Основы аэродинамики летательных аппаратов

метки: Аэродинамика, Автомобиль, Скорость, Различный, Вертолет, Воздух, Поток, Крыло

Дисциплина «Основы аэродинамики летательных аппаратов» является одной из ведущих дисциплин в курсе профессиональной подготовки специалиста поискового и аварийно-спасательного обеспечения гражданской авиации. Цель данной дисциплины – формирование у курсантов систематизированных знаний по теоретическим основам полета летательных аппаратов, включающих в себя воздушные суда: магистральные и легкомоторные, вертолеты, дельтапланы,– определение аэродинамических характеристик и летных характеристик летательных аппаратов, а также знакомство с парашютами различных модификаций. Знание дисциплины позволяет выпускнику специализации 280102.65.01 (330502) – Поисковое и аварийно-спасательное обеспечение гражданской авиации иметь представления: – об основных аэродинамических и летных характеристиках на различных этапах полета ВС; – об эксплуатационных ограничениях режимов полета ЛА; – об особенностях полета ВС в особых ситуациях. Полученные знания помогут анализировать материалы авиационных происшествий и инцидентов. Место дисциплины в учебном процессе определяется тем, что полученные знания позволяют инженеру по поисковому и аварийноспасательному обеспечению гражданской авиации принимать правильные решения при выполнении своих функциональных обязанностей, обеспечивать необходимый уровень безопасности при проведении спасательных работ. В процессе изучения дисциплины курсанты должны: – усвоить:

• физические явления и закономерности, лежащие в основе движения летательных аппаратов гражданской авиации;
• Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 3 Автор: Ю.Н.

Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

• влияние особенностей конструктивных и эксплуатационных характеристик ЛА на его аэродинамические и летные характеристики;
• режимы полета ЛА и их особенности;
• влияние эксплуатационных факторов и параметров состояния внешней среды на аэродинамические и летные характеристики;
• основные требования Федеральных авиационных правил, причины ограничения режимов полета и их обоснование;
• особенности аэродинамических и летных характеристик современных воздушных летательных аппаратов; – научиться:
• строить основные графические зависимости, определяющие аэродинамические и летные характеристики летательных аппаратов;
• обосновывать влияние конструктивных и эксплуатационных факторов на аэродинамические, летные характеристики летательных аппаратов и на характер разрушения конструкции ВС при авиационных происшествиях; – получить навыки:
• анализа последствий полета в особых случаях;
• анализа аэродинамических и летных характеристик ЛА на различных этапах полета.

Учебная работа курсанта при изучении дисциплины «Основы аэродинамики летательных аппаратов» включает (табл. 1): – обязательное посещение и прослушивание лекций, предусмотренных учебным расписанием; – самостоятельное изучение теоретических вопросов дисциплины, освещаемых на лекционных занятиях; – написание и защиту реферата по тематике, утвержденной на кафедре; – выполнение плановых заданий на практических занятиях; – выполнение лабораторных работ, предусмотренных учебным планом; – сдачу зачета по всей программе дисциплины.

Обучающихся 8 класса Аэродинамика летательных аппаратов

... аэродинамическую подъемную силу, обеспечивающую полет самолета. Также от размеров и формы крыла зависят лётные качества летательного аппарата. ... Аэродинамическое качество парашюта типа "крыло" превышает аэродинамическое качество вингьсюта Цель исследования Провести сравнительную характеристику аэродинамических ... толкает самолёт сквозь воздушную среду. Тяге противостоит ... техники, летательный аппарат ...

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 4

Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Таблица 1

ПЛАН-ГРАФИК

прохождения учебного материала по дисциплине

«Основы аэродинамики летательных аппаратов»

№ Недели Темы лекций Реферат Лабора- Практич.

торные занятия

работы

01.09-03.09

Т-1. Введение и основные положения 1.

аэродинамики ЛА (2 часа)

Т-2. Аэродинамические и летные характери- П-1 2. 04.09-10.09 стики самолета на различных этапах полета (2 часа)

(2 часа)

Т-2. Аэродинамические и летные характери- Выбор темы П-2 3. 11.09-17.09 стики самолета на различных этапах полета рефератов (2 часа)

(4 часа)

18.09-24.09

Т-3. Понятие об устойчивости и управляемости П-3 4.

самолета (2 часа) (2 часа)

25.09-01.10

Т-4. Аэродинамические и летные характери- П-4 5.

стики вертолета (2 часа) (2 часа)

Т-5. Аэродинамические и летные характери П-5

стики дельтаплана (1 час) 6. 02.10-08.10 (2 часа)

Т-6. Аэродинамические характеристики

парашюта (1 час)

09.10-15.10

Т-6. Аэродинамические характеристики ЛР №1 7.

парашюта (1 час) (АТ)

(2 часа)

16.10-22.10

Т-7. Полет ЛА в особых условиях и особые 8.

случаи полета (2 часа) 9. 23.10-29.10

30.10-05.11

ЛР № 2 10.

(КК)

(2 часа)

06.11-12.11

Защита 11.

рефератов 12. 13.11-19.11 ЗАЧЕТ

ЛР – лабораторная работа (место проведения: АТ – на аэродинамической трубе в

19 ауд., КК – в компьютерном классе); П – практические занятия.

Электронная версия: Ильиных ГА

© НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 5 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

1. СОДЕРЖАНИЕ ПРОГРАММЫ УЧЕБНОЙ ДИСЦИПЛИНЫ И

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ ПО ЕЕ ИЗУЧЕНИЮ

Тема 1. Введение. Основные положения аэродинамики летательных аппаратов

Роль аэродинамики и динамики полета в профессиональной деятельности спасателя гражданской авиации. Рекомендации по изучению дисциплины. План изучения дисциплины «Основы аэродинамика летательных аппаратов». Основные уравнения аэродинамики: уравнение состояния газов, уравнение Бернулли, уравнение постоянства расхода (уравнение неразрывности) для элементарной струйки. Понятие о пограничном слое. Два режима течения в пограничном слое, число Рейнольдса. Отрыв потока на профиле, причины. Понятие о числе Маха. Особенности аэродинамических характеристик стреловидных и треугольных крыльев. Возникновение скачков уплотнения в сверхзвуковом полете. Рекомендуемая литература: [1], [2], [3].

Компоновка и расчет параметров основных структурных единиц самолета

... работ, связанных с эвакуацией пассажиров. Важным преимуществом схемы низкоплан является наименьшая масса конструкции, потому что основные ... режимах с обеспечением требуемых характеристик устойчивости и управляемости. Для управления самолетом используются мини-штурвалы и педали ... кабины экипажа обеспечивает достаточный обзор пилотам в полете. Лобовые стекла, и их крепление выдерживают нормируемый ...

Методические указания

Необходимо усвоить физические основы основных уравнений аэродинамики, соотнести их с полетом ЛА, с принципом замера скорости с помощью ПВД. Нужно уметь анализировать и связывать параметры воздушной среды: температуры, плотности и давления. Уделите особое внимание понятию «пограничный слой» и соотнесите его с нарушением нормального режима полета любого летательного аппарата. Необходимо получить представление об аэродинамических особенностях прямых, стреловидных, треугольных крыльев и их влиянии на летные характеристики ЛА, имеющих соответствующую форму крыльев.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 6 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Вопросы для самопроверки

1. Дисциплина «Основы аэродинамики летательных аппаратов» в системе подготовки инженера поискового и аварийно-спасательного обеспечения гражданской авиации. 2. Какое уравнение связывает параметры воздуха: давление, плотность и температуру? 3. Какое уравнение связывает давление и скорость течения воздуха? 4. От каких параметров воздуха зависит скорость звука? 5. Понятие «пограничного слоя». Два вида пограничного слоя. 6. Какой пограничный слой (ламинарный или турбулентный) более склонен к отрыву и почему? 7. Критическое число Рейнольдса. Что оно характеризует? 8. Объясните, почему треугольное крыло при прочих равных условиях, создает меньшую подъемную силу и большее сопротивление? 9. Как изменяется скорость потока воздуха и давление в сужающейся трубке тока и почему? 10. Как изменяется число М полета с увеличением высоты при сохранении воздушной скорости? 11. Какой скачок уплотнения называется прямым? 12. Особенности обтекания стреловидного крыла в сравнении с прямым.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 7 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Тема 2. Аэродинамические и летные характеристики самолета на различных этапах полета

Геометрические характеристики крыла. Полная аэродинамическая сила и ее составляющие: подъемная сила крыла и лобовое сопротивление. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки, характерные углы. Аэродинамическое качество. Поляра крыла. Взлетнопосадочная механизация крыла. Уравнения движения самолета горизонтального полета. Потребные скорость и тяга для горизонтального полета. Кривые потребных и располагаемых тяг (мощностей).

Характерные скорости горизонтального полета. Факторы, влияющие на характеристики горизонтального полета. Схема сил в наборе высоты, условия установившегося движения. Основные влияние на экономику">характеристики набора высоты, влияние эксплуатационных факторов. Схема сил на снижении (планировании), условия установившегося движения. Основные характеристики снижения (планирования).

Технология улучшения взлетно-посадочных характеристик самолетов

... этапов полета - взлета и посадки. 2. Расположение аэродромов (их удаленность от потребителя) и их количество. 3. Размеры потребных взлетно-посадочных полос (ВПП) и их характеристики. 4. Нагрузки на самолет при ...

Экстренное снижение. Понятия о дальности и продолжительности полета. Взлет ЛА, этапы взлета. Основные взлетные характеристики и влияние эксплуатационных факторов. Траектория движения самолета на посадке и основные участки посадки. Основные посадочные характеристики и влияние эксплуатационных факторов. Рекомендуемая литература: [1], [2], [3], [12], [13].

