1.Интерпретируйте понятие атмосфера Земли и укажите её основные параметры.
Атмосфера(от греч. atmos-пар и сфера) и околоземное космическое пространство. Атмосферой принято считать область вокруг Земли, в которой газовая(воздушная среда) вращается вместе с Землей как единое целое.
Атмосфера состоит из воздуха, представляющего собой смесь газов. Воздух - среда очень неустойчивая и не постоянная.
Основные параметры:
- Давление р.
- Плотность (r)
- Относительная плотность D.
- Температура.
- Теплоёмкость.
- Сжимаемость.
- Упругость.
2.Плотность воздуха.
Плотность ρ характеризует массу воздуха, содержащегося в единицу объема
ρ=m/W
ц-ето объем занимаемый воздухом.
3.Относительная плотность воздуха.
D = rн/r0, где rн и r0 – плотности на заданных высотах.
4.Температура.
Температура характеризует состояния теплового равновесия системы и является мерой кинетической энергии молекул.
Температура является мерой кинетической энергии молекул. Абсолютная температура Т и связана она с t – Т = 273 + t.
5.Сжимаемость и упругость воздуха.
Сжимаемость характеризует свойство воздуха изменять свой объём и плотность при изменении температуры и давления.
Упругость свойство воздуха возвращаться в исходное состояние после прекращения действия сил, вызывавших его деформацию. Для воздуха такой деформацией может быть только деформация его объёма при всесторонним сжатии.
Свойство сжимаемости и упругости воздуха проявляются в том, что всякое возмущение в нём, т. е. местное сжатие распр. в виде очень малых возмущений – колебаний давления и плотности. Эти колебания происходят со звуковыми частотами и распр. в виде волн со скоростью звука.
6.Вязкость и динамическая вязкость воздуха.
Вязкость (внутреннее трение) - характеризует св-ва воздуха оказывать сопротивление относительно перемещению своих частиц а также перемещение воздухе твердого тела. Причина вязкости - взаимодействие молекул при их хаотическом движении
Вязкость проявляется в том, что при сдвиге соседних слоев воздуха возникает сила F (сила трения), противодействующая сдвигу. Она определяется уравнением F=μ(dv/dy)*S
мю-коэффицент пропорциональности называемый динамической вязкостью, и измеряется в Н с/м2
дв/ду - градиент изменения скорости слоя в направлении перпендикулярном скорости движения воздуха, 1/с.
S - площадь слоя для которого рассчитывается сила трения м2
Представим себе две пластины, между которыми находится слой вязкого воздуха. Если одна из пластин начинае двигаться со скорость v0 то этой же скоростью будет обладать и слой воздуха, непосредственно прилегающий к пластине. Каждый следующий слой в результате вязскости(трения между слоями) приобретает меньшую скорость. Слой, прилегающий к неподвижной пластинке, остается неподвижным. В этом случае сила F, которую необходимо приложить к пластинке, чтобы заставить её двигаться со скоростью v0 определяется как F, равное
F=μ0(v0/l)S
7.Международная стандартная атмосфера (МСА).
Необходимость сравнения испытаний ЛА, Проводимых в различных условиях привела к созданию математической модели условной атмосферы. В соответствии с этой моделью по высоте атмосфера делится на несколько слоев, в пределах которых температура измеряется по определенным закономерностям, довольно близко совпадающим с законом изменения по высоте среднегодовых значений температуры на средних широтах и в летнее время(см. рис4). Эти слои называются: тропосфера(изменение, поворот), стратосфера(слой), мезосфера(средний или промежуточный), термосфера(теплота, жар), экосфера(вне или наружу).
Сравнительно тонкие слои атмосферы, толщина которых, измеряется десятками и сотнями метров, отделяющие друг от друга основные слои атмосферы называется соответственно: тропопаузой, стратопаузой, мезопаузой.
Единая для всех государств международная стандартная атмосфера - это условная атмосфера(модель), в которой распределение давления по высоте в поле силы тяжести получается из дифф. уравнения гидростатики
dp=-ρgdh при определнных предположениях о распределении температуры по вертикали. В этом уравнение dp - дифф. давления, ρ плотность воздуха, g - ускорение свободного падения, dh - дифф. высоты.
Так как воздух сжимаем, его плотность зависит от его давления и температуры, в соответствии с уравнением Менделеева-Клаперона.
ρ=p/RT
С учетом приведенной зависимости, дифф. уравнение гидростатики можно проинтегрировать, если известен характер изменения температуры с изменением высоты.
