этапы отбора и ответы. Этапы отбора и ответы. REV2. Этапы отбора в Аэрофлот

• Название: Этапы отбора в Аэрофлот
• Анкор: этапы отбора и ответы
• Дата: 11.02.2020
• Размер: 7.89 Mb.
• Имя файла: Этапы отбора и ответы. REV2.docx
• Тип: Документы; #107966
• страница: 17 из 57

Назвать по-английски все геом. хар-ки самолета

Overall Dimensions

• 
  Span
  
• 
  Length
  
• 
  Height
  

Wing

• 
  Wing area
  
• 
  Mean aerodynamic chord (MAC)
  
• 
  Dihedral
  
• 
  Aspect ratio
  
• 
  Leading edge sweep
  

Landing Gear

• 
  Track
  
• 
  Wheelbase
  

Others

• 
  Elevator area
  
• 
  Rudder area
  

3. Профили крыла

http://poznayka.org/s58686t1.html

3. Поляра крыла/самолета, механизация, применение при повышенной Т и уменьшенной плотности воздуха.

Поляра профиля

Одной из важнейших аэродинамических характеристик профиля является графическая зависимость Cy=f(Cx). Такая кривая называется полярой профиля. На получившейся кривой еще отмечают соответствующие углы атаки.

Имея поляру профиля можно определить следующие характерные величины профиля:

- Максимальный коэффициент подъемной силы Cy(max) и соответствующий ему критический угол атаки αкр.

- Наивыгоднейший угол атаки αнв. на поляре определяется точкой касания поляры и касательной прямой, проведённой из начала координат к поляре.

- Угол нулевой подъемной силы (α0) – это точка пересечения поляры и оси абсцисс.

- Наименьшее значение коэффициента сопротивления Cx(min) и соответствующий ему угол атаки минимального сопротивления, который находится в точке касания поляры и прямой, параллельной оси ординат. На этом угле атаки (или близком к нему) совершается полет с максимальной скоростью.



Поляра самолёта

Одной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Ранее было установлено, что коэффициент подъемной силы крыла Сy равен коэффициенту подъемной силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше Сх крыла на величину Сх вр, т. е.:

Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины Сх вр к Сх крыла на поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину Сх вр. Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей Сy=f(α) и Сх=f(α), полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах. Углы атаки на поляре самолета проставляются путем переноса по горизонтали углов атаки, размеченных на поляре крыла. Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делалось на поляре крыла.

Максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла.



Механизация

На Рис. изображены поляры самолета в трех вариантах:

- закрылки убраны;

- закрылки выпущены во взлетное положение (δ3= 20°);

- закрылки выпущены в посадочное положение (δ3 = 45°).

Выпуск закрылков во взлетное положение (δ3 = 15-25°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Сумакс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков (или щитков) во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%.

При выпуске закрылков (или щитков) в посадочное положение (δ3 = 45 - 60°) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество значительно уменьшается. Но это обстоятельство используется как положительный эксплуатационный фактор - увеличивается крутизна траектории при планировании перед посадкой и, следовательно, самолет становится менее требователен к качеству подходов в створе посадочной полосы.

Влияние высоты полета

Проявляется через изменение плотности воздуха ρ, его температуры Т и атмосферного давления р, что вызывает изменение потребной скорости полета V, изменение располагаемой тяги Р. При увеличении высоты полета плотность воздуха уменьшается, следовательно, скорость полета должна увеличиваться (см. формулу подъемной силы):



Таким образом, с увеличением высоты полета потребные скорости полета Vmin и Vmах растут. При этом потребная теоретическая скорость увеличивается более интенсивно, чем максимальная, диапазон скоростей сужается (рис. 12.4). С увеличением высоты потребная тяга растет, а располагаемая уменьшается, что вызывает постепенное уменьшение избытка тяги. На теоретическом потолке они становятся равными нулю.



Влияние температуры воздуха. Если принимаем, что барометрическая высота постоянна, то с увеличение температуры воздуха плотность воздуха уменьшается пропорционально 1/T и потребная скорость горизонтального полета растет пропорционально:



Изменение температуры при постоянном барометрическом давлении при постоянной скорости полета влияет на расход воздуха через тракт двигателя, что приводит к снижению тяги двигателя. Что выражается в опускании кривой располагаемой тяги вниз. Повышение температуры может привести к тому, что горизонтальный полет станет невозможным (кривая располагаемой тяги расположена ниже кривой потребной тяги).