нет прибора, измеряю-ш,его наклон траектории (авиагоризонт измеряет. угол тангажа, который должен изменяться одновременно с углом атаки).Однако при больших приборных скоростях изменения угла атаки выражаются долями градуса и практически неуловимы, поэтому достаточно выдерживать постоянным угол тангажа. Заметное увеличение углов атаки и тангажа может потребоваться при значительном уменьшении скорости на пологой горке. [c.201]

Как видно из рисунка, при вращении самолета вокруг наклонной оси его угол тангажа непрерывно изменяется нос самолета то поднимается (даже выше горизонта), то опускается круто вниз. [c.362]

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]

Наивыгоднейшим углом горки при полете на динамические высоты следует считать угол около 20°. При больших углах максимальная высота хотя и увеличивается, зато время пребывания на этой высоте уменьшается. Поэтому, если хотят дольше удержать самолет на динамических высотах, горку выполняют под углом 15—20° и даже меньше. Угол на горке устанавливают и выдерживают по указателю авиагоризонта (в конце разгона перед горкой авиагоризонт должен показывать нулевой угол тангажа). [c.22]

Углом тангажа как известно, называется угол между продольной осью самолета и горизонтальной плоскостью. Поднимая или опуская нос самолета, летчик ориентируется (через фонарь кабины или по авиагоризонту) именно на этот угол. Между прочим в технической литературе часто пишут о том, что, действуя ручкой (штурвалом), летчик ориентируется не на угол тангажа, а на перегрузку Пу. В действительности главным средством контроля режима полета летчику служит зрение. Ощущаемые перегрузки в лучшем случае лишь несколько дополняют контроль. В этом легко убедиться, например, во время полета по приборам без авиагоризонта. Чувство перегрузки (даже если его дополнить показаниями акселерометра) далеко не восполнит отсутствия главного прибора контроля угла тангажа — авиагоризонта. Следовательно, основные качества самолета, создающие удобство управления в вертикальной плоскости, [c.41]

Угол тангажа равен сумме двух углов угла атаки а и гла наклона траектории полета к горизонту (рис. 1),т. е. [c.43]

Угол A0B будет неограниченно увеличиваться до тех пор, пока обратным движением ручки летчик не уберет избыточный угол атаки Аа (на рис. 2, б этот угол условно ограничен ходом раздвижной тяги). Чтобы точно выйти на заданный угол тангажа 2, летчик должен на глаз определить начало, характер и темп этого обратного движения ручкой так, чтобы к моменту выхода на угол 2 избыточный угол атаки обратился в нуль, а увеличение угла А0в прекратилось. Для полученного таким путем нового режима угол тангажа будет [c.45]

Такая особенность самолетного привода , естественно, требует от летчика большого внимания и тренировки. Устранить это неудобство можно, например, с помощью поворачивающегося относительно фюзеляжа крыла, управляемого от ручки в кабине. Для такого самолета всегда, независимо от а, угол тангажа будет равен 0в. Поэтому при переходе от к 2 движение ручкой упростится (см. рис. 1, б), что потребует от летчика меньшего внимания. [c.48]

При определенном стечении обстоятельств (слишком задняя центровка, недостаточно удачная аэродинамическая компоновка самолета, влияние упругих деформаций конструкции) степень местной неустойчивости самолета и каб-рирующие моменты могут быть настолько велики, что даже полного отклонения вперед штурвала (ручки) может не хватить для возвращения самолета из режима больших околокритических углов атаки в нормальный режим полета, т. е. наступит потеря управляемости самолета. Это может быть, например, в полете при М = 0,8 (рис. 20). Потеря управляемости выразится в том, что даже при полном отклонении штурвала вперед самолет будет лететь с перегрузкой, увеличивая угол тангажа и угол набора высоты. [c.178]

Для вертолета Ми-1 при скорости на планировании, равной 70—80 км/час по прибору, увеличивать шаг следует плавно с высоты 10—12 м, а с высоты 5—6 м — энергично. При этом снижение замедляется и посадка происходит с очень малой вертикальной скоростью. Ручкой управления циклическим шагом сохраняется определенный угол тангажа и устраняются поперечные отклонения. [c.210]

