Тема 5. Характеристики горизонтального полета (гп) самолета da 40.

Кривые потребных и располагаемых мощностей. Летные характеристики ГП самолета DA 40.

Первый и второй режимы горизонтального полета.

Общие сведения

Под установившимся движением самолета подразумевается движение, параметры которого не изменяются с течением времени (рис. 5.1).

Рис. 5.1. Условия горизонтального полета

Для осуществления горизонтального полета необходимо, чтобы

, .

Скорость, тяга и мощность, потребные для горизонтального полета, определяются по формулам:

,

Величина потребной скорости V_ГП зависит от полетной массы самолета, величины c_y (угла атаки, степени обдувки крыла винтом, обледенения самолета) и плотности воздуха.

Величина потребной тяги Р_ГП зависит от массы самолета, аэродинамического качества, угла атаки, положения закрылков, шасси и обледенения самолета.

При _кр = 21 коэффициент подъемной силы максимальный (c_y max = 1,62), а скорость горизонтального полета – минимальная.

Потребная мощность для горизонтального полета зависит от массы самолета, угла атаки, положения закрылков, шасси, степени обдувки крыла винтом, обледенения самолета и плотности воздуха (высоты полета самолета, температуры воздуха и атмосферного давления).

В зависимости от режима полета (высоты, скорости, массы) пилот устанавливает РУД по необходимости. Рекомендованное значение мощности составляет 70 %. Необходимо балансировать самолет по всем каналам по обстоятельствам, в процессе полета контролировать параметры двигателя и систем. Запрещено превышать разницу топлива в левом и правом полукрыльях 18,9 л. Ниже представлены параметры горизонтального полета для разных скоростей и высот (табл. 3.1).

3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ скоростей

Кривые потребных и располагаемых мощностей позволяют определить основные летные характеристики самолета. Эти кривые строятся для различных полетных масс самолета, высот полета и конфигураций (N_ГП = P_ГП  V_ГП).

Кривая потребной мощности выражает зависимость мощности, потребной для горизонтального полета, от скорости полета.

Кривая располагаемой мощности выражает зависимость располагаемой мощности силовой установки самолета от скорости полета ( ).

На рис. 5.2 показаны кривые потребных и располагаемых мощностей для следующих условий:

– режим двигателей MAX: N = 124 кВт (165 л.с.) при 2300 об/мин, МСА;

– масса 1280 кг;

– крен  = 0;

– закрылки  = 0;

– высота Н = 0.

По кривым потребных и располагаемых мощностей можно определить:

1. Значения скорости и мощности, потребных для горизонтального полета, значения располагаемой мощности и запаса мощности (∆N = N_р – N_ГП) на этой скорости для любого выбранного угла атаки.

2. Максимальную скорость горизонтального полета (V_max), которая определяется правой точкой пересечения кривых потребных и располагаемых мощностей.

3. Наивыгоднейшую скорость горизонтального полета самолета, для определения которой необходимо провести касательную из начала координат к кривой потребной мощности. На этой скорости запас мощности и вертикальная скорость набора высоты (V_y) максимальные.

Рис. 5.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей самолета

4. Экономическую скорость (V_эк), для определения которой необходимо провести касательную к кривой потребной мощности параллельно оси абсцисс. На этой скорости мощность, потребная для горизонтального полета, минимальная, избыток тяги максимальный и часовой расход топлива минимальный.

Экономическая скорость является границей между первым и вторым режимами полета.

5. Минимальную скорость горизонтального полета (скорость сваливания, V_S 1), при которой сохраняется управляемость самолета с убранными и выпущенными закрылками (табл. 3.2). Эта скорость соответствует критическому углу атаки.