|
Архитектура Аудит Военная наука Иностранные языки Медицина Металлургия Метрология Образование Политология Производство Психология Стандартизация Технологии |
|
|
Архитектура Аудит Военная наука Иностранные языки Медицина Металлургия Метрология Образование Политология Производство Психология Стандартизация Технологии |
Основные геометрические характеристики самолетаСтр 1 из 28Следующая ⇒
МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ «УЛЬЯНОВСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА
Учебное пособие
Рекомендовано Ульяновск 2016 УДК 629.7.015.3(075.8) ББК О53–082.022–011я7 П 69
Практическая аэродинамика самолета DA 40NG : учеб. пособие / сост. Е. Н. Коврижных, А. Н. Мирошин, Б. Н. Рознин. – Ульяновск : УИ ГА, 2016. – 107 с.
ISBN 978-5-7514-0244-0
Представлены аэродинамические и летные характеристики самолета DA 40NG, даны необходимые теоретические сведения по вопросам эксплуатации самолета в ожидаемых условиях и сложных ситуациях в полете; сведения об устойчивости и управляемости самолета; даны конкретные рекомендации по выполнению отдельных элементов полета и их теоретическое обоснование. Разработано в соответствии с Федеральным государственным образовательным стандартом и рабочей программой учебной дисциплины «Практическая аэродинамика самолета DA 40NG». Предназначено для курсантов и студентов заочной формы обучения специализации «Организация летной работы» и профиля подготовки «Летная эксплуатация гражданских воздушных судов», а также для слушателей АУЦ, проходящих подготовку на данный тип воздушного судна.
ISBN 978-5-7514-0244-0
ОГЛАВЛЕНИЕ Введение........................................................................................................................................... 5 1. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолета DA 40NG....... 7 1.1. Основные геометрические и летно-технические характеристики 1.2. Основные аэродинамические характеристики самолета DA 40NG........................... 10 1.3. Факторы, влияющие на аэродинамические характеристики самолета DA 40NG.... 11 1.4. Вертикальные законцовки крыла и стабилизатора...................................................... 15 2. Силовая установка самолета DA 40NG. Работа винта.......................................................... 17 2.1. Общие сведения............................................................................................................... 17 2.2. Система управления воздушным винтом. Принцип работы...................................... 18 2.3. Высотно-скоростные характеристики двигателя......................................................... 21 2.4. Работа лопасти винта в полете....................................................................................... 22 2.5. Режимы работы винта..................................................................................................... 24 3. Характеристики горизонтального полета самолета DA 40NG............................................. 27 3.1. Общие сведения о горизонтальном полете................................................................... 27 3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ характерных скоростей. 27 3.3. Первый и второй режимы полета. Особенности пилотирования самолета 3.4. Влияние высоты и массы на летные характеристики DA 40NG................................ 31 3.5. Дальность и продолжительность горизонтального полета самолета DA 40NG....... 34 4. Взлет самолета DA 40NG.......................................................................................................... 37 4.1. Особенности взлета самолета DA 40NG....................................................................... 37 4.2. Основные взлетные характеристики самолета............................................................. 39 4.3. Факторы, влияющие на скорость отрыва и длину разбега.......................................... 40 4.4. Взлет самолета DA 40NG с боковым и попутным ветром.......................................... 41 4.5. Порядок расчета взлетных характеристик самолета DA 40NG 4.6. Ошибки при выполнении взлета................................................................................... 45 5. Набор высоты и снижение самолета DA 40NG..................................................................... 47 5.1. Общие сведения о наборе высоты.................................................................................. 47 5.2. Влияние эксплуатационных факторов на характеристики набора высоты.............. 49 5.3. Участки набора высоты................................................................................................... 51 5.4. Установившееся снижение............................................................................................. 53 5.5. Поляра вертикальных скоростей на снижении (планировании)................................ 54 5.6. Особенности снижения самолета DA 40NG................................................................. 55 5.7. Особенности выполнения аварийного (экстренного) снижения............................... 56 6. Заход на посадку и посадка самолета DA 40NG.................................................................... 58 6.1. Выполнение захода на посадку и посадка самолета DA 40NG.................................. 58 6.2. Участки посадки самолета.............................................................................................. 59 6.3. Основные посадочные характеристики........................................................................ 60 6.4. Факторы, влияющие на посадочные характеристики.................................................. 61 6.5. Определение посадочных характеристик..................................................................... 63 6.6. Уход на второй круг........................................................................................................ 64 6.7. Посадка DA 40NG при боковом ветре.......................................................................... 65 6.8. Ошибки при выполнении посадки................................................................................ 67 7. Продольное равновесие, устойчивость и управляемость самолета DA 40NG. 7.1. Продольное равновесие самолета.................................................................................. 69 7.2. Продольная устойчивость самолета по перегрузке (углу атаки)................................ 69 7.3. Продольная статическая устойчивость самолета по скорости.................................... 71 7.4. Продольная управляемость самолета............................................................................. 72 7.5. Общие сведения, связанные с загрузкой и центровкой самолета DA 40NG............ 73 7.6. Протокол взвешивания и определения центровки...................................................... 75 7.7. Принцип расчета центровки самолета DA 40NG........................................................ 75 8. Боковое равновесие, устойчивость и управляемость самолета DA 40NG.......................... 77 8.1. Путевое равновесие самолета......................................................................................... 77 8.2. Поперечное равновесие самолета.................................................................................. 77 8.3. Путевая устойчивость самолета..................................................................................... 78 8.4. Поперечная устойчивость самолета............................................................................... 79 8.5. Путевая и поперечная управляемость самолета........................................................... 80 9. Особенности пилотирования самолета DA 40NG при отказе двигателя............................ 81 9.1. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя 9.2. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на взлете..................... 82 9.3. Отказ двигателя в наборе высоты и в горизонтальном полете................................... 83 10. Особые условия полета самолета DA 40NG......................................................................... 84 10.1. Особенности полета самолета в условиях обледенения............................................ 84 10.2. Особенности полета самолета в турбулентной атмосфере........................................ 86 10.3. Полет самолета в условиях сдвига ветра..................................................................... 88 10.4. Сваливание и штопор самолета.................................................................................... 90 Тесты по практической аэродинамике самолета DA 40NG...................................................... 92 Библиографический список........................................................................................................ 106 ВВЕДЕНИЕ Самолет Diamond DA 40NG – зарубежного производства, поэтому на шкалах приборов, на номограммах в РЛЭ применяются единицы измерения параметров, принятые в англоязычных странах (см. таблицу). В настоящем пособии величины скорости и высоты полета выражены в неметрических единицах измерения, для остальных величин в основном приняты единицы измерения в системе СИ.
