NUMERYCZNE I ORGANIZACYJNE ASPEKTY OBLICZEŃ STATECZNOŚ CI SAMOLOTU* I. Wstę p
|
|
- Jan Mikołajczyk
- 6 lat temu
- Przeglądów:
Transkrypt
1 MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3-4,23(1985) NUMERYCZNE I ORGANIZACYJNE ASPEKTY OBLICZEŃ STATECZNOŚ CI SAMOLOTU* ZDOBYSŁAW GORAJ (WARSZAWA) I. Wstę p Uzyskanie ś wiadectwa typu (certyfikatu) dla statku powietrznego wymaga dowodu, że wybrane wł asnoś ci statyczne i dynamiczne owego statku są zgodne z przepisami obowią zują cymi w danym kraju. Dowód zgodnoś ci może być przeprowadzony albo w próbach naziemnych i w próbach w locie prototypu, albo łą cznie w oparciu o próby i obliczenia numeryczne. Ponieważ obliczenia numeryczne są zwykle dużo tań sze niż badania eksperymentalne, a ponadto mogą być przeprowadzane już na etapie projektu wstę pnego, wię c zwykle udział obliczeń w dowodzie zgodnoś ci z przepisami jest znaczny. Przyjrzyjmy się przepisom w zakresie statecznoś ci dynamicznej na przykł adzie przepisów amerykań skich FAR- ów [1]. Odnoś nie statecznoś ci bocznej dla samolotów kategorii normalnej, uż ytkowej i akrobacyjnej przepisy te mówią : Wszelkie zł oż one wahania boczno- kierunkowe (holendrowanie) pojawiają ce się pomię dzy prę dkoś ci ą przecią gnię ci a a maksymalną dopuszczalną prę dkoś ci ą wł aś ciwą dla konfiguracji samolotu muszą być tł umione do 1/10 amplitudy w 7 cyklach przy zasadniczych sterownicach puszczonych i trzymanych". Każ dy statek powietrzny jest przewidziany do uż ytkowania w kilku konfiguracjach masowych, w kilku konfiguracjach aerodynamicznych, czę sto z róż nymi wersjami silnika. Ponadto sam lot może się odbywać w róż nych warunkach i mieć rozmaite fazy, jak np.: wznoszenie, lot poziomy, zakrę t, nurkowanie, lot z bocznym opływem. Zdarza się również czę sto, że na etapie projektu wstę pnego rozważa się róż ne wersje geometryczne i masowe, takie jak róż ne wydł uż enia pł ata, róż ne konfiguracje pł at- kadł ub, róż ne wyważ enia itp. Ze wszystkich powyż szych uwag wynika, że obliczenia muszą być tanie. Oznacza to, że zbiór danych wejś ciowych powinien być minimalny, pole pamię ci zarezerwowane przy egzekucji programu powinno być jak najwę ż sze, same zaś obliczenia powinny być jak najszybsze, co należy rozumieć, że liczba wykonywanych operacji powinna być zminimalizowana. W dalszym cią gu pracy nie bę dziemy zajmować się szczegół ami dotyczą cymi minimalizacji danych wejś ciowych i minimalizacji pola pamię ci. Wspomnimy tylko, że celowy jest po- * Fragmenty pracy by!y referowane na I Ogólnopolskiej Konferencji pt.: Mechanika w Lotnictwie", Warszawa Mech. Tcoret. i Stos. 3-4/85
2 658 Z. GORM dział danych wejś ciowych na dane zmienne i dane stale. Zbiór danych zmiennych powinien być minimalny, jednakże liczebność tego zbioru zależy od tego, czy np. zamierzamy modyfikować geometrię samolotu, czy też tylko warunki zewnę trzne i wyważ enie. W odniesieniu do zmniejszenia pola pamię ci wspomnimy, że celowe jest wielokrotne wykorzystywanie tablic roboczych, zmiennych pomocniczych oraz zastosowanie segmentacji programu. Szerzej omówimy natomiast zagadnienie szybkoś ci obliczeń oraz wią ż ąe csię z tym aspekty organizacyjne i numeryczne. W zwią zku z tym sformuł ujemy trzy tezy: 7\ : Obliczenia są tań sze, gdy równania ruchu zwią zane są" z punktem stał ym na samolocie. T 2 : Obliczenia są tań sze, gdy równania ruchu są zapisane w opł ywowym ukł adzie współ rzę dnych. J 3 : Przy modyfikacji konstrukcji pomocne są tzw. diagramy statecznoś ci. 2. Dynamiczne równania ruchu samolotu zwią zane z punktem stał ym Równania ruchu wyprowadzone w ukł adzie współ rzę dnych zwią zanych ze ś rodkiem masy samolotu mają wprawdzie najprostszą postać, gdyż dla ś rodka masy momenty statyczne są równe zeru, jednakże wykonanie obliczeń dla róż nych poł oż eń ś rodków masy pocią ga za sobą zmiany wielu danych wejś ciowych geometrycznych i aerodynamicznych, niezależ nych; bezpoś rednio od poł oż eni a ś rodka, masy. Dlatego wygodniej jest zwią zać przyję ty ukł ad współ rzę dnych z punktem stał ym na samolocie. Punkt stał y może być wybrany dowolnie. Wygodnie jest za punkt stał y przyjąć 1/4 ś redniej cię ciwy aerodynamicznej skrzydł a (1/ 4 SCA). W bliskim są siedztwie 1/4 SCA znajduje się ś rodek aerodynamiczny pł ata, co gwarantuje,, że nachylenie krzywej dc mbh / dc 2 jest niezbyt duż e. W przypadku gdy obliczenia bę dą przeprowadzone również dla zmiennych wydł uż ńe i róż nych zbież nośi cpł ata, wygodnie jest za punkt stał y obrać np. 1/4 cię ciwy przykadł u ; bowej pł ata. Natomiast gdy w obliczeniach bę dziezmieniane poł oż eni e pł ata wzglę dem kadł uba, to jako punkt stał y moż na przyjąć dowolny punkt zwią zany z kadł ubem. Dynamiczne równania ruchu samolotu mogą być wyprowadzone z uogólnionych równań zmiany pę du i krę tu [2] dla brył y sztywnej w postaci:,..,. ; i:.,. :,, ' ~ m(v A +SlxAC) = F+ ł ng+ P l t (J A Q)+ACx ~± = ACxmg+ M A + Mj\ gdzie V A prę dkość bieguna A (czyli wybranego dowolnie punktu stał ego), Ł prę d- kość ką towa samolotu, AC : wektor wyznaczają cy poł oż eni e ś rodka masy samolotu wzglę dem bieguna A, F wektor gł ówny sił aerodynamicznych, P s ;Cią g zespoł u napę dowego, J A pseudotensor macierzy bezwł adnoś i c zwią zany z biegunem A, M A moment gł ówny wszystkich sił aerodynamicznych obliczony wzglę dem bieguna A, Mj 1 moment cią gu zespoł u napę dowego obliczony wzglę dem bieguna A. Równania ruchu mogą być również wyprowadzone z równań Boltzmanna- Hamela [3]. W takim przypadku za współ rzę dne uogólnione należy przyjąć poł oż eni e punktu
