- •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.
13) Взлет самолета. Параметры взлета.
К параметрам взлета относятся скорость взлета, градиент набора высоты, длины соответствующих участков взлета. К этим параметрам предъявляются следующие требования: 1).оптимальность (выход на эшелон за минимальное время); 2).обеспечение гарантии безопасного взлета.
По НЛГС Vотр должна быть на 10% больше, чем минимальная скорость сваливания самолета во взлетной конфигурации.
Согласно НЛГС . На 3-ем этапе взлета не менее 5%, а на 4-ом - не менее 3%.
14) Посадка самолета. Расчет посадочной дистанции.
Посадка самолета состоит из 2-х этапов: заход на посадку и собственно посадка. В процессе снижения и предпосадочного планирования осуществляется выпуск шасси и скорость при этом снижается до скорости , а высота снижается до 400м. Эта высота определяет начало глиссады.
При входе на глиссаду закрылки переводятся в посадочное положение и самолет двигаясь по глиссаде снижается до высоты . Эта высота определяет конец этапа захода на посадку. . С высоты H=15м скорость самолета уменьшиться от до . В случае ухода на 2-й круг посадка называется прерванной. Длину воздушного участка посадки (от до момента касания) можно определить с помощью энергетического метода. Изменение полной энергии на воздушном участке посадки (от до ). Изменение этой энергии затрачивается на работу силы сопротивления на этом участке. ; ; ;
, где - среднее аэродинамическое качество самолета с учетом механизации крыла.
;
, и определяются из АХ самолета. Для определения длины пробега используется то же уравнение, что и для определения длины разбега при взлете (значение силы тяги при пробеге близко к нулю, в чем заключатся отличие от разбега)
- аэродинамическое качество при стояночном угле атаки.
15 Влияние конструктивных и экспл. Факторов на дальность и продолж. Полета.
1 главным решающим фактором яв-ся экономичность двигателей СУ.
2 получение минимального профильного сопротивления планера ЛА.
3 при одинаковой по объему заправки топлива дальность и продол. зависят от плотности керосина (прямо пропорционально)
4 существенное влияние на дальность и продолжительность оказывает отказ двигателя. При отказе двигателя необходимо увеличить тягу работающих двигателей или уйти на меньшую Н, где qk будет меньше.
5 на продолжительность и дальность полета сильное влияние оказывает изменение t опр. Средн. (↑t на 50 приводит к ↑qч на 1%)
6 сильное влияние оказ-ет ветер. W-абсолютная скорость ветра.
16 Влияние скольжения на распределение аэродинамической нагрузки по самолету.
Самолет имеет плоскость симметрии ОХУ и если вектор скорости не лежит в этой плоскости симметрии, то полет происх. при скольжении. Рассм. влияние скольжения на распредиление боковой и нормальной аэродин. сил давления на поверхности самолета. При полете со скольжением на встречной стороне ЛА давление повышается, что обусл. появлением аэродинамической нагрузки на боковую нов-ть ЛА. Характер распр-ия сил давления особенно в хвостовой части планера сущ-но зависит от распределения норм. сил по крылу самолета.
Для прямоугольного крыла.
Распределение давления по сечению крыла опред-ся нормальной составляющей скорости Vcosβ, поэтому подъемная сила такого крыла У~cos2β
В первом приближении влияние скольжения на распределение давления по крылу можно объяснить сложением 2-х потоков Vcosβ и Vsinβ. Для потока VМышт передней кромкой крыла служит торец выдвинутой части крыла, а задней кромкой конец отст. части крыла. В этом случае распределение Су по размаху плоского прямоуго –го крыла становится несимметричным. Характер асимметрии зависит от форм концевых частей крыла. Важной причиной ассиметричной Уа при полете со скольжением яв-ся интерференция м/у фюзеляжем и крылом, зависящем от взаимного расположения. Этот эффект наиболее значителен для схем высокоплан и низкоплан. Кроме того эффект интерфер-ии зависит от удлинения фюзеляжа.