- •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.
33.Каким образом уравновешиваются силы в режиме набора высоты(рисунок сделать)
В общем случае набор высоты явл-ся неустановившимся,криволинейным дв-ем ЛА в вертикальной плоскости.
В центре масс действуют следующие силы:1) Ya- подъемная сила;2)Xa-сила лобового сопротивления; 3)P-сила тяги двигателей;4)mg-сила тяжести
В отличие от ГП при наборе высоты тяга двигателей должна уравновешивать не только силу лобового сопротивления,но и составляющую силу тяги самолета.т.е. тяга двигателей должна быть больше,чем в ГП. Необходимо иметь избыток тяги
P-Xa=mgsinθ
Ya=mgcosθ- прямолинейный набор Н,при нарушении полет станет криволинейным
34)Каковы характерные режимы планирования
Характерными режимами планирования являются режим наибольшей дальности полета и режим наибольшей продолжительности
35)какое влияние оказывает высота на скороподъемность самолета
С изменением высоты полета скороподъемность изменяется. Любой фактор влияющий на избыток тяги приводит к изменению скороподъемности
С увеличением высоты избыток тяги уменьшается, следовательно уменьшается и скороподъемность самолета
36.Какое различие в понятии теоретического или практического потолков.
Теоретический потолок ЛА не может достигнуть. В условиях установившегося полета, так как требуется бесконечно большое время для его достижения из-за уменьшения вертикальной скорости. Поэтому высотность ЛА определяют по их практическому потолку. За практический потолок принимают значение высоты на котором Vy= 0.5м/с
37)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.
38.Криволинейное движение самолета в горизонтальной плоскости.
Этот вид криволинейного движения имеет цель – изменение направления движения, если направление изменяется на угол < 3600, такое движения называется разворотом, если угол = 3600 – это называется вираж.
Вираж.
Может быть установившимся или неустановившимся.
Выполняется любой вираж как с одновременный креном и скольжением, так и либо только с креном и только со скольжением.
а) вираж с креном, но без скольжения.
R ц.с. – определяется проекцией подъемной силы Y на горизонтальную пломкость.
Для выполнения виража с креном, а/д подъемная сила Ya, должна быть > mg
При выполнений виража обязательно ощущается перегрузка ny>1
б) Вираж со скольжением, но без крена.
В этом случае, Rц.с., создается и определяется разностью м/у аэродинамической боковой силой Za, возникающей при скольжении и проекцией силы тяги на боковую ось OZ.
Для определения ЛТХ самолета, важное значение имеет понятие правильного виража, и его основных параметров.
Правильный вираж – наиболее распространенный вид виража, выполняемый при условии, что h=const, V=const, β=0(без скольжения), γ=const.
Схема сил, действующих на самолет во время выполнения правильного виража:
(7.4)
При выполнении правильного виража, сила тяги уравновешивается проекцией подъемной силы на ось Y, а P уравновешивается Xa.
Для обеспечения выполнения условий постоянного крена необходимо, чтобы выполнялись условия равенства 0 всех моментов сил.
Из (7.1):
(7.6)
и з 2го выражения системы (7.4), можно получить взаимосвязь м/у нормальной перегрузкой ny и углом крена:
(7.7)
Из (7.7) следует, что с увеличением γ, будет увеличиваться ny.
Система (7.4), позволяет определять все характеристики правильного виража через ny.
В выражении (7.4) делим 1-е выражение на 2-е:
- радиус виража.
(7.9) – время виража.
Если задан а/д коэффициент подъемной силы (Сy) на вираже, то можно определить скорость самолета при выполнении правильного виража с заданной перегрузкой.
Из 2-го выражения системы (7.4)
; => (7.10)
Если вираж выполняется с тем же Cy, что и в горизонтальном полете (прямолинейном), то можно получить соотношение между воздушной скоростью виража и скоростью горизонтального установившегося полета:
Увеличение потребной скорости на вираже, приводит к необходимости увеличения Pп, и следовательно Pр силовой установки.
Если сохраняется одно и то же k
(kг.п.=kвир), то
Ограничениями при выполнении правильного виража, являются:
1)комфорт пассажира2)Pр силовой установки 3)прочность планера
Каждый тип самолета имеет конкретное ограничение на выполнение правильного виража, исходя из перечисленных ограничений.