- •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
5.3. Участки набора высоты
Набор высоты можно разделить на три участка.
1. Участок начального набора высоты после взлета до высоты начала уборки механизации (Н = 100-120 м).
2. Участок начального набора высоты от начала уборки механизации до высоты круга (Н = 300-400 м).
3. Участок набора высоты от высоты круга до заданной высоты эшелона.
Участок начального набора высоты после взлета до высоты Н = 400 м производится при следующих условиях:
– РУД двигателя в положении MAX;
– закрылки Т/О;
– скорость в наборе: при массе до 1280 кг – 72 узла.
Номограммы РЛЭ позволяют определить скороподъемность самолета для различных условий взлета. На рис. 5.8 показан пример расчета вертикальной скорости для следующих условий:
– барометрическая высота аэродрома равна 2000 футов;
– температура наружного воздуха составляет +15 С;
– полетная масса – 1050 кг.
Da 40ng – характеристики при наборе высоты – начальный участок набора высоты при взлете
Рис. 5.8. Расчет вертикальной скорости на начальном этапе набора высоты до Н = 400 м
На данном рисунке стрелками показан порядок определения вертикальной скорости, согласно этому ключу получаем Vy = 4,4 м/с.
Градиент набора высоты определяется по формуле
Результаты расчета показывают, что градиент набора высоты достаточно большой и обеспечит преодоление препятствий по курсу взлета.
Набор высоты эшелона. На этом этапе закрылки должны быть убраны, режим работы двигателя 92 %, скорость не менее 88 узлов.
Скороподъемность самолета при наборе высоты эшелона также определяется по номограммам (РЛЭ). Ниже на рис. 5.9 представлен пример расчета для условий:
– барометрическая высота аэродрома равна 4000 футов;
– температура наружного воздуха составляет +15С;
– полетная масса – 1050 кг.
Da 40ng – характеристики при наборе высоты – крейсерский набор высоты
Рис. 5.9. Расчет вертикальной скорости при наборе высоты эшелона
Скороподъемность определяется тем же способом, что и в предыдущем случае (по стрелкам на рис. 5.9). В результате получаем: при заданных условиях Vy = 4,44 м/с.
Градиент набора высоты составляет:
При эксплуатации без обтекателей колес надо принять уменьшение воздушной (истинной) скорости на 4 % при всех установках мощности.
5.4. Установившееся снижение
Установившееся снижение – это движение самолета вниз по наклонной траектории с постоянным углом и скоростью.
Для снижения с постоянным углом необходимо, чтобы Yа = G1 = G cosсн (рис. 5.10). Для выполнения снижения с постоянной скоростью необходимо соблюдать условие: при положительной тяге Xа = Pсн + G2 = Pсн + G sinсн.
Рис. 5.10. Схема сил на снижении самолета
Скорость снижения практически равна скорости горизонтального полета и зависит от полетной массы самолета, угла атаки и плотности воздуха.
Скорость потребная для снижения определяется по формуле
.
Если снижение происходит с положительной тягой, то G2 = Xа – Pсн, а G1 = Yа, поэтому угол снижения определяется по следующей формуле:
Вертикальная скорость определяется по формуле Vy сн= V sinсн. Так как углы снижения небольшие, то
Отсюда можно вычислить вертикальную скорость снижения:
При возможном отказе двигателя (тяга равна нулю) угол планирования зависит только от аэродинамического качества: чем больше качество, тем меньше угол планирования, и наоборот . Минимальный угол планирования будет достигнут на наивыгоднейшей скорости, при которой аэродинамическое качество максимальное.
Вертикальная скорость планирования – это высота, которую теряет самолет в единицу времени при планировании.
Дальность планирования (Lпл = H K) – это расстояние, проходимое самолетом относительно земли при планировании с заданной высоты.
При планировании увеличение угла атаки или уменьшение его от нв вызывает уменьшение аэродинамического качества и увеличение угла снижения.
При выпуске закрылков, а также при обледенении самолета аэродинамическое качество уменьшается, угол снижения самолета увеличивается, а дальность снижения уменьшается.
На дальность снижения (планирования) влияет ветер. При попутном ветре дальность снижения увеличивается, а при встречном ветре дальность уменьшается на величину U t, т.е.
Lсн = H K ± Ut.
где U – скорость ветра (берется со своим знаком, «+» или «–»); t – время снижения.
На дальность снижения при ветре влияет величина массы самолета. Самолет с большей полетной массой при том же угле атаки имеет большую скорость, большую вертикальную скорость снижения, но время снижения меньше, а значит, и меньший снос самолета ветром.
Следовательно, самолет с большей полетной массой при встречном ветре имеет большую дальность снижения, а при попутном ветре меньшую, чем самолет с меньшей полетной массой, так как снос самолета ветром (U t) меньше.