Отличаются также и аббревиатуры, принятые для обозначения скоростей, поэтому рекомендуется внимательно ознакомиться с представленным ниже списком. CAS – земная индикаторная скорость. Приборная скорость с учетом поправки на погрешность установки и инструментальную погрешность. Земная индикаторная скорость равна истинной воздушной скорости в стандартных атмосферных условиях (международная стандартная атмосфера, ISA) на среднем уровне моря. IAS – приборная скорость по указателю воздушной скорости. KCAS – земная индикаторная скорость в узлах. KIAS – приборная скорость в узлах. TAS – истинная (воздушная) скорость. Скорость самолета относительно воздуха. Истинная (воздушная) скорость определяется как индикаторная скорость с учетом поправок на высоту и температуру воздуха. V 0 – расчетная маневренная скорость. После превышения этой скорости запрещается полное или резкое перемещение рулевых поверхностей. V FE – максимальная скорость полета с выпущенными закрылками. Запрещается превышение данной скорости при определенном положении закрылков. V NE – непревышаемая скорость в спокойном воздухе. Превышение данной скорости запрещается вне зависимости от обстоятельств. V NO – максимальная конструкционная крейсерская скорость. Превышение данной скорости допускается только в спокойном воздухе, при соблюдении должных мер предосторожности. VS – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в определенной конфигурации. VS 0 – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в посадочной конфигурации. Vх – скорость для набора высоты с максимальным углом. Vy – скорость для набора высоты с максимальной скороподъемностью. Режимы работы двигателя: Положение закрылков: IDLE – малый газ, T/O – взлет, MAX – взлетный (максимальный) LDG – посадка, NOM – номинальный. UP – убрано.
ВВ – воздушный винт РУС – ручка управления самолетом 1. ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ 1.1. Основные геометрические и летно-технические Самолет DA 40NG компании Diamond – это высокотехнологичный и высокоэкономичный летательный аппарат. Планер самолета (рис. 1.1) изготовлен из пластика, армированного углеволокном для большей прочности и легкости, что соответствует новым правилам, принятым Европейским ведомством авиационной безопасности (EASA). Элероны, рули высоты и направления, а также закрылки крыла выполнены из углеволокна и стекловолокна с применением многослойной технологии. Лопасти винта – деревянно-композитные, повышенной прочности за счет покрытия из пластика и стальной кромки с нержавеющим покрытием.
Рис. 1.1. Схема самолета в трех проекциях Приборные скорости самолета
Скорости сваливания
Эксплуатационные скорости
Самолет DA 40NG является самолетом-низкопланом. Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-низкоплана имеет следующие особенности. 1. При нижнем расположении крыла сказывается влияние экрана земли. 2. Обдувка крыла винтом улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета. 3. Низкорасположенное крыло принимает на себя вместе с нижней частью фюзеляжа основной удар при аварийной посадке самолета на землю. 4. При посадке на воду самолет дольше удерживается на поверхности воды. 5. Шасси самолета модификации «Тундра» обеспечивает взлет и посадку с грунтового аэродрома. 6. Удобство при техническом обслуживании двигателя. 1.2. Основные аэродинамические характеристики Известно, что подъемная сила на самолете (97–98 %) в основном создается крылом, а сопротивление, создаваемое крылом, составляет 52–53 %, поэтому особое внимание должно уделяться кривым зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки Данные аэродинамические характеристики самолета DA 40NG
Рис. 1.2. Аэродинамические характеристики самолета DA 40NG На представленных аэродинамических зависимостях можно определить (приблизительно) следующие характерные углы атаки: – a0 = 1° – угол атаки нулевой подъемной силы, зависит от компоновки самолета, углов установки крыла, стабилизатора, положения механизации, типа профилей. На этом угле атаки коэффициент – aнв = 8° – наивыгоднейший угол атаки; на этом угле аэродинамическое качество максимальное (Kmax = 9,4). Наивыгоднейшему углу атаки соответствует скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью; – aтр = 18° – угол начала тряски. Это угол, при котором нарушается плавность обтекания крыла. Наличие вихрей на верхней поверхности крыла замедляет рост – aсигнал = 16–17° – угол срабатывания сигнализации, предупреждающий пилота о приближении самолета к скорости сваливания (на самолете установлен сигнализатор, выдающий непрерывный звуковой сигнал в кабине). Если пилот не обратит внимания на сигнализацию и тряску самолета и продолжит увеличивать угол атаки, то самолет выйдет на критический угол атаки и произойдет сваливание. Скорость сваливания теоретически определяется по формуле
на практике – по результатам летных испытаний в процессе торможения самолета в горизонтальном полете при единичной перегрузке. Скорость сваливания будет соответствовать скорости, при которой самолет начинает совершать колебательные или апериодические движения относительно любой оси самолета с угловыми скоростями 0,1 рад/с; – aкр = 21° – критический угол атаки, при котором вся верхняя поверхность крыла охвачена срывом потока, самолет теряет устойчивость и управляемость. Критическому углу атаки соответствует максимальный коэффициент подъемной силы (примерно 1.3. Факторы, влияющие на аэродинамические Влияние выпуска закрылков. На самолете применяются щелевые закрылки, которые отклоняются на углы dз = 20° ± 2° (Т/О – взлет) и dз = 42° ± 1° (LDG – посадка) и предназначены для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета (рис. 1.3). На взлете закрылки отклоняются в положение Т/О (взлет). Если при убранных закрылках пилот выведет самолет на большие углы атаки, произойдет срыв потока из-за большого положительного градиента давления по хорде крыла, и самолет может свалиться (рис. 1.4, а). При выпущенных закрылках обеспечивается равномерное распределение давления по поверхности крыла и плавное обтекание потоком воздуха (рис. 1.4, б).
Рис. 1.3. Расположение на крыле: При выпуске закрылков центр давления смещается назад, что наряду с ростом подъемной силы
А б Рис. 1.4. Работа крыла с убранными (а) и выпущенными (б) закрылками При выпуске закрылков в посадочное положение аэродинамические характеристики изменяются следующим образом (рис. 1.5): – aкр уменьшается в основном за счет увеличения кривизны профиля при выпуске закрылков; – a0 уменьшается, так как полученную за счет выпуска закрылков подъемную силу можно уменьшить до нуля переводом самолета на меньшие углы атаки; – – Если – Kmax уменьшается, так как при выпуске закрылков лобовое сопротивление растет больше, чем подъемная сила.
Рис. 1.5. Влияние закрылков на аэродинамические характеристики Влияние близости земли. В процессе выравнивания и выдерживания при отклоненных закрылках сказывается влияние экрана земли, что выражается в образовании воздушной подушки под крылом (рис. 1.6).
