Практическая аэродинамика/Горизонтальный полет/ Диапазон скоростей горизонтального полета 1 страница

Основы полета

1 3. Аэродинамическое качество планера равно 23. На сколько снизится воздушное судно, пролетев 15 км?

а) 1840 фут;

б) 2750 фут;

в) * 2100 фут;

Рассчитано исходя из логики задачи.

2 4. Аэродинамическое качество воздушного судна равно 30. Сколько километров оно пролетит без тяги двигателей, потеряв 2000 футов высоты?

а) *18;

б) 28;

в) 39;

Рассчитано исходя из логики задачи.

3 5. Планер снизился на 2000 футов пролетев 17 километров. Аэродинамическое качество при этом:

а) 24;

б) *28; 2000 футов = 609,6 м;

в) 30;

Рассчитано исходя из логики задачи.

4 15. Масса самолёта равна 3300 фунтов. Приблизительно какой вес должна выдержать конструкция воздушного судна в повороте с креном 30° при выдерживании постоянной высоты?

а) 1200 фунтов; Перегрузка на вираже: =

б) 3100 фунтов; = х =1,2 х 3300 фунтов=3960 фунтов

в) *3960 фунтов;

Зависимость перегрузки от крена (на вираже):

Взято из книги: «Аэродинамика самолета»,

тема 11 «Фигуры простого пилотажа» /

– перегрузка на вираже

Аэродинамические перегрузки

– угол крена

5 16. Масса самолёта равна 4500 фунтов. Приблизительно какой вес должна выдержать конструкция воздушного судна в повороте с креном 45° при выдерживании постоянной высоты?

а) 6750 фунтов; Перегрузка на вираже: =

б) 7200 фунтов; = х =1,5 х 4500 фунтов=6750 фунтов

в) 4500 фунтов;

Зависимость перегрузки от крена (на вираже):

Взято из книги: «Аэродинамика самолета»,

тема 11 «Фигуры простого пилотажа» /

– перегрузка на вираже

Аэродинамические перегрузки

– угол крена

6 24. Какое утверждение относится к принципу Бернулли?

а) Для каждого действия есть равное противодействие;

б) Дополнительная направленная вверх сила создаётся если нижняя поверхность крыла отражает набегающий поток воздуха вниз;

в) *Воздух движущийся с большей скоростью вдоль изогнутой верхней поверхности крыла создаёт над крылом область пониженного давления; стр.61 «ЭП»

7 55. Какую скорость после взлёта следует выдерживать, чтобы набрать максимум высоты за данный период времени?

а) *Vy; Максимальная скороподъемность

б) Va; Предельная скорость, при к-й штурвал на себя, не разрушив самолет

в) Vx; Скорость, которая обеспечивает лучший угол набора высоты
Взято из Википедии на англ.языке: V-speeds.

Стр.253 «ЭП»

8 56. Движение воздушных масс влияет на скорость, с которой воздушное судно движется

а) *над поверхностью земли;

б) относительно воздуха;

в) в развороте;

Движение воздушных масс влияет на путевую скорость (скорость над поверхностью земли), которая равна векторной сумме скорости движения относительно воздушной среды V и скорости движения воздушных масс (ветра) W: = V + W. Взято из «Самолетовождение»/Влияние ветра на полет самолета.

9 58. Скороподъёмность зависит от:

а) *Избытка мощности;

б) аэродинамического качества;

в) мощности двигателя для крейсерского режима;

Скороподъемность – минимальное время набора заданной высоты полёта (м/с). Зависит от мощности двигателей. Взято из «Большой советской энциклопедии».

N= - = -

Взято из «Аэродинамика самолета»/ Подъем самолета

N - избыток мощности,

располагаемая мощность - наибольшая мощность, которую может развить силовая установка на данной высоте и скорости полета.

потребная мощность - мощность, необходимая для обеспечения подъема самолета на данном угле атаки. Взято из «Аэродинамика самолета»/ Горизонтальный полет

Увеличение скороподъёмности достигается уменьшением сопротивления аэродинамического и увеличением тяговооружённости летательного аппарата. (...) (Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994)

10 59. Какая комбинация атмосферных условий ухудшает летные характеристики воздушного судна при взлёте и наборе высоты?