Методические указания

Учитывая, что основную роль в создании подъемной силы и лобового сопротивления играет крыло самолета, уделите внимание основным геометрическим параметрам крыла. Необходимо подробно рассмотреть физические основы возникновения подъемной силы и сопротивления крыла, определения «угол атаки» и «аэродинамическое качество». Обратите внимание на правильность расположения сил на ЛА на различных этапах по Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 8 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

лета, на влияние эксплуатационных факторов на летные характеристики самолета (ЛА) на различных этапах полета. Особое внимание уделите этапам взлета и посадки самолета.

Вопросы для самопроверки

1. Изобразите профиль крыла и покажите его основные геометрические характеристики. 2. Запишите формулы полной аэродинамической силы и её составляющих. 3. Поясните причины возникновения индуктивного сопротивления. 4. Покажите характерную зависимость Суа =f(α) для несимметричного профиля. 5. Как зависит коэффициент силы лобового сопротивления Cxа от угла атаки? 6. Что называется аэродинамическим качеством? 7. Изобразите поляру крыла, характерные точки на ней. 8. Назначение и работа предкрылка, влияние на аэродинамические и летные характеристики самолета. 9. Назначение и работа закрылков, влияние на аэродинамические и летные характеристики самолета. 10. Условия выполнения установившегося горизонтального полета. 11. Покажите по кривым потребных и располагаемых тяг характерные скорости полета. 12. Поясните влияние температуры окружающей среды на вертикальную скорость набора высоты? 13. Схема сил на снижении, основные характеристики снижения. 14. Как влияет сила и направление ветра на длину разбега самолета? 15. Как влияет температура и давление воздуха на посадочную скорость?

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 9 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Тема 3. Понятие об устойчивости и управляемости самолета

Центровка, роль центровки в обеспечении устойчивости и управляемости самолета. Продольное равновесие, устойчивость и управляемость. Путевое равновесие, устойчивость и управляемость. Поперечное равновесие, устойчивость и управляемость. Рекомендуемая литература: [1], [8], [13].

Методические указания

Рассмотрите основные понятия устойчивости и управляемости самолета, особое внимание при этом уделите продольной устойчивости и управляемости. Соотнесите их с вопросами десантирования и изменениями центровки. Особого внимания требует раздел анализа влияния нарушения центровки на устойчивость и управляемость.

Вопросы для самопроверки

1. Понятие «центровка самолета». Существующие ограничения по центровке. 2. Условия продольного равновесия. 3. Понятие «фокус самолета». 4. Критерии и условия статической устойчивости по перегрузке. 5. Факторы, влияющие на продольную устойчивость по перегрузке. 6. Докажите, что самолет, центр масс которого расположен впереди фокуса, статически устойчив по углу атаки (перегрузке).

Особенности летной и технической эксплуатации двигателя ТВ2-117А(АГ)

... эксплуатации не отличаются от двигателей ТВ2-117А. Основные характеристики двигателя ТВ2-117А (АГ): турбовинтовой, ... В ПОЛЕТЕ ОТКАЗАВШЕГО ДВИГАТЕЛЯ ЗАПРЕЩАЕТСЯ, КРОМЕ СЛУЧАЕВ САМОВЫКЛЮЧЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ (ДВИГАТЕЛЕЙ) ПРИ ПОЛЕТЕ ВЕРТОЛЕТА ... двигателя. Эта особенность обеспечивает ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ двигателя: ... температурного режима двигателей и защиты их от влияния атмосферных ...

7. Понятие «поперечная устойчивость самолета». 8. Эксплуатационные факторы, влияющие на путевую устойчивость самолета.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 10 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Тема 4. Аэродинамические и летные характеристики вертолета

Аэродинамическая компоновка вертолета. Тяга несущего винта и факторы, влияющие на нее. Назначение и работа рулевого винта. Вертикальные взлет и посадка вертолета. Понятия о системе управления вертолетом. Вихревая система несущего винта в горизонтальном полете и при висении. Схема сил и моментов, действующих на вертолет при висении. Условия и особенности выполнения висения при различных эксплуатационных условиях. Особенности пилотирования и маневрирования на режиме висения. Влияние воздушной подушки на высоту висения. Летные ограничения на режиме висения и при десантировании. Особенности выполнения полета с грузами на внешней подвеске. Рекомендуемая литература: [3], [4].

Методические указания

Как известно, вертолет в профессиональной деятельности спасателя играет важную роль. Проанализируйте преимущества и недостатки различных схем вертолетов, используемых в авиации. Обратите внимание на силы, действующие на вертолет в режиме висения, и влияние различных эксплуатационных факторов. Обратите внимание на летные ограничения в режиме висения и влияние воздушного потока на десантируемого.

Вопросы для самопроверки

1. Особенности аэродинамической компоновки вертолета с соосными винтами. 2. Нарисуйте схему сил, действующих на вертолет в полете. 3. Назовите назначение рулевого (хвостового) винта. 4. Опишите работу и назначение несущего винта. 5. Условия выполнения полета в режиме висения.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 11 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

6. Определите влияние силы и направления ветра на безопасность режима висения вертолета. 7. Как влияют параметры воздуха на мощность, потребную для висения и высоту висения?

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 12 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Тема 5. Аэродинамические и летные характеристики дельтаплана

Общие сведения о дельтаплане. Возникновение подъемной силы и лобового сопротивления в полете. Аэродинамические характеристики крыльев дельтаплана. Силы и моменты, действующие на дельтаплан в полете. Поляры вертикальных скоростей на снижении в зависимости от профиля крыла. Эксплуатационные факторы, влияющие на характеристики снижения. Особенности устойчивости и управляемости дельтаплана. Рекомендуемая литература: [3], [10].

Методические указания Дельтапланы в профессиональной деятельности спасателя практически не используются, поэтому кратко изучите особенности полета, устойчивости и управляемости этого летательного аппарата. Обратите внимание на факторы, влияющие на характеристики планирования дельтаплана в различных климатических условиях. Желательно привести примеры происшествий, связанных с полетом дельтаплана.

Аэродинамика самолета

... Поперечный момент Путевой момент аэродинамика самолет крыло центровка Рис. 1 Оси вращения самолета Принцип действия рулей Для балансировки самолета относительно его центра тяжести в установившемся полете, а также для ...

Вопросы для самопроверки 1. Влияние формы крыла дельтаплана на аэродинамические характеристики. 2. Нарисуйте схему сил и моментов, действующих на дельтаплан в полете. 3. Перечислите критические режимы полета дельтаплана. 4. Условия, обеспечивающие поперечную устойчивость дельтаплана.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 13 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Тема 6. Особенности аэродинамики парашюта

Понятие о сопротивлении и коэффициенте сопротивления купола парашюта. Скорость падения парашютиста, эксплуатационные факторы, влияющие на нее. Определение времени падения парашютиста в зависимости от положения тела в воздухе. Физические основы управляемого падения парашютиста. Скорость снижения парашютиста, влияние ветра и скольжения на скорость и удар при приземлении. Рекомендуемая литература: [3], [6], [9].

Методические указания

Парашют широко используется в деятельности спасателя, поэтому необходимо изучить эксплуатационные факторы парашюта и их влияние на скорость снижения парашютиста. Обратите внимание на вертикальную скорость парашютиста и силу удара при приземлении. Желательно больше внимания уделить планирующему парашюту.

Вопросы для самопроверки

1. Эксплуатационные факторы, от которых зависит сопротивление парашюта. 2. Схема сил при горизонтальном перемещении парашюта. 3. Поясните влияние положения тела парашютиста на скорость падения. 4. Назовите эксплуатационные факторы, влияющие на скорость падения парашютиста. 5. От чего зависит нагрузка, действующая на человека, при раскрытии парашюта? 6. Каким образом можно снизить скорость приземления парашютиста?

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 14 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Тема 7. Полет ЛА в особых условиях и особые случаи полета

Полет на больших углах атаки. Сваливание и штопор самолета. Особенности полета ЛА в условиях турбулентной атмосферы и обледенения. Особенности полета в условиях вихревого следа за самолетом. Поведение и полет ЛА при отказе двигателя. Изменение летных характеристик при попадании в условия сдвига ветра. Особые виды посадки самолета. Особенности взлета и посадки гидросамолета. Поведение самолета и вертолета, управление ими при выполнении десантирования в спокойной и возмущенной атмосфере. Рекомендуемая литература: [1], [2], [3], [6].

Методические указания

Особые случаи полета обычно негативно сказываются на полете ЛА и чаще всего заканчиваются летным происшествием. Необходимо изучить особенности полета любого летательного аппарата в особых условиях и влияние их на аэродинамические и летные характеристики ЛА. Нужно обратить внимание на поведение ЛА при попадание в те или иные особые случаи полета. Важной особенностью является знание предполагаемых последствий при попадании ЛА в особые условия полета.

Вопросы для самопроверки

1. Понятие «большой угол атаки». 2. Причины сваливания самолета на больших углах атаки. 3. Раскройте основной физический смысл понятия «авторотация крыла». 4. Назовите основные опасности, существующие при полете в болтанку. 5. Основные виды обледенения. Их влияние на поляру и зависимость Суа =f(α).

Реферат от воздушного шара до современных самолетов

... оставалось поставить на него двигатель с воздушным винтом и попытаться превратить безмоторный аппарат в самодвижущуюся летательную машину. Пожалуй, братья Райт обстоятельнее своих предшественников познакомились с полетом птиц, с ... методике. 14 декабря 1903 года аэроплан впервые оторвался от земли, но полет прекратился через 3 секунды из-за потери скорости. Только через три дня машина взлетела по ...