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 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
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. 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. Общие сведения Для уравновешивания силы лобового сопротивления, получения необходимой скорости на самолете используется винтовая силовая установка: двигатель Austro Engine E4-A (АЕ 300) (объемом 2 л) с трехлопастным винтом mt-Propeller MTV-6-R/190-69. Для уменьшения температуры головок цилиндров применяется жидкостное охлаждение. Двигатель Austro Engine E4-A – четырехцилиндровый двигатель прямого впрыска, жидкостного охлаждения с турбоохладителем и редукционной передачей винта 1:1,69 – на редукторе понижения оборотов. Двигатель работает как на авиационном керосине, так и на дизельном топливе и развивает мощность 123,5 кВт (165,6 л.с.) при частоте вращения 2300 об/мин. Цифровой электронный регулятор автоматически контролирует режимы работы двигателя, количество оборотов в минуту также регулируется автоматически. Трехлопастной воздушный винт mt-Propeller MTV-6-R/190-69 с гидравлической системой регулировки шага оснащен системой поддержания постоянной частоты вращения. Изготовитель двигателя – Austro Engine, модель двигателя – E4-A. Ограничения по частоте вращения вала двигателя Максимальная частота вращения во взлетном режиме, об/мин 2300 (в течение не более 5 мин) Номинальная частота вращения, об/мин 2100 Заброс частоты вращения, об/мин 2500 об/мин (в течение не более 20 с) Мощность двигателя Максимальная взлетная мощность 100 % (123,5 кВт, 165 л.с.) (до 5 мин) Номинальная мощность 92 % (114 кВт, 152,8 л.с.) при 2100 об/мин в условиях стандартной атмосферы (СА) Допускается максимальная частота вращения 2500 об/мин в течение до 20 с. РУД выставляется в процентах. На 8–10 % нагрузки осуществляется имитация отказа двигателя при учебных полетах. В крейсерском полете РУД находится в положении 65–70 %. Часовой расход топлива на двигатель при РУД = 50 % составляет 16,6 л/ч. Работа воздушного винта основана практически на тех же законах аэродинамики, что и работа крыла. Винт должен развивать достаточную тягу в различных условиях полета, работать с наибольшей полезной отдачей мощности, не создавать волнового кризиса, обладать геометрической и весовой симметрией, быть достаточно прочным при небольшой массе, обеспечивать простоту в эксплуатации и ремонте. Воздушный винт самолета DA 40NG имеет три лопасти, изготовленные из дерева, имеющие покрытие из стеклопластика и отделочное покрытие из акрилового лака (рис. 2.1).
Рис. 2.1. Конструктивная схема воздушного винта DA 40NG Внешняя часть передней кромки лопастей защищена от эрозии оковкой из нержавеющей стали, приклеенной к лопасти. Внутренняя часть передней кромки лопасти защищена эластичной самоклеящейся лентой из полиуретана. Винт статически и динамически уравновешен. Направление вращения винта – правое. А б Рис. 2.2. Работа центробежных сил лопастей (а) и противовесов (б) В полете, в зависимости от установки мощности, шаг воздушного винта регулируется таким образом, что обеспечивается поддержание заданной частоты вращения (рис. 2.3).
Рис. 2.3. Зависимость частоты вращения воздушного винта от режима работы двигателя Минимальный удельный расход топлива соответствует нагрузке 60–75 %, что соответствует частоте вращения (2000 ± 50) об/мин и равен 198–199 г/кВт×ч или 149 г/л.с. × ч. Углы установки лопастей воздушного винта при 0,75R (0,75R – контрольное сечение лопасти): 1. Малый шаг – 14,5° ± 0,2°: – обеспечивает наименьшее сопротивление, что облегчает запуск и устойчивость режима работы двигателя на малом газе (IDLE); – при пробеге обеспечивает создание небольшой отрицательной тяги при РУД = 0 % и способствует уменьшению длины пробега. 2. Рабочее положение (большой шаг) – до 35° ± 1°.
Работа воздушного винта (рис. 2.4) оказывает существенное влияние на полет самолета. При полете на малых углах атаки (до a ≈ 2–3°) ось вращения винта почти совпадает с направлением вектора скорости полета и направлением тяги винта (обдувка симметричная). За счет увеличения местной скорости обтекания частей самолета на величину скорости струи, отбрасываемой винтом назад, пропорционально увеличиваются подъемная сила и сила лобового сопротивления, в результате чего аэродинамическое качество самолета почти не изменяется. Рис. 2.4. Принципиальная схема управления воздушным винтом При полете на больших углах атаки крыла и малых скоростях полета вектор воздушной скорости не будет перпендикулярен плоскости вращения винта (косая обдувка). При косой обдувке вектор силы тяги винта (Pист) раскладывается на две составляющие: – горизонтальную составляющую (Px), обеспечивающую движение самолета; – вертикальную составляющую (Py), действующую в направлении подъемной силы крыла и увеличивающую ее. Таким образом, в полете на углах атаки более 3–4° аэродинамические характеристики самолета улучшаются за счет увеличения подъемной силы крыла на величину вертикальной составляющей силы тяги. Влияние Py на увеличение аэродинамического качества самолета тем больше, чем больше угол атаки (меньше скорость полета) и выше режим работы двигателя. 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 h – КПД винта (h = 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). 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 = 2p 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 a (см. рис. 2.7). Угол между результирующей скоростью элемента лопасти и плоскостью вращения винта называется углом притекания струи b. Угол установки лопасти j – это угол, заключенный между плоскостью вращения винта и хордой элемента лопасти. Тяга винта определяется по формуле
где 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 = 2p r tgj, где r – радиус лопасти; j – 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: 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. Режимы работы винта При обтекании лопасти потоком каждый элемент аналогично элементу крыла создает полную аэродинамическую силу, которую удобно разложить на составляющие – силу тяги (Рв) и силу сопротивления вращения (Хвр). Сила Хвр создает момент сопротивления вращению, на преодоление которого должен быть затрачен вращающий момент двигателя. Таким образом, сила Хвр является «вредной» (направлена против вращения), а сила Рв, идущая на преодоление лобового сопротивления самолета, – полезной. Рассмотрим характерные режимы работы элемента лопасти винта (рис. 2.9). 1. Режим работы на месте. При работе на месте V = 0, Н (поступь) = 0, тяга P максимальна, угол атаки a максимален и равен углу установки лопасти j. Сила тяги на элементе лопасти будет максимальной, так как угол атаки максимален.