В МСА как видно из рисунка 4 принята кусочно-линейная максимация изменения температуры, то есть в пределах каждого фрагмента, градиент изменения температуры, с высотой предполагается постоянным. При этом условии результат интегрирования дифф. уравнения гидростатики получается в виде формулы:
p=p*[1+α/T(h-h*)(g/αR)
где h* - начинается рассма слой
T* и p* - температуры и давление на етой высоте
α - градиаент изменения температуры с изменением высоты со своим знаком(минус, если температуры с увеличением высоты убывает, и плюс - если возрастает)
Для случая α=0, т. е. градиаент = 0, когда температура с изменением высоты не изменяется. Интегрирование уравнения гидростатики дает другу зависимость
p=p*e-g/RT*(h-h*)
В МСА за начало отсчета высоты принят уровень мирового океана при следующих нормальных условиях: ускорение свободного полета g0=9,807м/с2, р0=101325Па(760 мм. рт. ст.), T0=288б15К(t=15С) ρ0=1,225кг/м3, ск. звука а0=340м/с.
Параметры МСА(изменение температуры и давления воздуха), для малых высот, на которых летают вертолеты и самолеты, приведены на рис5. Здесь же приведены данные о распределении среднегодовых значений температуры. t(н)мах, t(н)мин. Все расчеты проводятся при проектировании летательных аппаратов для условий МСА, что позволяет сравнить результаты расчетов и летных испытаний нескольких ЛА проводимых в различных условиях и различных климатических пояс. Затем результаты испытаний пересчитываются на параметры МСА, таким образом все ЛА помещаются в одинаковые условия - условия МСА.
8.Влияние ветра на полёт и конструкцию самолёта.
Действительное распределение давления в атмосфере Земли, отличается от предполагаемого распределения предпринятого в неподвижной атмосфере описываемой МСА. Различие давлений в отдельных точках атмосферы вызывают движение воздуха - ветер. Движение воздуха в атмосфере поддерживается неравномерным её нагревом солнечным излучением. Оно имеет случайный характер. В тропосфере происходит очень интенсивное вертикальное перемешивание воздуха. Вертикальные скорости достигают до 15 метров в секунду в облаках и до 50м/с в грозовом фронте. На высотах 8-10км, где обычно пролегают траектории полетов пассажирских самолетов, возникает струйное течение со скоростями от 10 до 30 м/с, а это составляет ураганный ветер. Таким образом полет проходит турбулентной(от лат. turbulentus - бурный, беспокойный), неспокойной атмосфере.
В стратосфере также происходит интенсивная циркуляция(круговращение) воздуха с резкими ветрами, образуются горизонтальные струйные течения, со скоростями от 50 до 150 м/с и шириной 100км.
9.Болтанка.
Полет в турбулентной атмосфере обуславливает колебательный характер траектории самолета - линии описываемые в пространстве центром масс самолета,(центр масс ето точка приложения равнодействующей гравитационных сил), Колебания центра масс самолета и угловые колебания самолета относительно центра масс - болтанку. При попадании самолета, из нисходящего потока в высходящий, где вертикальная скорость воздуха превышает 20-30 м/с, возможен резкий занос самолета вверх, причем этот занос может составлять от 1 до 2 км. Это приводит к резкому увеличению нагрузок, действующих на конструкцию самолет. В исключительных случаях самолет может разрушиться.
Болтанка вызывает в конструкции самолета постоянно действующие знакопеременные нагрузки. При полете самолета в болтанку, отдельные эл-ты конструкции растягиваются, сжимаются, изгибаются. В результате материал конструкции «устает», в элементах конструкции возникают микротрещины, которые растут от полета к полету и в конечном итоге могут привести, к так называемому усталостному разрушению конструкции. Полет в болтанку утомляет пассажиров и экипаж, болтанка мешает точно пилотировать самолет, возникает опасность потери управляемости. Болтанка нарушает спектр потока воздуха, подходящего к воздухозаборникам двигателя, что создает угрозу их самовыключения. При разработке конструкции и компановке самолета необходимо учитывать ето явление:
- предусматривать различные меры, повышающие усталостную прочность конструкции;
- создавать безопасно повреждаемые конструкции, в которых разрушение одного или нескольких элементов не ведет к катастрофическим последствиям;
- обеспечить возможность надежно визуального или инструментального контроля состояния конструкции, позволяющего обнаруживать трещины при предполетным осмотре.
10.Влияние солнечного излучения и радиационных полей поясов Земли на ЛА.
Атмосфера Земли подверженна постоянному воздействию излучения Солнца и магнитного поля Земли. Солнечное излучение характеризуется качественными и количественными характеристиками отдельных областей его спектра: ультрафиолетовой, рентгеновской, видимой и инфракрасной.
