Все. Уменьшение температуры уменьшается давление увеличивается плотность
 Скачать 0.57 Mb.
|
|
1 Тема Уменьшение температуры - уменьшается давление - увеличивается плотность Скорость увеличивается - скоростной напор увеличивается квадратно расширяющаяся трубка - градиент больше нуля температура растет - вязкость растет давление + температура растет - плотность нет маха - скорость полета больше звука давление уменьшается - плотность растет идеальная среда - нет вязкости плотность выше - скоростной напор выше плотность - масса единицы объема ПВД - полное и статическое Сжимаемости среды - плотность градиент в сужающейся меньше нуля несжимаемый 0.4 маха температура увел - плотность уменьшается плотность СИ - кг/м3 техн - кг с2/м4 давление си Н/м2 тех кг/м2 скорость уменьшается полное не изменяется статическое увеличивается расширение Плотность - кг с2/м4 p/ρ=t скоростной напор ρV2/2 градиент давления в сторону убывания давления pv=νRt 2 Тема При увеличении скорости набегающего потока вдвое, подъёмная сила (увеличивается в 4 раза) и коэффициент подъёмной силы (не изменяется) При увеличении плотности воздуха вдвое, подъёмная сила (увеличивается в 2 раза) и коэффициент подъёмной силы (не изменяется) Невозмущённый поток в структуре потока, обтекающего крыло – 2 Максимальное значение коэффициента давления в несжимаемом потоке +1 Минимальное значение коэффициента давления в несжимаемом потоке -∞ Аэродинамической круткой называется изменение вдоль размаха крыла – геометрических характеристик профиля При увеличении скорости, коэффициент давления уменьшается до -∞ Пограничный слой возникает из-за вязкости При наивыгоднейшем угле атаки достигает максимума – аэродинамическое качество В несжимаемом потоке подъёмная сила создаётся в основном – подсосом на верхней поверхности крыла Указать факторы, от которых зависит коэффициент подъёмной силы – угол атаки и геометрические характеристики крыла При полном торможении несжимаемого потока коэффициент давления – увеличивается до 1 Аэродинамическим качеством называется отношение – подъёмной силы к силе лобового сопротивления Величина угла атаки нулевой подъёмной силы зависит от – кривизны профиля крыла Основной причиной отрыва пограничного слоя является – большой положительный градиент давления Указать факторы, от которых зависит коэффициент лобового сопротивления – угол атаки и геометрические характеристики крыла Основной причиной возникновения профильного сопротивления является – вязкость воздуха Пограничный слой в структуре потока, обтекающего крыло – 3 Свободный поток в структуре, обтекающего крыло – 1 Точка, соответствующая минимальному давлению – 3 Точка, соответствующая максимальному давлению – 1 Толщина профиля – отрезок 1 На коэффициент индуктивного сопротивления влияют следующие факторы – удлинение крыла, коэффициент подъёмной силы, форма крыла в плане На коэффициент профильного сопротивления влияют следующие факторы – Определите приращение Cya в диапазоне лётных углов атаки, если угол атаки увеличится на 2 градуса, а величина  =0.08 (ответ – 0.16)3   Тема4 Тема При выпуске закрылков, происходят следующие изменения аэродинамических характеристик – Kmax убывает, Cxa возрастает, Cyamax возрастает При выпуске щитков, происходят следующие изменения аэродинамических характеристик – Kmax убывает, Cxa возрастает, Cyamax возрастает При выпуске закрылков происходят следующие изменения характерных углов атаки – α0 убывает, αкр изменяется незначительно При выпуске щитков происходят следующие изменения характерных углов атаки – α0 убывает, αкр изменяется незначительно При выпуске предкрылков происходят следующие изменения характерных углов атаки – α0 изменяется незначительно, αкр возрастает За счёт влияния близости земли – аэродинамическое качество самолёта возрастает При выпуске щитка, поляра изменяется следующим образом – 3 При выпуске закрылков, поляра изменяется следующим образом – 3 При выпуске предкрылков, поляра изменяется следующим образом – Основной эффект при выпуске предкрылков заключается – в использовании эффекта сдува пограничного слоя При выпуске предкрылков зависимость Cya = f(α) изменяется следующим образом – 2 При выпуске щитков зависимость Cya = f(α) изменяется следующим образом – 1 При выпуске закрылков зависимость Cya = f(α) изменяется следующим образом – 1 Основной эффект при выпуске простых закрылков заключается – в увеличении кривизны профиля крыла Основной эффект при выпуске щитка заключается – в увеличении кривизны профиля крыла За счёт влияния близости земли происходит – увеличение подъёмной силы и уменьшение лобового сопротивления 5 тема При торможении самолёта в горизонтальном полёте продольная перегрузка имеет значение – меньше 0 При разгоне самолёта в горизонтальном полёте продольная перегрузка имеет значение – больше 0 Как изменяется величина нормальной перегрузки самолёта в процессе разбега по горизонтальной ВПП – не изменяется При выводе