1 2 3 4 5 6 Рис. 2.9. Режимы работы винта: 3. Режим нулевой тяги. При увеличении поступательной скорости V – скорости полета – уменьшается угол атаки элемента лопасти и полная аэродинамическая сила (она разворачивается к плоскости вращения, и ее составляющая Р уменьшается, становясь равной нулю). Элемент лопасти работает с небольшим отрицательным углом атаки (–0,5...–1°). 4. Режим отрицательной тяги (режим торможения). При дальнейшем увеличении поступательной скорости V угол атаки элемента лопасти еще более уменьшается. Полная аэродинамическая сила будет направлена в сторону, обратную полету, отрицательная тяга небольшая. Угол атаки отрицателен и сила тяги на элементе лопасти будет также отрицательной. 5. Режим авторотации. При увеличении скорости полета V полная аэродинамическая сила будет направлена против полета. Сила сопротивления вращению элемента лопасти в этом случае равна нулю. Винт мощность от двигателя не потребляет и не отдает, он вращается от воздушного потока. Угол атаки отрицательный и сила тяги также отрицательная. 6. Режим ветряка. При больших значениях скорости полета V и отрицательных углах атаки создается значительная отрицательная тяга, а сила сопротивления вращению элемента лопасти оказывается направленной в сторону вращения и, действуя в этом направлении, раскручивает вал двигателя. Этот режим возможен на пикировании. Все эти режимы винт проходит при отказе двигателя. Из пропеллерного режима винт уходит на режим ветряка и вращается в этом режиме. Поскольку на самолете DA 40NG один двигатель, и винт не флюгируется, то необходимо выдерживать наивыгоднейшую скорость планирования, при которой качество максимальное, произвести посадку на подобранную площадку или на ближайшем аэродроме. Таким образом, при увеличении скорости полета работа винта изменяется. При работе винта на месте, когда V = 0, угол атаки элемента лопасти равен углу установки. С увеличением поступательной скорости полета угол атаки элемента лопасти уменьшается. При постоянной скорости полета с увеличением частоты вращения угол атаки элемента лопасти винта увеличивается. Направление результирующей скорости набегающего потока зависит от соотношения скоростей V и U, от этого зависит и угол атаки элемента лопасти винта. Рассмотрим зависимость угла атаки элемента лопасти винта от изменения скорости полета (рис. 2.10) при постоянной частоте вращения двигателя.
Рис. 2.10. Работа винта при увеличении скорости полета В процессе разбега и взлета самолета угол установки лопасти винта увеличивается, угол атаки лопасти уменьшается, тяга винта становится меньше. 3. ХАРАКТЕРИСТИКИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА 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 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, 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 g = 0°; – закрылки dз = 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. Зависимость скорости сваливания VS от полетной массы и угла крена
6. Теоретический диапазон скоростей горизонтального полета: ∆V = Vmax – Vmin. 7. Практический диапазон скоростей (∆Vпракт) – меньше теоретического диапазона скоростей и составляет 72–172 узла. 3.3. Первый и второй режимы полета. Особенности пилотирования Диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей которых является Vэк. На первом режиме полет осуществляется на скоростях, больших экономической (a < aэк), и самолет обладает хорошей устойчивостью и управляемостью, имеется значительный запас по скорости до сваливания, поэтому в эксплуатации рекомендуется выполнять горизонтальный полет только на первом режиме. Управление самолетом на первом режиме не представляет сложности. Так, для уменьшения скорости надо задросселировать двигатель (РУД на себя) и взять ручку управления самолетом на себя, и наоборот, для увеличении скорости необходимы соответствующие движения рычагов от себя. Таким образом, на первом режиме направление движения РУД и ручки управления самолетом совпадают. На втором режиме полет производится на скоростях, меньших экономической (a > aэк), запас скоростей небольшой, при этом продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета значительно ухудшены, особенно на околокритических углах атаки. Установившийся горизонтальный полет на втором режиме затруднителен, его осуществление требует повышенного внимания пилота. Так, для уменьшения скорости на втором режиме необходимо отклонить ручку управления самолетом на себя (как и на первых режимах), но при этом надо использовать двойное движение РУД. Пилотирование на малых скоростях необходимо производить при повышенном внимании для исключения сваливания самолета или попадания в штопор. Самолет может выйти на режим сваливания при достижении минимальных скоростей VS (ny = 1) и на скоростях, больших VS при перегрузках ny > 1 после срабатывания сигнализатора о предупреждении сваливания. Датчик подъемной силы самолета DA 40NG обеспечивает подачу предупреждения (в виде непрерывного звукового сигнала в кабине) о приближении к режиму сваливания при выходе на большие углы атаки до достижения самолетом критического угла атаки. На самолете предусмотрен обогрев лопасти датчика подъемной силы для предотвращения его обледенения. Во всех конфигурациях вывод из сваливания производится отдачей ручки управления самолетом «от себя» за нейтраль с последующим устранением крена. В процессе вывода из сваливания не допускать выхода самолета за ограничения по скорости и перегрузке. Потеря высоты при сваливании без крена составляет не более 100 м, а при сваливании в криволинейном полете – не более 150 м. Скорость Vэк, разделяющая первый и второй режимы полета, в эксплуатации увеличивается на виражах и разворотах в соответствии с формулой Скорость Vэк также должна увеличиваться при: – обледенении; – ливневых осадках; – скольжении; – увеличении высоты; – увеличении массы самолета; – уборке закрылков. Возможные случаи выхода во вторые режимы полета: – нарушение минимальных скоростей, установленных РЛЭ; – при полете в условиях обледенения и ливневых осадках; – при попадании в спутный след; – превышение крена (g) больше допустимого значения; – попадание на эшелоне в зону повышенной температуры наружного воздуха; – отказ двигателя; – ошибки в технике пилотирования (резкая работа ручкой управления самолетом, выход на большие углы скольжения, отрыв на малой скорости, резкий перевод на начальный набор высоты и т.п.); – попадание самолета в условия сдвига ветра. Признаки выхода самолета во второй режим: – уменьшение скорости менее рекомендованной; – срабатывание сигнализации, появление легкой тряски самолета; – искривление траектории полета на снижение при взятии ручки управления самолетом на себя; – отсутствие симметрии в управлении «ручка управления самолетом – РУД»; – ухудшение продольной и боковой устойчивости и управляемости. Рис. 3.3. Влияние полетной массы на летные характеристики самолета При выполнении горизонтального полета с меньшей массой необходима меньшая подъемная сила, а значит, при том же угле атаки и высоте полета требуются меньшие потребные скорость, сила тяги и мощность. Кривая располагаемой мощности при этом не изменяется. Уменьшение полетной массы на каждом угле атаки и заданной высоте полета вызывает уменьшение потребной скорости, тяги и мощности. Кривая потребной мощности перемещается в системе координат влево и вниз. При уменьшении полетной массы самолета скорость сваливания, наивыгоднейшая и экономическая скорости уменьшаются, максимальная скорость полета увеличивается, избыток мощности, а значит угол набора и вертикальная скорость самолета увеличиваются. Влияние высоты. Влияние изменения высоты на летные характеристики можно проанализировать по рис. 3.4 (при m = const и a = const). При выполнении горизонтального полета на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъемной силы и силы тяжести самолета:
