Предкрылок и посадочные щитки, их назначение.

1)Предкрылок-элемент крыла, при помощи которого увеличивается кривизна профиля крыла, площадь крыла, а следовательно и подъемная сила крыла. Предкрылок может устанавливаться по всей длине крыла или только на концевых участках напротив элерона и представляет собой длинное узкое крылышко. Расположен впереди крыла так, что между ними (выпускной предкрылок) образуется щель, через которую выходит воздух.

2)Посадочные щитки представляют собой жесткие панели, составляющие часть нижней поверхности крыла и устанавливаются в его хвостовой части вдоль размаха крыла. При их отклонении увеличивается подъемная сила крыла и лобовое сопротивление. Щитки бывают простые и выдвижные. Выдвижные щитки увеличивают площадь крыла. При отклонении щитка между ним и крылом образуется разряженная область, которая вызывает «отсасывание» струй воздуха, обтекающие верхнюю поверхность крыла, под крыло. В результате скорость воздуха над крылом увеличивается, а давление уменьшается. При отклоненном щитке давление под крылом увеличивается. Отклонение щитка увеличивает кривизну профиля крыла, а при его выдвижении еще и площадь крыла, что дает прирост подъемной силы, а это дает возможность уменьшить скорость ВС.

 

52. Формы крыла в плане, геометрические характеристики крыла.

А)Прямоугольное крыло - является самым простым и дешевым в изготовлении, но оно тяжелое. Такая форма крыла применяется только для легких и малоскоростных ВС.

Б)Трапецевидное крыло – является более совершенной конструкцией, т.к. выполняется с переменным сечением с учетом нагрузок. Такое крыло устанавливается на среднескоростных ВС (ЯК-40, АН-24).

В)Элептическое крыло – наиболее полно соответствует требованиям аэродинамики, т.к. создает наименьшее сопротивление в полете, но оно сложно изготовлении, что неприемлимо для серийного производства.

Г)Стреловидное крыло – применяется на ВС летающих на скоростях близкой к скорости звука. Такая форма крыла позволяет отодвинуть появление местных скачков уплотнения.

Д)Треугольное крыло – устанавливается на сверхзвуковых ВС. Такая форма крыла позволяет с наименьшей энергией преодолеть сверхзвуковой барьер.

Е)Крыло с изменяемой стреловидностью – при посадке для получения наименьшей посадочной скорости желательно иметь наименьшую стреловидность, а для достижения максимальных скоростей нужна большая стреловидность.

Размах крыла – наибольшее расстояние между концами крыла.

Удлинение крыла – это отношение размаха крыла к его хорде.

Стреловидность крыла – угол между передней кромкой крыла и линией, перпендикулярной к оси ВС.

Площадь крыла – площадь поверхности крыла.

 

Взлет и посадка ВС в условиях сдвига ветра.

Сдвиг ветра – это изменение V ветра в атмосфере, измеренное на небольших расстояниях (30-100 м).

Сдвиг ветра может быть

1)горизонтальным – если изменение ветра наблюдается в горизонт плос-ти

2)вертикальным – изменение ветра в вертик плос-ти. Он может быть «+» если V ветра с Н увелич, и «--» если V ветра с Н уменьшается

Сдвиг ветра может быть: 1- слабым (0-2 м/сек); 2-умеренным (2-4 м/сек); 3-сильным (4-6 м/сек); 4-оень сильным (больше 6 м/сек)

Наиболее опасный сдвиг ветра в вертик плос-ти на этапах взлета и посадки. Если ВС попадает в условия быстроменяющегося попутного или встречного ветра, то в силу инерции ВС не может так же быстро увеличить или уменьшить приборную V. Такое изменение приборной V приводит к изменению подъемной силы и лобового сопротив и нарушается равновесие, в рез-те ВС начнет отклоняться от исходной траек-рии.

 

 

Билет 23

Закрылок, спойлеры, назначение.

Закрылок - представляет собой подвижную хвостовую часть профиля крыла, которая в отличие от элерона может отклоняться только вниз. Он служит для увеличения диапазона скоростей, так как при его отклонении благодаря увеличению лобового сопротивленияснижается посадочная скорость. Существуют два типа закрылков: простые и щелевые.

