Сжимаемость воздуха, Число Маха.Уравнение Бернули для сжимаемого потока

БИЛЕТ№1

Структура РЛЭ ВС.

Лист регистрации изменений; Общие сведения; Ограничения; Действия в аварийных и нештатных ситуациях; Подготовка и выполнение полета; Летные характеристики; Описание самолета и его систем; Техническое обслуживание. Эксплуатация систем и оборудования. Приложения

ВПР-

Это высота, на которой экипаж самолёта обязан прекратить выполнение захода на посадку и принять решение об уходе на второй круг, если:

-до пролета высоты принятия решения (ВПР) не установлен визуальный контакт с огнями приближения или другими наземными ориентирами

-до установления визуального ориентира срабатывает сигнализация прохода ВПР или сигнал опасного сближения с землей;

-не соблюдаются ограничения эксплуат минимумов для данного аэродрома;

-к моменту пролета ВПР ветер у земли (с учетом порывов) или коэфф сцепления не соответствует ограничениям;

- ливневого дождя менее 1000 м

-для выдерживания установленной глиссады (требуется использование режима работы двигателей выше номин

-отклонение от заданной траектории, скорости и вертикальной скорости превышают ограничения;

-до пролета ВПР или достижения минимальной высоты снижения не получено разрешение на посадку;

-появилось препятствие или стая птиц на траектории захода

-по другим причинам не может быть обеспечено безопасное

Чаще всего ВПР составляет 60 м (для категории захода I

БИЛЕТ №2

Поправки на сжимаемость воздуха при изменении скорости полета

Указатели скорости измеряют величину перепада давления ΔP между динамическими и статическими камерами ПВД, которое представляет собой скоростной напор набегающего потока.

 . Отсюда следует .

 может не совпадать с . Поэтому вносятся поправки:

· Аэродинамическая;

· На сжимаемость;

· Инструментальная;

· Учитывающая запаздывание в показаниях прибора.

Уход на второй круг

Заход на посадку прерывается и выполняется уход на повторный заход при следующих условиях (согласно ФАП^[1]):

· до пролета высоты принятия решения (ВПР) не установлен визуальный контакт с огнями приближения или другими наземными ориентирами, также если после пролета ВПР такой контакт потерян;

· до установления визуального ориентира срабатывает сигнализация прохода высоты принятия решения или сигнал опасного сближения с землей;

· не соблюдаются ограничения эксплуатационных минимумов для данного аэродрома;

· к моменту пролета ВПР ветер у земли (с учетом порывов) или коэффициент сцепления не соответствует установленным ограничениям;

· видимость в условиях ливневого дождя менее 1000 м, если иное не установлено РЛЭ;

· для выдерживания установленной глиссады (см. Курсо-глиссадная система) требуется использование режима работы двигателей выше номинального, если иное не предусмотрено РЛЭ;

· отклонение от заданной траектории, скорости и вертикальной скорости превышают установленные ограничения;

· до пролета ВПР или достижения минимальной высоты снижения не получено разрешение на посадку;

· появилось препятствие или стая птиц на траектории захода или на ВПП;

· по другим причинам не может быть обеспечено безопасное выполнение посадки(метео явления, расчет на посадку не обеспечивает безопасность ее выполенения, препятствия на полосе)

Принятие решения об уходе на второй круг

Решение о выполнении процедуры прерванного захода на посадку принимает командир воздушного судна (КВС) в соответствии с описанными в действующих правилах критериями. В случае, если к моменту достижения ВПР соответствующее решение не принято КВС, уход на второй круг должен выполнить второй пилот.

БИЛЕТ№3

БИЛЕТ№4

Влияние обледенения

Отложение льда изменяет форму обтекаемых частей самолета и увеличивает шероховатость их поверхностей. Это ведет к более раннему срыву потока (при меньших углах атаки, чем без обледенения) и более раннему переходу ламинарного течения в турбулентное.

Образование льда наиболее отрицательно сказывается на аэроди­намических характеристик крыла и оперения; оно резко уменьшает их несущую способность. Преждевременное развитие срыва потока на крыле уменьшает значение Су _шах и значение критического угла атаки а_кр самолета.

