- •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
2.3. Высотно-скоростные характеристики двигателя
Высотной характеристикой двигателя называется зависимость эффективной мощности и эффективного удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной частоте вращения вала двигателя. С подъемом на высоту изменяется температура и плотность окружающего воздуха. Это вызывает изменение мощности, развиваемой двигателем, и удельного расхода топлива.
Уменьшение плотности воздуха приводит к уменьшению расхода воздуха и, соответственно, эффективной мощности. Мощность двигателя с увеличением высоты полета уменьшается (рис. 2.5), что влияет на ограничение высоты полета самолета, уменьшение вертикальной скорости набора (Vy) и угла набора ().
Рис. 2.5. Высотная характеристика
Скоростной характеристикой двигателя называется зависимость силы тяги винта на данной высоте (Н = const) при данной частоте вращения (n = const) от скорости полета. С увеличением скорости полета углы атаки элементов лопасти винта уменьшаются, поэтому уменьшается сила тяги винта (рис. 2.6). Зависимость тяги винта от скорости полета можно определить по формуле
,
где – КПД винта ( = Nт / Nпотр, Nт – тяговая мощность, Nпотр – мощность, потребная для вращения); Nе – мощность двигателя, используемая для вращения винта (эффективная); V – скорость полета.
Рис. 2.6. Скоростная характеристика двигателя
Из формулы видно, что сила тяги обратно пропорциональна скорости.
Чтобы не возникал волновой кризис (образование местных сверхзвуковых областей на концах лопастей при больших скоростях вращения винта), между двигателем и винтом установлен редуктор, понижающий частоту вращения (на DA 40NG редукционная передача винта 1:1,69). То есть винт вращается с меньшей скоростью, чем сам двигатель.
Для равномерного вращения необходимо равенство Мкр = Мт. Если это условие будет нарушено, то вращение получится ускоренным или замедленным.
Регулятор постоянства частоты вращения обеспечивает на заданном режиме постоянство частоты вращения (n = const).
2.4. Работа лопасти винта в полете
Винт самолета характеризуется следующими геометрическими параметрами: диаметром, профилем лопасти, радиусом сечения, формой лопасти в плане, углом установки, геометрическим шагом. Профиль лопасти аналогичен профилю крыла и характеризуется теми же параметрами. Силы, действующие на элемент лопасти при вращении винта, показаны на рис. 2.7.
Рис. 2.7. Возникновение сил на лопасти воздушного винта
При работе двигателя в полете все элементы лопасти совершают сложное движение, перемещаясь поступательно со скоростью V (в направлении полета) и по окружности в плоскости вращения винта с окружной скоростью U.
Результирующая скорость элемента лопасти винта относительно воздуха представляет геометрическую сумму векторов V и U:
Окружная скорость элемента лопасти равняется U = 2 r n, где n – частота вращения; r – радиус лопасти.
Контрольный радиус лопасти винта берется на расстоянии 0,75 м от оси вращения.
Поступательная скорость всех элементов (V) равна воздушной (истинной) скорости полета самолета.
Угол между результирующей скоростью элемента лопасти винта (W) и хордой профиля элемента лопасти винта называется углом атаки элемента лопасти (см. рис. 2.7).
Угол между результирующей скоростью элемента лопасти и плоскостью вращения винта называется углом притекания струи .
Угол установки лопасти – это угол, заключенный между плоскостью вращения винта и хордой элемента лопасти.
Тяга винта определяется по формуле
где – коэффициент тяги, зависящий от формы лопасти и углов атаки элементов лопасти ( ≈ 0,25); – плотность воздуха; n – частота вращения винта; D – диаметр винта.
Для обеспечения наивыгоднейших аэродинамических условий работы всех элементов лопасти винта угол наклона их делается переменным, т. е. лопасть имеет геометрическую крутку; наибольший угол наклона имеет сечения у корня, наименьший – на конце лопасти. Геометрический шаг винта – это расстояние, на которое продвинулся бы винт вдоль своей оси в твердой среде. Зная угол наклона и радиус сечения, легко определить геометрический шаг сечения:
H = 2 r tg,
где r – радиус лопасти; – угол установки лопасти.
Винт mt-Propeller MTV-6-R/190-69 переменного шага. У винтов переменного шага геометрический шаг изменяется вдоль длины лопасти. Эти винты имеют больший КПД, так как все элементы винта работают с одним и тем же углом атаки.
Кинематическими характеристиками воздушного винта называются параметры, характеризующие механическое движение винта: частота вращения, поступь, скольжение, относительная поступь (рис. 2.8).
В полете каждое сечение лопасти, вращаясь вокруг продольной оси винта, одновременно продвигается вперед со скоростью полета самолета.
Рис. 2.8. Движение элемента лопасти винта: 1 – след сечения лопасти; 2 – плоскость вращения
Шагом винта H называется расстояние, проходимое винтом поступательно за один полный оборот в жесткой среде (как если бы винт вращался в твердом теле):
H = 2πrtgφ,
где r – радиус лопасти, φ – угол установки лопасти.
Поступью винта Н называется истинное расстояние, пройденное воздушным винтом поступательно за один полный оборот в воздухе или действительным шагом (так как возникает проскальзывание за счет малой плотности воздуха). Она может быть определена по формуле
где V – скорость полета; n – частота вращения винта.
Чем больше скорость при данной частоте вращения, тем больше поступь; чем больше частота вращения при данной скорости, тем меньше поступь; при скорости равной нулю, поступь винта равна нулю.
Скольжением винта S называется разность между шагом и поступью:
S = H – Hq.