m/Vизмеряется 1,225 кг/м3.

 

 

Эти параметры изменяются по высоте Н, но зависят от места (долготы и широты), времени года, суток и т. д.

Параметры воздуха: Р, ρ, Т связаны между собой уравнением состояния газа (воздуха).

 

Р/ ρ =g • R • T

Где R- Универсальная газовая постоянная (для воздуха R =8314,3 дж / Кмоль К⁰).

 

Уравнение неразрывности или постоянства расхода показывает, что при установившемся движении газа в трубе массовый секундный расход постоянный во всех её сечениях:

 

Рис. 8. К понятию уравнений неразрывности и Бернули.

 

Уравнение энергии (закон Бернули).

m₁ • V₁² m₂ • V₂²

——— + m₁g₁h₁ + p₁ • f₁ •V₁• ∆τ = ——— + m₂g₂h₂ + p₂ f₂ • ∆τ = const 2 2

 

 

m₁ • V₁²/2 – кинетическая энергия массы воздуха, проходящего через сечение;

m₁g₁h₁- Потенциальная энергия = работе силы тяжести относительно условного уровня;

p₁• f₁- сила давления;

V₁• ∆τ -путь;

(p₁• f₁) •(V₁• ∆τ) = работа;

f₁ V₁ ∆τ = объём

Уравнение Бернули позволяет объяснить физическую сущность возникновения а/д сил на крыле самолёта и воздушное винте

 

На величину а/д сил большое влияние оказывает вязкость, а при больших скоростях полёта и сжимаемость воздуха.

Вязкость проявляется в возникновении сил трения между перемещающимися относительно друг друга слоями воздуха.

Сжимаемость это способность воздуха изменять свой объём V и плотность р при изменении t° и внешнего давления р.

Критерием сжимаемости воздуха является число М представляющего

собой отношение скорости полёта V к скорости звука α.

М = V/ α

Число МАХА (по имени австрийского учёного)

Величина α в воздухе зависит от температуры и приближённо определяется по формуле α=20 √ Т

Рис. 9. Характеристики профиля.

2.3. Геометрические характеристики крыла самолёта.

Внешние формы крыла определяется следующими характеристиками:

- профиль;

- вид в плане;

- вид спереди.

Профиль крыла - форма сечения его в плоскости, параллельной

b - хорда крыла Сmах - максимальная толщина fmax - максимальная кривизна ЦТ - (Хцт) - точка центра тяжести ЦД - (Хцд) - точка центра давления. f - (X f) - точка фокуса

плоскости симметрии самолёта.

 

 

На современных дозвуковых самолётах:

 

Рис. 10. Профили крыла.

 

На виде в плане крыло имеет формы:

а) прямоугольная.

б) эллиптическая.

в)трапецевидная

 

 

 

Форма крыла в плане характеризуется: ℓ - размах крыла

- S_kp- площадь крыла

- λ_кр - удлинение крыла

- η_кр- сужение крыла

- Х_кр - угол стреловидности

ℓ - размахом крыла называется расстояние между концевыми точками крыла по нормали к плоскости симметрии самолёта.

S_kp - площадь крыла это площадь проекции крыла на при виде сверху.

λ_кр - (ламбда) удлинение крыла это отношение квадрата размаха крыла к площади крыла. —С

η_кр - (этта) сужение крыла это отношение длины корневой хорды к концевой хорде.

Хк_Р - (хи) угол стреловидности крыла - это угол образованный между перпендикуляром к оси самолёта и линией лежащей на 1/4 длины хорды от носка.

Вид крыла спереди характеризуется углом поперечного V, т. е.угол образованный плоскостью хорд и горизонтальной плоскостью.

Положительный угол поперечного V, если концы крыла приподняты

вверх (до -5^е )

Отрицательный угол поперечного V, если концы крыла опущены

вниз (до +7°).

Величина поперечного V существенно влияет на поперечную устойчивость самолёта.