а) Низкая температура, низкая относительная влажность и низкая высота по давлению;

б) Высокая температура, низкая относительная влажность и низкая высота по давлению;

в) *Высокая температура, высокая относительная влажность и большая высота по давлению; Стр.61,72 «ЭП»

Согласно закону Бойля-Мариотта плотность воздуха будет тем больше, чем больше давление, а согласно закону Гей-Люссака плотность воздуха тем больше, чем меньше температура воздуха.

Плотность влажного воздуха меньше, чем сухого (при одних и тех же условиях). Поэтому иногда учитывают и влажность, вводя при этом в расчеты соответствующие изменения.

Уменьшение плотности воздуха приводит к ухудшению лётных характеристик при взлёте и наборе высоты потому что:

1. Силовая установка должна совершить бОльшую работу;
2. Снижается подъёмная сила.

Составим таблицу условий по каждому варианту ответа. Знаком "+" обозначим улучшение влияния на характеристики, знаком "-" ухудшение влияния на характеристики:

I. T(+), В(+), Д(+)
II. T(-), В(+), Д(+)
III. T(-), В(-), Д(-)

T - температура воздуха
В- влажность воздуха
Д - давление воздуха

Из таблицы видно, что третий вариант является наихудшим среди прочих.

11 60. В чём заключается опасность инея на поверхности воздушного судна?

а) Иней изменяет аэродинамическую форму поверхностей, следовательно уменьшает подъёмную силу;

б) Иней снижает скорость потока вдоль аэродинамических поверхностей, приводя к изменению управляемости;

в) *Иней разрушает плавный поток воздуха вдоль поверхности крыла, снижая подъёмную силу и повышая сопротивление;

Стр.289 «ЭП»: «Иней нарушает связанность воздушного потока, обтекающего крыло, и может значительно снизить создаваемую им подъемную силу. Он также увеличивает лобовое сопротивление, что в совокупности может отрицательно повлиять на взлетные характеристики ЛА.»

12 61. Взмывание, вызываемое экранным эффектом земли, будет наиболее заметным при заходе на посадку, когда:

а) На высоте равной двойному размаху крыльев над поверхностью;

б) *на высоте менее чем размах крыльев над поверхностью;

в) при больше чем обычном угле атаки;

Стр.76 «ЭП»: «…во время фазы посадки ЛА входит в зону влияния земли…По мере приближения к точке касания с землей, эффект влияния земли начинает оказывать на него существенное влияние, в наибольшей степени проявляясь на высотах, меньших, чем размах крыла.»

13 62. Что нужно знать об экранном эффекте земли?

а) Вихри на законцовках крыла усиливают генерируемый спутный след, что создаёт проблемы для взлетающих и приземляющихся воздушных судов;

б) Посадка при полностью срывном обтекании потребует меньшего отклонения руля высоты, чем если бы экранный эффект земли отсутствовал;

в) *Индуктивное сопротивление уменьшается, вследствие чего избыточная скорость в точке выравнивания может привести к существенному перелёту намеченной точки приземления;

Википедия: Экранный эффект (ЭЭ) – эффект резкого увеличения подъемной силы крыла и др. аэродинамических характеристик ЛА при полете вблизи воды, земли…

ЭЭ – повышенное давление под крылом, которое создается на небольших высотах (меньше аэродинамической хорды крыла).

Стр.69 «ЭП»: Индуктивное сопротивление (ИС) – прирост лобового сопротивления, связанный с образованием подъемной силы крыла.

Стр.75 «ЭП»: «Когда крыло находится на высоте (над землей) равной или меньшей размаху крыла, индуктивное сопротивление снижается с геометрической скоростью.»

Стр.76 «ЭП»: «Во время последней фазы полета (непосредственно перед посадкой) необходимо снизить мощность двигателя; в противном случае избыточная тяга не позволит ЛА опуститься на уровень желаемой глиссады.»

14 63. К какой проблеме наиболее вероятно приведёт экранный эффект земли?

а) Внезапная посадка на землю при приземлении;

б) *Отрыв от земли до достижения рекомендуемой скорости отрыва;

в) Невозможность отрыва от земли хотя скорость достаточна для потребностей взлёта;

Стр.75,76, 249,250 «ЭП»: «Эффект влияния земли должен учитываться при взлете. Если ЛА выходит из зоны влияния земли с недостаточной скоростью, увеличение индуктивного сопротивления может привести к тому, что параметры набора высоты окажутся неудовлетворительными… Скорость может позволить ЛА подняться в воздух, но окажется неспособной поддерживать полет вне зоны влияния земли. Едва оторвавшись от земли ЛА может опять опуститься на ВПП.