С началом срыва потока на обтекаемых поверхностях самолета увеличивается его профильное сопротивление, поскольку при срыве потока сопротивление давления возрастает. Увеличение профильного сопротивления самолета при обледенении происходит и вследствие более раннего перехода ламинарного течения в турбулентное, так как при этом возрастает сопротивление трения.

При обледенении наибольший вклад в общее увеличение коэффи­циента лобового сопротивления самолета вносят его несущие поверхности — крыло и оперение (до 70...80 %). Обледенение отрицательно сказывается и на работоспособности силовой установки самолета. При обледенении лопастей воздушного винта на них также наблюдаются преждевременные срывы и турбулизация потока, приводящие к уменьшению коэффициента полезного действия винта.

Виды льда: желобообразный (самый опасный) и пикообразный. Обледенение характер-ся: скоростью обледенения и степенью.

ГП: ; ;

Подъем: ; ;

Планирование: ; ; ; ;

БИЛЕТ№5

БИЛЕТ№6

Посадка с убранными шасси.

При выполнении посадки с убранными закрылками и шасси необходимо учитывать некоторое ухудшение обзора из кабины, особенно при выравнивании самолета перед посадкой, так как полет по глиссаде и посадка выполняются на углах атаки, больших, чем обычно.

Производить посадку с убранным шасси на любую площадку, кроме известного пилоту аэродрома. При посадке с выпущенным шасси на изрытую поверхность самолет наверняка скапотирует, вследствие чего увеличится серьезность повреждений самолета и пассажиров.

БИЛЕТ№7

БИЛЕТ №8

БИЛЕТ№9

1.Влияние коммерческой загрузки на балансировку, устойчивость и управляемость самолёта.

Центр тяжести это точка приложенная равнодейств.всех сил веса частей ВС. Центр тяжести имеет след св- ва: При закрепленных грузах при любых эволюциях самолета положение центра тяжести самолета не меняется. Все вращения самолета происходит относительно центра тяжести. Главные оси самолета X,Y,Z проходят через его центр тяжести. Сумма моментов всех сил веса относительно центра тяжести равно нулю. Балансировка самолета – действия пилота(автопилота) приводящие к уравновешиванию моментов действующих на самолет. В результате балансировки самолет будет находиться в равновесии. Равновесие – такое состояние самолета при котором центр тяжетсти движется равномерно и прямолинейно а сам самолет не вращается вокруг свфоей оси. Устойчивость самолета – это способность самолета без вмешательства пилота восстанавливать в полете нарушенное положение продольного равновесия после прекращения действия возникающих сил. Устойчивость зависит от расположения центровки. При критической центровке и более продольная устойчивость теряется полностью. Управляемость это способность вс вращаться относительно центра тяжести и изменять режимы полета при отклонении рулей. Как видно из определения усточивость и управляемость вс- есть свойство противодействовать управлению , поэтому чем выше устойчивость тем меньше управляемость. Если центровка будет предельно передняя то может не хватить рулей и самолет не сможет оторваться от ВПП

Центровкой называется положение центра тяжести относительно передней кромки САХ, выраженной в процентах от длины САХ. .

В соответствии с тремя осями координат рассматривают три вида центровки: продольную, поперечную, нормальную.

X_T =  продольная центровка ограничивает предельно передней и задней центровкой выходить за ограничения нельзя

Y_T = 100%;    Z_T =     в полете изменяются мало поэтому в практике они не определяются.

Аналитический расчет центровки ведется методом моментов.

.      .

 – положение ц.т. новое.

Рекомендуемые центровки указываются в РЛЭ, и определяются по центровочным графикам.

Продольн.ц-ка с-та м.б.:

1) Предельно передней, кот-я указ-ет пред.передн.полож-е ц.т., при котором с-т еще управляем

2) Предельно задней, кот-я указ-ет пред.задн.полож-е ц.т., при котором с-т еще устойчив

3) Рекомендуемая ц-ка, кот-я указ-ет полож-е ц.т., при кот-м с-т обладает оптимальным соотнош-ем устойчивость-управляемость.

Билет №10

Билет №11 .

БИЛЕТ№12

Метод А.

1.Взлет до высоты 450 метров (1500 футов) над превышением аэродрома:

– взлетный режим работы (тяга) двигателей;

– взлетная конфигурация крыла ;

– набор высоты производить на скорости V2 + 20 ... V2 + 40 км/ч (V2 + 10 ...V2 + 20 узлов) или с учетом ограничения по углу атаки.