3 OBLICZANIE STATECZNOŚ CI SAMOLOTU 659 stałego w inercyjnym ukł adzie odniesienia oraz poł oż enie ką towe bryły samolotu, a za quasi- współ rzę dne należy przyją ć prę dkoś ciliniowe punktu stał ego i prę dkośi c ką towe bryły samolotu. Porównanie szybkoś ci obliczeń przeprowadzimy w przypadku, gdy: A) równania zwią zane są z punktem stał ym (czyli z punktem A) C) równania zwią zane są ze ś rodkiem masy (czyli z punktem C). W przypadku A zbiorem zmiennych przeliczanych wraz ze zmianą wyważ enia jest 9 elementów, a mianowicie: x c, y c> z c,j x, J y,, J 2, J Xy, J xz, J yz. W przypadku C przeliczeniu podlega znacznie wię cej zmiennych, a mianowicie: 1) elementy macierzy bezwł adnoś ci (przy zmianie wyważ enia nowe momenty bezwładnoś ci są albo zadawane, albo obliczane na podstawie znajomoś ci zmiany położ eń elementów samolotu); 2) ramiona usterzeń h> 2 B, h, z v ; 3) współ czynnik momentu pochylają cego c mbh ; 4) wię kszość pochodnych aerodynamicznych X q, Z q,..., N p, N r. Należy podkreś lić, że przeliczanie pochodnych aerodynamicznych przy zmianie bieguna redukcji jest szczególnie czasochł onne [4]. Dla przykładu podamy wzór na transformację liniową pochodnej M ą przy zmianie bieguna o wektor {Dx, O,Dz}: M' ą = 3. Transformacja ką towa pochodnych aerodynamicznych W rozważ aniach zastosujemy trzy prawoskrę tne, ortogonalne ukł ady współ rzę dnych: Ax t samolotowy układ współrzę dnych zwią zany z punktem A (1/ 4SC4). Oś Ax t jest skierowana wzdł uż SCA do przodu samolotu, oś Ax 2 prostopadle do płaszczyzny symetrii samolotu na prawe skrzydł o, oś Ax 3 w kierunku brzucha samolotu; AX{' prę dkoś ciowy układ współrzę dnych powstały z Ax t przez obrót wokół osi Ax 2 w jej ujemnym kierunku o ką t natarcia a; Axi" opływowy ukł ad współrzę dnych (w przypadku braku bocznego opływu nazywany również ukł adem prę dkoś ciowym), powstały z Ax? przez obrót wokół osi Ax z ' w jej dodatnim kierunku o ką t bocznego opływu /? 0 (rys. 1). Wprowadzenie jednolitych oznaczeń:,,. ' > FiFi'Fi" dla współrzę dnych siły i momentu, SjSySj" dla wymiarowych przyrostów prę dkośi cliniowych, ką towych i przyspieszenia liniowego.w, SjS/ Sj" dla bezwymiarowych przyrostów prę dkoś i cliniowych, ką towych i przyspieszenia liniowego w, hh'h" dla wymiaru charakterystycznego, odpowiadają cego kolejnym równaniom sił i momentów oraz bezwymiarowym prę dkoś ciom liniowym i ką towym oraz przyspieszeniu w, \- \ Cid'Ci" dla bezwymiarowych współ czynników sił i momentów aerodynamicznych, c ij c i'? Ci"/ ' ^' a pochodnych bezwymiarowych, współczynników sił i momentów C, wzglę dem bezwymiarowych przyrostów Sj prę dkośi cliniowych, ką towych i przyspieszenia, F ijfi'j'fi"j" dla wymiarowych pochodnych aerodynamicznych, PuPt'/ Pi"j" dla bezwymiarowych pochodnych aerodynamicznych, umoż liwi przepro- 20»
4 660 Z. GORAJ Rys. 1. wadzenie wspólnych obliczeń i wspólnego dowodu o transformacji na przykładzie jednej z grup pochodnych aerodynamicznych, np. siły wzglę dem prę dkoś i c ką towej. Wprowadzone powyż ej symbole oznaczają w zależ nośi cod wskaź nika i lub j nastę pują ce współrzę dne (pierwotne definicje odnoszą się albo do ukł adu samolotowego, jak np. / {, albo do ukł adu opływowego, jak np. C t ", albo też równie dobrze do każ dego układu współrzę dnych): {F,»} = {- P x% P y, - P Z,L,M,N), {S/ >} = {u", v", w", p", ą ", r", w"}, ( S A = i Z- ^1 Ź!L l^- lol *!! gdzie n =. 1 dla / ' = 1,2,..., 6 i n = 0 dla / ' = 7, {Ci"} m {- C x, Cy, ~C t,c lt C m, C },
5 OBUCZANIE STATECZNOŚ CI SAMOLOTU 661 gdzie F,» = Q,SQViSl t "C,», llt lr ]. Wymiarową pochodną aerodynamiczną zdefiniujemy nastę pują co: gdzie l. s» l ( dn"(dn" jest Deltą Kroneckera), przy czym na podstawie rys. 1 mamy: (3) Róż niczkując (3) wzglę dem 5/ ' otrzymujemy: TT \ / «?«P TT (\,, t/ 2" = V ^S11Xp w, Ł/ 3" = U. (4) co przy uwzglę dnieniu (4) daje 8Sy = 2(17/ '+ u/ ') ft! 217/ ', = 2V A sinfi w, dla/ '- 3.4,...7. (5) Pochodne bezwymiarowych współ czynników C<«obliczymy nastę pują co: Bezwymiarowe pochodne aerodynamiczne / vy są równe: rcj" po uwzglę dnieniu zaś (5) przybiorą postać p,"/ ' = 2Ci"ff'+ Ci"j", gdzie f " - sinys, f " - / " «,...,- 0 ) 2 w 3 4 (8) (9)
6 662 Z. GORAJ >. Wzór (8) definiują cy bezwymiarowe pochodne aerodynamiczne zapiszemy w postaci: Pi"f = 2Cj"/ / '+ c 1 " ) j" dla / "- 1,2 oraz (io) A"/ - = Ci»/' = - pcr dla / ' - 3 ' 4 > 5 > 6 > 7 - di) Macierze transformacji T sp z ukł adu samolotowego do prę dkoś ciowego, T p z ukł adu prę dkoś cioweg o do opł ywowego i T so = T PO T SP z ukł adu samolotowego do prę dkoś cio - wego są nastę pują ce : cos a 0 sina cos/? 0 sin/? 0 0 T sp = O 1 Ol, T p ^ - sin/? 0 cosfo 0 sina 0 cos a] L Współ rzę dne C t dowolnego wektora C w ukł adzie samolotowym Ax t mogą być obliczone, jeś li znane są współ rzę dne C," tego wektora w ukł adzie opł ywowym. Mamy C t " - TftC ską d, biorąc pod uwagę ortogonalność macierzy T SP, T p0, T so wynika co jest równoznaczne z C k = TfĄ Ci". (12) Transformacja wymiarowych pochodnych aerodynamicznych może być przeprowadzona nastę pują co : Z równania (12) wynikają zwią zki : BFl 8F '" c- =^EL aoj óti" ooj obi" oof' obj SF * 9Fł >'d$/ > fl ~8F^ =1. ''"' ' ~8Ę " ż pomocą których (13) przepiszemy w postaci J" J> F sz T?.T S^F- "" (15) Równania (15) przedstawiają zasadę transformacji wymiarowych pochodnych aerodynamicznych. Jest to transformacja tensorowa [4, 5]. Jednakże jeż el i weź miemy pod uwagę, że równania (15) uwzglę dniają tylko transformację ką tową bez transformacji liniowej, to dojdziemy do wniosku, że tylko pochodna wektora gł ównego sił aerodynamicznych wzglę dem wektora prę dkośi cliniowej, 8TldV A, jest tensorem. Pozostał e pochodne, a więc 8$ld Ł, d$/ 8V A,8M A / dv A, 8M A / 8Sl,_dM A / d\ A, są pseudotensorami (tzn. transformują się tensorówo tylko przy obrotach, natomiast transformacja liniowa nie ma charakteru tensorowego)... Transformacja współ rzę dnych dowolnego punktu z ukł adu samolotowego Ax { do ukł adu opł ywowego Ax t " może być przeprowadzona nastę pują co :
