Практическая аэродинамика/Горизонтальный полет/ Диапазон скоростей горизонтального полета 2 страница
- массовая плотность воздуха
VГП – требуемая скорость горизонтального полета
39 218. Наивыгоднейшая скорость:
а) *скорость полёта при значении максимального аэродинамического качества;
б) скорость полёта с минимальным часовым расходом топлива;
в) скорость полёта с минимальным километровым расходом топлива;
Практическая аэродинамика/Горизонтальны й полет
Максимальное качество самолета достигается при наивыгоднейшем угле атаки 
нв. Скорость, соответствующая нв, называется наивыгоднейшей скоростью горизонтального полета VНВ (для самолета Як-52 Vнв=162 км/ч, для Як-55 Vнв=137 км/ч).
При наивыгоднейшем угле атаки требуется минимальная потребная тяга Рмин. Следовательно, расход топлива на один километр пути будет минимальным и дальность полета максимальной.
Но расход топлива был бы минимальным, если бы двигатель работал без потерь. Поэтому для компенсации потерь требуется дополнительная тяга двигателя и общая тяга PПнв будет больше на эту величину. Минимальный километровый расход топлива получается на несколько большей скорости, чем наивыгоднейшая.
Р - сила тяги двигателя
G - вес самолета;
К - аэродинамическое качество крыла - отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки
Y - подъемная сила, кг;
Q - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и Q, получим
Сх – коэффициент лобового сопротивления
Су – коэффициент подъемной силы
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.
40 219. Потребная мощность является:
а) *характеристикой ЛА;
б) характеристикой двигателя;
в) обобщённый параметр для ЛА и двигателя;
220. Располагаемая мощность у поршневого двигателя без нагнетателя с увеличением высоты:
а) растёт;
б) *уменьшается;
в) не изменяется;
Росавиатест: я думаю так....плотность воздуха уменьшается...реакция опоры винта уменьшается и как следствие уменьшается тянущая составляющая сил действующих на винт...другими словами мощность падает
221. Диапазоном скоростей горизонтального полета называется:
а) разность значений между скоростью отрыва и максимально возможной скоростью;
б) *разность между максимальной и практической минимальной скоростями на одной и той же высоте полета;
в) разность между максимальной и эволютивной скоростями на одной и той же высоте полета;
Практическая аэродинамика/Горизонтальный полет/ Диапазон скоростей горизонтального полета
Диапазоном скоростей горизонтального полета называется разность между максимальной и практической минимальной скоростями на одной и той же высоте полета.
Эволютивная скорость летательного аппарата - минимальная скорость, на которой самолет имеет возможность выполнять некоторые минимальные эволюции (маневры) Для неманевренных самолетов различают минимальную эволютивную скорость: при разбеге, взлете, посадке и при уходе на второй круг
Минимальная скорость, соответствующая критическому углу атаки
222. Установившийся вираж это:
а) *вираж с постоянными креном и скоростью;
б) вираж без потери и набора высоты;
в) маневр в горизонтальной плоскости с траекторией в виде замкнутой окружности;
Практическая аэродинамика/Фигуры простого пилотажа/Вираж самолета
Вираж с постоянной скоростью и углом крена называетсяустановившимся. Установившийся вираж без скольжения называется правильным
Схемы виражей: а - правильный вираж; б - вираж с внутренним скольжением; в - вираж с внешним скольжением
223. Диапазон скорости "дельта" V с увеличением полётной массы ЛА:
а) растёт;
б) *уменьшается;
в) остаётся неизменным;
Практическая аэродинамика/Горизонтальный полет
Диапазоном скоростей горизонтального полета называется разность между максимальной и практической минимальной скоростями на одной и той же высоте полета.
при увеличении веса самолета его минимальная посадочная, экономическая и наивыгоднейшая скорости увеличиваются, максимальная скорость уменьшается по причине увеличения угла атаки, необходимого для поддержания веса самолета в горизонтальном полете;
с увеличением полетного веса диапазон скоростей уменьшается вследствие уменьшения максимальной скорости и увеличения экономической;
с увеличением полетного веса уменьшается потолок самолета вследствие уменьшения избытка мощности.
Анализируя вышесказанное, можно сделать вывод, что с увеличением полетного веса самолета его летные характеристики ухудшаются, а с уменьшением веса самолета - улучшаются.