Воздействие солнечного излучения существенным образом влияет на физико-механические характеристики материалов, из которых изготовлен самолет: растрескиваются лакокрасочные покрытия, защищающие конструкцию от коррозии; теряет упругие свойства резина в различных уплотнениях, ухудшается прозрачность иллюминаторов.
Процессы, происходящие в ионосфере Земли под воздействием ультрафиолетового излучения Солнца, рентгеновского излучения солнечной короны, солнечных корпускулярных потоков и космических лучей влияют на кач-во радиосвязи. С увеличением высоты полета ЛА возрастает уровень неблагоприятного воздействия этих факторов на экипаж, конструкцию и системы радиоэлектронного оборудования ЛА.
Полет ЛА и в пределах радиационных поясов Земли и в космическом пространстве требует специальной радиационной защиты экипажа и элементов оборудования.
11.Влияние влажности и химического состава воздуха на конструкцию ЛА.
Пары воды, находящиеся в воздухе, содержат соли, кислоты, щёлочи, которые вызывают коррозию элементов конструкции самолёта. В результате тонкостенные элементы конструкции могут быть значительно повреждены и в следствии чего могут разрушиться от нагрузки.
Применение в конструкции самолёта различных металлов требует специальных эффективных мер защиты от коррозии – нанесение на конструкцию специальных плёнок. Проблемой является защита от коррозии конструкции гидросамолётов, базирующихся на морских акваториях. Влага, попадая внутрь конструкции самолета может скапливаться в различных местах, вызывая коррозию конструкции изнутри. Поэтому необходимо предусматривать различные мероприятия, препятствующие скоплению влаги внутри конструкции и облегчающие её удаления внутри конструкции.
12.Влияние озона на элементы конструкции и экипаж ЛА.
Образуется в стратосфере под действием ультрафиолетовой солнечной радиации, является очень сильным окислителем, оказывающим неблагоприятное воздействие на металлические и неметаллические материалы. При длительных полетов летательного аппарата в стратосфере необходимо решать проблемы обеспечения безопасности экипажа в кабине и пассажиров в салоне, вентилируемых воздухом непосредственно из окружающей среды, т. к. озон относится к числу веществ чрезвычайно токсичных для человеческого организма.
13.Влияние обледенения на полёт самолёта.
При полете самолета в тропосфере и в нижних слоях стратосферы, то есть слоях с низкой температурой окружающего воздуха, в условиях повышенной влажности на поверхности самолета образуется слой льда - происходит облединение. Особенно интенсивно лед образуется на передних кромках крыла, оперениях, воздухазаборниках двигателей, остеклениях кабин. Если не бороться с этим явлением, слой льда быстро растает, и на передних кромках крыла и оперениях толщина льда может достигнуть 5-10см. Отложение льда не только увеличивает массу самолета, но и резко ухудшают обтекание его воздушным потоком, полет становится невозможным. Поэтому в конструкции всех современных самолетов предусмотрены противооблединительные системы, обеспечивающие защиту элементов конструкции от образования льда.
14.Влияние электрических явлений на полёт самолёта.
При полете в результате трения о поверхность самолета воздуха, капель воды, пыли, отдельные части самолета заряжаются статическим электричеством. Разность потенциалов между отдельными частями самолетов может достигать несколько тысяч вольт. Поэтому возможен электрический разряд между элементами конструкции и как следствие пожар на борту самолета. Кроме того разность потенциалов отдельных частей приводит к электрохимической коррозии и создает помехи в работе пилотажного навигационного оборудования. На стрелке самолета и в полете возможно также попадание в него молнии. Проектировщик обязан предусмотреть и эти явления и принять соответствующие меры обеспечивающие надежную работу конструкции и оборудования.
15.Влияние биосферы на полёт самолёта.
Необходимо учитывать взаимодействие самолета с живыми организмами, населяющими нижнюю часть атмосферы: микробы, бактерии, насекомые. Они могут наносить существенные повреждения деталям самолетам, выполненных из неметаллических материалов. Чаще всего это проблема решается правильным выбором материалов, с учетом климатических условий, в которых будет эксплуатироваться самолет.
Однако есть проблема которая требует специальных конструкторских мероприятий: это встреча летящего самолета с птицей. Ежегодно в мире происходит до 2000 столкновений самолета с птицами. При высокой скорости полета столкновение с птицей эквивалентно удару артиллерийного снаряда, поэтому форма, конструкция каркаса остекления, само остекление кабины экипажа помимо прочих требований должны удовлетворять и требованию «птицестойкости», т. е. способности самолета выдержать столкновение с птицей без катастрофических последствий. Необходимо также обеспечивать защиту двигателя самолета от разрушения в случае попадания птицы в воздухозаборник. В зоне аэродрома могут быть предприняты меры для отпугивания птиц. Вне зоны аэродрома вероятность столкновения с птицей достаточно велика.