При комбинированном способе посадки полностью используется кинетическая энергия несущего винта и частично энергия поступательного движения вертолета. При таком способе посадки вертолет выравнивают, сначала резко увеличивая угол тангажа на 30—40°, а затем переводя его в горизонтальное положение и увеличивая общий шаг перед приземлением. За счет большого угла атаки несущего винта в процессе выравнивания тормозятся и вертикальная и гори- [c.213]

В положении от себя ручку выдерживают до тех пор, пока угол тангажа вертолета не достигнет максимальной величины. Как только вертолет начнет опускать нос, ручку возвращают обратно в течение 0,5—0,7 сек сначала примерно на 7з хода назад за нейтральное положение и затем, когда угол тангажа уменьшится до 8—10°, устанавливают в нейтральное положение. [c.214]

Планируя со скоростью 70—80 км/час, па высоте 30—35 м ручку управления циклическим шагом отклоняют на себя (примерно на V4), увеличивая угол тангажа вертолета. Горизонтальная и вертикальная скорости при этом уменьшаются. С высоты 25—30 м общий шаг несущего винта продолжают увеличивать так, чтобы к моменту приземления он был максимальным. Во время увеличения общего шага вертолет удерживают в таком положении, чтобы в момент приземления не коснуться земли хвостовым винтом. [c.214]

Так как угол тангажа вертолета изменяется с запаздыванием на 1,5—2 сек, то перед приземлением на высоте 5—6 м ручку управления циклическим шагом отклоняют от себя. Если высота выбрана правильно, движение ручки должно быть равномерно ускоренным, поскольку общий шаг наиболее эффективен примерно в первой половине хода. [c.215]

Очень часто в полете приходится незначительно изменять угол тангажа или делать довороты. В этих случаях летчик изменяет угол атаки или скольжения на короткое время, после чего восстанавливает примерно прежнее их значение. Следовательно, внесение угловых поправок должно выполняться двойными движениями органов управления независимо от степени устойчивости и демпфирования. Выдержка между прямым и обратным движениями ручки (штурвала, педалей) определяется угловой скоростью поворота траектории, которая зависит от перегрузки и скорости полета. [c.38]

Рис. 2.4.4. 5- угол тангажа летательного аппарата. [c.136]

Рассмотрим частный случай, когда угол — тангажа самолета сохраняет постоянную величину й = йо = onst, 172 [c.172]

Угол тангажа Э — угол eждy продольной осью самолета Oxi и плоскостью горизонта (рис. 4.16). Ось Oxi параллельна хорде крыла. [c.152]

Угол набора 0 — угол между касательной к траектории и плоскостью горнзопта. Угол тангажа в больше угла набора на угол атаки а, т. е. 8 = 0 + 01, При подъеме с постоянной скоростью угол набора зависит от тяги двигателя, лобового сопротивления и веса самолета [c.166]

Таким образом, летчик после отказа двигателя должен выполнять снижение, поддерживая нужные значения горизонтальной и вертикальной скоростей. Вблизи земли летчик должен осуществить подрыв и уменьшить вертикальную и горизонтальную скорости для мягкого приземления.- В идеальном случае в момент касания земли скорость вертолета равна нулю. Подрыв заключается в том, что летчик резко увеличивает общий шаг с целью увеличения тяги (и уменьшения скорости снижения вертолета), а затем отклоняет на себя рычаг продольного управления для уменьшения поступательной скорости вертолета (при этом возникает значительный угол тангажа на кабр.-рование). Во время подрыва несущий винт потребляет накопленную кинетическую энергию вращения. Этот источник энергии ограничен, так что летчик должен тщательно контролировать протекание подрыва во времени. Поскольку при увеличении общего шага частота вращения несущего винта падает, срыв на лопастях ограничивает возможности подрыва. Полная кинетическая энергия (КЭ) несущего винта равна (l/2)N/jiQ (здесь N/л — момент инерции винта относительно оси вращения), а ее используемая часть (до момента наступления срыва и падения тяги) равна лишь 1 —0,Цй, где Й и Qk — угловые [c.308]

Продольный момент может быть кабрирующим (стремятся увеличить угол тангажа) или пикирующим. [c.276]

При периодическом движении крыла по крену также имеет место гистерезис аэродинамических характеристик. Рассмотрим колебание треугольного крыла но крену с зако1юм у = 30°sin т (рис. 17.19), и с изменением угловой скорости крена в диапазоне -0,52 < O j <0,52. Угол тангажа при этом остается неизменным — v = 30°, а диапазоны изменения углюв атаки и скольжения составляют 26,6°< (X < 30° [c.387]

