Необходимо отметить, что весовая отдача для ракетно-динамических систем очень мала.
Весовая отдача- это отношение массы полезной нагрузки к стартовой массе. Это вызвано колоссальными затратами топлива.
28.Реализация аэростатического принципа полёта.
При полёте дирижабля аэростатическая подъёмная сила уравновешивает Y уравновешивает силу тяжести G, а тяга двигателей P – силу лобового сопротивления X (и силу инерции при полёте дирижабля с ускорением).
Подъёмная (выталкивающая) сила аэростатического летательных аппаратов, которые принято называть апа-ми «легче воздуха», в соответствии с законом Архимеда, определяется выражением:
Y = Wrв*g
W – объём оболочки аппарата, наполн-го газом (м3).
rв – плотность воздуха, вытесня-го дирижаблем (кг/м3)
Запишем ур-ие для силы тяжести дирижабля в виде:
G = m0g = (m(a) + Wr(r))g
mo – взлётая масса дирижабля.
m(a) – масса всего аппарата (вместе с топливом, газом, нап-ий оболочку, оборудованием и т.д.)
Wr(r) - масса заполняемого оболочку газа, имеющего плотность р газа.
Необходимая для уравновешивания силы тяжести дирижабля подъёмная сила =
Y = Wr(в)g = (m(a)+ Wr(r))g
(rв-rг) W=m(a)
Т.е. для того, чтобы дирижабль с массой m(a) смог совершить полёт, необходимо, чтобы rг (газа),заполняющего оболочку, была меньше р воздуха.
Необходимый для полёта объём газа обо-и равня-ся:
W = m(a) / (rв-rг)
29.Реализация аэродинамического принципа полёта.
Аэродинамический принцип создания подъёмной силы можно технически реализовать, либо, используя движение всего аппарата, снабжённого неподвижно-несущей поверхностью, либо, используя движения отдельных несущих частей аппарата (несущий винт, вентилятор и т.д.) относительно воздушной среды. И в том и в другом случае образование подъёмной силы основано на законе механики о количестве движения (2-й закон Ньютона).
M(V2-V1)=Pt
P- сила приложенная к возд. И направлена вниз.
t- время действия силы.
P = m(V2-V1) / t.
В соответствии с этим законом подъёмная сила Y будет приложена к несущёй поверхности, = по величине силе Р и направлена вверх. Y = -P
Движущаяся в воздухе несущая поверхность, создающая подъёмную силу Ya соверш. Работу по преодолению действующей на неё силы лобового сопротивления силы Xa. Поэтому для создания подъёмной силы необходимо затрачивать энергию. Очевидно, что энергетические затраты ЛА, использующие аэродинамический принцип полёта, будут тем меньше, чем меньше будет сила лобового сопротивления Ха, возникающая при создании необходимой для полёта подъёмной силы Ya, т.е чем больше будет значение аэродинамического качества ЛА, определяемого отношением подъёмной силы к лобовому сопротивлению: Ka=Ya/Xa
Ка – определяется геометрическими параметрами.
Среди ЛА, реализующих аэродинамический принцип полёта наибольшее распространение получили: планеры, самолёты, вертолёты.
30.Реализация аэродинамического принципа полёта к планеру.
Планер не имеет силовой установки, поэтому его полёт в спокойной атмосфере возможен только с постоянным снижением под некоторым углом тета к горизонту со скоростью планирования V, которая может быть представлена векторной суммой Vx u Vy. Движение планера происходит под действием составляющей G*sin(тета) с силой тяжести G, которая уравновешивает силу лобового сопротивления Xa, возникающей вместе с подъёмной силой Ya, уравновеш. составл. G*cos(тета) силой тяжести.
Таким образом при полёте планера на создание подъёмной силы и преодолении силы лобового сопротивления расходуется потенциальная энергия, которой обладает планер, доставленный на высоту наземной лебёдкой или самолётом-буксировщиком.
Увеличить запасы энергии для полёта планера может, набирая высоту за счёт энергии восходящих потоков воздуха.
Рассматривая схему сил, действующих на планер и планирование. Ya=G*cosq
Xa=G*sinq
tgq=Xa/Ya=1/Ka
Т.е. планер, имеющий большие аэродинамические качества будет планировать по более пологой траектории и дальность его полёта при прочих равных условиях будет больше, следовательно он более эффект. исп. начального запаса энергии. Для современного планера аэродинамическое кач-во Ка нах-ся в пределах (40-50)
31.Реализация аэродинамического принципа полёта к самолёту.