7 OBLICZANIE STATECZNOŚ CI SAMOLOTU 663 ską d wynika, że transformacja pseudotensora bezwł adnoś ci ma postać: Rozważ my zagadnienie obliczania wartoś ci wł asnych i postaci drgań samolotu przy wielu róż nych prę dkoś ciach lotu i róż nych ką tach bocznego opływu. Założ ymy przy tym, że pochodne aerodynamiczne są znane w układzie opływowym. Założ enie to jest w wię k- szoś ci przypadków spełnione. W przypadku pomiarów pochodnych aerodynamicznych w tunelu składowe sił i momentów mierzone są właś nie wzdłuż osi zwią zanych z opływem. Podobnie jest w przypadku, gdy pochodne są oszacowywane na podstawie metod teoretycznych [4]. W przypadku zapisania równań ruchu w ukł adzie samolotowym należy w każ dym kroku obliczeniowym dokonywać transformacji współ rzę dnych sześ ciu pseudotensorów pochodnych aerodynamicznych. W zapisie skalarnym sprowadzi się to do transformacji 54 pochodnych aerodynamicznych (pod warunkiem, że istnieją również tzw. pochodne skroś ne). W tym przypadku nie podlegają transformacji współ rzę dne pseudotensora bezwł adnoś ci oraz współ rzę dne ś rodka masy. Natomiast w przypadku gdy równania ruchu zapisane są w ukł adzie opł ywowym, pochodne aerodynamiczne nie podlegają transformacji, należy zaś transformować współ rzę dne pseudotensora bezwładnoś ci (6 współrzę dnych) i 3 współrzę dne ś rodka masy x c, y c, z c. Tak wię c obliczenia statecznoś ci w ukł adzie opł ywowym są szybsze (wykonuje się mniejszą liczbę operacji), a wię c i tań sze. Nawet w przypadku gdy pominiemy pochodne aerodynamiczne skroś ne oraz pochodne wzglę dem przyspieszeń, to i tak pozostanie do transformacji 18 pochodnych aerodynamicznych, co w każ dym przypadku przemawia na korzyść układu opływowego. (16) 4. Diagramy statecznoś ci Przy modyfikacji konstrukcji czę sto napotyka się na sprzeczne cele. I tak np. zwię k- szenie usterzenia pionowego poprawia statecznoś ć" holendrowania, pogarsza natomiast stateczność spirali (poprawę czy też pogorszenie statecznoś ci rozumie się tutaj jako zmniejszenie lub zwię kszenie czasu podwojenia amplitudy drgań ). Wydaje się, że przy modyfikacji konstrukcji celowe byłoby zastosowanie teorii wraż liwoś. cijednakże nawet małe zmiany konstrukcyjne mogą spowodować duże zmiany w opływie, a w zwią zku z tym spore zmiany pochodnych aerodynamicznych. Nieliniowa wersja teorii wraż liwoś i cjest zbyt kł opotliwa w zastosowaniach i trudno był oby przekonać do niej konstruktorów samolotu. Klasyczna metoda obliczeń statecznoś ci również wydaje się niecelowa, gdyż liczba wariantów ze wzglę du na moż liwe zmiany geometrii jest bardzo duż a. Okazuje się, że bardzo wygodną metodą jest w tym przypadku sporzą dzenie diagramów statecznoś ci. Dynamiczne równania ruchu, oddzielnie dla modelu symetrycznego i antysymetrycznego, mogą być sprowadzone do równań algebraicznych IV stopnia. Obliczenie pierwiastków takiego równania może być wykonane nawet na kalkulatorze kieszonkowym. Typowe diagramy statecznoś ci przedstawione są w [4, 6]. W niniejszej pracy zamieszczono wyniki obliczeń granic obszarów statecznoś ci samolotu TS- 1 przy zmianie wyważ enia. Założ ono, że zmiana wyważ enia odbywa się w wyniku wę drówki ś rodka masy po okrę gu o promieniu równym 10% SCA, którego ś rodek znajduje się w A SCA (rys. 2). Zmianie położ enia ś rodka masy towarzyszy
8 664 Z. GORAJ Rys. 2. spirala holendrowanie Rys. 3. spirala holendrowanie = 0,320 Rys. 4. zmiana momentów bezwładnoś ci samolotu. Przyję to zał oż enie, że we wszystkich konfiguracjach momenty bezwł adnoś ci wzglę dem ś rodka masy i ukł adu osi równoległ ych do ukł adu samolotowego są takie same, czyli że J x, c = const, J, wc = const, J xz,c const. Oznacza to, że momenty bezwładnoś ci odniesione do \ SCA (a wię c do punktu stałego) mogą być obliczone nastę pują co: JX,A = J*,c+mzZ, J ZiA = J ZtC +mxj, J XZtA = J xz.c+mx c z c, gdzie indeks A oznacza ~ SCA, indeks zaś C oznacza ś rodek masy. Na podstawie obliczeń stwierdzono, że najkorzystniejsza sytuacja ze wzglę du na stateczność spirali i holendrowania jest wtedy, gdy ś rodek masy znajduje się w \ SCA. Przemieszczenie ś rodka masy poza \ SCA podnosi granicę statecznoś ci spirali i obniża granicę statecznoś ci holendrowania (rys. 3). Zmiany granic statecznoś ci w funkcji położ enia
9 OBLICZANIE STATECZNOŚ CI SAMOLOTU 665 ś rodka masy samolotu przedstawiono na rys. 4. Linie cią głe oznaczają wartość pochodnej aerodynamicznej ( - / ) na granicy statecznoś ci spirali i holendrowania przy ś rodku masy poł oż onym w SCA. Linie przerywane oznaczają odpowiednie granice przy niezmienionej pochodnej «, w funkcji poł oż eni a ś rodka masy. Z rysunku 4 widać, że ze wzglę du na spiralę najkorzystniejszą konfiguracją jest gómopł at z wyważ eniem tylnym, ze wzglę du zaś na holendrowanie gómopł at z wyważ eniem przednim (ś rodek masy znajduje się zwykle w pobliżu osi kadł uba, więc ujemne z c odpowiada konfiguracji górnopł ata). Na zakoń czeni e należy podkreś lić, źe wymagania co do statecznoś ci samolotu są zwykle speł niane przez konstruktora dopiero w dalszej kolejnoś ci, np, po zagwarantowaniu dobrych osią gów, prostoty konstrukcji czy wreszcie taniej eksploatacji. Są to czę sto sprzeczne ze sobą cele i sprzeczne również z wymogami statecznoś ci. Jednakże konstruktor powinien być ś wiadomy, jakie zmiany mogą powstać ze wzglę du na stateczność samolotu po zmianie wyważ enia czy też innych parametrów. 5. Podsumowanie W pracy przedyskutowano róż ne aspekty wią ż ąe csię z organizacją i metodyką obliczeń statecznoś ci samolotu. Wykazano, że ze wzglę du na szybkoś ć, a więc i koszty obliczeń numerycznych celowe jest zwią zanie równań ruchu z punktem stał ym na samolocie oraz zapisanie tychże równań w opł ywowym ukł adzie współ rzę dnych (pod warunkiem, źe pochodne aerodynamiczne znane są tez dla ukł adu opł ywowego). W pracy wskazano również na korzyś ci wynikają ce z zastosowania zapomnianych już dziś i rzadko stosowanych diagramów statecznoś ci. Diagramy statecznoś ci, w odróż nieniuod nieliniowej teorii wraż liwoś, cisą bardzo ł atwe do otrzymania i mogą być cenną pomocą dla konstruktora samolotu przy modyfikacji i ustalaniu wł aś ciwego kierunku zmian. Literatura 1. FAR- 23, Vol. HI, part 23. Federal Aviation Administration, Department of Transport., Washington 1965 (with Amendments of ). 2. Z. GORAJ, Comparison between Analytical and Vectorial Metliods of the Syntliesis of Equations of Motion. Proc. Instn. Mech. Engrs, Vol 197C, 99/ 83 IMechE, December pp , J. MARYNIAK, Dynamiczna teoria obiektów ruchomych. Wydawnictwa Politechniki Warszawskiej, Mechanika z. 32, Warszawa Z. GORAJ, Obliczenia sterownoś ci,równowagi i statecznoś ci samolotu w zakresie poddź wię kowym, preskrypt wydany przez Zakł ady Graficzne Politechniki Warszawskiej, Warszawa Z. GORAJ, Tensory pocltodnych aerodynamicznych i ich rola w modelowaniu wł asnoś cidynamicznych samobtu, Materiał y XX Sympozjonu Modelowanie w Mechanice", Gliwice Wisł a 1981, Wydawnictwa Politechniki Ś lą skie j w Gliwicach, str , A. W. BABISTER, Aircraft Dynamics, Stability and Response, Pergamon Press, Oxford, New York 1980.