224. В характеристиках ЛА указана максимальная скорость горизонтального полёта (работа СУ на максимальной мощности). Возможен ли подъём ЛА на этой скорости?
а) возможен;
б) возможен на ЛА с ВИШ; винт изменяемого шага
в) *не возможен;
Росавиатест: В установившемся горизонтальном полете вес воздушного судна компенсируется подъемной силой, а в наборе высоты составляющая веса частично компенсируется тягой двигателей. Следовательно при максимальной мощности дополнительную тягу получить не откуда. Это подтверждают и кривые потребных и распологаемых мощностей, где на максимальной скорости полета запас мощности равен нулю. Вывод набор высоты при этих условиях не возможен.
Практическая аэродинамика/Подъем самолета
при полете на максимальной скорости избыток мощности равен нулю и, следовательно, вертикальная скорость также равна нулю. С уменьшением скорости от максимальной избыток мощности возрастает и при скорости полета, равной V=162 км/ч (для самолета Як 52) и V=137 км/ч (для самолета Як-55) (при оборотах двигателя n=100%, на высоте полета Н=500 м, достигает максимального значения). Вертикальная скорость подъема при этом также увеличивается до максимального значения. С дальнейшим уменьшением скорости от VПР =162 km/ч (для самолета Як-52) и Vnp=137 км/ч (для самолета Як-55) до минимальной скорости VМИН избыток мощности N и вертикальная скорость набора VУ уменьшаются.
225. Скороподъемность ЛА (Vy) с увеличением высоты:
а) растёт;
б) остаётся неизменной;
в) *падает;
Практическая аэродинамика/Подъем самолета
С подъемом на высоту избыток тяги уменьшается и на какой-то определенной высоте становится равным нулю. А это значит, что и вертикальная скорость установившегося подъема тоже уменьшится до нуля. На этой высоте и выше самолет не имеет возможности совершать установившийся подъем.
226. В режиме набора высоты в штиль за 1 минуту ВС достигло 300 м. При встречном ветре 10м/с за такое же время он наберёт:
а) *300 м;
б) 450 м;
в) 600 м;
Ветер не влияет на скороподъемность ЛА.
227. При попадании в турбулентность необходимо:
а) *уменьшить скорость полёта;
б) увеличить скорость полёта, чтобы быстрее преодолеть зону повышенной турбулентности;
в) проверить степень затяжки привязных ремней и продолжить полёт, уделив
повышенное внимание устранению возникающих отклонений;
В комментариях к вопросу на rosaviatest.ru
Уменьшение скорости должно уменьшить влияние других сил...с учетом равновесного состояния
228. Что определяет продольную устойчивость самолета?
а) *расположение центра масс по отношению к аэродинамическому фокусу (точке приращения подъёмной силы);
б) эффективность стабилизатора, руля высоты и его триммера;
в) отношение тяги и подъемной силы к весу и лобовому сопротивлению;
Практическая аэродинамика/Устойчивочть самолета
Продольная статическая устойчивость по перегрузке - этоспособность самолета создавать статические моменты, направленные на восстановление исходного угла атаки (перегрузки).
Из определения следует, что устойчивый по перегрузке самолет имеет стремление в первый момент после возмущения восстановить угол атаки н прямолинейность полета-движения.
Выясним условия, при которых самолет будет устойчив по перегрузке (Рис. 19). При случайном увеличении угла атаки (например, при воздействии вертикального порыва ветра) возникает неуравновешенная подъемная сила DY, приложенная в фокусе самолета. Дальнейшее поведение самолета будет зависеть от взаимного расположения фокуса и центра тяжести.
При расположении фокуса позади центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит к появлению стабилизирующего момента (пикирующего), под действием которого возникший во время возмущения дополнительный угол атаки Da уменьшается и самолет стремится вернуться в исходный режим. В этом случае самолет в продольном отношении статически устойчив по перегрузке. Это характерно для Як-52 и Як-55.
При расположении фокуса впереди центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит к появлению дестабилизирующего (кабрирующего) момента, под действием которого дополнительный угол атаки Da возрастает еще больше. Самолет будет увеличивать угол атаки и перегрузку до выхода на режим сваливания. В этом случае самолет в продольном отношениинеустойчив по перегрузке.
Таким образом, условием продольной статической устойчивости самолета по перегрузке являетсяусловие расположения фокуса самолета позади его центра тяжести.
