- •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
Вдали от земли
Вблизи от земли
Рис. 1.6. Распределение вихрей вдали от земли и вблизи земли
При движении самолета вблизи поверхности земли часть вихрей не может перетекать через концевые сечения крыла с нижней поверхности на верхнюю, это увеличивает перепад давления под и над крылом, что приводит к росту подъемной силы самолета.
При движении самолета вблизи земли скос потока, вызванный крылом, уменьшается. Индуктивное сопротивление, которое пропорционально величине скоса, также уменьшается (рис. 1.7). Уменьшение индуктивного сопротивления и увеличение подъемной силы приводят к увеличению максимального качества на 2–3 единицы.
Рис. 1.7. Влияние близости земли на аэродинамические характеристики
Влияние экрана земли зависит от расстояния между крылом самолета и земной поверхностью, и величина прироста коэффициента подъемной силы оценивается в зависимости от отношения расстояния от задней кромки средней аэродинамической хорды до земли к ее величине ().
При взлете после отрыва самолета от ВПП в процессе набора высоты исчезает влияние экрана земли, увеличивается лобовое сопротивление, подъемная сила падает, возможна просадка самолета.
Влияние работы воздушного винта. В наборе высоты и при работе двигателя на номинальном режиме коэффициент подъемной силы по сравнению со снижением увеличивается приблизительно на 26–28 %, качество увеличивается за счет обдувки крыла винтом. Поляра самолета и зависимость с учетом обдувки изменяют положение в системе координат (рис. 1.8).
Рис. 1.8. Влияние работы винта на аэродинамические характеристики
Увеличение и уменьшение подъемной силы крыла за счет обдувки необходимо учитывать при изменении режима работы силовой установки, особенно после пролета препятствий на взлете, при уходе на второй круг, перед приземлением самолета. Пилот не должен допускать резкой уборки режима, так как это может привести к просадке самолета, столкновению с препятствиями, грубому приземлению. Критический угол атаки при увеличении режима двигателя незначительно уменьшается из-за больших скоростей обтекания.
1.4. Вертикальные законцовки крыла и стабилизатора
Законцовки крыла (иначе концевые крылышки или винглеты, от англ. winglet «крылышко») – небольшие дополнительные элементы на концах крыла самолета в виде крылышек или плоских шайб (рис. 1.9). Законцовки крыла служат для увеличения эффективного размаха крыла, снижая индуктивное сопротивление.
Рис. 1.9. Общий вид законцовок крыла и стабилизатора
При обтекании крыла воздушным потоком образуется разность давлений под крылом и над ним. Под действием этой разности воздух начинает перетекать через концевые сечения крыла из области большего давления (из-под крыла) в область меньшего давления, то есть на крыло. При движении крыла в воздухе образуются так называемые вихревые жгуты (рис. 1.10). Они представляют собой вращающуюся массу воздуха. Вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз. В результате скоса потока возникает индуктивное сопротивление – это дополнительное сопротивление крыла, вызванное наклоном вектора скорости.
Рис. 1.10. Влияние винглет на величину концевого вихря
С увеличением коэффициента подъемной силы или угла атаки увеличивается скос потока и индуктивное сопротивление. Увеличивая удлинение крыла, можно уменьшить величину индуктивного сопротивления.
Также для уменьшения индуктивного сопротивления крыла при перетекании потока через концы полукрыльев на законцовках крыла могут устанавливаться небольшие крылышки (винглеты) – своеобразные аэродинамические гребни.
Благодаря установке винглет на законцовках крыла и стабилизатора улучшаются следующие характеристики самолета:
– уменьшается индуктивное сопротивление;
– увеличивается угол набора;
– улучшаются характеристики набора высоты;
– увеличивается аэродинамическое качество;
– уменьшается потребный режим двигателя в крейсерском полете (до 3–4 %);
– улучшается топливная экономичность самолета и увеличивается дальность полета. В крейсерском полете километровый расход топлива уменьшается до 5–6 %, соответственно примерно на ту же дальность (в процентах) можно перевезти больше груза.
Законцовки имеют и ряд недостатков:
– дополнительный вес конструкции;
– несколько ухудшается боковая устойчивость, что приводит к дополнительным ограничениям бокового ветра, особенно на посадке;
– усложняется технология изготовления;
– увеличивается стоимость конструкции.