10 666 Z. GORAJ.:, ;) P e 3 IOM e qhgjiehhbie H OPrAHM3AL[HOHHLIE ACnEKTŁI BbH- IHCJIEHHI-i CAMOJIETA B.pa6oTe pacciwatphbaetca pa3niimhłie acneraw BbWHCJieiniH yctohmhuocmi camoneia. VTO c TO 1 IKH 3peHHH spesiehii H iiehh BbmucjieHuił i;ejiecoo6pa3iio csasatł ypabneira ctonuhoii TOMKOS ca^wjieta, a Taime BbrqepTHTB npoekiyno STHX ypabnemni na KoopfliinaTHyio aicrekyj cbhsahhyio c BCKTOPOM ckopocm HeBO3Myme'Hiaorb o6iekahhh. B pasote ywasanp ToH<e HOCTOBH- CTBa JCHarpaMM yctou^mbocth nph MOAHCpHKamni KOHCTpyJKIJHH. Summary NUMERICAL AND ORGANIZATIONAL SIDES TO THE COMPUTING OF STABILITY OF AN AIRCRAFT In the paper many sides to the computing of stability are considered. It is shown that from point of view of the time and the cost of computations it is advisable to join the equations of motion with a fixed point" of the aircraft. Also it is advisable to project these eqxiations on the stability axes (i.e. axes, which arc connected with the vector of undisturbed flow). An advantage of usage of the stability diagrams in the : design modification is mentioned.,...-..'-, Praca została złoż onaw Redakcji 12 kwietnia 1985 roku
STATECZNOŚĆ SPIRALNA SAMOLOTU W RUCHU PRZESTRZENNYM Z UWZGLĘ DNIENIEM EFEKTÓW ELEMENTÓW WIRUJĄ CYCH ZESPOŁU NAPĘ DOWEGO*
MECHANIKA TEORETYCZNA 1 STOSOWANA 3-4, 23 (1985) STATECZNOŚĆ SPIRALNA SAMOLOTU W RUCHU PRZESTRZENNYM Z UWZGLĘ DNIENIEM EFEKTÓW ELEMENTÓW WIRUJĄ CYCH ZESPOŁU NAPĘ DOWEGO* JERZY MARYNIAK, WITOLD MOLICKJ
SYMULACJA NUMERYCZNA STEROWANEGO SAMOLOTU W RUCHU SPIRALNYM. 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3, 24 (1986) SYMULACJA NUMERYCZNA STEROWANEGO SAMOLOTU W RUCHU SPIRALNYM JERZY MARYNIAK ITLiMS Politechnika Warszawska JĘ DRZEJ TRAJER JMRiL Akademia Rolnicza Warszawa
MODEL MATEMATYCZNY WYZNACZANIA FUNKCJI STEROWANIA SAMOLOTEM W PĘ TLI
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 1/ 2, 25, 1987 MODEL MATEMATYCZNY WYZNACZANIA FUNKCJI STEROWANIA SAMOLOTEM W PĘ TLI WOJCIECH BLAJER JAN PARCZEWSKI Wyż szaszkoł a Inż ynierskaw Radomiu Modelowano programowy
STATECZNOŚĆ DYNAMICZNA Ś MIGŁOWCA Z WIRNIKIEM PRZEGUBOWYM
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 1/2, 24, (1986) WIESŁAW ŁUCJANEK JANUSZ NARKIEWICZ Politechnika Warszawska KRZYSZTOF SIBILSKI WAT STATECZNOŚĆ DYNAMICZNA Ś MIGŁOWCA Z WIRNIKIEM PRZEGUBOWYM W pracy został
Wykład 3. Ruch w obecno ś ci wię zów
Wykład 3 Ruch w obecno ś ci wię zów Wię zy Układ nieswobodnych punktów materialnych Układ punktów materialnych, których ruch podlega ograniczeniom wyraŝ onym przez pewne zadane warunki dodatkowe. Wię zy
RÓWNANIE DYNAMICZNE RUCHU KULISTEGO CIAŁA SZTYWNEGO W UKŁADZIE PARASOLA
Dr inż. Andrzej Polka Katedra Dynamiki Maszyn Politechnika Łódzka RÓWNANIE DYNAMICZNE RUCHU KULISTEGO CIAŁA SZTYWNEGO W UKŁADZIE PARASOLA Streszczenie: W pracy opisano wzajemne położenie płaszczyzny parasola
USTALONY KORKOCIĄ G SAMOLOTU, WARUNKI RÓWNOWAGI. i. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA 1 STOSOWANA 1/ 2, 22 (1984) USTALONY KORKOCIĄ G SAMOLOTU, WARUNKI RÓWNOWAGI WOJCIECH BLAJER Politechnika Warszawska JERZY MARYMIAK Politechnika Warszawska i. Wstę p W pracy przedstawiono
- Wydział Fizyki Zestaw nr 2. Krzywe stożkowe
1 Algebra Liniowa z Geometria - Wydział Fizyki Zestaw nr 2 Krzywe stożkowe 1 Znaleźć współrze dne środka i promień okre gu x 2 8x + y 2 + 6y + 20 = 0 2 Znaleźć zbiór punktów płaszczyzny R 2, których odległość
- Wydział Fizyki Zestaw nr 2. Krzywe stożkowe
1 Algebra Liniowa z Geometria - Wydział Fizyki Zestaw nr 2 Krzywe stożkowe 1 Znaleźć współrze dne środka i promień okre gu x 2 8x + y 2 + 6y + 20 = 0 2 Znaleźć zbiór punktów płaszczyzny R 2, których odległość
Defi f nicja n aprę r żeń
Wytrzymałość materiałów Stany naprężeń i odkształceń 1 Definicja naprężeń Mamy bryłę materialną obciążoną układem sił (siły zewnętrzne, reakcje), będących w równowadze. Rozetniemy myślowo tę bryłę na dwie
WYZNACZANIE NAPRĘ ŻŃ ENA PODSTAWIE POMIARÓW TYLKO JEDNEJ SKŁ ADOWEJ ODKSZTAŁ CENIA
MECHANIKA. TEORETYCZNA I STOSOWANA 1, 2 (1964) WYZNACZANIE NAPRĘ ŻŃ ENA PODSTAWIE POMIARÓW TYLKO JEDNEJ SKŁ ADOWEJ ODKSZTAŁ CENIA WOJCIECH SZCZEPIKJSKI (WARSZAWA) Dla peł nego wyznaczenia na drodze doś
WYZNACZANIE MODELU STEROWANIA SAMOLOTEM ZAPEWNIAJĄ CEGO Ś CISŁĄ REALIZACJĘ RUCHU PROGRAMOWEGO*
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3, 25, (1987) WYZNACZANIE MODELU STEROWANIA SAMOLOTEM ZAPEWNIAJĄ CEGO Ś CISŁĄ REALIZACJĘ RUCHU PROGRAMOWEGO* WOJCIECH BLAJER Wyż szaszkoł a Inż ynierska w Radomiu Praca
RÓWNANIA RÓŻNICZKOWE WYKŁAD 4
RÓWNANIA RÓŻNICZKOWE WYKŁAD 4 Obszar określoności równania Jeżeli występująca w równaniu y' f ( x, y) funkcja f jest ciągła, to równanie posiada rozwiązanie. Jeżeli f jest nieokreślona w punkcie (x 0,
METODA IDENTYFIKACJI PODATNOŚ CI DYNAMICZNEJ FUNDAMENTÓW MASZYN JANUSZ K O L E N D A (GDAŃ SK) 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3, 6 (978) METODA IDENTYFIKACJI PODATNOŚ CI DYNAMICZNEJ FUNDAMENTÓW MASZYN JANUSZ K O L E N D A (GDAŃ SK). Wstę p Obserwowany w ostatnich latach wzrost mocy jednostkowych
Rozszerzony konspekt preskryptu do przedmiotu Podstawy Robotyki
Projekt współfinansowany przez Unię Europejską w ramach Europejskiego Funduszu Społecznego Rozszerzony konspekt preskryptu do przedmiotu Podstawy Robotyki dr inż. Marek Wojtyra Instytut Techniki Lotniczej
WPŁYW RAKIETOWEGO UKŁADU HAMUJĄ CEGO NA RUCH ZASOBNIKA LOTNICZEGO*) 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA f STOSOWANA 1/ 2, 2,(1986) WPŁYW RAKIETOWEGO UKŁADU HAMUJĄ CEGO NA RUCH ZASOBNIKA LOTNICZEGO*) JERZY MAUYNIAK Politechnika Warszawska KAZIMIERZ MICHALEWICZ ZYGMUNT WINCZURA Instytut
Mgr inż. Wojciech Chajec Pracownia Kompozytów, CNT Mgr inż. Adam Dziubiński Pracownia Aerodynamiki Numerycznej i Mechaniki Lotu, CNT SMIL
Mgr inż. Wojciech Chajec Pracownia Kompozytów, CNT Mgr inż. Adam Dziubiński Pracownia Aerodynamiki Numerycznej i Mechaniki Lotu, CNT SMIL We wstępnej analizie przyjęto następujące założenia: Dwuwymiarowość
MODEL AERODYNAMICZNY I OPIS MATEMATYCZNY RUCHU WYDŁUŻ ONEGO POCISKU CIĘ Ż KIEGO* 1. Wprowadzenie
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3.4, 23 0985) MODEL AERODYNAMICZNY I OPIS MATEMATYCZNY RUCHU WYDŁUŻ ONEGO POCISKU CIĘ Ż KIEGO* JÓZEF GACEK (WARSZAWA) Wojskowa Akademia Techniczna 1. Wprowadzenie Przedmiotem
MODELOWANIE CYFROWE PROCESU STEROWANIA SAMOLOTU W RUCHU SPIRALNYM. 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3, 24 (1986) MODELOWANIE CYFROWE PROCESU STEROWANIA SAMOLOTU W RUCHU SPIRALNYM JĘ DRZEJ TRAJER IMRiL Akademia Rolnicza w Warszawie 1. Wstę p Poniż ej przedstawiono model
PRAWA ZACHOWANIA. Podstawowe terminy. Cia a tworz ce uk ad mechaniczny oddzia ywuj mi dzy sob i z cia ami nie nale cymi do uk adu za pomoc
PRAWA ZACHOWANIA Podstawowe terminy Cia a tworz ce uk ad mechaniczny oddzia ywuj mi dzy sob i z cia ami nie nale cymi do uk adu za pomoc a) si wewn trznych - si dzia aj cych na dane cia o ze strony innych
Ruch w potencjale U(r)=-α/r. Zagadnienie Keplera Przybli Ŝ enie małych drgań. Wykład 7 i 8
Wykład 7 i 8 Zagadnienie Keplera Przybli Ŝ enie małych drgań Ruch w potencjale U(r)=-α/r RozwaŜ my ruch punktu materialnego w polu centralnym, o potencjale odwrotnie proporcjonalnym do odległo ś ci r od
Podstawowe działania w rachunku macierzowym
Podstawowe działania w rachunku macierzowym Marcin Detka Katedra Informatyki Stosowanej Kielce, Wrzesień 2004 1 MACIERZE 1 1 Macierze Macierz prostokątną A o wymiarach m n (m wierszy w n kolumnach) definiujemy:
ż (0 = Rz(0+ Sm(0, ( 2 )
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 1/ 2, 25, 1987 PRAWA STEROWANIA JAKO WIĘ ZY NIEHOLONOMICZNE AUTOMATYCZNEGO UKŁADU STEROWANIA Ś MIGŁOWCEM JERZY MARYNIAK Instytut Techniki Lotniczej i Mechaniki Stosowanej
R O Z D Z IA Ł 1. P R Z E S T R Z E N IE I F O R M Y...