Рис. 19 К объяснению продольной статической устойчивости самолета по перегрузке
Как видно из Рис. 19, величина неуравновешенного стабилизирующего момента пропорциональна расстоянию между фокусом и центром тяжести самолета:
(9.11)
или в безразмерных коэффициентах:
(9.12)
При уменьшении величины 
устойчивость самолета по перегрузке уменьшается; при 
т. е. когда центр тяжести совпадает с фокусом, самолет становится нейтральным.
Центровка, при которой центр тяжести самолета совпадает с фокусом самолета, называетсянейтральной или критической.
Разность между нейтральной центровкой (фокусом) и фактической центровкой называетсязапасом центровкиили запасом продольной статическойустойчивости по перегрузке.
229. Угол атаки, при котором возникает срыв на крыле самолета, будет:
а) увеличится, если центр масс перемещается вперед;
б) уменьшится с увеличением полётной массы;
в) *остаётся тем же, независимо от изменения массы ЛА и положения центра масс;
230. С увеличением полётной массы скорость сваливания (минимально допустимая скорость):
а) *увеличится;
б) уменьшится;
в) останется неизменной;
ЭП/ стр.221
231. Самолет был загружен таким образом, что ЦТ смещён к хвостовой части в пределах диапазона центровок. С какими нежелательными проявлениями в характеристиках самолёта может столкнуться пилот?
а) увеличение длины разбега;
б) *трудности в восстановлении нормального полёта на скорости сваливания;
в) сваливание при более высокой, чем обычно, скорости полета;
305. Бафтинг это:
а) *резкие, неустановившиеся колебания хвостового оперения, вызванные аэродинамическими импульсами от спутной струи воздуха за крылом;
б) резкие, неустановившиеся колебания хвостового колеса, вызванные неровностями поверхности аэродрома или неисправным амортизатором;
в) резкие, неустановившиеся колебания киля и стабилизатора, вызванные аэродинамическими импульсами от спутной струи воздуха за крылом из-за ослабления узлов навески этих поверхностей;
308. Хвостовое оперение предназначено для:
а) обеспечения путевой и продольной устойчивости самолёта;
б) *обеспечения путевой и продольной устойчивости и управляемости самолёта;
в) обеспечения размещения рулевых поверхностей и проводки управляющего момента от органов управления к рулевым поверхностям;
443. Полная аэродинамическая сила – это:
а) *равнодействующая силы давления воздуха, направленная под прямым углом к поверхности самолёта или его части, и силы трения, касательной к поверхности;
б) равнодействующая силы давления воздуха, направленная под прямым углом к поверхности самолёта;
в) равнодействующая силы давления воздуха перпендикулярная к направлению набегающего потока;
Практическая аэродинамика. Г. С. Аронин
Действующие на самолет или какую-либо его часть силы давления воздуха, направленные под прямым углом к поверхности, и силы трения, касательные к поверхности, создают равнодействующую - полную аэродинамическую силу самолета или данной его части (крыла, фюзеляжа и др.) - Rаэр.
Для удобства изучения движения самолета принято равнодействующую Rаэр рассматривать как геометрическую сумму двух составляющих: одна из них, Y, перпендикулярная к направлению полета (или потока, набегающего спереди), называется подъемной силой, а другая, Q, направленная против движения (или вдоль потока), - силой лобового сопротивления или просто сопротивлением.
Практическая аэродинамика/Аэродинамические силы
Полная аэродинамическая сила и точка ее приложения
R - полная аэродинамическая сила; Y - подъемная сила; Q - сила лобового сопротивления; - угол атаки; q - угол качества
444. Подъёмной силой Y называется:
а) *составляющая полной аэродинамической силы, направленная перпендикулярно к направлению набегающего потока воздуха;
б) составляющая полной аэродинамической силы, направленная против движения самолёта;
в) сила перпендикулярная плоскости крыла и направленная вниз;
Практическая аэродинамика. Г. С. Аронин
Для удобства изучения движения самолета принято полную аэродинамическую силу самолета или данной его части (крыла, фюзеляжа и др.) рассматривать как геометрическую сумму двух составляющих: одна из них, Y, перпендикулярная к направлению полета (или потока, набегающего спереди), называется подъемной силой.