Рис. 3.4. Влияние высоты на летные характеристики самолета Для выполнения этого условия на большей высоте воздушная (истинная) скорость горизонтального полета (V) должна быть больше. Можно установить связь между истинной и приборной скоростями на высоте, имея в виду, что Vпр = V на Н = 0. Для определения воздушной скорости на высоте (VH) необходимо значение приборной скорости умножить на высотный коэффициент Сохранение приборной скорости при определенной массе самолета на различных высотах имеет большое значение в обеспечении безопасности полета, так как позволяет пилоту определять режим полета. Минимально допустимые скорости полета для всех высот и режимов полета устанавливаются по величине приборной скорости. Потребная тяга для горизонтального полета от высоты не зависит, что вытекает из формулы РГП = G/K. Потребная мощность при увеличении высоты полета так же, как и потребная скорость, увеличивается пропорционально высотному коэффициенту: NH = N0 Так как при увеличении высоты полета Vгп и Nгп увеличиваются пропорционально высотному коэффициенту, каждый угол атаки и вся кривая потребных мощностей смещаются в системе координат вправо за счет повышения скорости и вверх за счет увеличения мощности. Располагаемая мощность с увеличением высоты полета постепенно уменьшается. Вследствие такого изменения потребной скорости, потребной и располагаемой мощностей изменяются летные характеристики самолета с поднятием на высоту: максимальная скорость сначала увеличивается, затем уменьшается; воздушная скорость сваливания увеличивается; избыток тяги, избыток мощности, угол набора и вертикальная скорость набора высоты уменьшаются (см. рис. 3.4). На рис. 3.5 показан пример определения воздушной (истинной) скорости по номограмме «Изменение скоростей Vпр (KIAS) / Vист (TAS) с поднятием на высоту», представленной в Руководстве по летной эксплуатации самолета DA 40NG. Рис. 3.6. Влияние выпуска закрылков на потребную тягу 3.5. Дальность и продолжительность Дальность и продолжительность полета относятся к основным летно-техническим характеристикам самолета, зависят от многих факторов: скорости, высоты, лобового сопротивления самолета, запаса топлива, удельного веса топлива, режима работы двигателя, температуры наружного воздуха, скорости и направления ветра и др. Большое значение для дальности и продолжительности полета имеет качество технического обслуживания самолета, в том числе регулировка командно-топливных агрегатов двигателя. Практическая дальность – это расстояние, пролетаемое самолетом при выполнении конкретного полетного задания с заранее известным количеством и остатком топлива на посадке, аэронавигационного запаса (АНЗ) топлива. Практическая продолжительность – это время полета от момента взлета до посадки при выполнении конкретного полетного задания с заранее заданным количеством и остатком топлива на посадке АНЗ. Основную часть топлива самолет расходует в горизонтальном полете. Дальность полета определяется по формуле
где Gт гп – топливо, расходуемое в горизонтальном полете; Cкм – километровый расход топлива, который определяется по формуле Продолжительность полета определяется по формуле
где Gт – запас топлива. Рассмотрим влияние на дальность и продолжительность полета различных эксплуатационных факторов. Масса самолета. В полете за счет выгорания топлива масса самолета может существенно уменьшаться, следовательно, уменьшается потребный режим работы двигателя для сохранения заданной скорости, часовые и километровые расходы топлива. Более тяжелый самолет летит на большем угле атаки, поэтому его сопротивление больше, чем у легкого, который летит при той же скорости на меньшем угле атаки. Таким образом, можно сделать вывод, что более тяжелый самолет требует больших режимов работы двигателя, а как известно, при увеличении режима работы двигателя возрастают часовые и километровые расходы топлива. В течение полета при V = const вследствие уменьшения массы самолета километровый расход топлива непрерывно уменьшается. Скорость полета. С увеличением скорости расход топлива увеличивается. При минимальном километровом расходе топлива дальность полета максимальная:
Скорость, соответствующая Скм min, называется крейсерской. Ниже на номограмме (рис. 3.7) показан расход топлива в час самолета DА 40NG. DA 40NG — расход топлива
Нагрузка, % Рис. 3.7. Расход топлива в зависимости от установки мощности в процентах Пример. Нагрузка – 80 %. Результат: 7,0 галл/ч (26,5 л/ч). Расчетные значения количества топлива, отображаемые в поле FUEL CALC (расчетное количество топлива) на многофункциональном индикаторе (MFD) комплекса G1000, не учитывают показания топливомеров самолета. Отображаемые значения рассчитываются по последнему текущему значению количества топлива, вводимому пилотом, и фактическим данным о расходе топлива. По этой причине данные о продолжительности и дальности полета можно использовать только в справочных целях; их использование для планирования полета запрещается. Скорость полета, при которой часовой расход топлива минимальный, называется скоростью наибольшей продолжительности. Скорость и направление ветра. Ветер на часовой расход топлива и продолжительность полета не оказывает влияния. Часовой расход топлива определяется режимом работы двигателя, полетной массой самолета и аэродинамическим качеством самолета: Ch = P Cуд, или где Р – потребная тяга, Суд – удельный расход топлива, m – масса самолета, K – аэродинамическое качество самолета. Дальность полета зависит от силы и направления ветра, так как он изменяет путевую скорость относительно земли:
где U – составляющая ветра (попутная – со знаком «+», встречная – со знаком «–»). При встречном ветре километровый расход топлива увеличивается, а дальность полета уменьшается. Высота полета. При одинаковой полетной массе самолета с увеличением высоты полета часовой и километровый расходы топлива уменьшаются по причине уменьшения удельного расхода топлива. Температура наружного воздуха. С повышением температуры воздуха мощность силовой установки при постоянном режиме работы двигателя падает, а скорость полета уменьшается. Поэтому для восстановления заданной скорости на той же высоте в условиях повышенной температуры необходимо увеличивать режим работы двигателя. Это приводит к росту удельного и часового расходов топлива пропорционально повышению температуры. В среднем при отклонении температуры от стандартной на 5 °С часовой расход топлива изменяется на 1 %. Подобным образом меняется и километровый расход топлива от температуры, так как зависимость его от часового расхода прямо пропорциональная: Техническое обслуживание ВС. При грамотной технической и летной эксплуатации двигателя дальность и продолжительность полета самолета увеличиваются. Так, например, правильная регулировка двигателя, а также установка рычагов управления двигателя в соответствии с экономическим режимом полета приводит к увеличению дальности и продолжительности полета. ВЗЛЕТ САМОЛЕТА DA 40NG Рис. 4.1. Схема взлета самолета DA 40NG Взлет самолета производится при взлетном режиме работы двигателя (n = 2300 об/мин). В процессе разбега ручку