SPIS TREŚCI P r z e d m o w a... L ite ratu ra u z u p e łn ia ją c a... R O Z D Z IA Ł. P R Z E S T R Z E N IE I F O R M Y.... A bstrakcyjne przestrzenie lin io w e.... Motywacja i ak sjo m aty k a...
3. KINEMATYKA Kinematyka jest częścią mechaniki, która zajmuje się opisem ruchu ciał bez wnikania w jego przyczyny. Oznacza to, że nie interesuje nas
3. KINEMATYKA Kinematyka jest częścią mechaniki, która zajmuje się opisem ruchu ciał bez wnikania w jego przyczyny. Oznacza to, że nie interesuje nas oddziaływanie między ciałami, ani też rola, jaką to
DYNAMIKA RUCHU FOTELA ODRZUCANEGO WZGLĘ DEM SAMOLOTU W LOCIE SYMETRYCZNYM* 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA j/ 2, 24, (1986) DYNAMIKA RUCHU FOTELA ODRZUCANEGO WZGLĘ DEM SAMOLOTU W LOCIE SYMETRYCZNYM* CZESŁAW SZEMDZIELORZ WAT 1. Wstę p Przedmiotem analizy jest ruch fotela odrzucanego
'()(*+,-./01(23/*4*567/8/23/*98:)2(!."/+)012+3$%-4#"4"$5012#-4#"4-6017%*,4.!"#$!"#%&"!!!"#$%&"#'()%*+,-+
'()(*+,-./01(23/*4*567/8/23/*98:)2(!."/+)012+3$%-4#"4"$5012#-4#"4-6017%*,4.!"#$!"#%&"!!!"#$%&"#'()%*+,-+ Ucze interpretuje i tworzy teksty o charakterze matematycznym, u ywa j zyka matematycznego do opisu
1. PODSTAWY TEORETYCZNE
1. PODSTAWY TEORETYCZNE 1 1. 1. PODSTAWY TEORETYCZNE 1.1. Wprowadzenie Teoria sprężystości jest działem mechaniki, zajmującym się bryłami sztywnymi i ciałami plastycznymi. Sprężystość zajmuje się odkształceniami
Programowanie celowe #1
Programowanie celowe #1 Problem programowania celowego (PC) jest przykładem problemu programowania matematycznego nieliniowego, który można skutecznie zlinearyzować, tzn. zapisać (i rozwiązać) jako problem
3. PŁASKI STAN NAPRĘŻENIA I ODKSZTAŁCENIA
3. PŁASKI STAN NAPRĘŻNIA I ODKSZTAŁCNIA 1 3. 3. PŁASKI STAN NAPRĘŻNIA I ODKSZTAŁCNIA Analizując płaski stan naprężenia posługujemy się składowymi tensora naprężenia w postaci wektora {,,y } (3.1) Za dodatnie
40. Międzynarodowa Olimpiada Fizyczna Meksyk, 12-19 lipca 2009 r. ZADANIE TEORETYCZNE 2 CHŁODZENIE LASEROWE I MELASA OPTYCZNA
ZADANIE TEORETYCZNE 2 CHŁODZENIE LASEROWE I MELASA OPTYCZNA Celem tego zadania jest podanie prostej teorii, która tłumaczy tak zwane chłodzenie laserowe i zjawisko melasy optycznej. Chodzi tu o chłodzenia
MATEMATYKA 4 INSTYTUT MEDICUS FUNKCJA KWADRATOWA. Kurs przygotowawczy na studia medyczne. Rok szkolny 2010/2011. tel. 0501 38 39 55 www.medicus.edu.
INSTYTUT MEDICUS Kurs przygotowawczy na studia medyczne Rok szkolny 00/0 tel. 050 38 39 55 www.medicus.edu.pl MATEMATYKA 4 FUNKCJA KWADRATOWA Funkcją kwadratową lub trójmianem kwadratowym nazywamy funkcję
STAN NAPRĘŻENIA. dr hab. inż. Tadeusz Chyży
STAN NAPRĘŻENIA dr hab. inż. Tadeusz Chyży 1 SIŁY POWIERZCHNIOWE I OBJĘTOŚCIOWE Rozważmy ciało o objętości V 0 ograniczone powierzchnią S 0, poddane działaniu sił będących w równowadze. Rozróżniamy tutaj
Tydzień nr 9-10 (16 maja - 29 maja), Równania różniczkowe, wartości własne, funkcja wykładnicza od operatora - Matematyka II 2010/2011L
Tydzień nr 9-10 (16 maja - 29 maja) Równania różniczkowe wartości własne funkcja wykładnicza od operatora - Matematyka II 2010/2011L Wszelkie pytania oraz uwagi o błędach proszę kierować na przemek.majewski@gmail.com
1. PODSTAWY TEORETYCZNE
1. PODSTAWY TEORETYCZNE 1 1. 1. PODSTAWY TEORETYCZNE 1.1. Wprowadzenie W pierwszym wykładzie przypomnimy podstawowe działania na macierzach. Niektóre z nich zostały opisane bardziej szczegółowo w innych
Wykład Matematyka A, I rok, egzamin ustny w sem. letnim r. ak. 2002/2003. Każdy zdający losuje jedno pytanie teoretyczne i jedno praktyczne.
Wykład Matematyka A, I rok, egzamin ustny w sem. letnim r. ak. 2002/2003. Każdy zdający losuje jedno pytanie teoretyczne i jedno praktyczne. pytania teoretyczne:. Co to znaczy, że wektory v, v 2 i v 3
ANALIZA DOKŁADNOŚ CI PROWADZENIA WYPORNOŚ CIOWYCH OBIEKTÓW NAWODNYCH PO ZADANEJ TRAJEKTORII W RÓŻ NYCH WARUNKACH HYDROMETEOROLOGICZNYCH.
