- •Оглавление
- •1. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолета da 40ng 98
- •Введение
- •1. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- •1.1. Основные геометрические и летно-технические характеристики самолета da 40ng
- •Основные геометрические характеристики самолета
- •Приборные скорости самолета
- •Основные летно-технические характеристики самолета
- •Скорости сваливания
- •Эксплуатационные скорости
- •1.2. Основные аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- •1.3. Факторы, влияющие на аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- •Вдали от земли
- •Вблизи от земли
- •1.4. Вертикальные законцовки крыла и стабилизатора
- •2. Силовая установка самолета da 40ng. Работа винта
- •2.1. Общие сведения
- •Ограничения по частоте вращения вала двигателя (по частоте вращения воздушного винта)
- •Мощность двигателя
- •2.2. Система управления воздушным винтом. Принцип работы
- •2.3. Высотно-скоростные характеристики двигателя
- •2.4. Работа лопасти винта в полете
- •2.5. Режимы работы винта
- •3. Характеристики горизонтального полета самолета da 40ng
- •3.1. Общие сведения о горизонтальном полете
- •3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ характерных скоростей
- •Зависимость скорости сваливания vs от полетной массы и угла крена
- •3.3. Первый и второй режимы полета. Особенности пилотирования самолета на больших углах атаки
- •3.4. Влияние высоты и массы на летные характеристики da 40ng
- •Da 40ng – крейсерский полет (истинная воздушная скорость)
- •Истинная воздушная скорость [узл.]
- •3.5. Дальность и продолжительность горизонтального полета самолета da 40ng
- •Da 40ng — расход топлива
- •Нагрузка, %
- •4. Взлет самолета da 40ng
- •4.1. Особенности взлета самолета da 40ng
- •4.2. Основные взлетные характеристики самолета
- •Примерные значения коэффициента трения качения
- •4.3. Факторы, влияющие на скорость отрыва и длину разбега
- •4.4. Взлет самолета da 40ng с боковым и попутным ветром
- •Направление полета
- •Боковая составляющая ветра
- •4.5. Порядок расчета взлетных характеристик самолета da 40ng по номограммам рлэ
- •4.6. Ошибки при выполнении взлета
- •5. Набор высоты и снижение самолета da 40ng
- •5.1. Общие сведения о наборе высоты
- •5.2. Влияние эксплуатационных факторов на характеристики набора высоты
- •5.3. Участки набора высоты
- •Da 40ng – характеристики при наборе высоты – начальный участок набора высоты при взлете
- •Da 40ng – характеристики при наборе высоты – крейсерский набор высоты
- •5.4. Установившееся снижение
- •5.5. Поляра вертикальных скоростей на снижении (планировании)
- •5.6. Особенности снижения самолета da 40ng
- •5.7. Особенности выполнения аварийного (экстренного) снижения
- •6. Заход на посадку и посадка самолета da 40ng
- •6.1. Выполнение захода на посадку и посадка самолета da 40ng
- •6.2. Участки посадки самолета
- •6.3. Основные посадочные характеристики
- •Посадочные характеристики самолета da 40ng
- •6.4. Факторы, влияющие на посадочные характеристики
- •6.7. Посадка da 40ng при боковом ветре
- •6.8. Ошибки при выполнении посадки
- •7. Продольное равновесие, устойчивость и управляемость самолета da 40ng. Расчет центровки
- •7.1. Продольное равновесие самолета
- •7.2. Продольная устойчивость самолета по перегрузке (углу атаки)
- •7.3. Продольная статическая устойчивость самолета по скорости
- •7.4. Продольная управляемость самолета
- •7.5. Общие сведения, связанные с загрузкой и центровкой самолета da 40ng
- •Ограничения по массам
- •7.6. Протокол взвешивания и определения центровки
- •7.7. Принцип расчета центровки самолета da 40ng
- •Расчет варианта загрузки и центровки
- •8. Боковое равновесие, устойчивость и управляемость самолета da 40ng
- •8.1. Путевое равновесие самолета
- •8.2. Поперечное равновесие самолета
- •8.3. Путевая устойчивость самолета
- •8.4. Поперечная устойчивость самолета
- •8.5. Путевая и поперечная управляемость самолета
- •9. Особенности пилотирования самолета da 40ng при отказе двигателя
- •9.1. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на различных этапах полета
- •9.2. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на взлете
- •9.3. Отказ двигателя в наборе высоты и в горизонтальном полете
- •10. Особые условия полета самолета da 40ng
- •10.1. Особенности полета самолета в условиях обледенения
- •10.2. Особенности полета самолета в турбулентной атмосфере
- •10.3. Полет самолета в условиях сдвига ветра
- •10.4. Сваливание и штопор самолета
- •Тесты по практической аэродинамике самолета da 40ng
- •1. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- •2. Силовая установка самолета da 40ng. Работа винта
- •3. Характеристики горизонтального полета самолета da 40ng
- •4. Взлет самолета da 40ng
- •5. Набор высоты и снижение самолета da 40ng
- •6. Заход на посадку и посадка самолета
- •7. Продольное равновесие, устойчивость и управляемость самолета da 40 ng. Расчет центровки
- •8. Боковое равновесие, устойчивость и управляемость самолета
- •9. Особенности пилотирования самолета da 40ng при отказе двигателя
- •10. Особые условия полета самолета da 40ng
- •Библиографический список
4.2. Основные взлетные характеристики самолета
Взлет самолета характеризуется скоростью отрыва, длиной разбега и длиной взлетной дистанции.