самолёта из пикирования нормальная перегрузка имеет значение – больше 1 При вводе самолёта в пикирование нормальная перегрузка имеет значение – меньше 1 Углом наклона траектории называется угол – между вектором воздушной скорости и горизонтальной плоскостью При вводе самолёта в пикирование нормальная перегрузка имеет значение – меньше 1 При выводе самолёта из пикирования нормальная перегрузка имеет значение – больше 1 Углом скольжения называется угол – между вектором воздушной скорости и плоскостью симметрии самолёта В случае прямолинейного установившегося горизонтального полёта продольная перегрузка равна – 0 В случае прямолинейного горизонтального полёта нормальная перегрузка равна - 1 В нормальной системе координат ось OXg направлена – в горизонтальной плоскости В нормальной системе координат ось OYg направлена – вертикально вверх В нормальной системе координат ось OZg направлена – в горизонтальной плоскости В скоростной системе координат скоростная ось OX8 направлена – вдоль воздушной скорости самолёта В траекторной системе координат ось OXk направлена – вдоль земной скорости самолёта В связанной системе координат продольная ось OX обычно направлена – вдоль строительной оси фюзеляжа к передней части самолёта В скоростной системе координат ось подъёмной силы OY8 направлена – в плоскости симметрии самолёта перпендикулярно воздушной скорости самолёта к верхней его части В траекторной системе координат ось OYk направлена – перпендикулярно земной скорости самолёта в вертикальной плоскости В связанной системе координат нормальная ось OY обычно направлена – в плоскости симметрии самолёта перпендикулярно строительной оси фюзеляжа к верхней его части В скоростной системе координат боковая ось OZ8 направлена – перпендикулярно воздушной скорости самолёта вдоль правого крыла В связанной системе координат поперечная ось OZ обычно направлена – перпендикулярно плоскости симметрии самолёта вдоль правого крыла Углом тангажа называется угол – между продольной осью самолёта и горизонтальной плоскостью Углом атаки называется угол – между проекцией вектора воздушной скорости на плоскость симметрии самолёта и хордой крыла Углом наклона траектории называется угол – Между вектором воздушной скорости и горизонтальной плоскостью Углом скольжения называется угол – Между вектором воздушной скорости и плоскостью симметрии самолёта Положение самолёта по отношению к воздушному потоку определяется следующими углами – угла атаки, углом скольжения Положение самолёта по отношению к земной поверхности определяется слеюущими углами – углом крена, углом тангажа, углом рыскания Перегрузкой называется – отношение суммы всех сил, действующих на самолёт, за исключением силы веса к силе тяжести Нормальной перегрузкой называется – отношение подъёмной силы к силе тяжести Продольной перегрузкой называется – отношение разности сил тяги и лобового сопротивления к силе тяжести Для того, чтобы угол атаки был положительным, необходимо, чтобы – Угол тангажа был больше угла наклона траектории Угол наклона траектории – 1 Угол тангажа – 3 Угол атаки – 2 6 тема При увеличении полётной массы характерные скорости горизонтального полёта изменяются следующим образом – возрастают Vmin, Vэк, Vнв, уменьшается Vmax При выпуске механизации характерные скорости горизонтального полёта изменяются следующим образом – все уменьшается При увеличении полётной массы самолёта потребная тяга горизонтального полёта – увеличивается При выпуске шасси потребная тяга горизонтального полёта – увеличивается При выпуске щитка потребная тяга горизонтального полёта – увеличивается При увеличении режима работы двигателя угол набора высоты и вертикальная скорость – увеличиваются При увеличении полётной массы угол набора высоты и вертикальная скорость – уменьшается При увеличении высоты полёта потребная воздушная скорость горизонтального полёта – увеличивается При увеличении угла атаки самолёта потребная тяга горизонтального полёта – уменьшается при увеличении угла атаки до наивыгоднейшего При увеличении полётной массы самолёта потребная тяга горизонтального полёта – увеличивается Максимальная дальность планирования в штилевых условиях достигается при выдерживании Vнв Для снижения потребная скорость по сравнению с горизонтальным полётом – уменьшается Потребной тягой горизонтального полёта называется сила тяги, при которой обеспечивается равенство – силы тяги и силы лобового сопротивления Минимальная допустимая скорость должна превышать скорость сваливания как минимум на 30% Дальность планирования в штилевых условиях зависит от – высоты полёта и аэродинамического качества Практическим потолком называется высота полёта, на которой вертикальная скорость установившегося набора высоты равна – 0.5 м/с Для отвесного пикирования потребная скорость – равна нулю Теоретическим потолком называется высота полёта, на которой вертикальная скорость установившегося набора высоты равна – 0 м/с Угол