50)Потребная тяга и мощность для установившегося набора высоты по наклонной траектории

В общем случае набор высоты является неустановившимся криволинейным движением с-та в вертикальной плоскости. Набор высоты характеризуется воздушной скоростью V и углом набора траектории : tg·100=_H- градиент набора высоты. Согласно НЛГС набор высоты H до 120м должен осуществляться с градиентом _H5%

Общая система уравнений движения самолета при полете без крена, скольжения в вертик.плоскости =0; =0:

Траектория набора высоты в большинстве случаев имеет большой радиус кривизны, что позволяет считать движение самолета при наборе высоты считать практически прямолинейным ;тогда получим:

(4.1)

Если , набор высоты происходит с разгоном и наоборот при –с торможением

- установившееся прямолинейное движение. (4.2)

В отличие от ГП, сила тяги в СУ при наборе высоты должна быть больше сопротивления на величину проекции силы тяжести самолета на ось Х.

– избыток тяги при наборе высоты по отношению к ГП.

Чем больше избыток тяги, тем больший наклон к траектории можно получить. Из 2-го ур-я системы можно получить зависимость коэф-та подъемной силы С_y от угла наклона траектории.

Из 2-го ур-я системы, если аэродинамическая Y_a станет больше, чем произведение , то произойдет искривление траектории, и как следствие возникнет центробежная сила, тем большая, чем больше Y_a превышает .

Для определения характеристик набора высоты используется кривые Жуковского, где потребная тяга: .При наборе высоты сила тяги двигателя превышает лобовое сопротивление. Поэтому эти кривые дают возможность определить потребную тягу при различных значениях скоростей и угле наклона траектории.

С турбовинтовыми двигателями анализ скоростей проводится по кривым потребных мощностей ;

- уравнение кривых потребных мощностей.

51.Почему движение самолета при взлете и посадке является неустановившемся.

Движение самолета при взлете и посадке является ускоренным и замедленным, т.е. происходит изменение скорости самолета со временем, следовательно движение неустановившееся.

52 предельные центровки самолета Ограничению подлежат: предельная задняя центровка, предельная передняя центровка Предельная задняя центровка опр-ся в зависимости от класса самолета по степени продольной статической устойчивости при фиксированном положении руля высоты.

Предельная передняя центровка наз-ся из условия обеспечения продольной статической устойчивости (балансировки ЛА) на всех режимах полета.

; n_B- коэф. Эффективности управления тангажом

Минимальное значение - предельная передняя центровка. Обычно она соотв-т режиму посадки самолета с выпущенными закрылками и с учетом влияния земли.

53)Причины выхода самолета на большие углы атаки.

Потеря скорости. Для поддержания подъемной силы при уменьшении скорости необходимо увеличивать угол атаки. Предупреждающим фактором является тряска самолета. Вероятность выхода на большие углы атаки увеличивается с ростом высоты полета.

На большие углы атаки самолет может быть выведен вертикальными восходящими (нисходящими) потоками. Большие вертикальные потоки воздуха в кучевых и грозовых облаках.

Поведение самолета при выходе на большие углы атаки зависит от места зарождения срыва на крыле и быстроты развития срыва вдоль хорды и размаха. Срыв потока как правило зарождается у задней кромки крыла, где наиболее толстый и наиболее устойчивый пограничный слой. При росте угла атаки и появления срыва потока подъемная сила резко уменьшается, а сопротивление увеличивается. Это сопровождается ростом момента крена, рыскания и тангажа. При возникновении срыва потока на крыле происходит прирост пикирующего момента. Ценным свойством уменьшения угла атаки при срыве (и, как следствие, ликвидации) не обладают самолеты со стреловидным и треугольным крылом. У этих самолетов появляется прирост кабрирующего момента.

54.Продольная статическая устойчивость самолета.

Под статической устойчивостью понимается свойство самолета создавать при нарушении равновесия стабилизирующие моменты. Изучение стат устойчивости необходимо начинать с определения внешних сил,действующих на ЛА,а так же условий при которых они уравновешены. Точкой приведения этих сил является центр масс самолета