Для обеспечения приемлемых начальных параметров набора высоты необходимо достигнуть скорости отрыва, рекомендованной производителем ЛА.»

15 64. К чему приводит экранный эффект земли?

а) Увеличивается угол скоса потока каждой лопасти несущего винта;

б) Вектор подъёмной силы становится более горизонтальным;

в) *Увеличивается угол атаки, генерирующий подъёмную силу;

Четкого ответа нигде не дается…

Интернет: Экранный эффект земли приводит к увеличению давления под крылом (экранирование), резкому увеличения подъемной силы крыла вблизи экранирующей поверхности.

Стр.250 «ЭП»: «…избыточный угол атаки…при отрыве от земли…»

16 65. Наиболее критические условия, влияющие на взлётные характеристики, являются результатом влияния высокой взлётной массы, превышения аэродрома, температуры и:

а) *неблагоприятного ветра; Стр. 250 «ЭП»

б) препятствия рядом с ВПП;

в) параметры двигательной установки;

«Самыми сложными с точки зрения взлетных характеристик ЛА является сочетание: высокого полного полетного веса, значительной высоты, неблагоприятной температуры и неблагоприятного ветра».

17 78. При каких условиях высотомер показывает высоту меньше, чем абсолютная высота?

а) при температуре ниже стандартной;

б) при атмосферном давлении ниже стандартного;

в) *при температуре выше стандартной;

Википедия: Абсолютная высота – высота вертикально от точки до уровня Балтийского моря.

Международная организация гражданской авиации (ICAO) определяет международную стандартную атмосферу (International Standard Atmosphere, ISA) на уровне моря с температурой t0 = +15 °C, атмосферным давлением P0 = 1013,250 гПа и относительной влажностью 0% (Doc 7488/3, Руководство по стандартной атмосфере ИКАО, стр. R-viii, Таблица А. Основные постоянные и характеристики, принятые для расчёта Стандартной атмосферы ИКАО)

Исходя из вариантов ответа, здесь подразумевается барометрический высотомер, который по сути, измеряет разность давлений.

Шкала высотомера тарируется по стандартной средней температуре t0, поэтому высотомер будет правильно показывать высоту полета только при совпадении фактической температуры с расчётной, при отклонении фактической температуры возникает ошибка. В холодное время года воздух становится более плотным, и в этом случае давление с поднятием на высоту уменьшается быстрее, чем в теплое время, когда воздух обладает меньшей плотностью.

Высотомер при температурах у земли ниже +15 °C будет завышать, а при температурах выше +15 °C занижать показания высоты.

Самолётовождение, Черный М. А., Кораблин В. И., Изд-во "Транспорт", 1973г.

18 79. Как изменения температуры влияют на показания высотомера?

а) повышенная температура «раздвигает» уровни давления и приборная высота оказывается выше, чем абсолютная;

б) пониженная температура понижает уровни давления и приборная высота оказывается меньше, чем абсолютная;

в) *уровни давления поднимаются в тёплые дни, и приборная высота оказывается ниже, чем абсолютная; см. вопрос 17 - 78, объяснения те же.

19 83. Угол атаки, при котором возникает сваливание крыла самолета:

а) увеличивается при перемещении центра масс вперед;

б) изменяется при увеличении загрузки воздушного судна;

в) *остаётся неизменным при увеличении загрузки воздушного судна;

Стр.72 «ЭП» «Поскольку аэродинамическая поверхность всегда входит в состояние сваливания при одном и том же УА, при повышении веса летательного аппарата подъёмная сила также должна быть увеличена.»

Википедия: Угол атаки крыла - угол между хордой крыла и направлением скорости набегающего на крыло потока (и проекцией его скорости V на плоскость ОХY).

(Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994) Сваливание - критический режим ЛА, при котором возникает самопроизвольное апериодическое или колебательное с возрастающей амплитудой боковое движение ЛА относительно какой-либо одной или обеих (продольной и нормальной) осей координат, не парируемое обычными методами пилотирования без уменьшения угла атаки.

Сваливание - это одно из явлений, сопровождающих выход ЛА на большие углы атаки, т.е. на углы атаки, где происходят перестройка структуры обтекания и, как следствие, значительное изменение аэродинамических характеристик.