Проектировщик должен уметь учитывать множество таких явлений которые часто очень трудно формализовать, то есть выразить их в виде какой-либо математической зависимости, поэтому опыт инженерной интуиции проектировщика, грамотно и тонко проведенный эксперимент позволяет обеспечить надежную работу летательного аппарата в неблагоприятных для него условиях естественно внешней среды.
16.Аэропорт, как внешняя искусственная среда.
Эффективность авиационно-космической и ракето-космической техники, надежность и безопасность полетов ЛА во многом определяется уровнем технического совершенства, характеристиками, созданной руками человека искусственной внешней среды - вспомогательных и подготовительных средств обеспечения полета. Такими средствами для авиационной технике является аэродром, а для космических аппаратов и ракет носителей - стартовый ракетный комплекс. Аэропорт - это предприятие осуществляющие регулярный прием и отправление пассажиров, грузов, почты и обеспечивающие организацию полетов и обслуживание самолетов. Аэродром - главный элемент аэропорта, представляет собой специально подготовленный земельный участок, имеющий комплекс сооружений и оборудования, обеспечивающий полеты, хранение и обслуживание самолетов.
Основным элементов аэродрома(см. рис6) является летная полоса(ЛП). Число ЛП, их расположение на аэродроме зависит от интенсивности движения, особенности рельефа местности и режима преобладающих ветров в зоне аэродрома. По нормам международной организации гражданской авиации класс аэродрома определяется длинной LВПП и ВВПП и прочностью искусственного бетона, или естественного(уплотненный грунт) покрытия взлетно-посадочной полосы(ВПП)
Боковая полоса безопасности(БПБ) 2 (обычно грунтовая) служит для экстренной уборки с ВПП потерпевшего аварию самолета, для аварийной посадки самолета с невыпущенными взлетно-посадочными устройствами(шасси), а также для уборки с ВПП снега.
Концевая полоса безопасности(КПБ) - часть летной расположенной непосредственно за кромкой ВПП - обеспечивает завершение пробега самолета при прерваном взлете(прекращение взлета в случае возникновения аварийной ситуации), а также при посадке с отказавшим двигателем или тормозной системой
Рулевые дорожки(РД) - служит для движения самолета по территории аэродрома.
При проектировании самолета заданный класс аэродрома существенным образом влияет на выброс время шасси, размеров колес, взлетно-посадочную механизацию крыла, на решение вопроса о необходимости реверса(поворачивание назад), т. е. изменения обычного направления тяги винтов или реактивного двигателя на противоположные.
17.Стартовый ракетный комплекс.
Особенностью обеспечения полета Ла с помощью ракето-носителей является то, что на стартовый ракетный комплекс космодрома(см рис8) с завода изготовителя ракето-носитель доставляется отдельными блоками(модулями), поскольку полностью собранную ракето-носитель доставить к месту старту невозможно ни одним из существующих видов транспорта, поэтому в отличии от аэродрома, где ведется только фактически предполетное обслуживание самолетов, стартовый ракетный комплекс должен обеспечивать следующие виды работ по подготовке к старту:
- проведение в монтажном испытательном комплексе(МИК) сборки, монтажа, регулировки РН и КА и контрольно-проверочных работ по каждому из объектов, стыковки РН и КА и контрольно-проверочных работ на состыкованном комплексе РН - КА. Возможны горизонтальная (МИК 5) и вертикальная (МИК 6) сборка;
- доставку по железно-дорожным (или бетонированным авто-дорожным) подъездным путям 4 с помощью транспортера-установщика комплекса РН - КА 13 на стартовую позицию 1(СП), и его установку в вертикальном положении на пусковом столе 12 стартового комплекса, под которым для отвода газов после включения двигательной установки (ДУ) находится газоотводный канал (Лоток 14) с газоотражателем 15. Вертикальная сборка может производиться в МИКе на передвижном пусковом столе, либо непосредственно на стартовой позиции.
- предполетное обслуживание комплекса, выполняемое с рабочих площадок башни обслуживания 11, установленное вплотную к комплексу РН-КА на пусковом столе и обеспечивающий доступ практически к любому узлу комплекса.
- подсоединение разъемов электрожгутов, подача электроэнергии, наземных систем автоматизированного контроля и управления стартом к бортовым разъемам комплекса РН-КА с помощью специальных кабель-матч 16, которые автоматически отсоединяются перед стартом.
