Ответы на вопросы, страница 2

16.Аэропорт, как внешняя искусственная среда.

Эффективность авиационно-космической и ракето-космической техники, надежность и безопасность полетов ЛА во многом определяется уровнем технического совершенства, характеристиками, созданной руками человека искусственной внешней среды - вспомогательных и подготовительных средств обеспечения полета. Такими средствами для авиационной технике является аэродром, а для космических аппаратов и ракет носителей - стартовый ракетный комплекс. Аэропорт - это предприятие осуществляющие регулярный прием и отправление пассажиров, грузов, почты и обеспечивающие организацию полетов и обслуживание самолетов. Аэродром - главный элемент аэропорта, представляет собой специально подготовленный земельный участок, имеющий комплекс сооружений и оборудования, обеспечивающий полеты, хранение и обслуживание самолетов.

Основным элементов аэродрома(см. рис6) является летная полоса(ЛП). Число ЛП, их расположение на аэродроме зависит от интенсивности движения, особенности рельефа местности и режима преобладающих ветров в зоне аэродрома. По нормам международной организации гражданской авиации класс аэродрома определяется длинной L_ВПП и В_ВПП и прочностью искусственного бетона, или естественного(уплотненный грунт) покрытия взлетно-посадочной полосы(ВПП)

Боковая полоса безопасности(БПБ) 2 (обычно грунтовая) служит для экстренной уборки с ВПП потерпевшего аварию самолета, для аварийной посадки самолета с невыпущенными взлетно-посадочными устройствами(шасси), а также для уборки с ВПП снега.

Концевая полоса безопасности(КПБ) - часть летной расположенной непосредственно за кромкой ВПП - обеспечивает завершение пробега самолета при прерваном взлете(прекращение взлета в случае возникновения аварийной ситуации), а также при посадке с отказавшим двигателем или тормозной системой

Рулевые дорожки(РД) - служит для движения самолета по территории аэродрома.

При проектировании самолета заданный класс аэродрома существенным образом влияет на выброс время шасси, размеров колес, взлетно-посадочную механизацию крыла, на решение вопроса о необходимости реверса(поворачивание назад), т.е. изменения обычного направления тяги винтов или реактивного двигателя на противоположные.

17.Стартовый ракетный комплекс.

Особенностью обеспечения полета Ла с помощью ракето-носителей является то, что на стартовый ракетный комплекс космодрома(см рис8) с завода изготовителя ракето-носитель доставляется отдельными блоками(модулями), поскольку полностью собранную ракето-носитель доставить к месту старту невозможно ни одним из существующих видов транспорта, поэтому в отличии от аэродрома, где ведется только фактически предполетное обслуживание самолетов, стартовый ракетный комплекс должен обеспечивать следующие виды работ по подготовке к старту:

- проведение в монтажном испытательном комплексе(МИК) сборки, монтажа, регулировки РН и КА и контрольно-проверочных работ по каждому из объектов, стыковки РН и КА и контрольно-проверочных работ на состыкованном комплексе РН - КА. Возможны горизонтальная (МИК 5) и вертикальная (МИК 6) сборка;

• доставку по железно-дорожным (или бетонированным авто-дорожным) подъездным путям 4 с помощью транспортера-установщика комплекса РН - КА 13 на стартовую позицию 1(СП), и его установку в вертикальном положении на пусковом столе 12 стартового комплекса, под которым для отвода газов после включения двигательной установки (ДУ) находится газоотводный канал (Лоток 14) с газоотражателем 15. Вертикальная сборка может производиться в МИКе на передвижном пусковом столе, либо непосредственно на стартовой позиции.

• предполетное обслуживание комплекса, выполняемое с рабочих площадок башни обслуживания 11, установленное вплотную к комплексу РН-КА на пусковом столе и обеспечивающий доступ практически к любому узлу комплекса.

• подсоединение разъемов электрожгутов, подача электроэнергии, наземных систем автоматизированного контроля и управления стартом к бортовым разъемам комплекса РН-КА с помощью специальных кабель-матч 16, которые автоматически отсоединяются перед стартом.