планирования в штилевых условиях зависит от – аэродинамического качества 7 тема При переводе на снижение самолёта с винтом левого вращения гироскопический момент стремится – развернуть самолёт вправо При переводе в набор высоты самолёта с винтом левого вращения гироскопический момент стремится – развернуть самолёт влево Балансировочный график по перегрузке строится при условии постоянства – скорости Для балансировки устойчивого самолёта при увеличении скорости требуется – отклонение руля высоты вниз Балансировочная кривая по скорости строится при условии постоянства – перегрузки Момент тангажа считается положительным, если он стремится – увеличить угол атаки Условием устойчивости самолёта является расположение центра масс – перед фокусом Для балансировки устойчивого самолёта при увеличении угла атаки требуется – отклонение руля высоты вверх Для устойчивого самолёта при увеличении угла атаки – возникает дополнительный пикирующий момент Для устойчивого самолёта при уменьшении угла атаки – возникает дополнительный кабрирующий момент При выполнении правого виража для самолёта с винтом левого вращения гироскопический момент стремится – увеличить угол атаки Поперечная статическая устойчивость – это способность самолёта при изменении угла скольжения – создавать стабилизирующий момент крена Устойчивостью самолёта называется – свойство самолёта восстанавливать без вмешательства пилота кинематические параметры Центровка определяет расстояние – от передней кромки до центра масс Балансировкой самолёта называется –состояние равновесия всех действующих на самолёт моментов установившемся режиме полёта Для устойчивого самолёта при увеличении центровки – возникает дополнительный кабрирующий момент Отрицательным считается отклонение руля высоты – вверх Путевая статическая устойчивость – это способность самолёта при изменении угла скольжения – создавать стабилизирующий момент рыскания При уменьшении центровки для балансировки устойчивого самолёта требуется отклонение руля высоты – вверх При увеличении центровки для балансировки устойчивого самолёта требуется отклонение руля высоты – вниз Условием устойчивости самолёта является расположение центра масс – перед фокусом Момент рыскания действует отностилено – нормальной оси Управляемостью самолёта называется – свойство самолёта отвечать соответсвующим линейным и угловым перещениям в пространстве на отклонение рычагов управления Самолёт теряет свою устойчивость – при совпадении центра масс и фокуса Самолёт становится излишне тяжёлым в управлении при нарушении – предельно передней центровки Момент крена действует относительно – продольной оси самолёта Центровка выражается в процентах – от средней аэродинамической хорды Момент тангажа считается отрицательным, если он стремится – уменьшить угол атаки Для балансировки устойчивого самолёта при увеличении угла атаки требуется – отклонение руля высоты вверх Момент тангажа действует относительно – поперечной оси самолёта Реактивный момент винта стремится – развернуть самолёт в сторону противоположную вращению винта Аэродинамическим фокусом крыла называется точка на хорде, момент тангажа относительно которой – остаётся постоянным при изменении угла атаки При увеличении центровки для балансировки устойчивого самолёта требуется дополнительно отклонение руля высоты – вниз При уменьшении центровки для балансировки устойчивого самолёта требуется дополнительно отклонение руля высоты - вверх Положительным считается отклонение руля высоты – вниз За счёт закрутки струи за винтом самолёт стремится развернуться – в сторону противоположную вращению винта Предельная передняя центровка – управляемость Предельная задняя центровка – устойчивость Тема 8 Предельный вираж ограничивается – располагаемой тягой При выполнении правильного виража с креном 60 нормальная перегрузка равна - 2 При выполнении правильного виража с креном 60 скорость сваливания возрастает приблизительно - в 1.4 раза Минимальный радиус правильного виража получается при – минимальной скорости и максимальном угле крена При выполнении координированного виража выдерживаются постоянными следующие параметры полёта – высота, нулевой угол скольжения При выполнении виража выдерживаются постоянными следующие параметры полёта – высота При выполнении правильного виража величина нормальной перегрузки – больше 1 При выполнении правильного виража выдерживаются постоянными следующие параметры полёта – высота, скорость, нулевой угол скольжения, радиус кривизны траектории При выполнении правильного виража с креном 60 потребная тяга возрастает в – 2 раза Тема 9 При выводе самолёта из сваливания устранение крена элеронами разрешается после – прекращения тряски самолёта При выводе самолёта из пикирования с перегрузкой больше 1 скорость сваливания – увеличивается При увеличении режима работы двигателя для самолёта типа Як-40 скорость сваливания – практически не изменяется При выводе самолёта из пикирования с перегрузкой равной 2 скорость сваливания – величивается приблизительно в 1.5 раза При выпуске щитка скорость сваливания – уменьшается При выполнении правильного виража скорость сваливания – увеличивается В условиях обледенения скорость сваливания – увеличивается При выводе самолёта в пикирование с перегрузкой меньше 1 скорость сваливания – уменьшается При выводе самолёта из сваливания перевод самолёта в горизонтальный полёт разрешается после – устранения крена При выпуске шасси скорость сваливания – не изменяется При увеличении высоты полёта, приборная скорость сваливания – не изменяется При увеличении высоты полёта истинная скорость сваливания – увеличивается При увеличении режима работы двигателя для самолёта типа Як-18Т скорость сваливания – уменьшается Основной причиной сваливания самолёта является – срыв потока на крыле При увеличении перегрузки скорость сваливания – увеличивается При полёте со скольжением скорость сваливания – увеличивается Для вывода из сваливания в первую очередь необходимо – уменьшить угол атаки При увеличении полётной массы самолёта скорость сваливания – увеличивается На скорость сваливания самолёта типа Як-18Т влияют следующие эксплуатационные факторы – полётная масса, нормальная перегрузка, положение механизации, режим работы двигателя Тема 10 При увеличении атмосферного давления длина разбега – уменьшается При увеличении атмосферного давления длина пробега – уменьшается При увеличении температуры воздуха длина разбега – увеличивается При увеличении температуры воздуха длина пробега – увеличивается При уменьшении коэффициента сцепления длина пробега – увеличивается При увеличении коэффициента сцепления длина пробега – уменьшается Взлёт заканчивается при достижении высоты: 10.7м Посадочная дистанция рассчитывается с высоты: 15м При увеличении высоты аэродрома приборная скорость отрыва – не изменяется При увеличении высоты аэродрома приборная посадочная скорость – не изменяется При увеличении высоты аэродрома истинная скорость отрыва – увеличивается При увеличении высоты аэродрома истинная посадочная скорость – увеличивается При выпуске механизации скорость отрыва – уменьшается При выпуске механизации посадочная скорость – уменьшается При увеличении взлётной массы самолёта длина разбега – увеличивается При увеличении взлётной массы самолёта скорость отрыва – увеличивается При увеличении посадочной массы самолёта посадочная скорость – увеличивается При увеличении посадочной массы самолёта длина пробега – увеличивается При попутном ветре путевая скорость отрыва – увеличивается При попутном ветре истинная скорость отрыва – не изменяется При попутном ветре приборная скорость отрыва – не изменяется При попутном ветре путевая посадочная скорость – увеличивается При попутном ветре истинная посадочная скорость – не изменяется При попутном ветре приборная посадочная скорость – не изменяется При встречном ветре путевая скорость отрыва – уменьшается При встречном ветре истинная скорость отрыва – не изменяется При встречном ветре приборная скорость отрыва – не изменяется При встречном ветре путевая посадочная скорость – уменьшается При встречном ветре истинная посадочная скорость – не изменяется При встречном ветре приборная посадочная – не изменяется При увеличении попутной составляющей ветра длина разбега – увеличивается При увеличении попутной составляющей ветра длина пробега – увеличивается При увеличении встречной составляющей ветра длина разбега – уменьшается При увеличении встречной составляющей ветра длина пробега – уменьшается 11 Тема В результате обледенения максимальный коэффициент подъёмной силы – уменьшается В результате обледенения наивыгоднейшая скорость – увеличивается Причиной возникновения клевка при полёте в условиях обледенения является – срыв потока на нижней поверхности стабилизатора В результате обледенения аэродинамическое качество – уменьшается Вероятность возникновения клевка в условиях обледенения возрастает при – создании перегрузки меньше 1 В результате обледенения скорость сваливания – увеличивается В результате обледенения критический угол атаки – уменьшается Приращение нормальной перегрузки при попадании в восходящий порыв ветра возрастает при – увеличении скорости полёта В результате обледенения вертикальная скорость набора высоты – уменьшается Расстояние между осями вихрей, образующих спутный след за самолётом в крейсерской конфигурации приблизительно равно – 75% от размаха крыла Вероятность возникновения клевка в условиях обледенения возрастает при – выпуске механизации Образовавшиеся за самолётом концевые вихри обычно – движутся вниз Приращение угла атаки при попадании в восходящий порыв ветра возрастает при – уменьшении скорости полёта В результате обледенения коэффициент лобового сопротивления – увеличивается Давление торможения (полное давление) – это давление в трубке, которое создаётся при торможении воздушного напора во точке входа в трубку |