При разбеге на самолет действуют подъемная сила (Yа), сила лобового сопротивления (Xа), сила тяжести самолета (G), сила тяги силовой установки (P), сила реакции ВПП (N = G – Yа) и сила трения (Fтр) (рис. 4.2).
Рис. 4.2. Схема сил, действующих на самолет на разбеге
Сила трения определяется величиной силы реакции ВПП и коэффициентом трения (f): Fтр= f (G – Yа). Величина коэффициента трения зависит от состояния ВПП (см. таблица).
Примерные значения коэффициента трения качения
Поверхность |
Коэффициент трения качения |
Поверхность |
Коэффициент трения качения |
Бетонированная полоса |
0,03–0,04 |
Сырой вязкий грунт |
0,25–0,35 |
Твердый травяной грунт |
0,05–0,06 |
Ледяная полоса |
0,03–0,05 |
Мягкий травяной грунт |
0,07–0,08 |
Укатанный снег |
0,08–0,15 |
Мягкий песчаный грунт |
0,12–0,30 |
Рыхлый мокрый снег |
0,30 |
В процессе увеличения скорости на разбеге величина сил, действующих на самолет, изменяется следующим образом:
– подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются;
– сила трения колес уменьшается;
– сила тяги силовой установки уменьшается, вследствие чего уменьшается избыток силы тяги: P = P – (X + Fтр) (см. рис. 4.2).
Скорость отрыва определяется по формуле
.
Как видно, скорость отрыва самолета зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха (высоты и температуры аэродрома взлета) и коэффициента подъемной силы с учетом обдувки крыла винтом.
При увеличении температуры или уменьшении атмосферного давления плотность воздуха уменьшается, и воздушная (истинная) скорость отрыва увеличивается. Отрыв самолета на одном и том же угле атаки с заданной взлетной массой происходит на одной и той же приборной скорости, так как стандартная плотность остается величиной постоянной.
Длиной разбега называется расстояние от начала движения самолета до момента отрыва:
Из формулы видно, что длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением самолета , при большей скорости отрыва и меньшем ускорении длина разбега будет больше.
4.3. Факторы, влияющие на скорость отрыва и длину разбега
Влияние различных эксплуатационных факторов на величину разбега можно установить при анализе взлетных характеристик DA 40NG по номограммам РЛЭ.
Взлетная масса самолета. При увеличении взлетной массы длина разбега увеличивается:
– во-первых, при взлете с большей массой увеличивается скорость отрыва;
– во-вторых, уменьшается ускорение самолета.
Ветер. При взлете со встречным ветром величина путевой скорости отрыва снижается на величину скорости ветра, вследствие чего уменьшается длина разбега и наоборот.
Наклон ВПП. При взлете с ВПП, имеющей угол наклона, сила веса самолета раскладывается на две составляющие. Одна из них равна G·sinн и направлена параллельно плоскости ВПП. Если самолет взлетает под уклон, то к силе тяги силовой установки добавляется эта составляющая силы веса, самолет приобретает большее ускорение и имеет меньшую длину разбега и наоборот. Наличие восходящего уклона величиной 2 % (2 м на 100 м или 2 фута на 100 футов) ведет к увеличению дистанции взлета приблизительно на 10 %.
Угол атаки самолета. Угол атаки при отрыве должен быть 8–9°. Если отрыв самолета производится при меньшем угле атаки самолета, то коэффициент будет меньшим, а скорость отрыва и длина разбега возрастают.
Плотность воздуха. При меньшей плотности воздуха (высокая температура, низкое давление, высокогорный аэродром) длина разбега больше. Это объясняется следующим:
– во-первых, при отрыве самолета на одном и том же угле атаки при меньшей плотности воздуха истинная скорость отрыва будет больше (приборная скорость не меняется);
– во-вторых, самолет имеет меньшее ускорение вследствие уменьшения избытка тяги, вызванного уменьшением располагаемой тяги силовой установки.
Расчеты показывают, что увеличение температуры выше стандартной на +10 С увеличивает длину разбега самолета примерно на 30 м, а взлетную дистанцию – на 90 м. Повышение высоты аэродрома при неизменной температуре на 100 м увеличивает длину разбега примерно на 15 м.
Состояние ВПП. На длину разбега оказывает влияние состояние грунта: чем он мягче, тем больше деформируется под колесами самолета, что ведет к увеличению коэффициента трения качения.
Взлет с ВПП при пониженном коэффициенте сцепления. Если при взлете с мокрой и скользкой ВПП удержать самолет на тормозах на взлетной тяге невозможно, рекомендуется на режиме двигателя малого газа или промежуточном режиме в процессе разбега довести мощность двигателя до взлетного режима (2300 об/мин). Режим следует увеличивать синхронно для предотвращения разворота самолета.
Необходимо помнить, что выдержать направление в начале разбега трудно, так как руль направления ввиду малой скорости неэффективен, также как и подтормаживание основного колеса. В процессе разбега надо своевременно устранять уклонение самолета от оси ВПП, скорость VR и Vотр выдерживать расчетными. При этом длина разбега увеличивается примерно на 5–15 %.