Глава 3

1. Сжимаемость – свойство воздуха, изменять свою плотность при изменении давления. Универсальной характеристикой сжимаемости является , при M<0.4 воздух несжимаем.

2. Вязкость – это сопротивление взаимному перемещению его слоев. Молекулы воздуха обладают определенной скоростью беспорядочного хаотического движения, зависящего от температуры, а также скоростью общего поступательного движения. Попадая из быстро движущегося слоя в медленный, молекулы ускоряют движение медленно движущихся молекул, и наоборот.

3. Основные параметры состояния воздуха – Р-давление, T-температура, p-плотность. Эти параметры связаны между собой уравнением состояния (Клапейрона-Менделеева):

4. Строение атмосферы: тропосфера (11 км), стратосфера (до 40 км), мезосфера (40-80 км), термосфера (80-800 км) и экзосфера (свыше 800 км) постепенно переходящий в межпланетное пространство.

5. Линия тока – линия, касательно к которой в каждой точке совпадает с вектором скорости частиц воздуха. Струйка – это содержимое внутри поверхности, образованная внутри траектория движущихся частиц.

6. В 50 гг. была разработана Меж. стандартная атмосфера (МСА), представляющая собой таблицу среднегодовых значений параметров воздуха по высоте до 30км, соответствующая средним широтам северного полушария. T=1км/6.5 гр., Р=11м/1 мм рт.ст.

7. Частным случаем всеобщего закона сохранения материи в аэродинамике является закон неразрывности течения. В соответствии с ним через каждое поперечное сечение струйки в единицу времени протекает одна и та же масса воздуха.

Объем воздуха, протекающий через любые сечения струйки в единицу времени, будет равен VF, а масса –рVF. Закон неразрывности устанавливает, что секундная масса воздуха, протекающего через любое поперечное сечение струйки, то есть величина pVF, по длине струйки остается постоянной: р₁V₁F₁=p₂V₂F₂ или pVF=const. При малых скоростях движение воздуха, когда плотность изменение скорости остается постоянной, уравнение упрощается: VF=const. При расширении воздушного потока скорость уменьшается, а при сужении – увеличивается.

8. Закон Берулли – при движении воздуха сумма кинетической и потенциальной энергии единицы его объема есть величина постоянная для любого сечения струйки: . Из уравнения следует, что при ускорении воздушного потока давление уменьшается, а при замедлении – увеличивается.

9. О бразование подъемной силы. В каждой точке возникает элементарная сила, являющиеся результатом взаимодействия воздушного потока с поверхностью крыла. Если эти силы геометрически сложить, то получим их равнодействующую – которая называется полной аэродинамической силой R, ее приложение к центру. Разница давления потоков под крылом и над крылом – называется подъемной силой.

10. Образование лобового сопротивления. Оно состоит из трех слагаемых – сопротивления трения, сопротивления давления и индуктивного сопротивления. Сопротивления трения возникает при торможении частиц воздуха в непосредственной близости от обтекаемой поверхности. Сопротивления давления зависит от степени удобообтекаемости того или иного элемента конструкции самолета. Индуктивное сопротивление обусловлено перетеканием воздушного потока на концах крыла с нижней поверхности крыла на верхнюю.

11. Формула подъемной силы: C_у – коэффициент подъемной силы,

12. Формула лобового сопротивления: , C_х – коэффициент лобового сопротивления,

Эти коэффициенты зависят от угла атаки.

13. При увеличении угла атаки давление на верхней поверхности крыла уменьшается, а на нижней возрастает. При некотором угле атаки воздушный поток по инерции начинается отрываться вблизи задней кромки крыла, что приводит к уменьшению местной скорости обтекания и к росту давления. При некотором значении угла атаки рост подъемной силы прекращается. Это происходит при угле атаки, называемым критическим и далее идет уменьшение.

а ₀ – тот угол при котором угол атаки =0

14. З ависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки. При a= а₀ сопротивление крыла минимально, оно создается только трением воздушного потока о поверхность крыла. Далее с ростом а она медленно возрастает за счет сопротивления трения. При возникновении отрыва потока к нему добавляется сопротивление давления тем большее, чем больше угол атаки.

15. А эродинамическое качество – это отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления.

16. Поляра – основная аэродинамическая характеристика крыла. Каждому углу атаки соответствует значение Су и Сх, если определить точки в координатах Су и Сх, то мы получим взаимную зависимость коэффициента Сх и Су. Каждая точка поляры, соответствует определенному углу атаки.

17. Влияние выпуска угла закрылков на аэродинамические характеристики. Основным средством улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета является применение взлетно-посадочной механизации, наиболее распространенным видом которой является закрылки. Подъемная сила крыла при отклонении закрылков возрастает, но растет и сила лобового сопротивления.

18. Связанная система координат. Начало координат находится в центре тяжести самолета. Продольная ось OX направлена вдоль продольной оси самолета, вертикальная OY направлена вверх и лежит в плоскости его симметрии, поперечная ось OZ перпендикулярна плоскости симметрии и направлена в сторону правого крыла.

19. Поперечный момент Мх, действует относительно продольной оси OX.

Путевой момент Mу, действует относительно вертикальной оси OX.

Продольный момент Mz, действует относительно поперечной оси OZ. Под действием этого момента угол атаки может либо увеличиваться либо уменьшаться. . Мх, Mу и Mz - коэффициенты моментов, зависящие соответственно от углов крена, скольжения и атаки.