• Заправка комплекса топливом(горючем и ок-телем) с помощью заправочных кабель-матч 17. При использовании креогенного топлива - на стартовом ракетном комплексе необходим завод 2 по производству этих компонентов. Подземные коммуникации системы заправки и хранения компонентов топлива 10 обеспечивают их подачу на стартовую позицию.

• С помощью системы единого времени(СЕВ), связывающей все службы ракетного комплекса обеспечивать синхронизацию всех работ, необходимую для успешного старта

• С помощью радио-локационных и других наземных систем слежения и управления полетом 7, 8, 9 с командного пункта 3, осуществлять контроль и корректировку параметров комплекса на начальном(активном) участке полета.

Четкое и качественное проведение работ на стартовом ракетном комплексе является залогом успешного выполнения полета.

18.Классификация принципов полёта.

Принцип полёта определяется тем, каким образом и за счёт чего создаётся подъёмная сила.

В настоящее время техническое значение имеет следующие принципы полёта:

• Баллистический.

• Ракетно-динамический.

• Аэростатический.

• Аэродинамический.

19.Сила тяжести.

В основе принципов полёта лежит преодоление реляционной силы, силы тяжести:

G=mg, где G – сила тяжести (Н)

m - масса летящего тела (кг)

g - ускорение свободного падения ( м/с^2)

20.Подъёмная сила.

Сила, преодолевающая силу тяжести, называется подъёмной силой. В равномерном горизонтальном установившемся полёте подъёмная сила Yуравновешивает силу тяжести: Y=-G.

21.Баллистическая сила.

Сила Y выделяется силой инерции тела, летящего за счёт начальной запаса скорости или высоту, поэтому баллистический полёт называют также пассивным.

22.Ракетодинамическая сила.

Сила Y выделяется реактивной силой, возникающей в результате отбрасывания части массы летящего тела.

В соответствии с законом сохранения импульса системы при отделении от её массы с какой-либо скоростью некоторой части, возникает движение.

23.Аэростатическая сила.

Сила Y определяется архимедовой силой, равной силе тяжести вытеснённого телом воздуха.

24.Аэродинамическая сила.

Сила Y определённая реактивной силой, возникающей в результате отбрасывания части воздуха обтекающего тело при его движении, т.е. силовым воздействием воздуха на движущееся тело.

25.Сила тяги.

26.Сила тяги ЖРД.

При запуске ЖРД (жидкостные ракетные двигатели) ракетно-космической системы, стоящая на стартовой позиции, газы, вытекающие из реактивного сопла ЖРД с большой скоростью создают тягу двигателя. Для её определения используют следующее уравнение:

P = mсек Wc – f(pc-p0)

P - тяга (Н).

mсек - расход массы топлива (горючего и окислителя в течение секунды ).

Wc- скорость вытекания газа из сопла (м/с).

fc- площадь выходного отверстия (среза) сопла (м2).

pc- давление истекающего газа из сопла. (Па)

p0- давление окружающей среды.

При достижении тягой значения, равной силе тяжести, ракета отрывается от Земли, и при дальнейшем увеличении тяги, ракета начинает подъём с ускорением.

27.Весовая отдача ракетно-динамических систем.

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 = Wв*g

W – объём оболочки аппарата, наполн-го газом (м3).

в – плотность воздуха, вытесня-го дирижаблем (кг/м3)

Запишем ур-ие для силы тяжести дирижабля в виде:

G = m0g = (m(a) + W(r))g

mo – взлётая масса дирижабля.

m(a) – масса всего аппарата (вместе с топливом, газом, нап-ий оболочку, оборудованием и т.д.)

W(r) - масса заполняемого оболочку газа, имеющего плотность р газа.

Необходимая для уравновешивания силы тяжести дирижабля подъёмная сила =

Y = W(в)g = (m(a)+ W(r))g

(в-г) W=m(a)

Т.е. для того, чтобы дирижабль с массой m(a) смог совершить полёт, необходимо, чтобы г (газа) ,заполняющего оболочку, была меньше р воздуха.

Необходимый для полёта объём газа обо-и равня-ся:

W = m(a) / (в-г)

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*cos

Xa=G*sin

tg=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