445. Силой лобового сопротивления Q называется:
а) сумма подъемной силы и силы трения;
б) *сумма сил профильного сопротивления, индуктивного сопротивления и волнового сопротивления;
в) сумма сил волнового и индуктивного сопротивлений;
Практическая аэродинамика/Аэродинамические силы
Лобовое сопротивление - это сопротивление движению крыла самолета в воздухе. Оно складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений:
Хкр=Хпр+Хинд+ХВ. (2.8)
Волновое сопротивление рассматриваться не будет, так как возникает на скоростях полета свыше 450 км/ч.
Профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения:
Хпр=ХД+Хтр .(2.9)
Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны (Рис. 18, на рисунке обозначено Сх - коэффициент профильного сопротивления).
Рис. График зависимости профильного сопротивления от толщины профиля
446. Аэродинамическое качество самолёта это:
а) отношение лобового сопротивления к подъёмной силе;
б) *отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению;
в) отношение полной аэродинамической силы к силе лобового сопротивления;
Практическая аэродинамика/Аэродинамические силы
Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки
где Y - подъемная сила, кг;
Q - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и Q, получим
Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15, а для планеров 45-50. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз, а у планеров даже в 50 раз.
447. Поляра самолёта это:
а) *графическая взаимозависимость между Су и Сх;
б) графическая взаимозависимость между углом атаки и Сх;
в) графическая взаимозависимость между углом атаки и Су;
Практическая аэродинамика/Аэродинамические силы
график зависимости коэффициента Су от Сх, называемый полярой
448. Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется:
а) хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковую с данным крылом площадь при равных углах атаки;
б) *хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки;
в) хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковую с данным крылом величину полной аэродинамической силы при равных углах атаки;
Практическая аэродинамика/Аэродинамические силы
Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки (Рис. ).
Рис. Средние аэродинамические хорды крыльев
449. Аэродинамическая сила самолета создается крылом и приложена:
а) *в центре давления;
б) в центре тяжести;
в) в аэродинамическом фокусе;
Практическая аэродинамика/Аэродинамические силы
Аэродинамическая сила самолета создается крылом и приложена в центре давления. Центр давления и центр тяжести, как правило, не совпадают и поэтому образуется момент сил. Величина этого момента зависит от величины силы и расстояния между ЦТ и центром давления, положение которых определяется как расстояние от начала САХ, выраженное в линейных величинах или в процентах длины САХ.
450. Для чего необходима механизация крыла:
а) *для увеличения подъёмной силы на минимальной скорости;
б) для увеличения силы лобового сопротивления на минимальной скорости;
в) для увеличения маневренных характеристик на больших скоростях;
Практическая аэродинамика/Аэродинамические силы
для уменьшения посадочной скорости применяют на крыльях специальные устройства, называемые механизацией крыла.
Применяя механизированное крыло, значительно увеличивают величину Сумакс, что дает возможность уменьшить посадочную скорость и длину пробега самолета после посадки, уменьшить скорость самолета в момент отрыва и сократить длину разбега при взлете. Применение механизации улучшает устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки. Кроме того, уменьшение скорости при отрыве на взлете и при посадке увеличивает безопасность их выполнения и сокращает расходы на строительство взлетно-посадочных полос.
Итак, механизация крыла служит для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета путем увеличения максимального значения коэффициента подъемной силы крыла Cумакс.
Суть механизации крыла состоит в том, что с помощью специальных приспособлений увеличивается кривизна профиля (в некоторых случаях и площадь крыла), вследствие чего изменяется картина обтекания. В результате получается увеличение максимального значения коэффициента подъемной силы.
Эти приспособления, как правило, выполняются управляемыми в полете: при полете на малых углах атаки (при больших скоростях полета) они не используются, а применяются лишь на взлете, на посадке, когда увеличение угла атаки не обеспечивает получения нужной величины подъемной силы.
Существуют следующие виды механизации крыла: щитки, закрылки, предкрылки, отклоняемые носкикрыла, управление пограничным слоем, реактивные закрылки.
451. Сколько режимов работы имеет воздушный винт:
а) 2;
б) *4;
в) 6;
Практическая аэродинамика/Аэродинамические силы
Рис. 8. Режимы работы воздушного винта
Сила сопротивления вращению винта относительно его вращения создает момент сопротивления вращению винта, который уравновешивается крутящим моментом двигателя:
Мтр=Хвrв (3.8)
Крутящий момент, создаваемый двигателем, определяется (в кгс-м) по формуле
(3.9)
где Ne-эффективная мощность двигателя.