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 15 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

6. Опишите поведение ЛА при отказе двигателя. 7. Нарисуйте траекторию движения ВС при уменьшении встречной составляющей ветра. 8. Опишите поведение ВС и изменение центровки, устойчивости и управляемости при десантировании груза.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 16 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

2. МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

ПО ВЫПОЛНЕНИЮ РЕФЕРАТА

Реферат – письменное изложение доклада на какую-либо тему, основанное на обзоре литературных источников с обязательным указанием собственного мнения автора по рассматриваемой проблеме. Цель реферата – помочь курсанту изучить предлагаемую тему более глубоко, а также привлечь внимание обучающегося к необходимости самостоятельного мышления. Также предусматривается, что в процессе подготовки реферата курсант должен продемонстрировать свое умение работать с научной литературой, анализировать ее и делать необходимые выводы. Темы реферата предложены из программы учебной дисциплины по наиболее актуальным вопросам. Тематика рефератов каждый учебный год обновляется и утверждается на заседании кафедры. В случае, если тема представляет интерес для курсанта и кафедры, то по решению преподавателя и заведующего кафедрой, тема может быть скорректирована или изменена.

Примерные темы рефератов

1. Использование самолетов и вертолетов при тушении пожаров.

2. Режим висения вертолета, влияние потока воздуха на десантируемого.

3. Эксплуатация вертолета при высоких температурах и большой высоте аэродрома.

4. Особенности перевозки грузов на внешней подвеске вертолетами различной схемы.

5. Возможности использования дельтапланов на спасательных работах.

6. Мотодельтапланы.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 17 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

7. Как сконструирован дельтаплан? 8. Десантирование груза с самолета и вертолета. 9. Виды парашютов, их преимущества и недостатки. 10. Влияние положения тела парашютиста на скорость падения.

11. Скорость снижения парашютиста, влияние формы купола. 12. Горизонтальный полет вертолета с грузами на внешней подвеске. 13. Висение вертолета: общая характеристика, схема сил и моментов, действующих на вертолет, летные ограничения на режиме висения. 14. Вертикальные режимы полета вертолета: общая характеристика, вертикальный набор и снижение вертолета, летные ограничения на вертикальных режимах полета. 15. Особенности вертикальных взлетов и посадок на высокогорных вертодромах. 16. Понятие о вихревом кольце, влияние эксплуатационных факторов. 17. Особенности аэродинамики и летные характеристики вертолетов с соосными винтами. 18. Зарубежные вертолеты. Преимущества и недостатки схем. 19. Вертолеты КБ Миля М.Л. 20. Влияние температуры и давления на взлетные и посадочные характеристики ВС. 21. Влияние «сдвига ветра» на полет ВС. 22. Особенности посадки ВС с невыпущенными и частично выпущенными шасси. 23. Влияние осадков на взлетные и посадочные характеристики самолета. 24. Влияние температуры на взлет и посадку самолета. 25. Влияние высоты аэродрома на взлет и посадку самолета. 26. Влияние ветра на взлет и посадку.

Уравнение движения летательного аппарата

... тяга двигателей. Исследуются уравнения движения центра масс самолета в предположении, что управление движением осуществляется идеально. Конечным ... наклона вектора скорости к местному горизонту, [град]; масса летательного аппарата, [кг]; ускорение свободного падения, [ ]; сила тяги, ... состава бортового и наземного оборудования. Математической основой ДП являются теоретическая механика, теории ...

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 18 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

27. Центровка самолета. Ее влияние на сопротивление и расход топлива. 28. Влияние турбулентности воздуха на полет самолета. 29. Влияние обледенения на аэродинамические и летные характеристики самолета и вертолета. 30. Закрылки, назначение, работа и влияние на аэродинамические и летные характеристики самолета. 31. Интерцепторы. Назначение, работа и влияние на аэродинамические и летные характеристики самолета. 32. Предкрылки. Назначение, работа и влияние на аэродинамические и летные характеристики самолета. 33. Использование реверса на посадке. 34. Сваливание самолета, основные причины. 35. Штопор самолета, его причины. 36. Набор высоты и снижение самолета. 37. Понятие о глиссировании самолета. 38. «Клевок» самолета, его причины. 39. Назначение, работа концевых крыльевых поверхностей (Ту-204, Боинги).

40. Максимально допустимые высоты полета самолета. Ограничения по высоте полета. 41. Требования, предъявляемые к заходу на посадку и посадке самолета. 42. Суперкритические профили. 43. Роль вертолетов в спасательных работах при тушении пожаров. 44. Десантирование грузов с самолета, особенности в поведении самолета. 45. Возможности использования самолетов при спасании на воде.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 19 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Рекомендации по выполнению реферата

Перед началом работы курсант должен четко уяснить тему и содержание задания. Составить краткий план изучения темы с указанием предполагаемых источников информации. В процессе работы над выбранной литературой необходимо отмечать собственное мнение (как будущего специалиста) по рассматриваемой проблеме для его использования в дальнейшем при изложении материала. Кроме рекомендованной литературы могут быть использованы любые документы, но при этом обязательной является следующая справка: номер документа, наименование и дата его издания или утверждения, фамилия автора публикации и т.п. В заключительной части реферата курсант выражает собственное мнение по выбранной теме и может дать свои предложения, направленные на более качественное решение проблем, раскрываемых темой.

Структура реферата

Содержание реферата рекомендуется излагать в четырех частях: 1. Краткое описание физического смысла события (явления), предложенного для анализа. 2. Описание влияния события (явления) непосредственно на воздушное судно с точки зрения аэродинамики (характер изменения аэродинамических характеристик).

3. Описание возможных последствий в случае нарушения законов аэродинамики. 4. Выводы и рекомендации автора по существу темы реферата. Примечание. При оценке реферата преподавателем особое внимание уделяется глубине исследования проблемы, умению самостоятельно мыслить, наличию вспомогательных расчетов, графиков, сравнительного анализа.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 20 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Использование беспилотных летательных аппаратов в целях постановки ...

... методика их дешифрирования. 1960-е годы. В это время разрабатываются основы дешифрирования снимков как метода географического исследования. ... следующие задачи : 1. Изучение характеристик современных БПЛА, применяемых в землеустроительных и кадастровых работах. 2. Выбор объекта ... с самолетов и переходу от отдельных фотографий с воздуха к практическому использованию аэроснимков. В 1916 г. в русской ...

Правила оформления реферата

Текст реферата печатается (пишется от руки) с одной стороны листа белой бумаги формата А4 черными или синими чернилами (пастой) с соблюдением следующих размеров полей: левое – не менее 30 мм, правое – не менее 10 мм, верхнее и нижнее – не менее 20 мм. Каждая из частей реферата должна начинаться с новой страницы, пронумерованной арабскими цифрами в правом верхнем углу без точки. На титульном листе номер не ставится (форма титульного листа приводится в Приложении).

Анализ предложенной темы должен содержать, при необходимости, рисунки, графики и т.п. По усмотрению автора отдельные рисунки, схемы, графики и т.п. вычерчиваются на миллиметровке или изображаются в компьютерной графике. Иллюстрации должны иметь подписи. В конце реферата помещается список использованной литературы.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 21 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

3. МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

ПО ПРОВЕДЕНИЮ ПРАКТИЧЕСКИХ ЗАНЯТИЙ

Проведение практических занятий позволяет закрепить учебный материал, изучаемый на лекциях. Практические занятия в объеме 10 часов проводятся по пяти изучаемым темам. Их основной целью является формирование знаний для выполнения функциональных обязанностей спасателя и обеспечения требуемого уровня безопасности при проведении спасательных работ. Практические занятия проходят в запланированной расписанием учебной аудитории, обеспеченной необходимыми схемами, плакатами, макетом самолета (вертолета), соответствующими теме практического занятия. В случае проведения практических занятий с решением задач, необходим калькулятор, таблицы «Международная стандартная атмосфера» и «Размерности основных величин, используемых в аэродинамике, в системе единиц СИ и технической системе единиц МК ГСС и связь между ними» (см. Приложение).

На практических занятиях преподаватель может изложить необходимый учебный материал, провести устный (письменный) опрос курсантов и вызвать одного из курсантов к доске для решения задач.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 22 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Практическое занятие № 1

Тема: Анализ основных законов и понятий аэродинамики летательных аппаратов. Время проведения – 2 часа.

Цель: проанализировать физический смысл основных уравнений аэродинамики и объяснить причину отрыва потока на крыле самолета.

План: 1. Основные уравнения аэродинамики: уравнение состояния газа, уравнение Бернулли, уравнение постоянства расхода. 2. Причина отрыва потока на крыле самолета. 3. Решение задач. 4. Опрос курсантов по теоретическому материалу темы.

Контрольные задачи: Задача 1. Чему будет равно число М полета на высоте 11 000 м при истинной скорости полета 950 км/ч? Задача 2. При температуре наружного воздуха –20 °С определить скорость звука. Задача 3. Горизонтальный полет. Условия МСА. Приборная скорость 400км/ч. Плотность воздуха 0,108 кгс2/м4. Определить истинную скорость полета. Задача 4. Горизонтальный полет. Предельно допустимое число М полета равно 0,84. Чему равно значение Vпр на высоте 3000 м? Задача 5. Предельно допустимое число М = 0,85. Чему равны истинные и приборные скорости полета самолета на высоте 11 000 м при температурах: t = –56,5 ºС; t = –30 °C; t = –70 °C? 3адача 6. Чему равна температура воздуха в точке торможения при числе М = 0,8 на высоте H = 0 м?