Самолёт совершает полёт в атмосфере за счёт тяги силовой установки и подъёмной силы, которая создаётся крылом.
Двигатель создаёт тягу воздушным винтом или реакцией струи выхлопных газов, расходуя при этом топливо, нахо-ся в топливных баках, для совершения работы по преодолению сопротивления при полёте и взлёте самолёта с ВПП.
При полёте со скоростью V возникает подъёмная сила Ya, противостоящая G (силы тяжести).
Таким образом для совершения горизонтального полёта самолёта необходимо выпо-ть след. условия: G = Ya
P = Xa (сила сопротивления Ха, которая преодолевается тягой двигателя P)
Отсюда тяга двигателя =: Р = G*Xa/Ya = G/Ka = m*g/Ka
Очевидно, что энергетические затраты ЛА, реализующего аэродинамический принцип полёта, на преодоление силы земного притяжения существенно меньше, затрат ЛА, реализующих ракетодинамический принцип полёта, для которого
P = mg.
У современных самолётов Ка = 15 – 18, а у сверхзвуковых Ка = 8 – 12.
Однако самолёт с традиционной конфигурацией не способен вертикально взлетать и делать посадку, поскольку крыло создаёт подъёмную силу, только при поступательном движении.
32.Реализация аэродинамического принципа полёта к вертолёту.
Вертолёт совершает полёт за счёт подъёмной силы и тяги, которые создаются одним или несколькими винтами, способными создавать подъёмную тягу без поступательных движений.
Несущий винт состоит из нескольких лопастей, которые представляют собой крылья, приводимые в движение двигателями.
Несущий винт при помощи специального устройства наклонён относительно фюзеляжа вперёд, составляющая Ya, тяга винта Та, уравновешивают силу G
G = Ya.
Т.е является подъёмной силой вертолёта.
Является подъёмной силой вертолёта проекция Ра на Та.
И обеспечивает поступательные движения вертолёта, уравновешивая возникающую при этом силу лобового сопротивления Ха, т.е является тягой вертолёта в горизонтальном полёте.
Ка = 4 –5 (современных вертолётов)
Число Маха.
Мах (М)- характеристика потока воздуха (газа) равная отношению скорости воздушного потока (скорость движения тела в воздухе) к скорости звука а, в данной
точке потока: M=V/a
Классификация самолетов.
Задачи, решаемые с помощью самолётов:(классификационный признак)
Пассажирские - перевозка пассажиров.
Транспортные - транспортировка грузов
Учебные - обучение лётного состава
Экспериментальные - проведение лётных экспериментов
Сельскохозяйственные - обработка сельскохозяйственных угодий
Военные - обеспечение обороноспособности страны
Спортивные - авиационный спорт
Санитарные - оказание срочной медицинской помощи
Геологоразведочные - воздушная разведка недр
-По числу и расположению крыльев:- Бипланы
- Полуторапланы
- Монопланы:- Низкоплан
- Среднеплан
- Высокоплан
-По типу и расположению оперения:- Самолёты типа "утка"
- Типа "бесхвостка"
- Хвостовое:- С однокилевым оперением
- С многокилевым оперением
- С V-образным оперением
-По расположению двигателей:- На крыле
- Под крылом
- Под крылом на пилонах
- В крыле
- В фюзеляже
- На фюзеляже
-По типу фюзеляжа:- Однофюзеляжные
- Двухбалочные
-По типу шасси:-Гидросамолёты:- Лодочные
- Поплавковые
-Сухопутные:- Лыжные
- Гусеничные
- Колёсные:- С хвостовой опорой
- С передней опорой
- Велосипедного типа
35.Аэродинамика и силовая установка самолёта.
Аэродинамика самолета
В результате воздействия на крыло воздушного потока возникает аэродинамическая сила. Вертикальная составляющая этой силы по отношению к потоку называется подъемной силой(Y), горизонтальная составляющая силой лобового сопротивления(Q). Лобовое сопротивление является суммой сил трения воздуха о поверхность крыла Qтр, давления воздушного потока Qдавл, и индуктивного сопротивления Qинд, возникающего при наличии подъемной силы на крыле. Qинд обуславливается образованием на концах крыла вихрей воздуха, в следствии перетекания его из области повышенного давления под крылом в область пониженного давления над крылом. При скорости полета близкой к скорости звука может возникать волновое сопротивление Qполн. Подъемная сила самолета обычно равна подъемной силе крыла. Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называется аэродинамическим качеством K=Y/Q. Максимальное значение аэродинамического качества для современных самолетов колеблется от 10 до 20 единиц.
