- •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
5. Набор высоты и снижение самолета da 40ng
5.1. Общие сведения о наборе высоты
Набор высоты осуществляется от высоты круга до высоты заданного эшелона полета по маршруту, а также при начальном наборе высоты взлета: от высоты 15м (50 ft) до высоты круга (H = 400 м). Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты, изображена на рис. 5.1.
Рис. 5.1. Схема сил в наборе высоты самолета
В соответствии с данной схемой сила тяжести самолета раскладывается на две составляющие: G1 = G cos наб и G2 = G sin наб, где наб – угол набора высоты (угол между вектором скорости и горизонтальной плоскостью).
Для установившегося набора высоты уравнения движения самолета запишутся в виде:
– при выполнении полета с постоянным углом набора:
Yа = G1 = G cos наб;
– при выполнении набора высоты с постоянной скоростью:
P = Xа + G2 = Xа + G sin наб.
Скорость набора высоты определяется по формуле
.
Так как углы набора составляют не более 5–10, то сos наб примерно равен 1, и, следовательно, Vнаб ~ VГП.
Из равенства определяем, что тяга PГП уравновешивает силу лобового сопротивления, а P – составляющую силы веса G2, т. е. , откуда угол набора высоты .
Максимальный угол набора соответствует полету на экономической скорости, так как здесь максимальный избыток тяги (рис. 5.2).
Рис. 5.2. Поляра вертикальных скоростей для набора высоты
Вертикальная скорость набора определяется по формуле
Максимальная вертикальная скорость набора может быть получена при наборе высоты на скорости, на которой произведение (ΔΡV)max максимальное (рис. 5.3).
Для DA 40NG теоретический потолок самолета равен 6500 м, а практический – 6200 м.
Рис. 5.3. Кривая скороподъемности самолета
Мощность, потребная при наборе высоты, определяется по формуле Nнаб = Nгп + N.
Учитывая, что а получим .
Из этого выражения определяется вертикальная скорость набора высоты
5.2. Влияние эксплуатационных факторов на характеристики набора высоты
Зависимость наб и Vy от угла атаки. Максимальный угол набора высоты имеет место на эк. При увеличении угла атаки от эк, а также при его уменьшении избыток тяги и угол набора высоты уменьшаются.
Зависимость наб и Vy от полетной массы самолета. При уменьшении массы самолета потребные тяга и мощность для горизонтального полета уменьшаются, а избытки тяги и мощности увеличиваются. Следовательно, самолет, имеющий меньшую полетную массу, при том же угле атаки имеет большую вертикальную скорость и угол набора высоты (рис. 5.4).
Рис. 5.4. Влияние массы самолета на поляру вертикальных скоростей для набора
Зависимость наб и Vy от высоты. С поднятием на высоту при любом угле атаки избытки мощности и тяги уменьшаются, вследствие чего вертикальная скорость и угол набора также уменьшаются. Но в процессе набора высоты полетная масса самолета уменьшается вследствие выработки топлива. Благодаря этому несколько задерживается уменьшение избытка тяги и угла набора с поднятием на высоту.
Влияние температуры наружного воздуха. При изменении температуры наружного воздуха изменяется плотность воздуха, а следовательно, располагаемая тяга и мощность двигателя: с увеличением температуры они понижаются, а с понижением температуры растут. Это приводит к уменьшению угла набора высоты и вертикальной скорости с ростом температуры и их увеличению с уменьшением температуры.
Влияние режима работы двигателя. Изменение режима работы двигателя вызывает изменение избытков тяги и мощности, а следовательно, угла наклона траектории и вертикальной скорости (рис. 5.5).
Влияние ветра. Самолет движется относительно земли с путевой скоростью
Vпут = V cosнаб W.
В результате при попутном ветре путевая скорость увеличивается, а при встречном – уменьшается. При встречном ветре угол набора увеличивается, а при попутном – уменьшается. Вертикальная скорость практически не меняется (рис. 5.6).
Рис. 5.5. Влияние режима двигателя на поляру вертикальных скоростей набора
Рис. 5.6. Влияние ветра на характеристики набора высоты
Зависимость наб и Vy от вида шасси. Величины вертикальной скорости и угла набора высоты самолета зависят также и от вида шасси (рис. 5.7). Если шасси без обтекателей (версия «Тундра»), то аэродинамическое качество самолета уменьшается на 0,3–0,5, потребная тяга и мощность для горизонтального полета увеличиваются, избыток тяги и мощности уменьшаются, а следовательно, угол набора и вертикальная скорость уменьшаются. Неубираемое шасси на самолете DA 40NG дает уменьшение вертикальной скорости примерно на 0,6 м/с.
Рис. 5.7. Влияние вида шасси на поляру набора высоты: 1 – шасси без обтекателей; 2 – шасси с обтекателями.