1 . Геометрические и аэродинамические характеристики самолета da 42 Twin Star

1.1. Особенности конструктивно-аэродинамической схемы самолета

Самолет DA 42 Twin Star компании Diamond – это высокотехнологичный и высокоэкономичный аппарат. Впервые макет нового двухмоторного самолета DA 42 Twin Star был представлен на международной авиационно-космической выставке в Берлине, где удивил всех эффективной аэродинамикой и высоким эксплуатационным ресурсом.

Планер самолета изготовлен из пластика, армированного углеволокном для большей прочности и легкости, что соответствует новым правилам, принятым Европейским ведомством авиационной безопасности. Элероны, рули высоты и направления, а также крыльевые закрылки выполнены из углеволокна и стекловолокна с применением многослойной технологии. Лопасти деревянно-композитные, повышенной прочности за счет покрытия из пластика и стальной кромки с нержавеющим покрытием.

Кресла, дополнительно усиленные кевларом, позволяют выдерживать нагрузку 26 g.

Самолет оборудован двумя винтовыми двигателями Centurion 1.7(2.0) (четырехцилиндровый двигатель прямого впрыска, жидкостного охлаждения с турбоохладителем и редукционной передачей винта 1:1,69). Каждый двигатель работает как на авиационном керосине, так и на дизельном топливе и развивает мощность 135 л. с. при 2300 об/мин. Цифровой электронный регулятор автоматически контролирует режимы работы двигателя, количество оборотов в минуту также регулируется автоматически. Два трехлопастных винта MTV-6 изменяемого шага оснащены системой поддержания постоянных оборотов и автоматическим флюгированием воздушного винта на случай, если двигатель откажет при более 1100 оборотов винта в минуту.

На самолете установлено ультрасовременное авиационное электронное оборудование Garmin 1000, кабина экипажа оборудована встроенными дисплеями.

Основные летно-технические характеристики самолета

Максимальная взлетная масса, кг 1785,0

Запас топлива, л:

– основные баки 2  98,4 = 196,8

– дополнительные баки 2  52 = 104,0

Мощность двигателя, л.с. 135,0

Взлетная дистанция (при m = 1785 кг), м 700,0

Длина разбега (при m = 1785 кг), м 420,0

Посадочная дистанция (при m = 1700 кг), м 570,0

Пробег (при m = 1700 кг), м 320,0

Скороподъемность на уровне моря (при m = 1785 кг), м/с 6–8

Крейсерская скорость (при мощности 60 % на высоте 3000 м), км/ч (узлов) 311,0 (168,0)

Расход топлива, л/ч 29,6

Дальность полета (при мощности 60 %), км:

– со стандартным баком 1912,0

– с дополнительным баком 2677,0

Максимальная высота полета, м 5486,0

Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-низкоплана имеет следующие особенности:

1. При нижнем расположении крыла сказывается влияние экрана земли.

2. На крыле расположены двигатели, это занимает полезную площадь крыла, что снижает аэродинамическое качество.

3. Обдувка крыла винтами улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета.

4. Низкорасположенное крыло принимает на себя вместе с нижней частью фюзеляжа основной удар при аварийной посадке самолета на землю.

5. При посадке на воду самолет дольше удерживается на поверхности воды.

6. Шасси небольшой высоты, более прочное, легкое, что упрощает кинематику уборки и выпуска шасси.

7. Удобство при техническом обслуживании двигателя.

8. Законцовки крыла и горизонтального оперения (винглеты) служат для увеличения эффективного размаха крыла (оперения), снижая индуктивное сопротивление, увеличивая подъемную силу и улучшая аэродинамическое качество.