Углы атаки, при которых возникает сваливание, зависят лишь от аэродинамических характеристик крыла - аэродинамического качества крыла (отношения подъёмной силы к силе лобового сопротивления) на данном угле атаки.

20 84. Термин "угол атаки" определён как угол:

а) *между линией, образованной хордой крыла и вектором скорости потока;

б) образованный между продольной осью самолёта и углом, с которым поток воздуха направлен на аэродинамическую поверхность крыла;

в) образованный между продольной осью самолёта и направлением набегающего потока воздуха;

21 85. Термин «угол атаки» определён как угол между хордой аэродинамической поверхности и:

а) угол тангажа;

б) *вектором скорости потока; см. вопрос 20 - 84.

в) плоскостью вращения несущего винта;

22 86. Угол между хордой крыла и вектором скорости потока известен как угол:

а) подъёмной силы;

б) *атаки; см. вопрос 20 - 84.

в) установки;

23 87. Термин "угол атаки" определён как угол:

а) *между хордой крыла и вектором скорости потока; см. вопрос 20 - 84.

б) между углом набора высоты и горизонтом;

в) образованный между продольной осью самолёта и хордой крыла;

24 91. С целью уменьшения боковой нагрузки на шасси непосредственно перед приземлением, пилот должен поддерживать:

а) направление полёта вдоль ВПП;

б) *продольную ось самолёта параллельно направлению полёта;

в) создание крена на подветренную сторону, чтобы предотвратить смещение самолёта;

Из комментария rosaviatest.ru: Ось вращения колёс перпендикулярна продольной оси самолёта, соответственно боковая нагрузка на шасси в момент касания ВПП возникнет при отклонении продольной оси самолёта от направления движения по ВПП.

Следовательно, чтобы минимизировать боковую составляющую в момент касания ВПП пилот должен поддерживать продольную ось самолёта параллельно направлению полёта.

25 117. Какая сила заставляет воздушное судно выполнять разворот?

а) вертикальная компонента подъёмной силы;

б) центробежная сила;

в) *горизонтальная компонента подъёмной силы;

Стр.85 «ЭП»

26 118. Четыре силы, действующие на воздушное судно:

а) *подъемная сила, вес, тяга, сопротивление; Стр.65 «ЭП»

б) подъемная сила, гравитация, мощность, трение;

в) подъемная сила, вес, гравитация, тяга;

27 119. Выход из сваливания требует:

а) увеличения воздушной скорости;

б) увеличения мощности;

в) *уменьшения угла атаки; Стр.346 «ПАиДПС»

28 120. В какое состояние самолёт должен попасть, чтобы войти в штопор?

а) частичное сваливание с опущенным одним крылом;

б) *сваливание; см. вопрос 27 - 119

в) в крутую снижающуюся спираль;

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994:

Штопор самолёта - движение самолёта по вертикальной нисходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки, возникающее после потери скорости полёта и сваливания.

29 121. При штопоре с вращением влево, какое(-ие) консоли крыла находится в состоянии сваливания?

а) *оба крыла;

б) только левое;

в) никакое;

Практическая аэродинамика. Г. С. Аронин, Воен. изд-во МО СССР, 1962:

В штопоре в состоянии сваливания находятся оба крыла, а началом штопора является сваливание самолёта на крыло.

30 152. Вихревой след от законцовок крыла создаётся только когда воздушное судно:

а) летит с большой скоростью;

б) тяжело загружено;

в) *создаёт подъёмную силу;

Стр.73 «ЭП»

31 210. Аэродинамическим качеством крыла называется:

а) способность крыла создавать максимальную подъёмную силу;

б) степень аэродинамической чистоты поверхности крыла;

в) *отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления; Стр.73 «ЭП»

32 211. Поляра крыла это:

а) значения максимального качества, построенные для различных углов атаки;

б) значения коэффициента подъёмной силы, построенные в полярных координатах;

в) *зависимости Су и Сх для различных углов атаки;

См. Аэродинамика самолета/Аэродинамические силы/Поляра крыла.

График зависимости коэффициента Су от Сх, называемый полярой крыла. Для построения поляры для данного крыла, крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки.