Рассмотренный режим называется режимом положительной тяги винта, так как эта тяга тянет самолет вперед (Рис. 8, а). При уменьшении угла атаки лопастей уменьшаются силы Р и Х (уменьшается тяга винта и тормозящий момент). Можно достичь такого режима, когда Р=0 и X=R. Это режим нулевой тяги (Рис. 8, б).
При дальнейшем уменьшении угла атаки достигается режим, когда винт начнет вращаться не от двигателя, а от действия сил воздушного потока. Такой режим называется самовращением винта или авторотацией (Рис. 8, в).
При дальнейшем уменьшении угла атаки элементов лопасти винта получим режим, на котором сила сопротивления лопасти винта Х будет направлена в сторону вращения винта, и при этом винт будет иметь отрицательную тягу. На этом режиме винт вращается от набегающего воздушного потока и вращает двигатель. Происходит раскрутка двигателя, этот режим называется режимом ветряка (Рис. 8, г).
Режимы самовращения и ветряка возможны в горизонтальном полете и на пикировании.
На самолетах Як-52 и Як-55 эти режимы проявляются при выполнении вертикальных фигур вниз на малом шаге лопасти винта. Поэтому рекомендуется при выполнении вертикальных фигур вниз (при разгоне скорости более 250 км/ч) винт затяжелять на 1/3 хода рычага управлением шага винта.
452. Установившимся горизонтальным полетом называется:
а) *прямолинейный полет с постоянной скоростью без набора высоты и снижения;
б) прямолинейный полет с произвольной скоростью без набора высоты и снижения;
в) прямолинейный полет с постоянной скоростью с набором высоты или снижением;
Практическая аэродинамика/Горизонтальный полет самолета
Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейный полет с постоянной скоростью без набора высоты и снижения.
На Рис. 1 показаны силы, действующие на самолет в горизонтальном полете без скольжения, где
Y - подъемная сила;
Х - лобовое сопротивление;
G - вес самолета;
Р - сила тяги двигателя.
453. Потребной тягой для горизонтального полета называется:
а) тяга, необходимая для уравновешивания подъёмной силы самолета на данном угле атаки;
б) *тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета;
в) тяга, необходимая для установившегося набора высоты;
Практическая аэродинамика/Горизонтальный полет самолета
Потребной тягой для горизонтального полета называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета, т. е. для уравновешивания лобового сопротивления самолета на данном угле атаки (Рп=Х).
В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета Y=G, тогда, разделив первое равенство на второе, получим
454. Располагаемой тягой принято называть:
а) тягу, которая необходима для горизонтального полёта;
б) наибольшую тягу, которую может развить силовая установка на данной высоте и скорости полета;
в) тягу, которую может развить силовая установка в наборе высоты;
Практическая аэродинамика/Горизонтальный полет самолета
Располагаемой тягой (мощностью) принято называть наибольшую тягу (мощность), которую может развить силовая установка на данной высоте и скорости полета Располагаемая тяга зависит от высоты, поэтому кривую необходимо брать для той высоты, на которой задано определить летные качества самолета
455. Взлёт самолёта – это:
а) этап полёта с момента отделения воздушного судна от земной или искусственной поверхности до момента набора установленной высоты и скорости полета применительно к конкретному воздушному судну;
б) этап полёта с момента начала ускоренного движения воздушного судна с линии старта на земной или искусственной поверхности до момента набора высоты 15 метров;
в) этап полёта с момента начала ускоренного движения воздушного судна с линии старта на земной или искусственной поверхности до момента набора установленной высоты и скорости полета применительно к конкретному воздушному судну;
456. С уменьшением атмосферного давления воздуха скорость отрыва и длина разбега:
а) увеличиваются;
б) уменьшаются;
в) не изменяются;
457. Влияет ли угол наклона взлетно-посадочной полосы на скорость отрыва самолёта:
а) увеличивает скорость отрыва;
б) уменьшает скорость отрыва;
в) не влияет;
458. С ростом температуры воздуха посадочная скорость:
а) увеличивается;
б) уменьшается; ;
в) не изменяется;
459. Что является основой штопора самолёта?