- Заправка комплекса топливом(горючем и ок-телем) с помощью заправочных кабель-матч 17. При использовании креогенного топлива - на стартовом ракетном комплексе необходим завод 2 по производству этих компонентов. Подземные коммуникации системы заправки и хранения компонентов топлива 10 обеспечивают их подачу на стартовую позицию.
- С помощью системы единого времени(СЕВ), связывающей все службы ракетного комплекса обеспечивать синхронизацию всех работ, необходимую для успешного старта
- С помощью радио-локационных и других наземных систем слежения и управления полетом 7, 8, 9 с командного пункта 3, осуществлять контроль и корректировку параметров комплекса на начальном(активном) участке полета.
Четкое и качественное проведение работ на стартовом ракетном комплексе является залогом успешного выполнения полета.
18.Классификация принципов полёта.
Принцип полёта определяется тем, каким образом и за счёт чего создаётся подъёмная сила.
В настоящее время техническое значение имеет следующие принципы полёта:
- Баллистический.
- Ракетно-динамический.
- Аэростатический.
- Аэродинамический.
19.Сила тяжести.
В основе принципов полёта лежит преодоление реляционной силы, силы тяжести:
G=mg, где G – сила тяжести (Н)
m - масса летящего тела (кг)
g - ускорение свободного падения ( м/с^2)
20.Подъёмная сила.
Сила, преодолевающая силу тяжести, называется подъёмной силой. В равномерном горизонтальном установившемся полёте подъёмная сила Yуравновешивает силу тяжести: Y=-G.
21.Баллистическая сила.
Сила Y выделяется силой инерции тела, летящего за счёт начальной запаса скорости или высоту, поэтому баллистический полёт называют также пассивным.
22.Ракетодинамическая сила.
Сила Y выделяется реактивной силой, возникающей в результате отбрасывания части массы летящего тела.
В соответствии с законом сохранения импульса системы при отделении от её массы с какой-либо скоростью некоторой части, возникает движение.
23.Аэростатическая сила.
Сила Y определяется архимедовой силой, равной силе тяжести вытеснённого телом воздуха.
24.Аэродинамическая сила.
Сила Y определённая реактивной силой, возникающей в результате отбрасывания части воздуха обтекающего тело при его движении, т. е. силовым воздействием воздуха на движущееся тело.
25.Сила тяги.
26.Сила тяги ЖРД.
При запуске ЖРД (жидкостные ракетные двигатели) ракетно-космической системы, стоящая на стартовой позиции, газы, вытекающие из реактивного сопла ЖРД с большой скоростью создают тягу двигателя. Для её определения используют следующее уравнение:
P = mсек Wc – f(pc-p0)
P - тяга (Н).
mсек - расход массы топлива (горючего и окислителя в течение секунды ).
Wc- скорость вытекания газа из сопла (м/с).
fc- площадь выходного отверстия (среза) сопла (м2).
pc- давление истекающего газа из сопла. (Па)
p0- давление окружающей среды.
При достижении тягой значения, равной силе тяжести, ракета отрывается от Земли, и при дальнейшем увеличении тяги, ракета начинает подъём с ускорением.
27.Весовая отдача ракетно-динамических систем.
Необходимо отметить, что весовая отдача для ракетно-динамических систем очень мала.
Весовая отдача - это отношение массы полезной нагрузки к стартовой массе. Это вызвано колоссальными затратами топлива.
28.Реализация аэростатического принципа полёта.
При полёте дирижабля аэростатическая подъёмная сила уравновешивает Y уравновешивает силу тяжести G, а тяга двигателей P – силу лобового сопротивления X ( и силу инерции при полёте дирижабля с ускорением).
Подъёмная (выталкивающая) сила аэростатического летательных аппаратов, которые принято называть апа-ми «легче воздуха», в соответствии с законом Архимеда, определяется выражением:
Y = Wrв*g
W – объём оболочки аппарата, наполн-го газом (м3).
rв – плотность воздуха, вытесня-го дирижаблем (кг/м3)
Запишем ур-ие для силы тяжести дирижабля в виде:
G = m0g = (m(a) + Wr(r))g
mo – взлётая масса дирижабля.
m(a) – масса всего аппарата (вместе с топливом, газом, нап-ий оболочку, оборудованием и т. д.)
Wr(r) - масса заполняемого оболочку газа, имеющего плотность р газа.
Необходимая для уравновешивания силы тяжести дирижабля подъёмная сила =
Y = Wr(в)g = (m(a)+ Wr(r))g
(rв-rг) W=m(a)
Т. е. для того, чтобы дирижабль с массой m(a) смог совершить полёт, необходимо, чтобы rг (газа) ,заполняющего оболочку, была меньше р воздуха.
