- •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
3. Характеристики горизонтального полета самолета da 40ng
3.1. Общие сведения о горизонтальном полете
Под установившимся горизонтальным полетом самолета понимается движение, параметры которого не изменяются с течением времени (рис. 3.1).
Рис. 3.1. Обеспечение горизонтального полета
Для осуществления горизонтального полета необходимо, чтобы
Используя данные формулы, можно определить скорость, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета:
Величина потребной скорости VГП зависит от полетной массы самолета, величины (определяемой углом атаки α) и плотности воздуха.
Величина потребной тяги РГП зависит от массы самолета, аэродинамического качества, угла атаки и положения закрылков (может изменяться при обледенении самолета).
Потребная мощность горизонтального полета зависит от массы самолета, угла атаки, положения закрылков и плотности воздуха (зависящей от высоты полета самолета, температуры воздуха и атмосферного давления).
РУД двигателя устанавливается в зависимости от режима полета (высоты, скорости, массы). Рекомендованное значение мощности составляет 65–70 %. Необходимо балансировать самолет по всем каналам, в процессе полета контролировать параметры двигателя и систем.
3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ характерных скоростей
Кривые потребных и располагаемых мощностей позволяют определить основные летные характеристики самолета. Эти кривые строятся для различных полетных масс самолета, высот полета и конфигураций (NГП = PГП VГП).
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 .
Рис. 3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей самолета
На рис. 3.2 показаны кривые потребных и располагаемых мощностей для следующих условий:
– режим двигателя MAX: N = 124 кВт (165 л.с.) при 2300 об/мин, МСА;
– масса 1280 кг;
– крен = 0;
– закрылки з = 0;
– высота Н = 0.
По данным кривым потребных и располагаемых мощностей можно определить следующее.
1. Значения скорости и мощности, потребных для горизонтального полета, значения располагаемой мощности и запаса мощности (∆N = Nр – NГП) на этой скорости для любого выбранного угла атаки.
2. Максимальную скорость горизонтального полета (Vmax), 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 (Vy) максимальные.
4. Экономическую скорость (Vэк), 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 VS1), при которой сохраняется управляемость самолета с убранными и выпущенными закрылками (см. таблицу). Эта скорость соответствует критическому углу атаки.