MECHANIKA TEORETYCZNA i STOSOWANA 4, TA, (1986). ANALIZA DOKŁADNOŚ CI PROWADZENIA WYPORNOŚ CIOWYCH OBIEKTÓW NAWODNYCH PO ZADANEJ TRAJEKTORII W RÓŻ NYCH WARUNKACH HYDROMETEOROLOGICZNYCH ZYGMUNT KITOWSKI
Algebra liniowa z geometria. - zadania Rok akademicki 2010/2011
1 GEOMETRIA ANALITYCZNA 1 Wydział Fizyki Algebra liniowa z geometria - zadania Rok akademicki 2010/2011 Agata Pilitowska i Zbigniew Dudek 1 Geometria analityczna 1.1 Punkty i wektory 1. Sprawdzić, czy
Tra r n a s n fo f rm r a m c a ja a na n p a rę r ż ę eń e pomi m ę i d ę zy y uk u ł k a ł d a am a i m i obr b ó r cony n m y i m
Wytrzymałość materiałów Naprężenia główne na przykładzie płaskiego stanu naprężeń 1 Tensor naprężeń Naprężenia w stanie przestrzennym: τ τxz τ yx τ yz τzx τzy zz Układ współrzędnych jest zwykle wybrany
Matematyka A, kolokwium, 15 maja 2013 rozwia. ciem rozwia
Maemayka A kolokwium maja rozwia zania Należy przeczyać CA LE zadanie PRZED rozpocze ciem rozwia zywania go!. Niech M. p. Dowieść że dla każdej pary liczb ca lkowiych a b isnieje aka para liczb wymiernych
EGZAMIN MATURALNY Z MATEMATYKI
Arkusz zawiera informacje prawnie chronione do momentu rozpoczęcia egzaminu. MMA 016 KOD UZUPEŁNIA ZDAJĄCY PESEL miejsce na naklejkę dysleksja EGZAMIN MATURALNY Z MATEMATYKI POZIOM ROZSZERZONY DATA: 9
SYSTEM SYMULACJI TRENAŻ ERA LOTU, NAPROWADZANIA I WALKI POWIETRZNEJ SAMOLOTU
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 1/ 2, 25, 1987 SYSTEM SYMULACJI TRENAŻ ERA LOTU, NAPROWADZANIA I WALKI POWIETRZNEJ SAMOLOTU JERZY MARYNIAK Instytut Techniki Lotniczej i Mechaniki Stosowane) PW W opracowaniu
WIESŁAW W. ŁUCJANEK (WARSZAWA) 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 2, 6 (1968) LABORATORYJNE METODY POMIARU POCHODNYCH AERODYNAMICZNYCH WIESŁAW W. ŁUCJANEK (WARSZAWA) 1. Wstę p Ustawiczny postę p w technice lotów, zarówno konwencjonalnych
OSZACOWANIE ROZWIĄ ZAŃ RÓWNAŃ KANONICZNYCH METODY SIŁ W PRZYPADKU PRZYBLIŻ ONEGO WYZNACZANIA LICZB WPŁYWOWYCH. 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3, 9 (1971) OSZACOWANIE ROZWIĄ ZAŃ RÓWNAŃ KANONICZNYCH METODY SIŁ W PRZYPADKU PRZYBLIŻ ONEGO WYZNACZANIA LICZB WPŁYWOWYCH SZCZEPAN BORKOWSKI (GLIWICE) 1. Wstę p Zagadnienie
RUCH OBROTOWY- MECHANIKA BRYŁY SZTYWNEJ
RUCH OBROTOWY- MECHANIKA BRYŁY SZTYWNEJ Wykład 6 2016/2017, zima 1 MOMENT PĘDU I ENERGIA KINETYCZNA W RUCHU PUNKTU MATERIALNEGO PO OKRĘGU Definicja momentu pędu L=mrv=mr 2 ω L=Iω I= mr 2 p L r ω Moment
Scenariusz lekcji. Wojciech Dindorf Elżbieta Krawczyk
Scenariusz lekcji Czy światło ma naturę falową Wojciech Dindorf Elżbieta Krawczyk? Doświadczenie Younga. Cele lekcji nasze oczekiwania: Chcemy, aby uczeń: postrzegał doś wiadczenie jako ostateczne rozstrzygnię
DRGANIA SWOBODNE UKŁADU O DWÓCH STOPNIACH SWOBODY. Rys Model układu
Ćwiczenie 7 DRGANIA SWOBODNE UKŁADU O DWÓCH STOPNIACH SWOBODY. Cel ćwiczenia Doświadczalne wyznaczenie częstości drgań własnych układu o dwóch stopniach swobody, pokazanie postaci drgań odpowiadających
Ćwiczenie M-2 Pomiar przyśpieszenia ziemskiego za pomocą wahadła rewersyjnego Cel ćwiczenia: II. Przyrządy: III. Literatura: IV. Wstęp. l Rys.
Ćwiczenie M- Pomiar przyśpieszenia ziemskiego za pomocą wahadła rewersyjnego. Cel ćwiczenia: pomiar przyśpieszenia ziemskiego przy pomocy wahadła fizycznego.. Przyrządy: wahadło rewersyjne, elektroniczny
INSTRUKCJA DO ĆWICZENIA NR 5
KATEDRA MECHANIKI STOSOWANEJ Wydział Mechaniczny POLITECHNIKA LUBELSKA INSTRUKCJA DO ĆWICZENIA NR 5 PRZEDMIOT TEMAT OPRACOWAŁ MODELOWANIE UKŁADÓW MECHANICZNYCH Badania analityczne układu mechanicznego
Analiza stanu naprężenia - pojęcia podstawowe
10. ANALIZA STANU NAPRĘŻENIA - POJĘCIA PODSTAWOWE 1 10. 10. Analiza stanu naprężenia - pojęcia podstawowe 10.1 Podstawowy zapisu wskaźnikowego Elementy konstrukcji znajdują się w przestrzeni fizycznej.
RUCH OBROTOWY- MECHANIKA BRYŁY SZTYWNEJ
RUCH OBROTOWY- MECHANIKA BRYŁY SZTYWNEJ Wykład 7 2012/2013, zima 1 MOMENT PĘDU I ENERGIA KINETYCZNA W RUCHU PUNKTU MATERIALNEGO PO OKRĘGU Definicja momentu pędu L=mrv=mr 2 ω L=Iω I= mr 2 p L r ω Moment
I Pracownia fizyczna ćwiczenie nr 16 (elektrycznoś ć)
BADANIE PĘTLI HISTEREZY DIELEKTRYCZNEJ SIARCZANU TRÓJGLICYNY Zagadnienia: 1. Pole elektryczne wewnątrz dielektryków. 2. Własnoś ci ferroelektryków. 3. Układ Sowyera-Towera. Literatura: 1. Sz. Szczeniowski,
PŁYTY PROSTOKĄ TNE O JEDNOKIERUNKOWO ZMIENNEJ SZTYWNOŚ CI
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3, 10 (1972) PŁYTY PROSTOKĄ TNE O JEDNOKIERUNKOWO ZMIENNEJ SZTYWNOŚ CI KAROL H. BOJDA (GLIWICE) W pracy wykorzystano wł asnoś ci operacji T a [1] do rozwią zania równania
DTR.ZL-24-08 APLISENS PRODUKCJA PRZETWORNIKÓW CIŚNIENIA I APARATURY POMIAROWEJ INSTRUKCJA OBSŁUGI (DOKUMENTACJA TECHNICZNO-RUCHOWA)
DTR.ZL-24-08 APLISENS PRODUKCJA PRZETWORNIKÓW CIŚNIENIA I APARATURY POMIAROWEJ INSTRUKCJA OBSŁUGI (DOKUMENTACJA TECHNICZNO-RUCHOWA) ZASILACZ SIECIOWY TYPU ZL-24-08 WARSZAWA, KWIECIEŃ 2008. APLISENS S.A.,
Pole magnetyczne magnesu w kształcie kuli
napisał Michał Wierzbicki Pole magnetyczne magnesu w kształcie kuli Rozważmy kulę o promieniu R, wykonaną z materiału ferromagnetycznego o stałej magnetyzacji M = const, skierowanej wzdłuż osi z. Gęstość
ZMODYFIKOWANA METODA PROPORCJONALNEGO NAPROWADZANIA POCISKÓW W POZIOMEJ PŁASZCZYŹ NIE ZBLIŻ ENIA
MECHANIKA TEORETYCZNA 1 STOSOWANA 3-4, 23 (1985) ZMODYFIKOWANA METODA PROPORCJONALNEGO NAPROWADZANIA POCISKÓW W POZIOMEJ PŁASZCZYŹ NIE ZBLIŻ ENIA MIROSŁAW GLAPSKI (WARSZAWA) Wojskowa Akademia Techniczna
METODYKA WYZNACZANIA PARAMETRÓW RUCHU USTALONEGO Ś MIGŁOWCA NA PRZYKŁADZIE LOTU POZIOMEGO I ZAWISU. 1. Wstę p
Mli CHAN IK A TEORETYCZNA I STOSOWANA 3-4, 23 (1985) METODYKA WYZNACZANIA PARAMETRÓW RUCHU USTALONEGO Ś MIGŁOWCA NA PRZYKŁADZIE LOTU POZIOMEGO I ZAWISU KRZYSZTOF JANKOWSKI (WARSZAWA) Politechnika Warszawska
OPTYMALIZACJA POŁOŻ ENIA PODPÓR BELKI SZTYWNO- PLASTYCZNEJ OBCIĄ Ż ONEJ IMPULSEM PRĘ DKOŚ CI. 1, Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 4, lfi (978) OPTYMALIZACJA POŁOŻ ENIA PODPÓR BELKI SZTYWNO- PLASTYCZNEJ OBCIĄ Ż ONEJ IMPULSEM PRĘ DKOŚ CI JAAN LELLEP (WARSZAWA), Wstę p Optymalizacji poł oż enia podpory
1. Rozwiązać układ równań { x 2 = 2y 1
Dzień Dziecka z Matematyką Tomasz Szymczyk Piotrków Trybunalski, 4 czerwca 013 r. Układy równań szkice rozwiązań 1. Rozwiązać układ równań { x = y 1 y = x 1. Wyznaczając z pierwszego równania zmienną y,
POWŁOKI PROSTOKREŚ LNE OPARTE NA OKRĘ GU PRACUJĄ CE W STANIE ZGIĘ CIOWYM STANISŁAW BIELAK, ANDRZEJ DUDA. 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 4, 18 (1980) POWŁOKI PROSTOKREŚ LNE OPARTE NA OKRĘ GU PRACUJĄ CE W STANIE ZGIĘ CIOWYM STANISŁAW BIELAK, ANDRZEJ DUDA (OPOLE) 1. Wstę p W pracy przedstawiono rozwią zanie
W KORKOCIĄ GU* 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3-4, 13 (1985) MODELOWANIE MATEMATYCZNE STEROWANEGO RUCHU SAMOLOTU W KORKOCIĄ GU* WOJCIECH BLAJER, (RADOM) WSI Radom JERZY MARYNIAK (WARSZAWA) Politechnika Warszawska
Algebra liniowa z geometrią
Algebra liniowa z geometrią Maciej Czarnecki 15 stycznia 2013 Spis treści 1 Geometria płaszczyzny 2 1.1 Wektory i skalary........................... 2 1.2 Macierze, wyznaczniki, układy równań liniowych.........