2.На высоте 450 метров (1500 футов) над превышением аэродрома уменьшить режим работы (тягу) двигателей до значения, не меньше необходимого для набора высоты.

3.Набор высоты с 450 метров (1500 футов) до высоты 900 метров (3000 футов) над превышением аэродрома производить на скорости V2 + 20 ... V2 + 40 км/ч (V2 + 10 ...V2 + 20 узлов).

4.На высоте 900 метров (3000 футов) над превышением аэродрома - постепенный разгон скорости до скорости набора высоты по маршруту с расчетным положением механизации крыла.

Метод В.

1.Взлет до высоты 300 метров (1000 футов) над превышением аэродрома:

– взлетный режим работы (тяга) двигателей;

– взлетная конфигурация крыла ;

– набор высоты производить на скорости V2 + 20 ... V2 + 40 км/ч (V2 + 10 ...V2 + 20 узлов) или с учетом ограничения по углу атаки.

2.На высоте 300 метров (1000 футов) над превышением аэродрома:

– разгон скорости до минимальной безопасной эволютивной скорости полета с убранной механизацией крыла (VZF) при сохранении положительной вертикальной скорости набора высоты;

– уборка механизации по графику;

– уменьшение режима работы (тяги) двигателей при соблюдении следующих условий:

a)для ВС с двигателями с высокой степенью двухконтурности - уменьшить режим работы (тягу) двигателей до значения, установленного для нормального набора высоты;

b)для ВС с двигателями с низкой степенью двухконтурности - уменьшить режим работы (тягу) двигателей до значения, меньшего, чем это установлено для нормального набора высоты, но не меньше, чем это необходимо для поддержания градиента набора высоты на конечном этапе взлета при отказе двигателя;

c)для ВС с малой скоростью уборки механизации крыла уменьшить режим работы (тягу) двигателей при промежуточном положении механизации;

3.Набор высоты с 300 метров (1000 футов) до высоты 900 метров (3000 футов) над превышением аэродрома производить на скорости, не превышающей VZF + 20 км/ч (VZF + 10 узлов).

4.На высоте 900 метров (3000 футов) над превышением аэродрома произвести разгон до скорости набора высоты по маршруту.

Билет№13

БИЛЕТ№ 14

БИЛЕТ№ 15

БИЛЕТ№ 16

БИЛЕТ№17

БИЛЕТ№ 18

1. Уравнение постоянства расхода в сжимаемом потоке, связь скорости и площади поперечного сечения трубки тока.

Δm=ρ* Vn*ΔS.

. . .

Билет 19

БИЛЕТ№20

БИЛЕТ№21

БИЛЕТ№22

БИЛЕТ№23

БИЛЕТ№ 24

БИЛЕТ№25

Порядок загрузки самолёта.

С целью предотвращения переваливания самолета на хвост:

1) в первую очередь производите посадку пассажиров в 1 салон, а высадку – из 2 салона;

2) в первую очередь загружайте переднее грузовое помещение, а разгружайте заднее грузовое помещение.

Общий порядок загрузки самолета следующий:

 Загрузка самолета должна выполняться в строгом соответствии с Центровочным графиком(ЦГ). Если в ЦГ масса и распределение групповых загрузок учитываются по отдельным секциям каждого грузового отсека
Если в ЦГ масса и распределение групповых загрузок учитываются по грузовым отсекам в целом, тогда центры масс этих загрузок должны совпадать с серединами отсеков в целом. При нарушении указанных положений возможно значительное расхождение между фактической и расчетной центровкой, угрожающее безопасности полета.

По прибытии на самолет получите от диспетчера по загрузке (ДЗ) или от бортпроводника схему загрузки багажников самолета, уточните количество груза, почты, багажа, проверьте их размещение и крепление.
Получите от работников СОП перевозочные документы и центровочный график (ЦГ). Проверьте расчет ЦГ и дайте указание бортпроводникам о порядке размещения пассажиров в самолете согласно ЦГ.
Уточните (совместно со штурманом) фактическую взлетную массу и центровку, при необходимости внесите коррективы в расчетные данные для взлета.