управления самолетом необходимо удерживать в нейтральном положении. Необходимо учитывать, что из-за скоса потока от винта возникает разворачивающий момент влево. Выдерживать прямолинейное движение самолета и устранять возникающие отклонения самолета необходимо отклонением руля направления. При сильном боковом ветре для улучшения управления можно пользоваться тормозами основных колес шасси, но следует помнить, что это ведет к увеличению длины разбега при взлете, и поэтому использования тормозов, по возможности, следует избегать. По достижении скорости поднятия передней стойки самолета VR, плавным движением РУС на себя надо поднять переднее колесо до взлетного положения (aотр = 8–9°, угол тангажа 5–6°) и удерживать это положение до отрыва самолета. Скорость VR должна быть не менее чем на 5 % больше скорости сваливания (VR ≥ 1,05 Vсв) и при массе до 1100 кг – не менее 59 узлов, свыше 1100 кг – не менее 62 узлов. Скорость отрыва самолета по РЛЭ не определяется, но она должна быть не менее чем на Скорости сваливания самолета после отрыва составляют (при положении закрылков Т/О) 56–60 узлов в зависимости от массы самолета, а скорость первоначального набора высоты больше скорости сваливания на 12–15 узлов, что обеспечивает необходимый запас до сваливания примерно 20–25 %. Скорость начального набора высоты при массе до 1280 кг должна быть не менее 72 узлов. Следует иметь в виду, что после отрыва самолет имеет тенденцию к увеличению угла кабрирования, поэтому набор безопасной высоты (50 футов) следует производить с постепенным увеличением приборной скорости, не допуская увеличения угла тангажа. Расстояние, проходимое самолетом по горизонту от начала разбега до набора высоты 50 футов, называется взлетной дистанцией (см. рис. 4.1), а проходимое самолетом по горизонту от начала разбега до набора высоты круга – полной взлетной дистанцией. Взлетная дистанция состоит из участка разбега и воздушного участка. После преодоления препятствий на высоте не менее 100 м следует разогнать самолет до рекомендуемой скорости набора высоты (88–92 узла), убрать закрылки и уменьшить мощность двигателя до 92 % (n = 2100 об/мин), набрать заданную высоту, установить режим двигателя в соответствии со скоростью полета по заданию. Рис. 4.2. Схема сил, действующих на самолет на разбеге Сила трения определяется величиной силы реакции ВПП и коэффициентом трения (f): Fтр= f (G – Yа). Величина коэффициента трения зависит от состояния ВПП (см. таблица). Примерные значения коэффициента трения качения
В процессе увеличения скорости на разбеге величина сил, действующих на самолет, изменяется следующим образом: – подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются; – сила трения колес уменьшается; – сила тяги силовой установки уменьшается, вследствие чего уменьшается избыток силы тяги: DP = P – (X + Fтр) (см. рис. 4.2). Скорость отрыва определяется по формуле
Как видно, скорость отрыва самолета зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха (высоты и температуры аэродрома взлета) и коэффициента подъемной силы с учетом обдувки крыла винтом. При увеличении температуры или уменьшении атмосферного давления плотность воздуха уменьшается, и воздушная (истинная) скорость отрыва увеличивается. Отрыв самолета на одном и том же угле атаки с заданной взлетной массой происходит на одной и той же приборной скорости, так как стандартная плотность r остается величиной постоянной. Длиной разбега называется расстояние от начала движения самолета до момента отрыва:
Из формулы видно, что длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением самолета Боковая составляющая ветра Рис. 4.3. Определение боковой составляющей при выполнении взлета и посадки Рассмотрим силы, действующие на самолет на взлете, при боковом ветре слева (рис. 4.4). При разбеге с боковым ветром воздушный поток набегает на самолет под некоторым углом b, т. е. относительно воздуха самолет движется со скольжением под углом b со скоростью W. Вследствие затенения части правого полукрыла, а также за счет разности углов атаки левого и правого полукрыльев, вызванной поперечным V крыла (5°), возникает разность подъемных сил и лобовых сопротивлений. В результате разности подъемных сил (Yа лев > Yа пр) у самолета возникает кренящий момент на правое полукрыло (по ветру), а в результате разности лобовых сопротивлений (Xа лев > Xа пр) возникает момент рыскания, под действием которого самолет разворачивается влево (против ветра). Таким образом, в процессе разбега при взлете с боковым ветром самолет стремится развернуться против ветра и накрениться по ветру. При увеличении скорости на разбеге местный угол скольжения в набегающем потоке уменьшается, значит, кренящие и разворачивающие моменты также уменьшаются. При подъеме передней опоры угол атаки самолета увеличивается, подъемная сила растет, растет и кренящий момент на правое полукрыло. Отрыв самолета происходит с креном на это полукрыло, появляется снос самолета по ветру.
Рис. 4.4. Разворачивающий и кренящий моменты, На протяжении всего взлета самолет, двигаясь в воздушном потоке со скольжением, испытывает большее лобовое сопротивление, что способствует некоторому увеличению длины разбега. Учитывая вышесказанное, взлет с боковым ветром должен выполняться следующим образом. 1. Выдерживание направления на разбеге до момента подъема передней опоры осуществляется отклонением руля направления, в крайнем случае подтормаживанием правого колеса. С увеличением скорости на разбеге эффективность руля направления возрастает, разворачивающий момент несколько уменьшается, необходимость в подтормаживании колеса отпадает. 2. До момента подъема передней опоры кренящий момент самолета уравновешивается моментом сил реакции поверхности ВПП на колеса шасси, при этом сила трения правого колеса несколько больше, благодаря чему создается момент, препятствующий развороту самолета против ветра. В процессе разбега для обеспечения прямолинейного движения по необходимости надо отклонить ручку управления самолетом против ветра. Набор высоты после отрыва самолета осуществляется с углом упреждения в сторону ветра, равным углу сноса по ветру без крена. По мере увеличения скорости самолета угол сноса постепенно уменьшается, поэтому для сохранения направления взлета угол упреждения следует уменьшать. Скорость поднятия передней опоры (VR) при взлете с боковым ветром и скорость отрыва (Vотр) обычно увеличивают по сравнению с обычным взлетом примерно на 5–6 узлов. Взлет с попутным ветром. В исключительных случаях разрешается взлет при попутном ветре не более 5 м/с. Техника пилотирования в принципе такая же, как и при нормальном взлете. Расчеты по номограммам РЛЭ показывают, что попутный ветер 5 м/с увеличивает длину разбега при массе более 1250 кг примерно на 160 м, а взлетную дистанцию – на 250 м. 4.5. Порядок расчета взлетных характеристик самолета DA 40NG Для обеспечения безопасности на взлете с учетом конкретных условий на аэродроме производится расчет взлетной дистанции и дистанции разбега. Полученные расчетные величины сравнивают с располагаемыми дистанциями. Расчетные дистанции должны быть меньше тех, которые имеются в наличии (т. е. располагаемых). В качестве примера произведем расчет для следующих условий (рис. 4.5): – рычаг управления двигателем – в положении MAX при 2300 об/мин; – закрылки – Т/О; – mвзл = 1050 кг (2315 фунтов); – Нбар = 4000 футов; – температура наружного воздуха составляет +15 °C (59 °F); – встречная составляющая ветра составляет 10 узлов (5 м/с).