Сх - коэффициент профильного сопротивления

Су - коэффициент подъемной силы

33 212. Наивыгоднейший угол атаки крыла "альфа" наив. это:

а) *угол атаки, при котором аэродинамическое качество крыла максимальное;

б) угол атаки, при котором коэффициент сопротивления имеет минимальное значение;

в) угол атаки, при котором коэффициент подъёмной силы имеет максимальное значение;

См. Аэродинамика самолета/Аэродинамические силы/ Влияние на аэродинамическое качество угла атаки:

Из графика видно, что с увеличением угла атаки до определенной величины аэродинамическое качество возрастает. При некотором угле атаки качество достигает максимальной величины Кмакс. Этот угол называется наивыгоднейшим углом атаки, наив.

34 213. Критический угол атаки крыла "альфа" крит:

а) *угол атаки, при котором Су достигает максимального значения;

б) угол атаки, при котором на крыле начинают наблюдаться местные срывные явления;

в) угол атаки, при котором перегрузка при маневрировании достигает критического значения;

ЭП/ стр.70-71

35 214. С увеличением высоты потребная скорость горизонтального полёта на данном угле атаки:

а) останется неизменной;

б) *увеличится;

в) уменьшится;

Практическая аэродинамика/Горизонтальны й полет

G - вес самолета;

С_у - подъемная сила

S - площадь крыла

Величина потребной скорости зависит от веса самолета, площади его крыла, от высоты полета (выраженной через массовую плотность ) и коэффициента подъемной силы С_у.

С увеличением высоты полета массовая плотность воздуха уменьшается. Согласно формуле уменьшение плотности r приводит к увеличению потребной скорости полета _Г.П..

36 215. С уменьшением полётной массы потребная скорость горизонтального полёта:

а) останется неизменной;

б) увеличится;

в) *уменьшится;

Практическая аэродинамика/Горизонтальны й полет

G - вес самолета;

С_у - подъемная сила

S - площадь крыла

Согласно формуле с уменьшением полетной массы потребная скорость уменьшается _Г.П..

37 216. Тяга потребная для горизонтального полёта с увеличением скорости от минимальной до максимальной:

а) растёт;

б) уменьшается;

в) *вначале падает, а затем растёт;

Практическая аэродинамика/Горизонтальны й полет

(37.1)

G - вес самолета;

С_у - подъемная сила

S - площадь крыла

- массовая плотность воздуха

Р_п - потребная тяга

Потребной тягой для горизонтального полета называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета, т. е. для уравновешивания лобового сопротивления самолета на данном угле атаки (Р_п=Х).

В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета Y=G, тогда, разделив первое равенство на второе, получим

(37.2)

Формула показывает, что чем меньше вес самолета и чем больше его качество К, тем меньшая тяга потребуется для горизонтального полета. Но качество самолета зависит от угла атаки, следовательно, при изменении угла атаки меняется и потребная тяга. Поэтому для определения потребной тяги при заданном угле атаки необходимо предварительно найти соответствующее ей качество самолета.

Чтобы найти зависимость Р_пот V_ГП. подставим в формулу (37.2) развернутое выражение подъемной силы, получим (37.3)

Из формулы видно, что потребная тяга горизонтального полета пропорциональна квадрату скорости.

Ниже приведены кривые зависимости Р_пот V_ГП скорости полета на высоте Н=500 м для самолетов Як-52 и Як-55.

38 217. Для увеличения скорости полёта в 2 раза потребную мощность необходимо увеличить:

а) в 2 раза;

б) в 4 раза;

в) *в 8 раз;

Практическая аэродинамика/Горизонтальны й полет

Потребная мощность для горизонтального полета N_П - мощность, необходимая для обеспечения установившегося горизонтального полета на данном угле атаки.

Если при полете со скоростью V_ГПтребуется тяга Р_П, то потребная мощность определяется по формуле

(38.1)

В горизонтальном полете потребная тяга равна лобовому сопротивлению Р_П=Х, тогда формула потребной мощности будет иметь следующий вид:

(38.2)

Если в формулу подставить развернутое выражение лобового сопротивления, то получим

(38.3)

Формула показывает, что мощность, потребная для горизонтального полета, пропорциональна кубу скорости (потребная тяга пропорциональна квадрату скорости).

Y - подъемная сила;

Х - лобовое сопротивление;

G - вес самолета;

Р - сила тяги двигателя.

N_П - потребная мощность для горизонтального полета

С_х – коэффициент лобового сопротивления

S – площадь крыла