Необходимый для полёта объём газа обо-и равня-ся:
W = m(a) / (rв-rг)
29.Реализация аэродинамического принципа полёта.
Аэродинамический принцип создания подъёмной силы можно технически реализовать, либо, используя движение всего аппарата, снабжённого неподвижно-несущей поверхностью, либо, используя движения отдельных несущих частей аппарата (несущий винт, вентилятор и т. д.) относительно воздушной среды. И в том и в другом случае образование подъёмной силы основано на законе механики о количестве движения ( 2-й закон Ньютона) .
M(V2-V1)=Pt
P- сила приложенная к возд. И направлена вниз.
t- время действия силы.
P = m(V2-V1) / t.
В соответствии с этим законом подъёмная сила Y будет приложена к несущёй поверхности, = по величине силе Р и направлена вверх. Y = - P
Движущаяся в воздухе несущая поверхность, создающая подъёмную силу Ya соверш. Работу по преодолению действующей на неё силы лобового сопротивления силы Xa. Поэтому для создания подъёмной силы необходимо затрачивать энергию. Очевидно, что энергетические затраты ЛА, использующие аэродинамический принцип полёта, будут тем меньше, чем меньше будет сила лобового сопротивления Ха, возникающая при создании необходимой для полёта подъёмной силы Ya, т. е чем больше будет значение аэродинамического качества ЛА, определяемого отношением подъёмной силы к лобовому сопротивлению: Ka=Ya/Xa
Ка – определяется геометрическими параметрами.
Среди ЛА, реализующих аэродинамический принцип полёта наибольшее распространение получили: планеры, самолёты, вертолёты.
30.Реализация аэродинамического принципа полёта к планеру.
Планер не имеет силовой установки, поэтому его полёт в спокойной атмосфере возможен только с постоянным снижением под некоторым углом тета к горизонту со скоростью планирования V, которая может быть представлена векторной суммой Vx u Vy. Движение планера происходит под действием составляющей G*sin(тета) с силой тяжести G, которая уравновешивает силу лобового сопротивления Xa, возникающей вместе с подъёмной силой Ya, уравновеш. составл. G*cos(тета) силой тяжести.
Таким образом при полёте планера на создание подъёмной силы и преодолении силы лобового сопротивления расходуется потенциальная энергия, которой обладает планер, доставленный на высоту наземной лебёдкой или самолётом-буксировщиком.
Увеличить запасы энергии для полёта планера может, набирая высоту за счёт энергии восходящих потоков воздуха.
Рассматривая схему сил, действующих на планер и планирование. Ya=G*cosq
Xa=G*sinq
tgq=Xa/Ya=1/Ka
Т. е. планер, имеющий большие аэродинамические качества будет планировать по более пологой траектории и дальность его полёта при прочих равных условиях будет больше, следовательно он более эффект. исп. начального запаса энергии. Для современного планера аэродинамическое кач-во Ка нах-ся в пределах (40-50)
31.Реализация аэродинамического принципа полёта к самолёту.
Самолёт совершает полёт в атмосфере за счёт тяги силовой установки и подъёмной силы, которая создаётся крылом.
Двигатель создаёт тягу воздушным винтом или реакцией струи выхлопных газов, расходуя при этом топливо, нахо-ся в топливных баках, для совершения работы по преодолению сопротивления при полёте и взлёте самолёта с ВПП.
При полёте со скоростью V возникает подъёмная сила Ya, противостоящая G (силы тяжести).
Таким образом для совершения горизонтального полёта самолёта необходимо выпо-ть след. условия: G = Ya
P = Xa ( сила сопротивления Ха, которая преодолевается тягой двигателя P)
Отсюда тяга двигателя = : Р = G*Xa/Ya = G/Ka = m*g/Ka
Очевидно, что энергетические затраты ЛА, реализующего аэродинамический принцип полёта, на преодоление силы земного притяжения существенно меньше, затрат ЛА, реализующих ракетодинамический принцип полёта, для которого
P = mg.
У современных самолётов Ка = 15 – 18, а у сверхзвуковых Ка = 8 – 12.
Однако самолёт с традиционной конфигурацией не способен вертикально взлетать и делать посадку, поскольку крыло создаёт подъёмную силу, только при поступательном движении.
32.Реализация аэродинамического принципа полёта к вертолёту.
Вертолёт совершает полёт за счёт подъёмной силы и тяги, которые создаются одним или несколькими винтами, способными создавать подъёмную тягу без поступательных движений.