3. FUNKCJA LINIOWA. gdzie ; ół,.
1 WYKŁAD 3 3. FUNKCJA LINIOWA FUNKCJĄ LINIOWĄ nazywamy funkcję typu : dla, gdzie ; ół,. Załóżmy na początek, że wyraz wolny. Wtedy mamy do czynienia z funkcją typu :.. Wykresem tej funkcji jest prosta
KINEMATYKA I DYNAMIKA CIAŁA STAŁEGO. dr inż. Janusz Zachwieja wykład opracowany na podstawie literatury
KINEMATYKA I DYNAMIKA CIAŁA STAŁEGO dr inż. Janusz Zachwieja wykład opracowany na podstawie literatury Funkcje wektorowe Jeśli wektor a jest określony dla parametru t (t należy do przedziału t (, t k )
III TUTORIAL Z METOD OBLICZENIOWYCH
III TUTORIAL Z METOD OBLICZENIOWYCH ALGORYTMY ROZWIĄZYWANIA UKŁADÓW RÓWNAŃ LINIOWYCH Opracowanie: Agata Smokowska Marcin Zmuda Trzebiatowski Koło Naukowe Mechaniki Budowli KOMBO Spis treści: 1. Wstęp do
Rachunek całkowy - całka oznaczona
SPIS TREŚCI. 2. CAŁKA OZNACZONA: a. Związek między całką oznaczoną a nieoznaczoną. b. Definicja całki oznaczonej. c. Własności całek oznaczonych. d. Zastosowanie całek oznaczonych. e. Zamiana zmiennej
Ćw. nr 31. Wahadło fizyczne o regulowanej płaszczyźnie drgań - w.2
1 z 6 Zespół Dydaktyki Fizyki ITiE Politechniki Koszalińskiej Ćw. nr 3 Wahadło fizyczne o regulowanej płaszczyźnie drgań - w.2 Cel ćwiczenia Pomiar okresu wahań wahadła z wykorzystaniem bramki optycznej
KLASA 3 GIMNAZJUM. 1. LICZBY I WYRAŻENIA ALGEBRAICZNE (26 h) 1. Lekcja organizacyjna 1. 2. System dziesiątkowy 2-4. 3. System rzymski 5-6
KLASA 3 GIMNAZJUM TEMAT LICZBA GODZIN LEKCYJNYCH 1. LICZBY I WYRAŻENIA ALGEBRAICZNE (26 h) 1. Lekcja organizacyjna 1 2. System dziesiątkowy 2-4 WYMAGANIA SZCZEGÓŁOWE Z PODSTAWY PROGRAMOWEJ Z XII 2008 R.
Rozkład materiału klasa 1BW
Rozkład materiału klasa BW wg podręcznika Matematyka kl. wyd. Nowa Era 2h x 38 tyg. = 76h lekcyjnych LICZBYRZECZYWISTE (7 godz.). Zapoznanie z programem nauczania, wymaganiami edukacyjnymi, zasadami BHP
MECHANIKA 2 KINEMATYKA. Wykład Nr 5 RUCH KULISTY I RUCH OGÓLNY BRYŁY. Prowadzący: dr Krzysztof Polko
MECHANIKA 2 KINEMATYKA Wykład Nr 5 RUCH KULISTY I RUCH OGÓLNY BRYŁY Prowadzący: dr Krzysztof Polko Określenie położenia ciała sztywnego Pierwszy sposób: Określamy położenia trzech punktów ciała nie leżących
METODY MATEMATYCZNE I STATYSTYCZNE W INŻYNIERII CHEMICZNEJ
METODY MATEMATYCZNE I STATYSTYCZNE W INŻYNIERII CHEMICZNEJ Wykład 3 Elementy analizy pól skalarnych, wektorowych i tensorowych Prof. Antoni Kozioł, Wydział Chemiczny Politechniki Wrocławskiej 1 Analiza
WIESŁAW OSTACHOWICZ, JANISŁAW TARNOWSKI (GDAŃ SK)
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 1, 17 (1979) ANALIZA DRGAŃ WAŁÓW WIRUJĄ CYCH OBCIĄ Ż ONYCH SIŁAMI OSIOWYMI WIESŁAW OSTACHOWICZ, JANISŁAW TARNOWSKI (GDAŃ SK) 1. Wstę p Jednym z podstawowych zadań zwią
Napęd pojęcia podstawowe
Napęd pojęcia podstawowe Równanie ruchu obrotowego (bryły sztywnej) moment - prędkość kątowa Energia kinetyczna Praca E W k Fl Fr d de k dw d ( ) Równanie ruchu obrotowego (bryły sztywnej) d ( ) d d d
Arkusz maturalny treningowy nr 7. W zadaniach 1. do 20. wybierz i zaznacz na karcie odpowiedzi poprawną odpowiedź.
Czas pracy: 170 minut Liczba punktów do uzyskania: 50 Arkusz maturalny treningowy nr 7 W zadaniach 1. do 20. wybierz i zaznacz na karcie odpowiedzi poprawną odpowiedź. Zadanie 1. (0-1) Wyrażenie (-8x 3
Przekształcanie równań stanu do postaci kanonicznej diagonalnej
Przekształcanie równań stanu do postaci kanonicznej diagonalnej Przygotowanie: Dariusz Pazderski Liniowe przekształcenie równania stanu Rozważmy liniowe równanie stanu i równanie wyjścia układu niesingularnego
Rozszerzony konspekt preskryptu do przedmiotu Teoria Maszyn i Mechanizmów
Projekt współfinansowany przez Unię Europejską w ramach Europejskiego Funduszu Społecznego Rozszerzony konspekt preskryptu do przedmiotu Teoria Maszyn i Mechanizmów Prof. dr hab. inż. Janusz Frączek Instytut
Jan Awrejcewicz- Mechanika Techniczna i Teoretyczna. Statyka. Kinematyka
Jan Awrejcewicz- Mechanika Techniczna i Teoretyczna. Statyka. Kinematyka SPIS TREŚCI Przedmowa... 7 1. PODSTAWY MECHANIKI... 11 1.1. Pojęcia podstawowe... 11 1.2. Zasada d Alemberta... 18 1.3. Zasada prac
ARKUSZ EGZAMINACYJNY ETAP PRAKTYCZNY EGZAMINU POTWIERDZAJ CEGO KWALIFIKACJE ZAWODOWE CZERWIEC 2012
Zawód: technik geodeta Symbol cyfrowy zawodu: 311[10] Numer zadania: 5 Arkusz zawiera informacje prawnie chronione do momentu rozpocz cia egzaminu 311[10]-05-1 Czas trwania egzaminu: 40 minut ARKUSZ EGZAMINACYJNY
ODPOWIEDZI I SCHEMAT PUNKTOWANIA ZESTAW NR 2 POZIOM ROZSZERZONY. S x 3x y. 1.5 Podanie odpowiedzi: Poszukiwane liczby to : 2, 6, 5.
