Zasady Lotu
Zasady Lotu - Test Wiedzy
Sprawdź swoją wiedzę na temat aerodynamiki i zasad lotu w naszym quizie! Zostań ekspertem w tej dziedzinie i przetestuj swoje umiejętności na 43 pytaniach wielokrotnego wyboru. Dowiedz się więcej o takich pojęciach jak liczba Reynoldsa, współczynnik siły nośnej, czy kąt natarcia.
Quiz obejmuje następujące tematy:
- Współczynniki aerodynamiczne
- Przepływy powietrza
- Stabilność i kontrola samolotu
- Wykorzystanie klap i innych urządzeń aerodynamicznych
Liczba Reynoldsa wyraża stosunek
Sił powierzchniowych do sił masowych
Sił masowych do sił bezwładności
Sił masowych do sił lepkości
Sił bezwładności do sił tarcia wewnętrznego
Płat nośny w przepływie podkrytycznym o liczbie Macha 0.6 będzie miał przy tym samym kącie natarcia współczynnik siły nośnej (skorzystać z reguły Prandtla Glaureta)
Większy o 21% niż w przepływie nieściśliwym
Większy o 36% niż w przepływie nieściśliwym
Mniejszy o 25% niż w przepływie nieściśliwym
Większy o 25% niż w przepływie nieściśliwym
Wychylenie klapy powoduje
Wzrost momentu pochylającego skrzydła
Nie wpływa na wartość maksymalnego współczynnika siły nośnej skrzydła
Zmniejszenie momentu pochylającego skrzydła
Nie wpływa na moment pochylający skrzydła
Ciężar samolotu Q 32000N gęstość ro 1.0 kg*m^-3 Cz_max. 2.0 powierzchnia nośna 20m^2. Prędkość przeciągnięcia wynosi w przybliżeniu:
40 m/s
25 m/s
20 m/s
30 m/s
Przesunięcie środka ciężkości do tyłu (samolot w układzie klasycznym) powoduje
Zwiększenia zapasu stateczności statycznej)
Zwiększenie gradientu sił na sterach względem prędkosci lotu
Zmniejszenie gradientu sił na sterach względem prędkości lotu
Zmniejszenie sterowności samolotu
Prędkość Va to predkosc:
Przeciagniecia w konfiguracji do ladowania
Lotu w warunkach turbulencji
Manewrowa ( brutalnego sterowania)
Rotacji
Maksymalny dopuszczalny współczynnik obciążenia (n) dla samolotów kategorii użytkowej wynosi:
2,5
3,8
4,4
6,0
Środek aerodynamiczny profilu lotniczego:
To punkt względem którego moment pochylający profilu jest stały
To punkt do którego przyłożony jest wektor reakcji aerodynamicznej profilu
To punkt położony zawsze w 25% cięciwy profilu
To punkt w którym skupiona jest siła ciężkości profilu
Wysunięcie podwozia powoduje (samolot w układzie klasycznym)
Zmniejszenie całkowitej siły oporu samolotu
Pojawienie się niestateczności spiralnej
Zwiększenie prędkości przeciągnięcia
Zmniejszenie zapotrzebowania na siłę nośną wytwarzaną na skrzydle
Skrzydło prostokątne typowo ma następującą charakterystykę przeciągnięcia:
Przeciągnięcie zaczyna się od nasady skrzydła I rozwija w stronę końcówek
Przeciągniecie rozwija się równomiernie na całej rozpiętości skrzydła
Przeciągniecie zaczyna się od końcówek I rozwija się w stronę nasady skrzydła
Nie ma możliwości pełnego przeciągnięcia skrzydła
Głębokie przeciągnięcie to:
Przeciągniecie całego płata nośnego
Przeciągnięcie w manewrze wyrwania (współczynnik obciążenia n>1)
Zasłonięcie statecznika poziomego przez przeciągnięty płat nośny
Przeciągnięcie w locie odwróconym
Klapy Fowlera powodują:
Zwiększenie współczynnika obciążenia skrzydłą
Wzrost krytycznego kąta natarcia skrzydła
Zmniejszenie nachylenia charakterystyki Cz(alfa)
Zwiększenie powierzchni nośnej skrzydła
Które z poniższych zdań jest prawdzie (dla samolotu w układzie klasycznym):
Zapas stateczności samolotu mierzony jest jako odległość środka ciężkości do środka aerodynamicznego skrzydła
Jeżeli środek ciężkości samolotu znajduje się za środkiem aerodynamicznym skrzydła to samolot jest zawsze niestateczny statycznie
Jeżeli środek ciężkości znajduje się w środku neutralnym, to samolot jest stateczny obojętnie
Środek neutralny ma stałe położenie niezależnie od konfiguracji, załadowania I prędkości lotu samolotu
Które ze zdań nt. Oporu indukowanego jest prawdziwe:
Wzrost kąta indukowanego powoduje zmniejszenie oporu indukowanego
Wzrost prędkości lotu powoduje zmniejszenie oporu indukowanego
Zwiększenie wydłużenia skrzydła powoduje zwiększenie oporu indukowanego
Skrzydło o obrysie eliptycznym wytwarza największy opór indukowany.