Спойлеры – пластины, расположенные на верхней поверхности крыла предназначены для уменьшения подъемной силы, увеличения лобового сопротивления, что приводит к резкому уменьшению аэродинамического качества самолета. Они предназначены для гашения скорости на снижении, а после посадки – для уменьшения длины пробега.

Формы профиля крыла.

Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. На современных самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили. Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина, относительная кривизна.

Хордой профиля называется отрезок прямой, соединяющей две наиболее удаленные точки профиля.

Относительной толщиной профиля называется отношение максимальной толщины к хорде, выраженной в процентах.

Попадание вс в зону спутного следа (вихря).

Летящий сам-т оставляет за собой область возмущенного воз-ха, называемого спутным следом. Он образуется:

1)реактивной струей от двигателей – это нагретый газ, который быстро сливается с окруж массами воз-ха. Рассеивается на расстоянии 100-200м за сам-ом

2)пограничным слоем стекающим с пов-ти сам-та, Ф, ХО- представляет собой турболизированную зону, имеющую небольшую интенсивность на расстоянии 50-150м за сам-ом. Этот след размывается.

3)2-мя мощными вихревыми жгутами – образующимися за крыло в следствие перетекания ВМ из зоны высоко давления в зону низкого.

Поведение ВС попавшего в спутный след впереди летящего сам-та опред-ся интенсивностью спутного следа, а также массой и хар-ми устойчивости и управляемости сам-та попавшего в спутный след. Воздействие спутного следа может оказаться настолько сильным, что полного отклонения органов управления может быть недостаточным для того, чтобы преодолеть кренение сам-та. Известны случаи катастроф, причина которых была - попадание в спутный след. Легкий сам-т попавший в спутный след большого сам-та на расстоянии 2-4 км может быть перевернут. Средний сам-т может получить значительный угол крена и потерять Н до 50 м. Особенно опасно попадание в спутный след при взлете и посадке.

 

Илет 24

24. Силовая установка, требования к силовой установке ВС.

Авиационная силовая установка предназначена для создания необходимой в полете тяги. У вертолетов силовая установка, помимо горизонтальной тяги, создает еще и подъемную силу.

Силовой установке предъявляется ряд требований:

1) Обеспечение заданных, летно-технических данных (дальность, высота и скорость).

2) Надежность в работе, при любых режимах работы двигателя и при любых температурах.

3) Способность силовой установи обеспечивать работу двигателя при повреждении и неисправности некоторых элементов.

4) Быстрый и надежный запуск на земле и в воздухе.

5) Безопасность в пожарном отношении.

6) Простота в эксплуатации и обслуживании.

54. Причины образования подъемной силы «У» крыла, Х – лобового сопротивления, R – полной аэродинамической силы.

Подъемная сила: По закону Бернулли увеличенная скорость вызывает уменьшение давления и наоборот. В результате разности давлений под и над крылом возникает сила направленная вверх перпендикулярно набегающему потоку называется подъемной силой (у). «У» возникает в следствии не симметричного обтекания крыла, которая вызывается:

1) не симметричной формой профиля крыла

2)положением крыла в потоке (углом атаки)

Подъемная сила возникает тогда, когда имеется различие в скоростях и разница давлениях на нижней и верхней поверхности крыла. Возникновение У главную роль играет разряжение над крылом, крыло как бы подсасывается.

Лобовое сопротивление: При обтекании крыла воздух в передней части приторможен. Поэтому давление перед крылом увеличилось, за крылом возникает разряжения, давление меньше. Таким образом получилось разница давлений в результате которых возникла сила направленная против движения крыла, называется силой лобового сопротивления (Х),кроме этого существует трение воздуха в пограничном слое. Х=Сх *скорость в кв/2 * S.

Полная аэродинамическая сила - R:

Суммарно: подъемная сила+сила трения о поверхность крыла+ сила лобового сопротивления называется R полной аэродинамической силой.

Точка пересечения R с хордой крыла, называется центром давления.

При не симметричном обтекании существуют 3 причины возникновения R:

1) разность давлений перед крылом и за ним.

2) трение воздуха в пограничном слое

3) разность давлений под и над крылом.

На величину R влияют:

1) скорость полета

2) массовая плотность

3) форма профиля крыла

4) положение крыла в потоке

5) состояние поверхности крыла.