Nr zadania Nr czynno ci... ODPOWIEDZI I SCHEMAT PUNKTOWANIA ZESTAW NR POZIOM ROZSZERZONY Etapy rozwi zania zadania Wprowadzenie oznacze : x, x, y poszukiwane liczby i zapisanie równania: x y lub: zapisanie
i- i.a... (i) 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 2, 23 (1985) ANALIZA DRGAŃ PARAMETRYCZNYCH UKŁADÓW CIĄ GŁYCH PODDANYCH STAŁEMU OBCIĄ Ż ENI U POPRZECZNEMU Z ZASTOSOWANIEM METODY ASYMPTOTYCZNEJ I METODY ELEMENTÓW SKOŃ
dr Mariusz Grządziel 15,29 kwietnia 2014 Przestrzeń R k R k = R R... R k razy Elementy R k wektory;
Wykłady 8 i 9 Pojęcia przestrzeni wektorowej i macierzy Układy równań liniowych Elementy algebry macierzy dodawanie, odejmowanie, mnożenie macierzy; macierz odwrotna dr Mariusz Grządziel 15,29 kwietnia
IDENTYFIKACJA PARAMETRYCZNA MODELU MATEMATYCZNEGO SAMOLOTU. 1. Wprowadzenie
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 3, 25, (1987) IDENTYFIKACJA PARAMETRYCZNA MODELU MATEMATYCZNEGO SAMOLOTU WŁADYSŁAW JAROMINEK Polska Akademia Nauk, Warszawa TADEUSZ STEFAŃ SKI Politechnika Ś wię tokrzyska,kielce
W naukach technicznych większość rozpatrywanych wielkości możemy zapisać w jednej z trzech postaci: skalara, wektora oraz tensora.
1. Podstawy matematyki 1.1. Geometria analityczna W naukach technicznych większość rozpatrywanych wielkości możemy zapisać w jednej z trzech postaci: skalara, wektora oraz tensora. Skalarem w fizyce nazywamy
TENSOMETRIA ZARYS TEORETYCZNY
TENSOMETRIA ZARYS TEORETYCZNY Stan naprężenia jest niemożliwy do pomiaru, natomiast łatwo zmierzyć stan odkształcenia na powierzchni zewnętrznej badanej konstrukcji. Aby wyznaczyć stan naprężenia trzeba
O MODELOWANIU W BUDOWIE MASZYN
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 4, 21 (1983) O MODELOWANIU W BUDOWIE MASZYN MAREK DIETRICH Politechnika Warszawska' Długo zastanawiał em się jak ustosunkować się do propozycji publikacji w tyra specjalnym
Siły wewnętrzne - związki różniczkowe
Siły wewnętrzne - związki różniczkowe Weźmy dowolny fragment belki obciążony wzdłuż osi obciążeniem n(x) oraz poprzecznie obciążeniem q(x). Na powyższym rysunku zwroty obciążeń są zgodne z dodatnimi zwrotami
ŁĄ
Ś ĄŻ ŁĄ Ź Ą ÓŹ Ś Ś Ą Ą Ś Ó ŚÓ Ó Ą Ó Ż Ź Ś Ż Ó Ó Ó Ż Ó Ą Ż Ó Ż Ż Ż Ż Ś Ą Ż Ć Ą Ć Ą Ż Ł Ś Ś Ź Ó Ś Ó Ó Ó Ś Ż Ź Ż Ż Ę Ą Ó Ś ź Ó Ę Ą Ź Ą Ż Ó Ś Ć Ę Ś Ą Ś Ś Ś Ą Ó Ę Ó Ę Ą Ż Ż Ó Ż ź Ą Ó Ś Ź Ż Ó Ż Ż Ź Ó Ó Ś Ś Ó
I B. EFEKT FOTOWOLTAICZNY. BATERIA SŁONECZNA
1 OPTOELEKTRONKA B. EFEKT FOTOWOLTACZNY. BATERA SŁONECZNA Cel ćwiczenia: 1.Zbadanie zależności otoprądu zwarcia i otonapięcia zwarcia od natężenia oświetlenia. 2. Wyznaczenie sprawności energetycznej baterii
DYNAMIKA SZTYWNEJ PŁYTY SPOCZYWAJĄ CEJ NA SPRĘ Ż YSTO- PLĄ STYCZNY M PODŁOŻU ZE ZMIENNĄ GRANICĄ PLASTYCZNOŚ CI CZĘ ŚĆ II. SPRĘ Ż YSTE ODCIĄ Ż ENI E
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 1, 10 (1972) DYNAMIKA SZTYWNEJ PŁYTY SPOCZYWAJĄ CEJ NA SPRĘ Ż YSTO- PLĄ STYCZNY M PODŁOŻU ZE ZMIENNĄ GRANICĄ PLASTYCZNOŚ CI CZĘ ŚĆ II. SPRĘ Ż YSTE ODCIĄ Ż ENI E. JERZY
Rozdział 2. Krzywe stożkowe. 2.1 Elipsa. Krzywe stożkowe są zadane ogólnym równaniem kwadratowym na płaszczyźnie
Rozdział Krzywe stożkowe Krzywe stożkowe są zadane ogólnym równaniem kwadratowym na płaszczyźnie x + By + Cxy + Dx + Ey + F = 0. (.) W zależności od relacji pomiędzy współczynnikami otrzymujemy elipsę,
MECHANIKA II. Dynamika ruchu obrotowego bryły sztywnej
MECHANIKA II. Dynamika ruchu obrotowego bryły sztywnej Daniel Lewandowski Politechnika Wrocławska, Wydział Mechaniczny, Katedra Mechaniki i Inżynierii Materiałowej http://kmim.wm.pwr.edu.pl/lewandowski/
5 Równania różniczkowe zwyczajne rzędu drugiego
5 Równania różniczkowe zwyczajne rzędu drugiego Definicja 5.1. Równaniem różniczkowym zwyczajnym rzędu drugiego nazywamy równanie postaci F ( x, y, y, y ) = 0, (12) w którym niewiadomą jest funkcja y =
Przykład 4.2. Sprawdzenie naprężeń normalnych
Przykład 4.. Sprawdzenie naprężeń normalnych Sprawdzić warunki nośności przekroju ze względu na naprężenia normalne jeśli naprężenia dopuszczalne są równe: k c = 0 MPa k r = 80 MPa 0, kn 0 kn m 0,5 kn/m
Funkcje wielu zmiennych
Funkcje wielu zmiennych Wykresy i warstwice funkcji wielu zmiennych. Granice i ciagłość funkcji wielu zmiennych. Pochodne czastkowe funkcji wielu zmiennych. Gradient. Pochodna kierunkowa. Różniczka zupełna.
1 Rozwiązywanie układów równań. Wyznaczniki. 2 Wektory kilka faktów użytkowych
Rozwiązywanie układów równań. Wyznaczniki. 2 Wektory kilka faktów użytkowych 2. Wektory. 2.. Wektor jako n ka liczb W fizyce mamy do czynienia z pojęciami lub obiektami o różnym charakterze. Są np. wielkości,
Algebra liniowa. Macierze i układy równań liniowych
Algebra liniowa Macierze i układy równań liniowych Własności wyznaczników det I = 1, det(ab) = det A det B, det(a T ) = det A. Macierz nieosobliwa Niech A będzie macierzą kwadratową wymiaru n n. Mówimy,
MODELOWANIE MATEMATYCZNE AUTOMATYCZNIE STEROWANEGO Ś MIGŁOWCA W RUCHU PRZESTRZENNYM. 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA 1 STOSOWANA 3-4, 23 (1985) 1 MODELOWANIE MATEMATYCZNE AUTOMATYCZNIE STEROWANEGO Ś MIGŁOWCA W RUCHU PRZESTRZENNYM KRZYSZTOF JANKOWSKI JERZY MARYNIAK (WARSZAWA) Politechnika Wavsza
MODELOWANIE DYNAMIKI STEROWANEGO OBIEKTU LATAJĄ CEGO KLASY ZIEMIA- POWIETRZE. 1. Wstę p
MECHANIKA TEORETYCZNA I STOSOWANA 1/ 2, 25, 1987 MODELOWANIE DYNAMIKI STEROWANEGO OBIEKTU LATAJĄ CEGO KLASY ZIEMIA- POWIETRZE JAN NICZYPORUK ALEKSANDER WIELGUS Wojskowa Akademia Techniczna 1. Wstę p W
ć ć ż ć ź ż ż ź ź ŚĆ Ź ź ć Ź ź ź ź ź Ś Ą Ć Ć ć Ź ź
Ł Ł ć ć Ś Ź Ć Ś ć ć ż ć ź ż ż ź ź ŚĆ Ź ź ć Ź ź ź ź ź Ś Ą Ć Ć ć Ź ź Ś Ć Ć Ś ź Ć ż ż ź ż Ć ć ż Ć Ć ż ż ź Ć Ś Ś ż ż ć ż ż Ć ż Ć Ś Ś Ź Ć Ę ż Ś Ć ć ć ź ź Ś Ć Ś Ć Ł Ś Ź Ś ć ż Ś Ć ć Ś ż ÓŹ Ś Ś Ź Ś Ś Ć ż ż Ś ż