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, Тсвязаны 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
- Skp- площадь крыла
- λкр - удлинение крыла
- ηкр- сужение крыла
- Хкр - угол стреловидности
ℓ - размахом крыла называется расстояние между концевыми точками крыла по нормали к плоскости симметрии самолёта.
Skp - площадь крыла это площадь проекции крыла на при виде сверху.
λкр - (ламбда) удлинение крыла это отношение квадрата размаха крыла к площади крыла. —С
ηкр - (этта) сужение крыла это отношение длины корневой хорды к концевой хорде.
ХкР - (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 -5е )
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. |
Vу Y > G
Р > Х
Р - тяга двигателя.
X - лобовое сопротивление.
У - а/д подъёмная сила.
G - вес самолёта.
Vrop- горизонтальная скорость
Vy - вертикальная скорость.
Ө - угол тангажа.
Горизонтальный полёт это прямолинейный полёт на постоянной Н.
Условие горизонтального полёта: У = G; Р = Х;Vгп = const; H = const.
У
Р
→Vгп
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.
Vпл - скорость планирования самолёта.
Ө - угол планирования.
Lпл - дальность планирования
Нпл - 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).