Несущий винт состоит из нескольких лопастей, которые представляют собой крылья, приводимые в движение двигателями.
Несущий винт при помощи специального устройства наклонён относительно фюзеляжа вперёд, составляющая Ya, тяга винта Та, уравновешивают силу G
G = Ya.
Т. е является подъёмной силой вертолёта.
Является подъёмной силой вертолёта проекция Ра на Та.
И обеспечивает поступательные движения вертолёта, уравновешивая возникающую при этом силу лобового сопротивления Ха, т. е является тягой вертолёта в горизонтальном полёте.
Ка = 4 –5 (современных вертолётов)
33.Число Маха.
Мах (М)- характеристика потока воздуха (газа) равная отношению скорости воздушного потока (скорость движения тела в воздухе) к скорости звука а, в данной
точке потока: M=V/a
34.Классификация самолетов.
Задачи, решаемые с помощью самолётов:(классификационный признак)
Пассажирские - перевозка пассажиров.
Транспортные - транспортировка грузов
Учебные - обучение лётного состава
Экспериментальные - проведение лётных экспериментов
Сельскохозяйственные - обработка сельскохозяйственных угодий
Военные - обеспечение обороноспособности страны
Спортивные - авиационный спорт
Санитарные - оказание срочной медицинской помощи
Геологоразведочные - воздушная разведка недр
-По числу и расположению крыльев:- Бипланы
- Полуторапланы
- Монопланы:- Низкоплан
- Среднеплан
- Высокоплан
-По типу и расположению оперения:- Самолёты типа "утка"
- Типа "бесхвостка"
- Хвостовое:- С однокилевым оперением
- С многокилевым оперением
- С V-образным оперением
-По расположению двигателей:- На крыле
- Под крылом
- Под крылом на пилонах
- В крыле
- В фюзеляже
- На фюзеляже
-По типу фюзеляжа:- Однофюзеляжные
- Двухбалочные
-По типу шасси:-Гидросамолёты:- Лодочные
- Поплавковые
-Сухопутные:- Лыжные
- Гусеничные
- Колёсные:- С хвостовой опорой
- С передней опорой
- Велосипедного типа
35.Аэродинамика и силовая установка самолёта.
Аэродинамика самолета
В результате воздействия на крыло воздушного потока возникает аэродинамическая сила. Вертикальная составляющая этой силы по отношению к потоку называется подъемной силой(Y), горизонтальная составляющая силой лобового сопротивления(Q). Лобовое сопротивление является суммой сил трения воздуха о поверхность крыла Qтр, давления воздушного потока Qдавл, и индуктивного сопротивления Qинд, возникающего при наличии подъемной силы на крыле. Qинд обуславливается образованием на концах крыла вихрей воздуха, в следствии перетекания его из области повышенного давления под крылом в область пониженного давления над крылом. При скорости полета близкой к скорости звука может возникать волновое сопротивление Qполн. Подъемная сила самолета обычно равна подъемной силе крыла. Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называется аэродинамическим качеством K=Y/Q. Максимальное значение аэродинамического качества для современных самолетов колеблется от 10 до 20 единиц.
Силовая установка самолета
Силовая установка самолета состоит из авиационных двигателей и различных систем и устройств - пожарного оборудования, топливной системы, систем всасывания воздуха, систем запуска, смазки, систем изменения направления тяги и др. При выборе мест установки двигателей, их числа и типа учитывают аэродинамическое сопротивление, создаваемое двигателями, разворачивающий момент, возникающий при отказе одного из двигателей, сложность устройства воздухозаборников, возможность обслуживания и замены двигателей и уровень шума в пассажирском салоне.
36.Основы конструкции самолёта.
Основные части - крыло, фюзеляж, шасси и оперение самолета. На рисунке(см рис11) показана компоновочная схема турбореактивного самолета ИЛ-62.
Крыло. Крыло создает подъемную силу. Обычно неподвижно закрепляется на фюзеляже, но иногда может поворачиваться относительно поперечной оси(например у самолета вертикального взлета и посадки) или изменять конфигурацию(стреловидность и размах). На крыле устанавливаются элероны(рули крена) и элементы механизации крыла.
Фюзеляж служит для размещения экипажа, пассажиров, грузов, и оборудования, Конструктивно связывает между собой крыло, оперение, иногда шасси и силовую установку.
Шасси предназначены для взлета и посадки, а также для передвижения самолета по аэродрому. На самолете могут устанавливаться колесные шасси, поплавки(на гидросамолетах), лыжи и гусеницы(у самолетов с повышенной проходимостью). Шасси бывают убирающимися и неубирающимися. Самолеты с убирающимися шасси имеют меньшее лобовое сопротивление, но тяжелее и сложнее по конструкции.