 

Рис.12. Вид крыла спереди.

 

Этапы полёта самолёта.

Этапы взлёта самолёта.

Н=10,7 м

Рис. 13. К объяснению взлёта самолёта.

0-1 - Разбег самолёта это ускоренное движение по ВПП до скорости =

скорости отрыва, когда V = V _отр, т. е. Y > G _с-_та-

1- 2 - Отрыв это момент отделения самолёта от ВПП.

2-3 - Выдерживание это ускоренное движение самолёта по прямолинейной траектории до скорости близкой к наивыгоднейшей.

3- 4 - Набор безопасной высоты это движение с постоянной скоростью до Н = 10,7м.

0 - 4 - Взлётная дистанция это расстояние от начала страгивания самолёта до набора Н = 10,7м.

 

Условия набора высоты:

Подъём самолёта (набор высоты). У Рис.14. Условия набора высоты.

V_у Y > G

Р > Х

Р - тяга двигателя.

X - лобовое сопротивление.

У - а/д подъёмная сила.

G - вес самолёта.

V_rop- горизонтальная скорость

V_y - вертикальная скорость.

Ө - угол тангажа.

 

 

Горизонтальный полёт это прямолинейный полёт на постоянной Н.

Условие горизонтального полёта: У = G; Р = Х; V_гп = const; H = const.

 

У

 

Р

 

→ V_гп

 

G

Рис. 15 Условия горизонтального полета

 

 

Снижение самолёта это движение самолёта вниз по наклонной к

горизонту траектории.

 

Снижение при отсутствии тяги двигателей называется планированием.

Снижение бывает обычным и аварийным.

 

У - подъёмная сила самолёта.

G - вес самолёта.

V_пл - скорость планирования самолёта.

Ө - угол планирования.

L_пл - дальность планирования

Н_пл - высота планирования

Рис.16. Параметры снижения самолёта

ctg Ө = Y / X = К - зависит от качества самолёта.

 

 

Посадка самолёта это заключительный этап полёта при замедленном движении самолёта с Н = 15м до полной остановки после пробега.

Рис.2.17. Этапы посадки. 1- 2 - снижение - это приближение самолёта к ВПП с Н=15м до 6м, с одновременным уменьшением скорости. 2- 3 - выравнивание - это перевод самолёта в горизонтальный полёт с Н=6м до 2-1 м. 3- 4 - выдерживание - это горизонтальный полёт самолёта, необходимый для уменьшения скорости до посадочной. При этом снижение до Н=1-0,5м и приведение самолёта к посадочному положению. 4- 5 - приземление - это снижение до касания колёс самолёта ВПП. 5- 6 - пробег - это уменьшение скорости самолёта до безопасной скорости руления, для чего используются все виды торможения (интерцепторы, реверс тяги, тормоза колёс). 1 – 6 – посадочная дистанция (Lпос.дистанция).

 

 

ЦЕНТРОВКА.

Точку приложения равнодействующей сил всех частей самолета называется центром тяжести самолета (ЦТ). В а/д принято положение ЦТ на самолете указывать относительно носка средней аэродинамической хорды (САХ). Расстояние от носка САХ до ЦТ самолета, измеренное по линии САХ и выраженное в % или долях длины САХ, называется центровкой самолета. Центровка самолета изменяется в основном с изменением загрузки самолета и за

счёт выработки топлива, а также при выпуске и уборке шасси. Центровка пустого самолета определяется на заводе путём его взвешивания или расчётами и записывается в формуляр самолета. Поведение самолета в полёте, его степень устойчивости и управляемости зависят отцентровки. Поэтому для каждого самолета установлены предельные центровки и ограничения по перемещению пассажиров экипажа в полёте по салону. Диапазон допустимых в эксплуатации центровок для каждого самолета свой и называются:

- предельно передняя центровка (шасси выпущено);

- предельно задняя центровка (шасси убрано).