 

БИЛЕТ№1

Сжимаемость воздуха, Число Маха.Уравнение Бернули для сжимаемого потока

Сжимаемость - свойство жидкости и газа изменять свой первоначальный объем и, следовательно, плотность при изменении давления или температуры.

PV=RT

Для оценки влияния сжимаемости рассматривают скорость звука.

 *20

В газовой динамике:

при большой же скорости полета сжатие воздуха начинает играть важную роль.

Число, которое показывает во сколько раз скорость полета больше скорости звука, называется числом Маха.

Чем больше число М тем больше проявляется сжимаемость воздуха, и тем более она влияет на характер обтекания тела. Для контроля числа М в полете применятся прибор М-метр.

Закон постоянства энергии в струйке при отсутствии теплообмена с окружающей средой является частным случаем общего закона сохранения энергии, в формуле закона.

Для несжимаемого газа:

Для сжимаемого газа:

 –механическая форма

 – температурная форма

K – показатель адиабаты. Для воздуха k=1,4.

2. Возникновение неустойчивости типа "голландский шаг" и спиральной неустойчивости

Боковой устойчивость с-та называется его способность самостоятельно без вмешательства пилота восстанавливать в полете нарушенное боковое равновесие после прекращения действия возмущающих сил. Как видим боковая устойчивость является совокупностью поперечной и путевой устойчивостей, однако для боковой устойчивости еще не достаточно наличие поперечной и путевой устойчивости, еще необходимо чтобы они находились в таком соотношении чтобы стабилизирующий момент одновременно устранял и крен и поворот с-та, в противном случае боковой устойчивости не будет. Предположим что на самолете преобладает поперечная устойчивость, тогда при нарушении бокового равновесия с-т резко устраняя крен по инерции перевалится на другую консоль, и начнет разворот в другую сторону. В результате колебания будут происходит по крену и по курсу. Такой вид не устойчивости называют колебательной боковой не устойчивостью или голландским шагом. Теперь предположим что на с-те преобладает путевая устойчивость. Тогда с-т при нарушении бокового равновесия начинает скользит на опущенную консоль и мощный стабилизирующий момент путевой устойчивости будет разворачивать с-т в сторону скольжения, а слабый момент стабилизирующей поперечной устойчивости не успеет устранять крен с-та. В результате с-т затягивается в пологую спираль и этот вид неустойчивости называется – спиральной боковой неустойчивостью. Колебательная боковая неустойчивость весьма опасно, т.к. вмешательство пилота может привезти к дальнейшей раскачке с-та. Поэтому боковая колебательная неустойчивость на с-т недопустима. Спиральная и боковая неустойчивость может быть устранена рулем направления, поэтому допускается небольшие ее проявления. Обеспечение боковой устойчивости осуществляется за счет подбора элементов конструкции с-та: площади крыла, удлинение крыла, угла поперечно V крыла, длины хвостовой части фюзеляжа.

Структура РЛЭ ВС.

Лист регистрации изменений; Общие сведения; Ограничения; Действия в аварийных и нештатных ситуациях; Подготовка и выполнение полета; Летные характеристики; Описание самолета и его систем; Техническое обслуживание. Эксплуатация систем и оборудования. Приложения

ВПР-

Это высота, на которой экипаж самолёта обязан прекратить выполнение захода на посадку и принять решение об уходе на второй круг, если:

-до пролета высоты принятия решения (ВПР) не установлен визуальный контакт с огнями приближения или другими наземными ориентирами

-до установления визуального ориентира срабатывает сигнализация прохода ВПР или сигнал опасного сближения с землей;

-не соблюдаются ограничения эксплуат минимумов для данного аэродрома;

-к моменту пролета ВПР ветер у земли (с учетом порывов) или коэфф сцепления не соответствует ограничениям;

- ливневого дождя менее 1000 м

-для выдерживания установленной глиссады (требуется использование режима работы двигателей выше номин

-отклонение от заданной траектории, скорости и вертикальной скорости превышают ограничения;

-до пролета ВПР или достижения минимальной высоты снижения не получено разрешение на посадку;

-появилось препятствие или стая птиц на траектории захода

-по другим причинам не может быть обеспечено безопасное

Чаще всего ВПР составляет 60 м (для категории захода I

БИЛЕТ №2