Рис. 4.5. Определение длины разбега и взлетной дистанции В результате расчета по номограмме (РЛЭ) получается: длина разбега – 315 м; взлетная дистанция – 500 м (1640 футов). Результат для тех же условий при попутном ветре 10 узлов (5 м/с): длина разбега – 560 м; взлетная дистанция – 840 м. Предупреждение. 1. Для безопасного взлета располагаемая длина ВПП должна быть не меньше дистанции взлета до пролета над препятствием высотой 50 футов (15 м). 2. Несоблюдение правил при техническом обслуживании самолета, отступление от установленного порядка эксплуатации и обслуживания, неровности на ВПП, а также неблагоприятные внешние факторы (высокая температура, дождь, неблагоприятные условия по ветру, включая боковой ветер) ведут к увеличению дистанции взлета. Внимание ! На мокрой грунтовой ВПП или мокрой ВПП с мягким травяным покрытием разбег при взлете может существенно превышать расчетные значения. В любом случае необходимо учитывать состояние ВПП, чтобы обеспечить безопасность взлета. При взлете с сухой ВПП с травяным покрытием (стриженая трава) необходимо принять следующие поправки по сравнению с ИВПП: – травяное покрытие высотой до 5 см (2 дюйма) – увеличение разбега при взлете на 10 %; – травяное покрытие высотой от 5 до 10 см (от 2 до 4 дюймов) – увеличение разбега при взлете на 30 %; – травяное покрытие высотой более 10 см (4 дюйма) – увеличение разбега при взлете не менее, чем на 45 %. Для мокрого травяного покрытия дополнительно принять 20 % увеличение разбега при взлете. Для мягкого грунта дополнительно принять увеличение разбега при взлете не менее 50%. Наличие восходящего уклона величиной 2 % (2 м на 100 м или 2 фута на 100 футов) ведет к увеличению дистанции взлета приблизительно на 17 %. Влияние на разбег при взлете может быть еще более значительным. При эксплуатации без обтекателей колес (типа «Тундра») дополнительно принять увеличение дистанции для взлета и набора высоты 50 футов (15 м) на 30 м (100 футов) и увеличение разбега при взлете на 20 м (66 футов). Рис. 5.1. Схема сил в наборе высоты самолета В соответствии с данной схемой сила тяжести самолета раскладывается на две составляющие: G1 = G cos Qнаб и G2 = G sin Qнаб, где Qнаб – угол набора высоты (угол между вектором скорости и горизонтальной плоскостью). Для установившегося набора высоты уравнения движения самолета запишутся в виде: – при выполнении полета с постоянным углом набора: Y а = G1 = G cos Qнаб; – при выполнении набора высоты с постоянной скоростью: P = Xа + G2 = Xа + G× sin Qнаб. Скорость набора высоты определяется по формуле
Так как углы набора составляют не более 5–10°, то сos Qнаб примерно равен 1, и, следовательно, Vнаб ~ VГП. Из равенства Максимальный угол набора соответствует полету на экономической скорости, так как здесь максимальный избыток тяги (рис. 5.2).
Рис. 5.2. Поляра вертикальных скоростей для набора высоты Вертикальная скорость набора определяется по формуле
Максимальная вертикальная скорость набора Для DA 40NG теоретический потолок самолета равен 6500 м, а практический – 6200 м.
Рис. 5.3. Кривая скороподъемности самолета Мощность, потребная при наборе высоты, определяется по формуле Nнаб = Nгп + DN. Учитывая, что Из этого выражения определяется вертикальная скорость набора высоты
5.2. Влияние эксплуатационных факторов Зависимость Q наб и Vy от угла атаки. Максимальный угол набора высоты имеет место на aэк. При увеличении угла атаки от aэк, а также при его уменьшении избыток тяги и угол набора высоты уменьшаются. Зависимость Q наб и Vy от полетной массы самолета. При уменьшении массы самолета потребные тяга и мощность для горизонтального полета уменьшаются, а избытки тяги и мощности увеличиваются. Следовательно, самолет, имеющий меньшую полетную массу, при том же угле атаки имеет большую вертикальную скорость и угол набора высоты (рис. 5.4).
Рис. 5.4. Влияние массы самолета на поляру вертикальных скоростей для набора Зависимость Q наб и Vy от высоты. С поднятием на высоту при любом угле атаки избытки мощности и тяги уменьшаются, вследствие чего вертикальная скорость и угол набора также уменьшаются. Но в процессе набора высоты полетная масса самолета уменьшается вследствие выработки топлива. Благодаря этому несколько задерживается уменьшение избытка тяги и угла набора с поднятием на высоту. Влияние температуры наружного воздуха. При изменении температуры наружного воздуха изменяется плотность воздуха, а следовательно, располагаемая тяга и мощность двигателя: с увеличением температуры они понижаются, а с понижением температуры растут. Это приводит к уменьшению угла набора высоты и вертикальной скорости с ростом температуры и их увеличению с уменьшением температуры. Влияние режима работы двигателя. Изменение режима работы двигателя вызывает изменение избытков тяги и мощности, а следовательно, угла наклона траектории и вертикальной скорости (рис. 5.5). Влияние ветра. Самолет движется относительно земли с путевой скоростью Vпут = V cosQнаб ± W. В результате при попутном ветре путевая скорость увеличивается, а при встречном – уменьшается. При встречном ветре угол набора увеличивается, а при попутном – уменьшается. Вертикальная скорость практически не меняется (рис. 5.6).