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 23 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Задача 7. Число Мкрит= 0,8 для профиля крыла самолета. Такое число Мкрит остается и для прямого крыла. Чему будет равно число Мкрит для крыла, имеющего стреловидность 35°?

Контрольные вопросы: 1. Как называется уравнение, связывающее основные параметры воздуха: давление, плотность и температуру? 2. Какое уравнение связывает давление и скорость течения воздуха? 3. От каких параметров воздуха зависит скорость звука? 4. Понятие «пограничный слой». Виды пограничного слоя. 5. Какой пограничный слой (ламинарный или турбулентный) более склонен к отрыву и почему? 6. Как изменяется скорость потока воздуха и давление в сужающейся трубке тока и почему? 7. Как изменяется число М полета с увеличением высоты при сохранении воздушной скорости?

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 24 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Практическое занятие № 2

Тема: Решение задач по анализу летных характеристик самолета. Время проведения – 2 часа.

Цель: приобретение навыков решения задач по анализу летных характеристик самолета.

План занятия: 1. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. 2. Основные формулы аэродинамики для анализа летных характеристик на различных этапах полета. 3. Решение задач. 4. Опрос курсантов по теоретическому материалу темы.

Контрольные задачи: Задача 1. Определить скорость отрыва самолета при m = 75 000 кг, условия МСА. Коэффициент подъемной силы 0,996, угол атаки при отрыве 9°, площадь крыла 174 м2. Задача 2. Определить длину разбега самолета при взлетной массе 75 000 кг в стандартных условиях. Скорость отрыва 300 км/ч, время разбега 52 с. Задача 3. Определить истинную скорость отрыва самолета при mвзл = 75 000 кг. Наэр. = 2000 м, t = +20 °C, Cy отр= 0,996, αотр= 9°, площадь крыла равна 174 м2. Задача 4. Рассчитать длину разбега самолета, если средняя тяга силовой установки 91 140 Н, скорость отрыва Vотр = 210 км/ч, аэродинамическое качество Котр = 12. Задача 5. Горизонтальный полет. Условия МСА. Плотность воздуха ρ = 0,66 кг/м3 , Vпр = 430 км/ч, масса самолета 40 000 кг, коэффициент лобового сопротивления Сх = 0,034, площадь крыла 110 м2. Определить тя Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 25 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

гу, потребную для горизонтального полета и аэродинамическое качество. Задача 6. Определить максимальный угол набора высоты самолета при массе 75 000 кг, если избыток тяги равен 75 046 Н. Задача 7. Самолет снижается при массе 55 000 кг, скорость наивыгоднейшая 360 км/ч; Су = 0,56, Сх = 0,0384; тяга двигателей равна 2500 кг. Определить угол снижения и вертикальную скорость. Задача 8. Вычислить минимальный угол планирования и минимальную вертикальную скорость планирования при массе самолета 75 000 кг. Угол атаки наивыгоднейший α = 7°, коэффициент подъемной силы Су = 0,56, коэффициент лобового сопротивления Сх = 0,0384. Скорость наивыгоднейшая 410 км/ч.

Контрольные вопросы: 1. Кривые потребных и располагаемых тяг, характерные скорости горизонтального полета. 2. Потребные тяга и скорость горизонтального полета, влияние на них эксплуатационных факторов. 3. Вертикальная скорость и угол набора, влияние на них эксплуатационных факторов. 4. Схема сил, действующих на самолет при снижении. Уравнения установившегося снижения. 5. Вертикальная скорость и угол снижения, влияние на них эксплуатационных факторов. 6. Дальность планирования, влияние эксплуатационных факторов. 7. Основные посадочные характеристики, эксплуатационные факторы, влияющие на них. 8. Проанализируйте влияние температуры и высоты аэродрома на посадочные характеристики самолета. 9. Назовите характерные скорости взлета. 10. Основные взлетные характеристики, эксплуатационные факторы, влияющие на них.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 26 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Практическое занятие № 3

Тема: Анализ эксплуатационных факторов, влияющих на характеристики устойчивости и управляемости. Время проведения – 2 часа

Цель: проанализировать эксплуатационные факторы, влияющие на характеристики устойчивости и управляемости.

План занятия: 1. Вспомнить основные положения об устойчивости и управляемости летательных аппаратов. 2. Разобрать влияние нарушения передней и задней центровки на устойчивость и управляемость летательных аппаратов. 3. Опрос курсантов по материалам темы. Контрольные вопросы: 1. Центровки самолета. Ограничения по центровке. 2. Продольная устойчивость. Влияние центровки и высоты полета. 3. Понятие «фокус самолета». От чего зависит его положение? 4. Критерий статической устойчивости по перегрузке. 5. Факторы, влияющие на продольную устойчивость по перегрузке. 6. Докажите, что самолет, центр масс которого расположен впереди фокуса, статически устойчив по углу атаки (перегрузке).

7. Причины ограничения предельной передней и предельной задней центровок. 8. Как изменится устойчивость самолета по перегрузке при десантировании груза через задний грузовой люк?

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 27 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Практическое занятие № 4

Тема: Анализ возможностей использования вертолетов в спасательных работах. Время проведения – 2 часа.

Цель: рассмотреть возможности использования вертолетов в спасательных работах.

План занятия: 1. Преимущества и недостатки различных конструктивных схем вертолетов. 2. Привести примеры и проанализировать использование вертолетов в спасательных операциях. 3. Опрос курсантов по материалам темы.

Контрольные вопросы: 1. Особенности аэродинамической компоновки вертолета с соосными винтами. 2. Схема сил, действующих на вертолет в полете. 3. Назначение рулевого (хвостового) винта. 4. Работа и назначение несущего винта. 5. Условия выполнения полета в режиме висения. 6. Определите влияние силы и направления ветра на безопасность в режиме висения вертолета. 7. Особенности выполнения полета вертолета с грузами на внешней подвеске.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 28 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Практическое занятие № 5

Тема: Особенности полета летательных аппаратов в особых случаях. Время проведения – 2 часа.

Цель: проанализировать особенности полета летательных средств в особых случаях (в условиях турбулентности, обледенения, сдвига ветра, «спутном следе»).

План занятия: 1. Примеры попадания летательных аппаратов в особые случаи полета. 2. Явления, возникающие на больших углах атаки. 3. Особенности полета в особых условиях полета. 4. Опрос курсантов по материалам темы.

Контрольные вопросы: 1. Понятия «угол атаки начала срыва»и «критический угол атаки». 2. Причины сваливания самолета на больших углах атаки. 3. Смысл «спутного следа». 4. Опасности, существующие при полете в болтанку. 5. Основные виды обледенения. 6. Как при обледенении изменяется поляра и зависимость Суа = f(α)? 7. Поведение летательных аппаратов при отказе двигателя. 8. Нарисуйте траекторию движения ВС при уменьшении встречной составляющей ветра при заходе на посадку.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 29 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

4. МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

ПО ВЫПОЛНЕНИЮ ЛАБОРАТОРНЫХ РАБОТ

4.1. Общие положения

Выполнение лабораторных работ по дисциплине «Основы аэродинамики летательных аппаратов» позволяет закрепить знания, полученные на лекциях и практических занятиях, приобрести навыки проведения эксперимента. Раздел содержит описание экспериментального оборудования, используемого при выполнении лабораторных работ, теоретические основы проводимых экспериментов, порядок выполнения работ и методику обработки полученных измерений.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 30 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

4.2. Отчет по лабораторным работам

Лабораторная работа, отчет и выводы оформляются на обычных листах ученической тетради в клетку. Отчет должен содержать: 1. Наименование дисциплины. 2. Группу, курс, фамилию и инициалы лица, выполнившего работу. 3. Фамилию и инициалы преподавателя, руководившего проведением лабораторной работы. 4. Название работы. 5. Цель работы. 6. Теоретические основы. 7. Экспериментальное оборудование. 8. Описание проведения эксперимента и заполненные таблицы результатов измерений. 9. Расчеты в соответствии с заданием и их результаты. 10. Графики полученных зависимостей. 11. Результаты дополнительных аэродинамических исследований (по усмотрению преподавателя).

12. Выводы. При сдаче отчета по лабораторной работе курсант должен объяснить ее содержание, полученные результаты, выводы и показать знание основ аэродинамики в рамках теоретического курса лекций.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 31 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

4.3. ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА № 1

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОСТИ

ВОЗДУШНОГО ПОТОКА

Цель работы: – ознакомиться с теоретическими основами измерения скорости воздушного потока с помощью приемника воздушного давления (ПВД); – ознакомиться с принципом действия оборудования и приборов, применяемых в лаборатории аэрогидродинамики; – провести измерения скорости воздушного потока в рабочей части аэродинамической трубы с помощью ПВД.

Теоретические сведения

Задача по определению скорости воздушного потока является весьма важной и находит применение практически во всех аэродинамических исследованиях. Например, скорость и давление необходимо замерять при изучении поля скоростей в рабочей части аэродинамической трубы, определении скоростного напора невозмущенного потока, в опытах при исследовании распределения давления по поверхности обтекаемого тела, определении аэродинамических коэффициентов и т.п. Для решения этой задачи в настоящее время наиболее широко применяется метод, основанный на использовании уравнения Бернулли. Основой этого метода является использование различного рода приемников воздушного давления (ПВД).

Геометрическая форма и размеры, устройство приемников зависят от условий и задач аэродинамических измерений. В настоящей работе измерения проводятся с помощью насадка, называемого трубкой ЦАГИ (или – трубкой Пито-Прандтля).

Принципы измерения скорости с помощью ПВД используются в приборном оборудовании воздушных судов (ВС) для определения величины приборной скорости, являющейся одним из основных информационных парамет Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 32 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

ров прри пилоттировании

и ВС. Трубка ЦА

АГИ (рисс.1) пред

дставляетт собой комбинаацию тру

убки дляя измеррения поллного даввления р0 (или даавления торможеения) и приемни п ка стаатическогго давлен

ния. Данн

ный приб

бор позвооляет реггистриро

овать какк полноое давлен

ние и статтическоее давлени

ие p, так и разностть между

у ними.

Рисс. 1. Трубка

а ЦАГИ

Величина статическ

с кого давлления во

оздушногго потокаа связанаа со зна-чением скоросстного наапора q = ρV 2 дляя несжим

маемой ж

жидкости

и (воздухх при малых м скооростях можно

м сч мым, т.е. ρ = con

читать неесжимаем nst) урав-нениеем Бернуллли:

р0 = p + ρV = const. (1)) Прричем, сум

мма стати

ического давленияя и скоросстного наапора, раввная пол-ному давлению

д ю, есть велличина поостояннаяя и не заввисит от ввыбора сеечения. Карртину об

бтекания насадки

и трубки потоком

м можно представвить сле-дующ щим образзом. Вбллизи насаадки труб

бки струуйки искрривляютсся, а сам

м потокк разветвлляется. В областти искриввления потока

п заа счет его

о тормо-женияя скоростть в струуйке умен

ньшаетсяя, а стати

ическое д

давлениее, наобо-рот, возрастае

в ет. В точ

чке A, называемо

ой крити

ической, скоростть стано-вится равной нулю,

н а давление

д – полному давлеению p0. Еслли отверрстие поллного даавления соединит

с ть с бачкком жидккостногоо

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 33 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

микромаанометраа, показаанного наа рис. 2, а отверсстия статтическогго давления – с трубккой, то микрома

м анометр покажет непосреедственн

но разность даавлений:

ρV 2

Δр = p0 − p = = q. (2)

Рис. 2. Принцип работы ми

икроманоме

етра

Прин

нцип дей

йствия пррибора (ррис. 2) осснован на

н том, ччто измер

ряемое давлени

ие воздухха (или разность

р давлени

ий) уравн

новешиввается сттолбом рабочей

й жидкостти, которрый обраазуется в наклонн

ной трубкке микро

оманометра (кк трубке подводи

ится менььшее даввление).

При

П этом

м условии уровень спи

ирта (Н) в измери

ительной

й трубке будет поовышатьься, а в бачке – понижатться. Исти

инное знаачение иззмеряемой величи

ины Δр сввязано с видимой

й длинной столлба спиртта hi, (H – рис. 2) в измериттельной трубке

т вы

ыражениеем

Δр = К ⋅ hi , (3)

или

Δ = К ⋅ hi ⋅ g ,

Δр (4)

где К – постоянн

п ная прибоора, знач

чения ее указаны

у на дуге п

прибора;

• Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 34 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных;
• А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

g – ускорение силы тяжести, 9,81 м/с2;

• hi, – отсчет по шкале трубки микроманометра, мм. Все расчеты в лабораторных работах проводятся со значениями физических величин в системе СИ. В конечном итоге скорость потока воздуха можно определить по формуле

V= ⋅ ( p ∗ − p) . (5)

ρ

Для того чтобы учесть искажение давления трубкой ЦАГИ, вводится поправочный (градуировочный) коэффициент ζ (дзета), который определяется градуировкой данной трубки по образцовой трубке. Изменяется ζ обычно от 1,01 до 1,04. Следовательно,

p0 − p = ζ ⋅ ( p0 − p / )

/

(6)

и, в свою очередь,

2 /

V= ⋅ ζ ⋅ ( p0 − p / ) . (7)

ρ

/ Так как разность давлений p0 − p / замеряется жидкостным микроманометром, то

p0 − p / = gK ⋅ h ,

/

(8)

где h – показания наклонной трубки при проведении опыта, мм; К – постоянная прибора, значения ее указаны на дуге прибора; g – ускорение силы тяжести, 9,81 м/с2. Подставив выражение для p0 / − p / в формулу для определения V,

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 35 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

получим

V= ⋅ ζ ⋅ gK ⋅ h . (9)

ρ

Плотность воздуха определяется из уравнения состояния, записанного для нормальных условий и условий эксперимента:

pa T0 p 288

ρ = ρ0 ⋅ ⋅ = 1,225 ⋅ a ⋅ , (10)

p0 a T 760 273 + t

где ρ, pа, T – плотность, атмосферное давление и абсолютная температура при эксперименте;

• ρ0, p0а, Т0 – плотность, атмосферное давление и абсолютная темпера тура при нормальных условиях (ρ0 = 1,225 кг/м3, p0а = 760 мм рт. ст., T0 = 288 К).

  Подставляя это выражение в (9), получим рабочую формулу для определения скорости потока:

2 p0 а T

V = ⋅ ⋅ ⋅ ζ ⋅ gK ⋅ h . (11)

ρ 0 pa T0

Поскольку обычно при проведении экспериментов температура и давление воздуха меняются незначительно, эту формулу можно представить в следующем виде:

V = const h , (12)

где V – скорость потока воздуха, м/с; h – показания наклонной трубки, мм.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 36 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Прринцип замера

з с

скорост

ти в полеете Скороость полеета измерряется пррибором

м (указатеелем скоорости), чувстви ч тельный элем

мент котторого (м

манометр

рическаяя коробкка) реаги

ирует наа нение скооростногго напораа q=pV2/2 измен 2. Принц

ципиальн

ная схем

ма указа-теля скорости

с и показана на ри

ис. 3, а. Приемни

ик воздуушного давления

д я обычн но расположен по левомуу (правом

му) борту фюзеляж ВС и обеспе-чивает поступ

пление в указатеель скоро

ости стаатическогго давлеения р и полноого давлления р0 (суммы

ы статичееского давления

д я и скор

ростногоо напорра (p + ppV2/2).

Под

П дейсствием разности

р и этих даавлений,, равной

й скороостному напору,

н м

манометр

рическаяя коробкка деформ

мируетсяя и черезз промеежуточнуую перед

дачу откллоняет широкую

ш ю стрелкуу прибораа, шкалаа которого град

дуируется в единицах ско

орости (ррис. 3, а)).

Рис. 3. Измере

ение скоро

ости полета: а – прин

нципиальна

ая схема укказателя сккорости;

б – покказания ши

ирокой и узкой стрело

ок прибора

Пррибор изм

меряет не

н скороссть полетта, а знаачение сккоростного напо- ра. Скорость, С , соответствующ

щая скор

ростномуу напоруу q, наззываетсяя

прибоорной скооростью

ю Vпр (ширрокая стр

релка).

Сккорость самолетта относсительно воздуш

шной среды наззываетсяя

истиннной скооростью V. Исти

инная сккорость отсчиты

о вается по

п узкой

й

стрелке прибоора (рис.. 3, б).

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 37 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Поскольку плотность воздуха ρ изменяется с высотой полета, то

одному и тому же скоростному напору q на различных высотах мо гут соответствовать различные значения истинной скорости V, т.е.

зависимость между скоростным напором и истинной скоростью не однозначна. Показания широкой и узкой стрелок совпадать не будут.

В этом случае замеренный по разности давлений скоростной на пор можно было бы оттарировать на шкале указателя скорости в

единицах скорости и отсчитывать по широкой стрелке прибора.

Экспериментальная установка

Схема экспериментальной установки для выполнения данной лабо раторной работы приведена на рис. 4. Измерения проводятся в рабочей

части аэродинамической трубы с помощью ПВД. Выход приемника

полного давления p0 подсоединен к бачку микроманометра, выход при емника статического давления p подсоединен к трубке микроманометра.

Державка ПВД выходит наружу через прозрачную боковую стенку ра бочей части аэродинамической трубы. С ее помощью можно переме щать ПВД по ширине рабочей части и менять угол его установки отно сительно направления движения воздушного потока. На державке ПВД

нанесена шкала с ценой деления 10 мм и укреплена стрелка указателя

угла установки ПВД.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 38 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Рис. 4. Схема экссперимента

альной уста

ановки для измерения

я скорости

воздуш

шного пото

ока с помощ

щью ПВД (р часток – вид сверху)

рабочий уч

(р0 — пол

лное давле

ение, р – сттатическое давление))

Иссходные данные

д и рабочи

ие формуулы

Vi = constt hi ;

2 p0 а T

c

const = ⋅ ⋅ ⋅ ζ ⋅ gK

g ,

ρ 0 pa T0

где hi – показания накклонной трубки микрома

м нометра при про

оведении

и опытаа, мм; ρ0 – плотноость возд 25 кг/м3;

• духа при н.у., 1,22

p0а – атмосф

ферное давление

д при н.у.,, 760 мм рт. ст.; T0 – абсолю

ютная тем ха при н.уу., 288 °К

мпературра воздух К;

pа – атмосф

ферное даавление при

п эксп

перименте, мм рт. ст; T – абсолютная тем нте, °К;

мператураа воздухаа при эксперимен ζ – градуирровочный

й коэффи

ициент ПВД,

П 1,011; g – ускорен и, 9,81 м/сс2;

ние силы тяжести

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 39 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

K – постоянная прибора (указана на дуге микроманометра), зависящая от наклона трубки, при котором проводятся измерения. Значение задает преподаватель из ряда 0,2; 0,3; 0,4; 0,6; 0,8;

• Vi Vср = ∑ – среднее арифметическое значение скорости, м/с;

i n

∑ (Vi − Vср ) 2 σV = i

• среднее квадратичное отклонение (СКО) скоро (n − 1) сти V, м/с.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 40 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Порядок выполнения работы

1. Измерить атмосферное давление pа и температуру Т в лаборатории и записать их значения. 2. Установить ПВД в центре рабочей части аэродинамической трубы (Z = 0) так, чтобы ось ПВД была горизонтальна (стрелка указателя угла установки указывает на 0).

Здесь Z – координатная ось, направленная перпендикулярно прозрачной стенке аэродинамической трубы. 3. Проверить правильность подключения ПВД к микроманометру. 4. Установить наклон трубки микроманометра в соответствии с указанной преподавателем постоянной прибора К. 5. Проверить нулевой уровень жидкости в измерительной трубке, при необходимости скорректировать. 6. Включить привод аэродинамической трубы кнопкой «ПУСК» черного цвета на пульте, расположенном на раме в районе рабочей части. 7. Через 5 мин после включения провести измерения h i по шкале наклонной трубки микроманометра для различных координат Z i от 0 до 140 и от 0 до – 140 с шагом 20 мм, следя за тем, чтобы ось ПВД не отклонялась от горизонтального положения. Результаты измерений занести в табл. 2. 8. Установить ПВД в исходное положение (Z = 0, ось ПВД горизонтальна).

Измерить h при различных углах поворота оси ПВД ε относительно направления воздушного потока (2°, 5°, 7°, 10°, 15°).

Результаты занести в табл. 2. 9. Доложить преподавателю об окончании проведения эксперимента и при получении разрешения на завершение работы выключить привод аэродинамической трубы кнопкой «СТОП» красного цвета. 10. По результатам измерений и рабочим формулам определить значения Vi в каждой измеренной точке Zi, для каждого ε и занести в табл.2.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 41 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Тааблица 2

i Zi, мм hi, мм Vi, м/с

м ε, град (угол

л наклона П

ПВД к гориззонту)

1. 0 2 3 5 10 15

2. -20 Vi, м/сс

3. -40

4. -60 Пол

ложение руукоятки реггулировки расхода

р

возздуха _____ _______ 5. -80

6. -100 ра = _________ 7. -140

t = _____

__ 8. 20

9. 40 Т = ____

__ 10. 60

К = ____

__ 11. 80

12. 100

13. 120

14. 140

11. Рассчитат

Р ть среднеее арифм

метическо

ое измереенных зн

начений скорости возд

душного потока

п Vср и средн ратичноее отклонеение (СКО) σv.

нее квадр 12. Построит

П ть графикк зависим

мости V = f (Z) и нанести

и на него

о СКО (рис. 5).

Рисс. 5. Графи

ик зависимо

ости V = f(tt)

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 42 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

13. Сделать выводы о проделанной работе.

Контрольные вопросы

1. Назначение аэродинамической трубы и ее основных частей. 2. Полное давление торможения, статическое давление, скоростной напор потока. 3. Пользуясь уравнением Бернулли, выведите формулу для расчета скорости потока. 4. Зависимость высоты столба жидкости в наклонной трубке микроманометра. 5. Что представляет собой трубка ЦАГИ как измерительный прибор? 6. Принцип измерения скорости воздушного потока с помощью ПВД. 7. Цель статистической обработки результатов эксперимента. 8. Как и почему изменяется скорость воздушного потока при изменении угла наклона трубки ПВД?

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 43 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

4.4. ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА № 2

ИЗМЕНЕНИЕ ПОСАДКИ САМОЛЕТА

Цель работы: – получить представление о математической модели; – исследовать режимы посадки самолета с помощью математической модели динамики полета самолета Ил-96-300; – познакомиться с методикой выполнения посадки самолета Ил-96-300 и использованием средств торможения.

Теоретические сведения

Краткие сведения о математическом моделировании динамики полета летательных аппаратов. Уравнения движения центра масс летательного аппарата в скоростной системе координат (или в траекторной без учета движения атмосферы относительно земли) в вертикальной плоскости без учета изменения массы, центростремительного ускорения и вращения земли, без крена и скольжения записываются в виде:

⎧⎪mV = P ⋅ cos( α − ϕ) − X α − mg ⋅ sin θ − f TP ⋅ N

⎨ . (1)

⎪⎩mVθ = P ⋅ sin( α − ϕ) + Y α − mg ⋅ cos θ + N

Отдельные члены этих уравнений представляют собой определенные механические явления: – mV – произведение постоянной массы на продольное ускорение – сила инерции в терминах теоретической механики; – P·cos(α-ϕ) – проекция силы тяги двигателей на направление движения, где α – угол атаки, ϕ- угол установки двигателей; – X α = C хα ⋅ 1 ρv2 S – аэродинамическое лобовое сопротивление; Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 44 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

• mg·sin θ – проекция силы тяжести самолета на направление движения, где θ – угол наклона траектории;
• – fTP·N – сила трения при контакте шасси с взлетно-посадочной полосой (ВПП), где N – реакция опоры, сила взаимодействия между самолетом и ВПП;
• – mVθ – произведение постоянной массы на ускорение по оси подъемной силы;
• – P·sin(α-ϕ) – проекция силы тяги двигателей на ось подъемной силы;
• – Y α = C yα ⋅ 1 ρv2 S – аэродинамическая подъемная сила;
• – mg·cos θ – проекция силы тяжести на ось подъемной силы. После этого подробного анализа легко рассмотреть особенности движения самолета на различных участках полета в различных режимах. Снижение по глиссаде – это прямолинейное движение (θ = 0) при постоянной приборной скорости Vпр = 0. Но так как это снижение происходит при небольшом перепаде высот, то можно считать, что и воздушная скорость постоянна: V = 0. Поэтому уравнения движения в этом случае вытекают из (1):

⎧0 = P ⋅ cos(α − ϕ) − X α − mg ⋅ sin θ

⎨ . (2)

⎩0 = P ⋅ sin( α − ϕ) + Yα − mg ⋅ cos θ

Определенный баланс сил здесь соблюдается по обеим осям, но в отличие от горизонтального установившегося полета он «искажен» составляющими силы тяжести. Выравнивание происходит на небольшом временном интервале, когда скорость полета не успевает сильно измениться (V ~ 0), но зато искривляется траектория и θ меняется существенно.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 45 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Пробег по горизонтальной ВПП описывается такими же уравнениями, как и разбег:

⎧⎪mV = P ⋅ cos(α − ϕ) − xα − f тр ⋅ N

⎨ . (3)

⎪⎩0 = P ⋅ sin(α − ϕ) + yα − mg + N

Однако для быстрейшего торможения и уменьшения дистанции пробега предпринимаются следующие меры: уменьшается тяга двигателей вплоть до отрицательных значений при реверсе, включаются тормоза колес, увеличивается лобовое сопротивление выпуском интерцепторов и тормозных щитков. Все приведенные выше формулы являются математической записью незыблемых физических законов в оговоренных предположениях. Если к ним добавить характеристики конкретного самолета, т.е. значения m, ϕ, S и связи P, Cxα, Cyα с параметрами движения, характеристики внешних условий ρ, fт, и начальные условия участка полета – значения интегрируемых переменных V0, θ0, то все вместе это составит математические описание поведения реального самолета. С другой стороны, это же математическое описание можно использовать для построения траектории и законов движения с помощью интегрирования дифференциальных уравнений движения математическими методами. Факт использования одного и того φже математического описания позволяет говорить, что во втором случае мы имеем дело с математической моделью динамики полета реального самолета. Остается лишь реализовать эту математическую модель на бумаге (проводя расчеты вручную), или на моделирующих аналоговых установках (воспроизводящих все параметры задачи в виде электрических токов и напряжений), или в виде программного обеспечения на ЭВМ.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 46 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Сведения о математической модели Математическая модель динамики полета самолета Ил-96-300 для данной лабораторной работы обеспечивает следующие моменты: – случайный выбор варианта (значения массы самолета) для каждого курсанта, выполняющего работу; – запрос всех необходимых сведений варианта посадки (значения угла отклонения закрылков и числа работающих двигателей); – интегрирование дифференциальных уравнений движения самолета Ил-96-300 в вертикальной плоскости с участком пробега по ВПП (используются уравнения движения в скоростной системе координат); – проверку условий начала выравнивания, касания и остановки самолета, являющихся опорными при стандартном способе управления самолетом, имитирующем автоматическую посадку; – сохранение в файле «labres.dat» всей информации о рассчитанных траекториях для просмотра по окончании работы с программой.

Особенности летной эксплуатации Посадка самолета является самым сложным участком полета. При ее осуществлении помимо трудностей управления в поперечном канале (что здесь не рассматривается) возникают сложности обеспечения мягкой посадки и невыкатывания на концевую полосу безопасности ВПП. В современной гражданской авиации посадкой самолета считается этап его движения от высоты 15 м до полной остановки или сруливания с ВПП. В точку 15 м (высота стандартного препятствия), располагающуюся над входным торцом ВПП, самолет выводится по глиссаде — жестко связанной с землей прямой линии с углом наклона от –2,67 градуса до –5 градусов на различных аэродромах. Расположение глиссады обозначается курсоглиссадными радиотехническими средствами, позволяющими пилоту (или АБСУ-автоматической бортовой системе управления) достаточно точно выдерживать ее в полете. Полет по глиссаде

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 47 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

необходим с постоянной скоростью как для упорядочения потока самолетов, так и для стабилизации режима полета перед началом собственно посадки. Режим полета по глиссаде определяется положением механизации крыла (углом выпуска закрылков и предкрылков) и полетной массой самолета. Механизация крыла очень сильно влияет на аэродинамические характеристики, поэтому на всем участке посадки ее изменение недопустимо из соображений безопасности. Угол выпуска закрылков (40° для Ил-96-300) и предкрылков (25°) в посадочном положении максимален – это позволяет за счет увеличения коэффициента подъемной силы уменьшить требуемую скорость снижения и посадочную дистанцию. Однако при этом возросшее лобовое сопротивление требует использования повышенного режима работы двигателей. В случае ухода на второй круг этот момент играет положительную роль, ибо сокращает время выхода двигателей на взлетный режим. Но при продолжении посадки это приводит к росту времени перевода двигателей на реверс, что увеличивает посадочную дистанцию. С этим неудобством на современных самолетах справляются, переводя двигатели на малый газ еще в воздухе, на высоте около 5 м. Все упомянутые здесь особенности этапа посадки приводят к необходимости строго выдерживать на глиссаде заданную РЛЭ скорость снижения, весьма близкую к минимальной допустимой. Непосредственно после пролета торца ВПП самолет некоторое время движется по продолжению глиссады с той же установившейся скоростью, т.е. все действующие на самолет силы взаимно уравновешивают друг друга. Этап выравнивания, задача которого снизить абсолютную величину вертикальной скорости до безопасной (и комфортной) при приземлении величины, начинается в нормальных условиях эксплуатации ниже высоты 15 м. Вертикальная скорость самолета Ил-96-300 при движении по глиссаде около –2,5 м/с, а для сложных условий (крутая

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 48 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

глиссада, жаркий высотный аэродром, невозможность полного выпуска закрылков) может доходить до –6 м/с. Допустимой же вертикальной скоростью для нормальной («мягкой») посадки является скорость по абсолютной величине не более 1,5 м/с – при ней шасси в состоянии обеспечить приемлемую перегрузку. Таким образом, на этапе выравнивания, необходимо превратить прямолинейную наклонную траекторию в изогнутую, касающуюся земли. Как следует из законов механики, искривление траектории можно обеспечить лишь нарушением баланса сил. Очевидно, что для ее искривления вверх, необходимо увеличить подъемную силу, развернув самолет на больший угол атаки. Эту процедуру пилот (или АБСУ) осуществляет «взятием штурвала на себя», т.е. отклонением руля высоты вверх, что создает кабрирующий момент. В современной летной эксплуатации, особенно самолетов большой массы, этапы выдерживания и парашютирования не применяются, так как приводят к резкому увеличению посадочной дистанции. В целях сокращения последней этап выравнивания завершается отнюдь не с нулевой вертикальной скоростью при касании, а со скоростью около –1 м/с. При этом все основные стойки шасси вступают в работу практически одновременно и обеспечивают надежный контакт с ВПП. Надежность этого контакта необходимо обеспечить как можно раньше, так как без него из соображений безопасности нельзя выпускать аэродинамические тормоза (интерцепторы, щитки) и включать торможение колес. Потребная посадочная дистанция определяется длиной воздушного участка от пролета торца ВПП на высоте 15 м до касания и дистанцией пробега до полной остановки. Она рассчитывается по графикам и номограммам РЛЭ с учетом массы и конфигурации самолета, а также метеоусловий. Располагаемая посадочная дистанция на данном конкретном аэродроме равна длине ВПП без концевой полосы безопасности. Если окажется, что потребная посадочная дистанция превышает располагаемую,

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 49 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

то в таких условиях посадку производить нельзя. Следует уйти на запасной аэродром с лучшими метеоусловиями или слить (выработать) лишнее топливо для уменьшения посадочной массы. Расчеты первого приближения потребной посадочной дистанции на аэродроме назначения делаются при планировании полета. От этих расчетов зависит величина коммерческой нагрузки и потребное количество топлива. Рассчитывается потребная посадочная дистанция и для аварийной посадки, в том числе и в аэропорту вылета. В этом случае определяется, какое количество топлива надо слить или выработать, чтобы снизить посадочную массу самолета до величины, обеспечивающей непревышение располагаемой посадочной дистанции. В данной лабораторной работе используется математическая модель полета самолета Ил-96-300, воспроизводящая все упомянутые условия, в том числе и разный вид уравнений движения. Следует восстановить в памяти особенности соотношения действующих сил на каждом участке посадки и с позиций динамики полета по результатам вычислительного эксперимента оценить влияние угла отклонения закрылков и числа работающих двигателей на необходимую скорость снижения по стандартной (2°40′) глиссаде и посадочную дистанцию (до полной остановки самолета на ВПП).

Порядок выполнения работы

1. По подсказкам с экрана монитора ввести необходимую информацию для моделирования посадки самолета (от пролета торца ВПП, над которым самолет находится на высоте 15 м, по стандартной глиссаде 2°40′ до остановки) в стандартной ситуации со всеми 4-мя работающими двигателями и с закрылками, отклоненными в посадочное положение на 40°.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 50 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

2. Определлить посаадочную дистанц

цию (от торца

т ВП

ПП, над которым

к м самоллет наход

дится на высоте

в 15 м, до остановки

о и).

3. Повтори

П ить работту по 1 и 2 пункттам для следующ

с щих особы

ых усло-вий поосадки:

• 4 работаю

ющих дви

игателя, закрылки

з и во взлеетном полложении

и 25°;

• 4 работаю

ющих двиггателя, заакрылки в промежууточном положени

ии 10°;

• 4 работаю

ющих дви

игателя, закрылки

з и не выпуущены.

4. Повторит

П ть работуу по 1-3 пунктам

п для 3-х работающ

р щих двиггателей.

5. Повторит

П ть работуу по 1-3 пунктам

п для 2-х работающ

р щих двиггателей.

6. По

П итогаам расчетта, с мони

итора ПЭ

ЭВМ запоолнить ттабл. 3.

Таблица 3 δз, ° ПОС

САДОЧНАЯ

Я ДИСТАНЦ

ЦИЯ, м

4 двигателя 3 дви

игателя 2 двигаттеля

40° 25° 10° 0°

7. Построи

ить графи

ики зави

исимости

и посадочной ди

истанции от углаа отклонения заакрылков для 4-х, 3-х, 2-х работаю

ющих дви

игателей.

Рис.. 1 Зависим

мость посад

дочной дисстанции

от ко

оличества работающ

щих двигате

елей и поло

ожения заккрылков

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 51 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

8. Проанализировать возможность безопасной посадки на ВПП различной длины самолета с неисправностями. 9. Сформулировать выводы по проделанной работе.

Контрольные вопросы

1. Основные посадочные характеристики самолета. 2. Влияние угла отклонения закрылков на посадочную дистанцию и посадочную скорость. 3. Дать определения полной посадочной дистанции и собственно посадки. 4. Средства торможения, используемые при посадке самолета. 5. Роль и работа реверса тяги при посадке самолета. 6. Эксплуатационные факторы, влияющие на посадочные характеристики самолета.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 52 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

5. ВОПРОСЫ К ЗАЧЕТУ

1. Основные уравнения аэродинамики: основные параметры состояния воздуха, уравнение состояния идеального газа. 2. Уравнения Бернулли для сжимаемого и несжимаемого потока. Связь скорости и давления в воздушном потоке. 3. Уравнение постоянства расхода воздуха (уравнение неразрывности).

Связь площади поперечного сечения струйки воздуха и скорости. 4. Пограничный слой. Два режима течения в пограничном слое. 5. Распространение малых возмущений в сверхзвуковом потоке. Конус и угол Маха. 6. Основные геометрические характеристики крыла самолета (стреловидность, удлинение, относительная толщина и кривизна профиля).

7. Связанная и скоростная системы координат. Разложение полной аэродинамической силы в скоростной и связанной системе координат. 8. Аэродинамические коэффициенты подъемной силы и силы лобового сопротивления. 9. Распределение давления по профилю крыла. 10. Подъемная сила крыла, влияние на нее различных факторов. 11. Зависимость Суа = f(α), характерные углы, дать анализ. 12. Профильное и индуктивное сопротивление крыла. 13. Поляра крыла Суа = f(Cх), аэродинамическое качество. Наивыгоднейший угол атаки. 14. Критическое число М. Факторы, влияющие на Мкрит. 15. Особенности обтекания крыла при М > Мкрит. 16. Аэродинамические особенности стреловидного крыла. 17. Назначение и работа предкрылков, влияние на аэродинамические и летные характеристики самолета.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 53 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

18. Назначение и работа закрылков, влияние на аэродинамические и летные характеристики самолета. 19. Назначение и работа интерцепторов (спойлеров), влияние на аэродинамические и летные характеристики самолета. 20. Основные пути повышения аэродинамического качества самолета. 21. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете. Уравнения выполнения установившегося горизонтального полета. 22. Кривые потребных и располагаемых тяг, характерные скорости горизонтального полета. 23. Обоснование ограничений минимальной и максимальной скоростей горизонтального полета. 24. Потребные тяга и скорость горизонтального полета, влияние на них эксплуатационных факторов. 25. Схема сил, действующих на самолет в наборе высоты. Уравнения установившегося набора высоты. 26. Вертикальная скорость и угол набора, влияние на них эксплуатационных факторов. 27. Ограничение допустимой высоты полета самолета. 28. Схема сил, действующих на самолет при снижении. Уравнения установившегося снижения. 29. Вертикальная скорость и угол снижения, влияние на них эксплуатационных факторов. 30. Дальность планирования, влияние эксплуатационных факторов. 31. Влияние силы и направления ветра на дальность планирования дельтаплана и снижения парашюта. 32. Изменение летных и аэродинамических характеристик при попадании ЛА в условия сдвига ветра. 33. Режим висения вертолета, влияние потока воздуха на десанти Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 54 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

руемого. 34. Влияние положения тела парашютиста на скорость падения. 35. Понятие о центровке самолета. Роль центровки в эксплуатации летательного аппарата. 36. Особенности аэродинамики и летные характеристики вертолетов с соосными винтами. 37. Скорость и перегрузка при приземлении парашютиста, факторы влияющие на них. 38. Нагрузка, действующая на парашютиста при раскрытии парашюта и отчего она зависит. 39. Влияние внешних факторов на скорость падения парашютиста. 40. Виды парашютов, их преимущества и недостатки 41. Виды крыла дельтаплана, влияние их на летные характеристики. 42. Аэродинамические характеристики дельтаплана, характерные углы. 43. Силы и моменты, действующие на дельтаплан в полете. 44. Внешние факторы, влияющие на характеристики планирования дельтаплана. 45. Критические режимы полета дельтаплана (штопор, флаттерное пикирование), причины попадания на эти режимы. 46. Характерные скорости взлета. 47. Основные взлетные характеристики, эксплуатационные факторы, влияющие на них. 48. Основные участки захода на посадку и посадки самолета. 49. Основные посадочные характеристики, эксплуатационные факторы, влияющие на них. 50. Проанализировать влияние температуры и высоты аэродрома на посадочные характеристики самолета (вертолета).

51. Изменение аэродинамических и летных характеристик ЛА в ус Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 55 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

ловиях обледенения. 52. Перечислить и обосновать опасности для ЛА при полете в условиях турбулентности. 53. Изменение аэродинамических и летных характеристик самолета и дельтаплана при попадании на большие углы атаки. 54. Изменение характеристик самолета при выполнении парашютного десантирования. 55. Виды аэродинамических компоновок вертолета, их преимущества и недостатки. 56. Изменение аэродинамических и летных характеристик самолета при посадке с не выпущенной механизацией. 57. Перечислить и обосновать эксплуатационные факторы, влияющие на посадочные характеристики самолета. 58. Скорость снижения парашютиста, влияние формы купола, массы парашютиста, внешних условий. 59. Висение вертолета: общая характеристика, схема сил и моментов, действующих на вертолет, летные ограничения на режиме висения. 60. Аэродинамические и летные характеристики вертолета в горизонтальном полете с грузами на внешней подвеске.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 56 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

[Электронный ресурс]//URL: https://inzhpro.ru/referat/aerodinamika-avtomobilya/

Основная литература 1. Григорьев, Н.Г. Основы аэродинамики и динамики полета/ Н.Г. Григорьев – М.: Машиностроение, 1995. – 399 с. 2. Николаев, Л.Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов/Л.Ф. Николаевэ – М.: Транспорт, 1990. – 392 с. 3. Основы аэродинамики летательных аппаратов: учебное пособие/Ю.Н. Стариков, Е.Н. Коврижных. – Ульяновск: УВАУ ГА, 2004. – 151 с. 4. Практическая аэродинамика вертолетов/ В.Ф. Ромасевич, Г.А. Самойлов. – М.: Транспорт,1972г. – 184 с.

Дополнительная литература

[Электронный ресурс]//URL: https://inzhpro.ru/referat/aerodinamika-avtomobilya/

5. Аэродинамика: методические указания по выполнению лабора-

торных работ/сост. Е.Н. Коврижных, А.Н. Мирошин, Ю.Н. Стариков, Н.У. Ушаков. – Ульяновск: УВАУ ГА, 2005. –55 с. 6. Войнов, А.А. Человек и парашют/А.А. Войнов. – М.: ДОСААФ, 1977 г. – 96 с. 7. Динамика полета: учебное пособие в 2-х ч/ А.Л. Ермаков, А.Я. Жуков, В.Г. Ципенко В.Г. – М.: МИИГА, 1992. – Ч. 1. – 108 с. 8. Динамика полета / А.М. Мхитарян и др. – М.: Машиностроение, 1978 г. – 422 с. 9. Жорник, Д.Т. Теория и практика подготовки парашютиста/Д.Т. Жорник. – М.: ДОСААФ, 1969 г. – 398 с. 10. Козьмин, В.В., Кротов, И.В. Дельтапланы/В.В. Козьмин, И.В. Кротов – М.: ДОСААФ,1989 г. – 272 с. 11. Кубланов, М.С. Методические указания к выполнению лабораторных работ на ПЭВМ по дисциплине «Динамика полета»/М.С. Кубланов. – М.: МГТУ, 1997. – 29 с.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 57 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

12. Лигум, Т.И. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов/Т.И. Лигум. – М.: Транспорт, 1979. – 319 с. 13. Николаев, Л.Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов/Л.Ф. Николаев. – М.: Транспорт, 1990. – 392 с. 14. Руководство к лабораторным работам по динамике полета: в 2-х ч./ А.Л. Ермаков, А.Я. Жуков, И.Б. Кулик, В.Г. Ципенко. – М.: МИИГА, 1980. – Ч. 2. – 64 с.

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 58 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Приложение Давление 1кгс/м2 = 9,807 н/м2 = 735·104 мм рт.ст.; плотность 1 кгс/с2/м4 = 9,807 кг/м3

Международная стандартная атмосфера Геометри- Температу- Барометр ρ Скорость ческая вы- ра, оК давление,

Плотность, Δ= Δ звука, м/с сота (H), м мм. рт. ст.

кг/м3 ρ0 -1000 294,7 854,5 1,347 1,099 1,044 344,1 -500 291,4 806,2 1,285 1,049 1,024 342,2

0 288,2 760,0 1,225 1,000 1,000 342 500 284,9 716,0 1,167 0,9528 0,9761 338,4 1000 281,6 674,1 1,117 0,9075 0,9526 336,4 1500 278,4 634,3 1,058 0,8638 0,9294 334,5 2000 275,1 596,2 1,007 0,8217 0,9065 332,5 2500 271,9 560,2 0,9570 0,7812 0,8839 336 3000 268,6 526,0 0,9094 0,7423 0,8616 328,6 3500 265,4 493,3 0,8634 0,7048 0,8396 326,6 4000 262,1 462,5 0,8194 0,6689 0,8179 324,5 4500 258,9 433,2 0,7771 0,6344 0,7965 322,5 5000 255,6 405,6 0,7365 0,6012 0,7754 320,5 5500 252,4 379,0 0,6976 0,5694 0,7546 318,5 6000 249,1 354,1 0,6602 0,5389 0,7341 316,4 6500 245,0 335 0,6244 0,5097 0,7150 314,3 7000 242,6 308,3 0,5901 0,4817 0,6940 312,2 7500 239,4 287,2 0,5572 0,4549 0,6745 310,2 800 236,1 267,4 0,5259 0,4293 0,6552 308,0 8500 232,9 248,6 0,4958 0,4048 0,6362 305,9 9000 229,6 231,0 0,4671 0,3813 0,6175 303,8 9500 226,4 214,4 0,4398 0,3590 0,5992 301,6 10000 223,1 198,7 0,4136 0,3376 0,5810 299,4 11000 216,7 170,2 0,3648 0,2978 0,5457 295,1 12000 216,7 145,4 0,3118 0,2545 0,5045 295,1 13000 216,7 124,4 0,2662 0,2175 0,4664 295,1 14000 216,7 106,2 0,2277 0,1859 0,4312 295,1

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 59 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

Размерности основных величин, используемых в аэродинамике, в системе единиц СИ и технической системе единиц МКГСС и связь между ними

Размерность Наименование Обозначе- Единица из величин ние мерения в системе в системе Примечание

единиц единиц

(СИ) (МКГСС)

масса m килограмм кг кг·сек2/м Техническая единица массы

(кг) 1 т.е.м.=кг·сек2/м =9,808 кг

плотность ρ кг/м³ кг/м³ кг·сек²/м4

сила P.R.G ньютон кг·м/сек² кг килограмм-сила

(Н) 1кгс(или 1кг)=9,806Н

1 Па =1Н/м² давление P.p паскаль кг/(м·сек²) кг/м2 1 Бар =10³Н/ м2

(Па) Техническая атмосфера

1ат =1 кг/см = 0,980665·10

Н/м²

Барометрическое давление на уровне моря (при географической широте 45.3°)

Р =10 332,3 кг/м=780 мм.рт.ст = 101 325,2 Па = 1013,25 мбар: 1 мм вод.ст. = 1кг/м = 9,80665 Н/м

коэффициент динамической µ.η Н·сек/м² кг/(м·сек) кг·сек/м² вязкости

коэффициент μ кинематической ν м²/сек м²/сек м²/сек ν= вязкости ρ Работа. Энергия. А джоуль кг·м²/сек² кг·м 1 Дж = 1 Вт сек = 1 Н·м Энтальпия (Дж) 1 кВт·ч = 3,6·10³ Дж

1 Вт = 1 Дж/1с = 1 В

• Мощность. А = 1 кг·м²/сек³ Тепловой N.q ватт кг·м²/сек³ кг·м/сек 1 кг·м/сек = 9,80665 Вт: поток (Вт) 1 л.с = 75 кг·м/с = 7,355·10³

Вт

Термо- Т градус град град динамическая Кельвина темпертура (К)

Дж/(кг·град) 287,14 Удельная газовая постоянная R 29,27

Дж/(кг·град) = 287,14

м²/(сек³·град)

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 60 Автор: Ю.Н. Стариков Е.Н. Коврижных; А.Н. Мирошин Основы аэродинамики летательных аппаратов

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ

ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ

ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)

Кафедра ЛЭВС

Дисциплина «ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ»

РЕФЕРАТ

Тема_______________________________________________________

____________________________________________________________

Выполнил ______________________________________________________

(ФИО) учебная группа № ____________________ дата __________________ Проверил ____________________________ дата __________________

(ФИО)

Ульяновск 200___г

Электронная версия: Ильиных ГА © НИЛ НОТ НИО УВАУ ГА(и), 2009г 61