- •Р1.»Основы аэродинамики»
- •1.Виды аэродинамических труб.
- •2.Строение атмосферы.
- •3.Вязкость воздуха.
- •4.Сжимаемость воздуха.
- •5.Основные законы аэродинамики.
- •6.Форма крыла в плане.
- •7.Профили крыла.
- •8.13.Аэродинамические силы и коэффициенты.
- •9. Соотношение между сопротивлениями трения в турбулентном и ламинарном пограничном слое.
- •10.Аэродинамическое качество. Индуктивное сопротивление.
- •12.Угол атаки .
- •14. 15. Зависимость коэф.Подъемной силы (лобового сопр.) от угла атаки.
- •1. В большом диапазоне Су изменяется по прямой линии
- •16.Поляра крыла
- •17.Соотношение между аэродин.Кач-ом самолета и аэродин.Кач-ом крыла.
- •Р2. «Полет самолета»
- •6.Кривые Жуковского.
- •11. Зависимость скороподъёмности от высоты полёта.
- •20.Практическая дальность самолета
- •Р3. «Силы, действующие на самолет в полете»
- •3.17. Взаимосвязь полной перегрузки с составляющими.
- •4.Разрушающая или расчетная перегрузка. 6. Коэффициент безопасности.
- •7. Физиологическое влияние перегрузок на организм человека.
- •9.Максимальное значение эксплуатационной перегрузки для маневренных самолетов.10. – ограниченно маневренных.11. – неманевренных самолетов.
- •13. Необходимость учёта часто повторяющихся нагрузок при расчёте нагрузок конструкции сам-та.
- •16.19. В направление какой оси при полете самолета возникают наибольшие перегрузки.
- •Р4. «Основные элементы самолета»
- •9. Принцип работы реактивного закрылка крыла.
- •10.Цель управления пограничным слоем на крыле самолета
- •15. Типы конструкций фюзеляжа.
- •17.18.19.Назначение оперения сам-та.
- •20.Назначение элеронов самолета.
- •5. Основные схемы шасси самолета.
- •10.Основные части шасси.
- •14.Основные геометрические характеристики винта твд.
- •16.Основные элементы топливной системы самолета.
- •19. Назначение реверсивного устройства на силовой установке самолета.
- •20.Основные методы борьбы с обледенением.
- •Р6. «Проектирование самолета»
- •7.Хар-ка задач, решаемых при рабочем проектирование ла.
- •8.Особенности проектирования современных ла.
- •9.Типы проектных моделей самолета.
- •16.Метод градиента взлетной массы.
- •17. Выбор типа и числа двигателей для проектирования самолета.
9. Соотношение между сопротивлениями трения в турбулентном и ламинарном пограничном слое.
Графически коэф.сопротивления трения в ламинарном и турбулентном пограничных слоях будут изображаться в виде прямых линий (рис.)
С увеличением числа Рейнольдса коэф.трения в обоих случаях убывают, однако, в турбулентном пограничном слое медленее.
10.Аэродинамическое качество. Индуктивное сопротивление.
Помимо Су и Сх важной аэродинамической характеристикой самолета является аэродинамическое качество К.
Формула: У современных ЛА качество крыла доходит до 20 – 22!
Так как для самолета данной конфигурации Су и Сх зависят от и М, то качество также зависит от этих величин. Угол атаки, при котором качество максимальное называетсянаивыгоднейшим(нв). При изменении М полета максимальное аэродинамическое качество изменяетсярисунок
Сила лобового сопротивления самолета Х создается силами трения в пограничном слое и силами давления. Силы давления существуют как при подъемной силе равной нулю (Х0- безиндуктивное лобовое сопротивление), так и при наличие подъемной силы (Хi- индуктивное лобовое сопротивление).Х=Х0+Хi.Коэф. сопротивления СХ=СХ0+СХi. СХ0- коэф. лобового сопротивления при Су=0. СХi- коэф. индуктивного сопротивления.
СХi=А*Су2. А-коэф. пропорц-ти, учитывающий геометрическую форму самолета. Чем больше коэф. подъемной силы, тем больше коэф. индуктивного сопротивления.
12.Угол атаки .
Угол между хордой профиля и направлением не возмущенного потока называется углом атаки ,если вектор скорости невозмущенного потока паралелен пл-ти профиля. В более общем случае угол атаки измеряется между хордой профиля и проекцией скорости невозмущенного потока на пл-ти профиля.
Угол атаки, при котором качество максимальное называется наивыгоднейшим(нв).
Угол, где Су maxназываетсякритическим(кр). Наибольший допустимый угол атаки, при котором самолет не сваливается.
14. 15. Зависимость коэф.Подъемной силы (лобового сопр.) от угла атаки.
Для летательных аппаратов с фиксированной геометрией аэродинамические коэффициенты Су и Сх зависят в основном от угла атаки и числа М полета.
1. В большом диапазоне Су изменяется по прямой линии
Формула
чем больше Су, тем круче зависимость.
2. При некотором отрицательном угле атаки Су равен 0. (0).
Если бы крыло было набрано из симметричных профилей, а фюзеляж был осе симметричным телом вращения то у такого самолета 0 = 0!!!
3. Су растет с увеличением угла атаки, т. к. на верхней поверхности увеличивается разрежение, а на нижней – оно уменьшается.
Угол, где Су maxназывается критическим (кр).
4. В эксплуатации кр не используются по причине попадания самолета нарежим сваливания.
Наибольший допустимый угол атаки, при котором самолет не сваливается Су доп. Уменьшение Су при кр. происходит вследствие развития срыва потока на крыле и уменьшении разрежения на верхней поверхности.
. Изменение Сх при изменении угла атаки объясняется тем, что коэффициент индуктивного сопротивления Схiзависит от Су, следовательно Сх зависит от.
Помимо Су и Сх важной аэродинамической характеристикой самолета является аэродинамическое качество К.
Формула: У современных ЛА качество крыла доходит до 20 – 22!
Так как для самолета данной конфигурации Су и Сх зависят от и М, то качество также зависит от этих величин. Угол атаки, при котором качество максимальное называется наивыгоднейшим ( нв). При изменении М полета максимальное аэродинамическое качество изменяется рисунок