Lecąc z prędkością mniejszą od prędkości odpowiadającej minimalnej mocy potrzebnej:
Zaburzenie prędkości lotu powoduje samoczynny powrót samolotu do stanu ustalonego
Zaburzenie prędkości lotu powoduje niestateczność poprzeczną samolotu
Wzrost prędkości lotu może doprowadzić do przeciągnięcia dynamicznego
Zaburzenie prędkości lotu powoduje dalszy wzrost tego zaburzenia
Skos skrzydła powoduje
Zwiększenie krytycznej liczby Macha I zwiększenie stateczność bocznej
Zwiększenie krytycznej liczby Macha I zmniejszenie stateczności bocznej
Zmniejszenie krytycznej liczby Macha I zwiększenie stateczności bocznej
Zmniejszenie krytycznej liczby Macha I zmniejszenie stateczności bocznej
Opór aerodynamiczny ciała umieszczonego w strumieniu powietrza zależy między innymi od:
Prędkości tego strumienia
Masy ciała
środka ciężkości ciała
danej masy ciała
Biegunowa profilu jest graficznym przedstawieniem zależności:
TAS I prędkości przeciągnięcia
Kąta natarcia I współczynnik siły nośnej
współczynnika oporu I kąta natarcia
współczynnika siły nośnej I współczynnika oporu
Jeżeli samolot leci tuż nad ziemią (wpływ ziemi):
Siła nośna wzrasta a opór maleje
efektywny kąt natarcia maleje
Indukowany kąt natarcia wzrasta
Opór I siła nośna maleje
Przebieg współczynnika siły nośnej (Cz) dla profilu płasko-wypukłego wraz ze zmianą kąta natarcia (alfa) jest następujący:
W całym zakresie Cz rośnie wraz ze wzrostem alfa
Cz spada po przekroczeniu alfa=0
W zakresie małych kątów natarcia Cz liniowo narasta, a po przekroczeniu krytycznego kąta natarcia Cz spada
Cz=0 dla krytycznego kąta natarcia, a gdy alfa rośnie Cz przyjmuje wartość ustaloną
Jak zmieni się charakterystyka śmigła, jeżeli zostanie dodana do niego dodatkowa łopata?
wzrost hałasu
Mniej mocy może być „wydobyte” ze śmigłą
Większą prędkość końcówek śmigła
Spada sprawność śmigła
Jakie urządzenia zwiększając krytyczny kąt natarcia?
Klapy
Spoilery
Hamulce aerodynamiczne zamontowane na kadłubie
Sloty
Prędkość normalnego użytkowania (VNO) to prędkość:
Maksymalna, z jaką może być użytkowany samolot
która można przekraczać tylko w spokojnym powietrzu z zachowaniem szczególnej ostrożności
Poniżej której można wychylać stery w pełnym zakresie
Maksymalna dla lotu na wychylonych klapach.
Podczas wyprowadzania z korkociągu:
Należy wychylić klapy, by przywrócić siłę nośną na obu skrzydłach
Należy zatrzymać obroty lotkami a następnie ściągnąć drążek
Ster kierunku powinien być maksymalnie wychylony, aż do momentu doprowadzenia samolotu do lotu poziomego
Ster kierunku wychylić przeciwnie do kierunku obrotów, a drążek odepchnąć od siebie.
W poziomym locie prostoliniowym, z siłą nośną statecznika poziomego skierowaną w górą, środek parcia w stosunku do środka ciężkości umiejscowiony jest:
Z przodu
Z tyłu
W tym samym punkcie
W położeniu 50% SAC
Kąt natarcia to:
Kąt zawarty pomiędzy cięciwą profilu, a wektorem prędkości samolotu
Kąt zawarty między cięciwą a kierunkiem strug napływającego powietrza
Kąt zawarty pomiędzy cięciwą profilu, a kierunkiem lotu
Kulka zakrętomierza wskazuje:
Kąt odchylenia do wybranego kierunku
Wyślizgi I prędkość kątową zakręty
Ześlizgi I wyślizgi
Kąt przechylenia samolotu.
Największą doskonałość podczas lotu ślizgowego w powietrzu spokojnym ma samolot lecący z prędkością
Minimalna
Ekonomiczna
Optymalna
Największe naprężenia styczne w warstwie przyściennej panują:
Na wysokości odpowiadającej grubości straty wydadku
Na granicy warstwy przyściennej
Na wysokości odpowiadającej grubości straty pędu
Na ściance
Środek aerodynamiczny profilu to punkt względem którego:
Przyłożona jest wypadkowa siła aerodynamiczna
Punkt położony na cięciwie w ¼ jej długości licząc od noska
Moment pochylający jest zawsze równy zero
Moment pochylający jest stały w szerokim zakresie kątów natarcia.