Если на нижней поверхности носовой части фюзеляжа вертолета по конструктивным или эксплуатационным сообрал ениям нельзя установить переднюю стойку шасси, то применяется схема с хвостовой стойкой. В этом случае перед посадкой вертолета на режиме авторотации необходимо соответственно уменьшать угол тангажа фюзеляжа. [c.256]

Предположим, летчик обнаружил, что фактическая высота меньше заданной, и потому несколько увеличил угол тангажа, не меняя режима работы двигателя. В результате скорость полета уменьшилась на величину Д1/, а равенство yVnoTp и yVpa n (область а на рис. 2) нарушилось [c.30]

Подобной скоростной зависимостью обладают, как известно, многие электрические, гидравлические и другие приводы, применяемые в технике. На рис. 2, б изображен электрический привод, подсоединенный в качестве второй ступени к нашей модели привода самолета. Как видно из рисунка, этот привод состоит из раздвижной электромуфты и питающего ее потенциометра. Муфта включает в себя безынерционный электродвигатель, вращение которого позволяет изменять длину штыря, несущего визир А. Ползунок потенциометра укреплен на тяге, соединяющей ручку с визиром, и поэтому перемещается пропорционально Аа. Напряжение, поступающее через ползунок на клеммы двигателя, пропорционально отклонению ползунка. Поскольку обороты, развиваемые двигателем, в свою очередь пропорциональны напряжению, угол визирования точки А, измененный летчиком на величину Аа, начнет дополнительно возрастать по времени в ту же сторону на величину А0в. Следовательно, для каждого момента времени в переходном режиме угол тангажа [c.45]

Положим, что исходному режиму установившегося полета, т. е. полету, при котором параметры движения самолета (скорость, угол атаки, угол тангажа, перегрузка и т. д.) сохраняются неизменными, соответствуют коэффициент Су и отклонение руля высоты бвбал необходимое для балансировки самолета в этом режиме. [c.176]

На вертолете Ми-1 на планировании выдерживают скорость 100 км/час. При такой скорости выравнивание происходит без заметного взмывания и проваливания . Выравнивание начинают на высоте 20—30 м энергично (за 0,5— 0,7 сек), отклонив ручку на себя до упора (угол тангажа при этом увеличивается на 30—38°), а затем без выдерживания на упоре ее отклоняют от себя примерно за 1 сек. Обороты несущего винта в процессе выравнивания возрастают на 150—200 об/мин и достигают максимального значения (около 2250—2300 об/мин). [c.214]

Таким образом, с помощью двухпараметрической группы можно снизить порядок нашей системы на две единицы, заменив интегрирование уравнений квадратурами. Далее, система (58) изотропна, т. е. инвариантна относительно поворотов координатной системы. Чтобы выразить этот факт аналитически, удобно в качестве новых переменных использовать модуль скорости и= + у ) 1 и угол наклона 0 траектории к оси лг. Тогда х = 0со80 и / = г 81п0. Очевидно, что V и угол тангажа Ф = ф — 9 инвариантны относительно вращений поэтому система (59) эквивалентна ) (если она изотропна) системе [c.192]

Здесь г . — угол тангажа, а т]1 и т]2 — углы, линейные комбинации которых дают углы крена и рысканья. Знак минус соответствует колебаниям в области необходимых условий устойчивости. Будем искать решения нелинейных уравнений в малой окрестности резонанса в таком же виде, только величины г, Рг будем считать медленно меня-юпхимися функциями времени. [c.49]

Определим угол рыскэния как угол между проекцией оси Ох КВ плоскость хг и осью Ох. Угол тангажа 0 определим как угол между этой проекцией и осью Ох, Угол крена Г определим как угол между осью О у к ее проекцией на плоскость, проходящую через Охи Оу, Представим эти углы через проекции Бекторов 5 и / в абсолютной и связанной системах координат. [c.53]

Классическая механика (1980) -- [ c.189 ]

Курс теоретической механики Том 2 Часть 2 (1951) -- [ c.50 ]

Аналитическая механика (1961) -- [ c.47 ]

Системы человек-машина Модели обработки информации, управления и принятия решений человеком-оператором (1980) -- [ c.233 , c.272 , c.273 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...