20. Равновесие – это такое положение самолета в полете, когда он движется равномерно и прямолинейно и не вращается относительно любой из координатных осей.

Устойчивость – это способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, возвращаться к исходному положению после прекращения возмущающего воздействия.

Управляемость – это способность самолета реагировать на отклонения органов управления.

21. В летном диапазоне углов атаки движения по тангажу не вызывает углов крена и скольжения, однако движения крена и скольжения тесно связаны друг с другом: всякое скольжение вызывает соответствующий крен и наоборот. В связи с этим можно пространственное движения самолета можно считать состоящим из продольного и бокового движений.

22. Продольная устойчивость – это способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота восстанавливать нарушенное продольное равновесие. При нарушении продольного равновесия, угол атаки и скорость изменяются неадинаково: угол атаки изменяется мгновенно, а скорость, благодаря инерции самолета, быстро измениться не может.

23. Центр тяжести в полете может перемещаться. Если центр тяжести самолета лежит перед фокусом, то приращение подъемной силы ∆Y создает стабилизирующий момент, противоположный возмущающему, и самолет самостоятельно возвращается к исходному углу атаки.

Таким образом, необходимым условием продольной устойчивости по перегрузке является расположение центра тяжести перед фокусом. В противном случае возникающий продольный момент будет усиливаться моментом от приращения подъемной силы ∆Y, и угол атаки самолета будет продолжаться изменяться в направлении возмущения.

24. Боковая устойчивость – это способность самолета самостоятельно восстанавливать нарушение бокового равновесия. Для того чтобы самолет обладал боковой устойчивостью, ее составляющие (поперечная и путевая учтойчивости) должны находится в строго определенном соотношении друг к другу.

25. Продольная управляемость называется способность самолета изменять продольное положение при отклонении руля высоты. Боковая управляемость – способность самолета изменять свое положение относительно продольной и вертикальной осей при отклонении элеронов и руля направления.

26. Установившимся полетом – называется полет с постоянной скоростью на постоянной высоте.

Y =mg

P=Q

27. Потребная скорость и тяга в горизонтальном полете:

28. Все параметры, определяющие режимы полета, должны находится в определенных границах, устанавливаемых эксплуатационными ограничениями. В полете на самолет со стороны воздушного потока действует нагрузки, величина которых определяется скоростным напором . Если нагрузки, действующие на самолет превысят предел его прочности, то начнется разрушение конструкции. Для каждого самолета существует значение скоростного напора, при котором начинается разрушение. Недостаточная прочность приведет к преждевременному разрушению, а избыточная прочность идет в ущерб экономическим показателям. Предельная скорость полета:

29. Для скоростных самолетов, помимо ограничения по скоростному напору, вводится и ограни­чение по числу М полета. Превышение предельно допустимого значения числа М чревато резким ухудшением характеристик ус­тойчивости и управляемости (уменьшение эффективности опере­ния, затягивание в пикирование и т. д.). Величину М_пред выбирают с учетом особенностей каждого типа самолета. Значение М_пред определяется предварительно по ре­зультатам продувок модели самолета в аэродинамической трубе и уточняется в процессе летных испытаний. Значение скорости полета, соответствующей М_пред, характери­зуется зависимостью: Vм_пред= М_пред · α_н

где α_н — скорость звука на данной высоте. Из формулы видно, что ограничение максимальной скорости по числу М имеет место на больших высотах, где скорость звука невелика, поэтому Vм_пред уменьшается с увеличением высоты полета.

30. Максимальное значение подъемной силы Су _max реализуется в полете на критическом угле атаки а_{кр .} Полет на этом угле атаки осуществляется на минимальной теоритической скорости: . В реальном полете это недопустимо, так как малейшее возмущение может привести к сваливанию самолета на крыло. Для каждого самолета существует допустимое значение угла атаки α_доп. Таким образом, ограничение минимальной скорости обусловлено недопущение сваливания самолета.

31. Каждому режиму полета соответствует значение коэффициента подъемной силы, потребного для реализации этого режима, С _{у потр}. Это значение можно определить из условий Y=mg: . Для конкретного самолета С _{у потр} зависит от скорости и высоты полета. Каждому режиму полета соответствует запас по С _у, равный: ∆ С_{у зап} = С_{у доп} - С_{у потр.} Значение С _{у доп} от высоты и скорости практически не зависит, а С _{у потр} увеличивается с высотой при полете на одной той же скорости. Таким образом, запас по С_у с высотой уменьшается и на некоторой высоте ∆ С_{у зап} =0.

32. Вертикальная перегрузка – это отношение подъемной силы к весу самолета: . При маневрировании самолета в вертикальной плоскости на крылья и горизонтальные оперения действуют перерезывающие силы и изгибающие моменты. Для каждого самолета существует значение вертикальной перегрузки n_{у разр,} при котором может начаться разрушение консольных частей самолета при действии на него маневренных нагрузок. Предельным значением вертикальной перегрузки является: , где f – 1.5-2 – коэффициент запаса прочности. На больших высотах потребные углы атаки велики, а величины запаса по Cу, малы, поэтому возможности маневрирования в вертикальной плоскости с увеличением высоты уменьшается во избежание сваливания самолета.