Krytyczna liczba Macha lotu to taka
Przy której przed opływanym ciałem tworzy się fala uderzeniowa
Która jest zawsze równa 1
przy której prędkość przepływy na powierzchni ciała osiąga wartość lokalnej prędkości dźwięku
przy której prędkość przepływu na powierzchni ciała osiąga wartość prędkości dźwięku w punkcie spiętrzenia
Przesunięcie środka ciężkości do tyłu (samolot w układzie klasycznym) powoduje:
Zwiększenie zapasu stateczności statycznej
zwiększenie gradientu sił na sterach względem prędkości lotu
Zmniejszenie gradientu sił na sterach względem prędkości lotu
Zmniejszenie sterowności samolotu.
W przepływie ściśliwym izentropowym przy wzroście prędkości:
Spada prędkość krytyczna
Wzrasta temperatura spiętrzenia
Wzrasta ciśnienie statyczne
Spada ciśnienie statyczne
Umieszczenie statecznika pionowego poniżej środka ciężkości samolotu(układ klasyczny-usterzenie na ogonie) powoduje:
Zmniejszenie stateczności kierunkowej samolotu
Zapobiega pojawieniu się holendrowania
Zwiększenie stateczności poprzeczno-kierunkowej samolotu
Zmniejszenie stateczności poprzeczno-kierunkowej samolotu
Skrzydło prostokątne, bez zwichrzenia typowo ma następującą charakterystykę przeciągnięcia:
Przeciągniecie zaczyna się od nasady skrzydła I rozwija w stronę końcówek
nie ma możliwości pełnego przeciągnięcia skrzydła
Przeciągniecie rozwija się równomiernie na całej rozpiętości skrzydła
Przeciągnięcie zaczyna się od końcówek I rozwija w stronę nasady skrzydła
Na skośnym płacie prostokątnym niezwichrzonym aerodynamicznie I geometrycznie
oderwanie rozpocznie się jednocześnie na wzdłuż całej rozpiętości
Oderwanie pojawi się najpierw w zewnętrznej części płata
Oderwanie pojawi się najpierw w wewnętrznej części płata
rozpocznie się od samej końcówki płata
W warstwie przyściennej dominują siły
Tarcia wewnętrznego
Bezwladnosci
Napięcia powierzchniowego
Masowe
W punkcie oderwania warstwy przyściennej naprezenia styczne na sciance
Sa rowne zero
Osiagaja wartości maksymalne dla warstwy turbulentnej
Osiagaja wartości maksymalne dla warstwy laminarnej
Osiagaja wartość maksymalna
Srodek parcia profilu lotniczego to punkt
Do którego przylozony jest wektor reakcji aerodynamicznej profilu
W którym jest siła ciężkości profilu
Polozony zawsze w 25% cięciwy profilu
Względem którego moment pochylający profilu jest stały
Sonda Prandtla pozwala na pomiar:
Tylko ciśnienie statycznego
Ciśnienia całkowitego I ciśnienia spiętrzenia
Ciśnienia spiętrzenia statycznego spiętrzenia I dynamicznego
Tylko ciśnienia spiętrzenia
Liczba Reynoldsa wyraża stosunek
Sił powierzchniowych do sił masowych
Sił masowych do sił bezwładności
Sił masowych do sił lepkości
Sił bezwładności do sił tarcia wewnętrznego
Płat nośny w przepływie podkrytycznym o liczbie Macha 0,6 będzie miał przy tym samym kącie natarcia współczynnik siły nośnej ( skorzystać z reguły Prandtla-Gauerta)
Większy o 21% niż w przepływie nieściśliwym
większy o 36% niż w przepływie nieściśliwym
Mniejszy o 25% niż w przepływie nieściśliwym
Większy o 25% niż w przepływie nieściśliwym
Na płacie trapezowym wydłużeniu niezwichrzonym aerodynamicznie I geometrycznie
Oderwanie rozpocznie się jednocześnie na wzdłuż całej rozpiętości,
Rozpocznie się od samej końcówki płata
Oderwanie pojawi się najpierw w zewnętrznej części płata
Oderwanie pojawi się najpierw w wewnętrznej części płata
{"name":"Zasady Lotu", "url":"https://www.quiz-maker.com/QPREVIEW","txt":"Sprawdź swoją wiedzę na temat aerodynamiki i zasad lotu w naszym quizie! Zostań ekspertem w tej dziedzinie i przetestuj swoje umiejętności na 43 pytaniach wielokrotnego wyboru. Dowiedz się więcej o takich pojęciach jak liczba Reynoldsa, współczynnik siły nośnej, czy kąt natarcia.Quiz obejmuje następujące tematy:Współczynniki aerodynamicznePrzepływy powietrzaStabilność i kontrola samolotuWykorzystanie klap i innych urządzeń aerodynamicznych","img":"https:/images/course5.png"}