Оперение предназначается для обеспечения устойчивости, управляемости и балансировки самолета.
37.Системы управления и оборудования самолёта.
Системы управления самолетов разделяются на основные и вспомогательные. К основным принято относить системы управления воздушными рулями. Вспомогательные системы служат для управления двигателями, шасси, тормозами, люками, дверми. Управление самолета производится с помощью штурвальной колонки или ручкой управления, педалей. Для облегчения пилотирования и повышения безопасности полета в системе управления могут включаться автопилоты и БЦВ; управление делается двойным. Уменьшение нагрузок, действующих на рычаги управления при отклонении рулей, обеспечивается гидравлическими, пневматическими, или электрическими усилителями, называемыми бустерами. Устройство сервокомпинсации. Управление самолетом в случае, когда воздушные рули не эффективны (полет в сильно разряженной атмосфере на самолете вертикального взлета и посадки) осуществляется газовыми рулями.
Оборудование самолета включает приборное, радио, электрооборудование, противооблединительные устройства, высотное, бытовое и специальное оборудование. А для военных самолетов также вооружение(пушки, танки, ракетки, бомбы и бронирование).
Приборное оборудование в зависимости от назначения подразделяется: пилотажно-навигационное(вариорное, авиа-горизонт, компасы и автопилоты); оборудование для контроля работы двигателей(монометры, расходомеры, и др.);вспомогательное оборудование(амперметры, вольтметры и т. д.);
Электрооборудование самолета обеспечивает: работу приборов, средств управления, радио, системы пуска двигателей и освещения.
Радиооборудование включает в себя средство радиосвязи и навигации; радиолокационное оборудование, система автоматического взлета и посадки; для обеспечения безопасности и защиты человека в полете при больших высотах служат высотное оборудование самолета(системы кондиционирования воздуха, кислородного питания и т. д.);
К специальному оборудованию относятся системы авто-контроля работы бортовых систем и конструкции самолета, а также аэрофотосъемка, оборудованная для перевозки больных и раненных.
38.Самолёты вертикального взлёта и посадки (СВВП).
Увеличение полета скоростей самолета приводит к росту взлетно-посадочных скоростей в результате чего длина взлетно-посадочных полос достигает нескольких км. В связи с этим создается СКВП и СВПП. СКВП имеют при высокой крейсерской скорости (600-800)км в час длину взлетно-посадочной дистанции не более 600-650 метров. Сокращение взлетно-посадочной дистанции в основном достигается применением мощной механизации крыла и управлением пограничным слоем, отклонением вектора тяги м. двигателей. Вертикальный взлет и посадка СВПП обеспечивается специальными подъемными двигателями, отклонением реактивных сопел или поворотом осных двигателей. (см рис12)
39.Гидросамолёт.
Это самолет способный базироваться, производить взлет и посадку на водной поверхности. Общие принципы аэродинамической и конструктивной компановки гидросамолета такие же как и у сухопутного самолета. Но дополнительно гидросамолет удовлетворяет специфическим требованиям эксплуатации(остойчивость на плаву, устойчивость пробега и разбега, способность маневрирования на водной поверхности и др.). При нахождении на плаву вес гидросамолета полностью воснимается гидростатической подъемной силой(водоизмещением его корпуса). В процессе разбега - подъемной силой глиссирующей поверхности днища его корпуса и аэродинамической подъемной силы крыла, которая при достижении взлетной скорости обеспечивает отрыв гидросамолета от водной поверхности. Профилированные обводы днища корпуса гидросамолета создают гидродинамическую подъемную силу, обуславливают устойчивость бега, достижение минимальных перегрузки и брызгобразования(при разбеге и пробеге гидросамолета). Наличие на днище корпуса гидросамолета поперечного уступа - редана способствует отрыву гидросамолета от водной поверхности на предвзлетных скоростях.
Гидросамолет обычно строят по 2-м конструктивным схемам: в виде летающей лодки, в корпусе которой располагается экипаж, пассажиры и установлено необходимое навигационно-пилотажное оборудование, и в виде обычного сухопутного самолета, имеющего шасси с поплавками. Боковую остойчивость летающей лодки на плаву обеспечивают подкрыльные поплавки или жабры(обтекаемое водоизмещающая емкость), прикрепленные по бокам корпуса лодки. Гидросамолет с взлетно-посадочным устройством в виде сочетания колесного шасси и лодки, или поплавков(самолет-амфибия) может базироваться как на акваториях так и на сухопутных аэродромах.
40.Особенности конструкции и полёта самолёта.
