Продольная статическая устойчивость самолета по скорости

Для обеспечения продольной статической устойчивости по скорости необходимо, чтобы при увеличении скорости (например, в результате кратковременного встречного порыва) возникало увеличение подъемной силы, за счет которого самолет переходит в набор высоты (рис. 7.5). При этом в наборе высоты появляется составляющая силы тяжести Gsinq_н, которая тормозит самолет и возвращает его к исходной скорости полета.

Рис. 7.5. Продольная статическая устойчивость по скорости

Обязательным условием для обеспечения устойчивости самолета по скорости является расположение фокуса самолета за центром масс. Критерием устойчивости самолета по скорости является соотношение:

Значит, для устойчивого по скорости самолета приращение скорости всегда должно сопровождаться приращением подъемной силы.

Продольная управляемость самолета

Продольной управляемостью называется способность самолета изменять угол атаки при отклонении руля высоты.

Продольная управляемость самолета должна удовлетворять следующим основным требованиям:

– руль высоты должен быть достаточно эффективным, т. е. при отклонении руля на 1° самолет должен повернуться на определенный угол;

– самолет должен быстро, без запаздывания реагировать на отклонение руля;

– усилия на органах управления должны быть небольшими и не выходить за установленные пределы.

Критериями продольной управляемости являются:

–  – эффективность руля высоты показывает, на какой угол необходимо отклонить ручку управления самолетом, чтобы изменить перегрузку на единицу (рис. 7.6, а);

– – тяжесть продольного управления показывает, какое усилие необходимо приложить к ручке управления самолетом, чтобы изменить перегрузку на единицу (рис. 7.6, б).

Рис. 7.6. Критерии продольной управляемости

Характеристиками продольной управляемости служат балансировочные кривые: d_в = f (V) и P_в = f (V) (рис. 7.7).

Рис. 7.7. Зависимость положения руля высоты и усилия
на ручке управления самолетом от скорости

Основные эксплуатационные факторы, влияющие на продольную управляемость самолета:

– центровка самолета: излишне передняя центровка увеличивает устойчивость, но затрудняет продольную управляемость, то есть возрастают усилия, прикладываемые к ручке управления самолетом;

– скорость полета: при увеличении скорости полета эффективность продольного управления и тяжесть управления увеличиваются;

– высота полета: с увеличением высоты полета продольная управляемость ухудшается вследствие уменьшения плотности воздуха.

7.5. Общие сведения, связанные с загрузкой
и центровкой самолета DA 40NG

Центp тяжести или центр масс (CG) – воображаемая точка, в которой, по предположению, сосредоточена масса самолета, принятая для расчета веса и центровки. Расстояние от этой точки до базовой плоскости равно плечу момента центpа тяжести.

Плечо момента центра тяжести – плечо момента, полученное делением суммы отдельных моментов самолета на его общую массу.

Пределы центра тяжести – диапазон положений центра тяжести, в пределах которого должна осуществляться эксплуатация самолета при определенной массе.

Базовая плоскость (DP или БП) – это плоскость, перпендикулярная продольной оси самолета, расположенная в передней части самолета по направлению его полета (рис. 7.8).

Рис. 7.8. Расположение базовой плоскости на схеме самолета

Продольная ось самолета параллельна верхней поверхности клина с соотношением сторон 600:31, размещенного на хвостовой части фюзеляжа перед килем. Когда верхняя поверхность клина расположена горизонтально, базовая плоскость вертикальна. Базовая плоскость расположена на расстоянии 2,194 м (86,38 дюйма) спереди от крайней передней точки корневой нервюры крыла.

Масса пустого самолета – масса самолета, включающая неиспользуемый остаток топлива, все рабочие жидкости и максимальное количество масла.

Максимальная взлетная масса – максимальная допустимая масса для взлета.

Максимальная посадочная масса – наибольшая масса для посадки при максимальной скорости снижения. Данная скорость используется при прочностных расчетах для определения нагрузок на шасси в условиях особо жесткой посадки.

Плечо момента – горизонтальное расстояние от базовой плоскости до центpа тяжести элемента.

Момент – произведение массы элемента на его плечо момента.

Расходуемое топливо – количество топлива для планирования полета.

Неиспользуемый (невырабатываемый) остаток топлива – количество топлива в баке, которое невозможно использовать для полета.

Полезная нагрузка – разность взлетной массы и массы пустого самолета.

Ограничения по массам

Минимальная полетная масса, кг                                                                          940

Максимальная взлетная масса, кг                                                                       1280

Максимальная масса без топлива, кг                                                        1200

Максимальная посадочная масса, кг                                                        1280

Максимальная загрузка багажного отсека (между задними креслами

и шпангоутом крепления багажного отсека), кг                                           30

Максимальная загрузка удлиненного багажного отсека

(если он установлен), кг                                                                                5

Максимальная загрузка короткого дополнительного багажного отсека, кг               15

Общая максимальная загрузка багажного отсека в кабине

и дополнительного багажного отсека, кг                                                  45

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Превышение указанных максимальных значений массы ведет к перегрузке самолета и ухудшению его пилотажных и летных характеристик.

Примечания.

1. Масса топлива, расходуемая на рулении, равна 4 кг.

2. Превышение максимальной допустимой взлетной массы при отрыве запрещается.

3. Максимальная посадочная масса – 1280 кг.

4. Проведение проверки после жесткой посадки требуется только после фактической жесткой посадки вне зависимости от фактической посадочной массы.

Основные величины плеч моментов относительно базовой плоскости:

– передние кресла: 2,30 м (90,6 дюйма);

– задние кресла: 3,25 м (128,0 дюймов);

– крыльевой топливный бак (стандартный топливный бак и увеличенной емкости): 2,63 м (103,5 дюйма);

– багаж в стандартном отсеке: 3,65 м (143,7 дюйма);

– багаж в удлиненном багажном отсеке: 4,32 м (170,1 дюйма);

– багаж в коротком дополнительном багажном отсеке (по рекомендации OAM 40-331): 3,97 м (156,3 дюйма);

– багаж в дополнительном багажном отсеке (по рекомендации OAM 40-164):

– передняя часть: 3,89 м (153,1 дюйма)$

– задняя часть: 4,54 м (178,7 дюйма).

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Превышение пределов центровки ведет к ухудшению управляемости и устойчивости самолета.

7.6. Протокол взвешивания и определения центровки

Масса пустого самолета и соответствующая центровка перед поставкой самолета эксплуатанту вносятся в Протокол взвешивания и определения центровки (первые записи). Все изменения конфигурации установленного постоянного оборудования, все случаи ремонта самолета, влияющие на массу или центровку пустого самолета, должны регистрироваться в данном Протоколе.

Для расчета полетной массы и соответствующей центровки (или момента) необходимо всегда пользоваться текущими значениями массы пустого самолета и соответствующей центровки (или момента), указанными в Протоколе взвешивания и определения центровки.

Состояние самолета для определения массы пустого самолета:

– набор оборудования в соответствии с Перечнем установленного оборудования (форма Перечня приведена в разделе 6.5 РЛЭ самолета DA 40NG);

– с тормозной жидкостью, смазочными материалами (1,0 л / 1,06 кварты), охлаждающей жидкостью (7,5 л / 7,93 кварты), маслом редуктора (2,1 л / 2,22 кварты), маслом двигателя (7,0 л / 7,4 кварты), а также невырабатываемым остатком топлива (2,0 ам. галл / около 7,6 л).

⇐ Предыдущая13141516171819202122Следующая ⇒

Поделиться: