Практическая аэродинамика: вопросы и ответы

• B. Угол, заключенный между плоскостью симметрии самолета и линией проведенной на крыле

• C. Прямая соединяющая переднюю и заднюю кромки крыла

• C. Отношение квадрата размаха крыла к его площади.

• A. Отношение длины корневой хорды крыла к длине концевой хорды.

• C. Угол, заключенный между САХ и вектором скорости набегающего потока.

• A. Отношение толщины профиля к хорде.

• B. Концевая часть крыла.

• C. 35.8 m

• C. Ускоренное движение самолета от начала разбега до достижения безопасной скорости V2, и высоты 10,7 м(35ft)

• B. TORA + stopway +clearway

• B. Уменьшается

• A. Отношение изменения высоты к изменению горизонтальной дистанции, выраженное в процентах.

• C. sinΘ = Dр / G или sinΘ = Vy / Vнаб.

• B. Высота полета, на которой максимальная вертикальная скорость равна 0,5м/с.

• A. tgΘ = Cх / Cy = 1/ K.

• A. L = H / tgΘ = HK;

• C. G = Y, X = P.

• A. Тяга, необходимая для выполнения горизонтального полета на данном угле атаки (данной скорости)

• B. Наивыгоднейшему углу атаки.

• A. Наивыгоднейший угол атаки.

• C. Уменьшается.

• B. Y = G · cos γ, P = X + G · sin γ.

Символ γ восстановлен редакционно вместо утраченного в PDF графического знака. Ответ B исправляет ошибочный ключ A по уравнениям установившегося набора высоты.

• A. Полет по наклонной прямой с работающими двигателями.

• B. Снижение самолета при нулевой тяге.

• A. Y = G • cosθ, X = P + G • sinθ.

• C. Криволинейный полет самолёта в горизонтальной плоскости с постоянным креном, скоростью и без скольжения.

• A. От точки старта до точки на высоте 10,7 м (35ft) относительно уровня ВПП в точке отрыва.

• A. ny = 1/cos γ или ny = Y/G.

• B. Vв= Vгп ny .

• C. P = Pгп ny .

• A. Способность самолета самостоятельно восстанавливать исходное равновесие после прекращения действия на него возмущения.

• B. Способность самолета отвечать соответствующими перемещениями в пространстве на отклонения органов управления.

• B. Расстояние от носка САХ до центра масс выраженное в процентах от длины САХ

• C. Хорда эквивалентного равновеликого по площади прямоугольного крыла, имеющего такие же аэродинамические силы и моменты, как и заданное крыло.

• A. Точка приложения прироста полной аэродинамической силы при изменении угла атаки, относительно которой момент полной аэродинамической силы не зависит от угла атаки крыла (при постоянной скорости полета).

• C. Равновесие сил и моментов вокруг поперечной оси.

• A. На сколько градусов необходимо отклонить руль высоты для балансировки самолета в прямолинейном горизонтальном установившемся полёте при сохранении нормальной перегрузки nу = 1.

• A. Достаточности располагаемого отклонения руля высоты на посадке.

• B. Способность самолета сохранить перегрузку исходного установившегося полета.

• A. Способность самолета самостоятельно восстанавливать исходную скорость полета.

• B. Прочности конструкции самолета.

• C. Устойчивость самолета в путевом и поперечном направлении.

• A. Способность самолета самостоятельно устранять появившееся скольжение.

• B. Изменение формы профилей вдоль размаха крыла

• C. Изменение угла установки профилей вдоль размаха крыла.

• B. Повышает поперечную устойчивость самолета.

• A. График зависимости Су и Сх при различных углах атаки α.

• B. Вправо.

• A. Вправо и вверх.

• C. С высоты 15 м (50 ft) над уровнем порога ВПП до полной его остановки.

• B. Отношение величины подъемной силы самолета к величине силы лобового сопротивления.

• A. Точка приложения полной аэродинамической силы крыла, лежащая на САХ.

• A. Статически устойчивым.

• B. Статически неустойчивым.

• C. Статически нейтральным.

• B. Назад.

• A. Зависимость между скоростью V, соответствующим ей углом атаки α и потребной тягой силовой установки в установившемся прямолинейном горизонтальном полете самолета на заданной высоте и с заданной массой

• A. Наивыгоднейшей скорости полета.

• B. Вниз и влево.

• B. Вправо и вниз.

• C. L = H • K.

• A. Взаимное влияние отдельных частей самолета, в результате которого изменяются характеристики обтекания.

• B. Слой воздуха, в котором скорость потока изменяется от нуля до величины, равной местной скорости потока.

• A. Сопротивления давления и трения.

• A. Складывается из профильного и индуктивного сопротивлений.

• C. Сопротивление крыла, возникающее из-за скоса потока, и возникает при обтекании крыла вследствие перетекания воздуха из области повышенного давления, образующееся под крылом, в область пониженного давления, которая расположена над крылом.

• B. Возникает из-за разности давлений перед и за крылом.

• C. Возникает из-за проявления вязкости воздуха в пограничном слое.

• A. Из условий прочности конструкции самолета.

• B. Устойчивости и управляемости самолета.

• C. Отрыв пограничного слоя, связанный с возникновением на крыле скачков уплотнения.

• A. Влияние близости земли на распределение давления по профилю крыла и скос потока.

• C. 350 kt.

• A. 0.82M.

• B. 39,800 feet.

• B. 38 knots

• B. 280 KT

• B. 0.76 MACH.

• A. 20,000 feet.

• A. 0…2g.

• A. 120 ft/min

• C. 50 ft

• A. Green dot

• B. В условиях турбулентности

• B. На удалении от аэродрома

• A. 67°.