- •1 Амт планера и тяги двигателей
- •2.Амт фюзеляжа(рисунок подправить)
- •3.Амт самолета(рисунок подправить)
- •4) Амт горизонтального оперения
- •5)Барограмма подъема при наборе высоты
- •6) Боковая статическая устойчивость самолета. Общие сведения
- •8.В чем заключается метод тяг (мощностей)Жуковского
- •9)В чем различие технической и практической дальности полета? назначение аэронавигационного запаса топлива?
- •10)Вертикальная скорость при наборе высоты
- •10)Вертикальная скорость при наборе высоты
- •12 Взлет самолета. Основные этапы.
- •13) Взлет самолета. Параметры взлета.
- •14) Посадка самолета. Расчет посадочной дистанции.
- •15 Влияние конструктивных и экспл. Факторов на дальность и продолж. Полета.
- •16 Влияние скольжения на распределение аэродинамической нагрузки по самолету.
- •17)Влияние условий эксплуатации на характерные скорости горизонтального полета(сделать рисунки)
- •18)Высота наименьшего километрового расхода топлива
- •19)Горизонтальный полет самолета.Потребная мощность для гп
- •20. Горизонтальный полет самолета. Потребная скорость гп
- •21) Гп самолета. Потребная тяга силовой установки
- •23 Дальность и продолжительность полета.
- •33.Каким образом уравновешиваются силы в режиме набора высоты(рисунок сделать)
- •38.Криволинейное движение самолета в горизонтальной плоскости.
- •39)Криволинейное движение самолета в горизонтальной плоскости
- •40 Криволинейный полет. Условия возникновения и особенности.
- •42)Напишите уравнение снижения самолета по прямолинейной траектории (движение установившееся и неустановившееся)
- •43.Общие сведения об устойчивости, равновесии и управляемости самолета.
- •44)Особые случаи посадки
- •45)Первые и вторые режимы горизонтального полета.
- •47. Перечислите эксплуатационные ограничения верхнего предела скорости горизонтального полета
- •48) Поведение самолета при падении в спутную струю и при полете в районе грозовой деятельности.
- •49) Посадка самолета. Расчет посадочной дистанции.
- •50)Потребная тяга и мощность для установившегося набора высоты по наклонной траектории
- •51.Почему движение самолета при взлете и посадке является неустановившемся.
- •53)Причины выхода самолета на большие углы атаки.
- •55)Продольная статическая устойчивость по перегрузке
- •56)Продольная статическая устойчивость самолета по скорости полета
- •57)Продольная управляемость самолета
- •58)Силы действующие на самолет в полете
- •59.Системы координат и углы, определяющие положение самолета.
- •60)Снижение самолета. Характеристики снижения
- •61.Совокупностью каких движений можно представить перемещение самолета в полете
- •62.Уравнение движение самолета в связной системе координат.
- •64.Усилие на штурвале, потребное для продольной балансировки самолета.
- •65) Устойчивость и управляемость самолета при отказе двигателя.
- •66)Факторы, влияющие на впх самолета
- •67)Характеристики посадки самолета
- •68)Характерные скорости гп
- •12) Взлет самолета при боковом ветре.
17)Влияние условий эксплуатации на характерные скорости горизонтального полета(сделать рисунки)
Влияние высоты полета Нпол на характерные скорости сам-та проявляются через изменение плотности атмос-ры с изменением высоты. Область значений характеристик, при которых возможен ГП сам-та наз диапазоном эксплуатации.
Для каждого сам-та имеется Н, для которой диапазон эксплуатации в виде характерных скоростей полета исчезает, все скорости будут в 1 точке. Эта Н наз-ся теоретическим потолком.
На теоретич-ом потолке кривая располагаемой тяги не пересекает кривую потребной тяги сам-та, а только касается ее в 1 точке.
18)Высота наименьшего километрового расхода топлива
Километровый расход топлива для самолетов с ТРДД.
Если предположить, что масса самолета неизменна и удельный расход топлива , то получить километровый расход топлива минимальным можно тогда, когда минимальное. Он определяется путем проведения к кривой потреб.тяг касательной от начала координат и этот режим называется крейсерским режимом полета. Vкр<Vнаив.
М инимальный километровый расход топлива с увеличением высоты полета быстро уменьшается, однако темп изменения по Н по мере приближения к практическому потолку самолета падает. На оказывает влияние аэродинамическое качество:
; ; (5.3)
Минимальный согласно 5.3 будет тогда, когда . Высота, на которой произведение будет максимальным, называется высотой минимального километрового расхода.
19)Горизонтальный полет самолета.Потребная мощность для гп
Движение ЛА в ГП рассматривается при условии полного отсутствия движения воздушной среды относительно земли. ГП называется полет самолета при Н=const. В частном случае при ГП ЛА не имеет крена и скольжения. По длительности и продолжительности этот режим яв-ся основным для ЛА гражданской авиации. При ГП при заданном режиме полета уравновешены все силы и их моменты.
Потребной мощностью наз-ся мощность, затрачиваемая для преодоления лобового сопротивления при заданной скорости и массе. с учетом
Минимум потребной мощности по скорости не совпадает с минимумом тяги по скорости. В отличии от потребной тяги, минимум которой определяется наивыгоднейшим углом атаки и максимумом К, потребная мощность будет иметь минимальное значение при минимальном значении
20. Горизонтальный полет самолета. Потребная скорость гп
Скорость, необходимая для прямолинейного гориз установившегося полета при заданных полетной массе и угле атаки наз-ся потребной скоростью ГП.
При увеличении Н при постоянном угле атаки и удельной нагрузки на крыло Vпотр увеличивается. Режим ГП на заданной высоте и при заданной полетной массе обычно задается не воздушной скоростью, а приборной.
V- истинная возд ск-ть Vпр – приборная ск-ть Vi- индикаторная ск-ть
.Постоянство приборной скорости указывает на постоянство величины скоростного напора. с увеличением Н различие м/у V и Vi возрастает. В случае самолета с постоянной массой коэф-т Сy, а сл-но α остаются постоянными. Сохранение индикаторной скорости при α=const на всех Н имеет большое значение для безопасности полета, т к позволяет пилоту контролировать угол атаки через Vпр.