Рис. 5.5. Влияние режима двигателя на поляру вертикальных скоростей набора
Рис. 5.6. Влияние ветра на характеристики набора высоты Зависимость Q наб и Vy от вида шасси. Величины вертикальной скорости и угла набора высоты самолета зависят также и от вида шасси (рис. 5.7). Если шасси без обтекателей (версия «Тундра»), то аэродинамическое качество самолета уменьшается на 0,3–0,5, потребная тяга и мощность для горизонтального полета увеличиваются, избыток тяги и мощности уменьшаются, а следовательно, угол набора и вертикальная скорость уменьшаются. Неубираемое шасси на самолете DA 40NG дает уменьшение вертикальной скорости примерно на 0,6 м/с.
Рис. 5.7. Влияние вида шасси на поляру набора высоты: 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. 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. 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 cosQсн (рис. 5.10). Для выполнения снижения с постоянной скоростью необходимо соблюдать условие: при положительной тяге Xа = Pсн + G2 = Pсн + G sinQсн.
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 sinQсн. 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 Вертикальная скорость планирования 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 aнв 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.
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. 5.5. Поляра вертикальных скоростей на снижении (планировании) Поляра вертикальных скоростей снижения (планирования) – это график, показывающий зависимость угла снижения и вертикальной скорости снижения от скорости снижения (рис. 5.11).
Рис. 5.11. Поляра вертикальных скоростей снижения (планирования) На поляре вертикальных скоростей снижения можно выделить следующие характерные точки. 1. Если провести касательную из начала координат, то в точке касания будут определены aнв и Vнв. Этой скорости соответствует минимальный угол планирования самолета. Границей первого и второго режимов планирования является экономическая скорость. 2. Если провести касательную параллельно оси абсцисс, то в точке касания будут определены aэк и Vэк. Этой скорости соответствует минимальная вертикальная скорость снижения самолета. Для каждого режима работы двигателя, высоты полета, полетной массы, положения закрылков существует своя поляра вертикальных скоростей снижения (см. рис. 5.11, 5.12).
Рис. 5.12. Влияние выпуска закрылков на поляру снижения (δз = 0°; δз = Т/О) Проанализируем, как ведет себя самолет на снижении в зависимости от ветра и массы. 1. В штиль самолет с большей полетной массой и самолет с меньшей полетной массой имеют одинаковую дальность планирования, но самолет с большей массой совершит посадку раньше, он меньшее время находится в воздухе, потому что у него скорость планирования больше. 2. Против ветра дальше будет планировать более тяжелый самолет. В этом случае он будет меньше находиться в воздухе, а значит, на него меньше действует встречный ветер, чем на самолет с меньшим весом. 3. При попутном ветре дальше планирует самолет с меньшим весом, потому что он больше времени находится в воздухе, и ветер сносит его дальше. 4. При восходящем потоке – дальность планирования больше, при нисходящем меньше. Рис. 5.13. Схема аварийного снижения Получить большую вертикальную скорость можно двумя путями. 1. Увеличить поступательную скорость (Vсн), не превышая установленные РЛЭ ограничения. 2. Увеличить угол снижения. При необходимости выполнения аварийного снижения рекомендуется: – рычаг управления двигателем установить в положение IDLE. – перевести самолет в снижение с перегрузкой nу = 0,5–0,6; – угол тангажа должен быть в пределах – 10–12°; – в процессе снижения установить скорость по обстоятельствам: VNO = 130 узел (максимальная конструкционная крейсерская скорость) или VNЕ = 172 узлов (непревышаемая скорость в спокойном воздухе); – вертикальная скорость при аварийном снижении составит примерно 13–15 м/с; – для контроля устойчивости по скорости желательно балансировать самолет с остаточными давящими усилиями на ручке управления. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае, если давящие усилия на РУС начинают уменьшаться, это признак ухудшения устойчивости по скорости. В этой ситуации пилоту необходимо уменьшать поступательную и вертикальную скорости снижения, чтобы не оказаться затянутым в пикирование; – за 250 м до намеченной безопасной высоты дальнейшего полета с перегрузкой nу = 1,1–1,3 начать вывод из снижения. Просадка самолета при переводе самолета в горизонтальный полет определяется по формуле Рис. 6.1. Участки посадки При заходе на посадку (рис. 6.2): – скорость Vзах = 105–110 узлов; – привязные ремни должны быть застегнуты и затянуты; – проверить отсутствие посторонних предметов в зоне перемещения органов управления; – включить посадочную фару; – при подходе к посадочной прямой установить скорость 105–110 узлов; – стояночный тормоз должен быть отпущен; – перед входом в глиссаду на скорости 100–105 узлов переключатель управления закрылками поставить в положение Т/О и установить скорость 90–95 узлов при массе до 1280 кг. Максимальная скорость с закрылками, выпущенными в положение Т/О, составляет 110 узлов. В случае если переключатель управления закрылками находится в положении UP, скорость выдерживать не менее 88 узлов; – рычаги управления двигателями устанавливать для выдерживания рекомендуемой скорости; – на глиссаде переключатель управления закрылками поставить в положение LDG и скорость на конечном этапе захода на посадку выдерживать VREF (Vзп) = 80–85 узлов при массе до 1280 кг. Максимальная скорость с закрылками, выпущенными в положение LDG, составляет 98 узлов.
Рис. 6.2. Схема захода на посадку самолета DA 40NG ВНИМАНИЕ ! 1. Превышение указанной скорости захода на посадку ведет к существенному увеличению посадочной дистанции при выравнивании. 2. При наличии внешних условий, таких, как сильный ветер, признаки сдвига ветра или турбулентности следует выбирать большую скорость захода на посадку. Участки посадки самолета Снижение. Начинается с высоты 50 футов над торцом ВПП и заканчивается на высоте выравнивания 4–5 м (при заходе по ОСП на высоте 3–4 м). Предназначен для окончательного принятия решения на выполнение посадки. Проверить скорость, убедиться, что полоса свободна, и самолет находится в сбалансированном положении. Выравнивание. Предназначено для создания посадочного положения самолета, а также для уменьшения вертикальной скорости. Начинается на высоте 4–5 м (при заходе по ОСП на высоте 3–4 м), а заканчивается на высоте 0,5–0,7 м. Плавно убрать режим работы двигателя до малого газа и плавным отклонением РУС на себя уменьшить угол снижения с таким расчетом, чтобы подвести самолет к земле (прекратить снижение) на высоте 0,5–0,7 м. Выдерживание. Предназначено для уменьшения поступательной скорости самолета до посадочной. Начинается с высоты 0,5–0,7 м, а заканчивается на высоте 0,15–0,25 м. Выдерживание надо производить с постепенным снижением самолета, для чего плавным движением РУС на себя создать самолету посадочное положение с таким расчетом, чтобы приземление произошло с высоты 0,15–0,25 м без крена и сноса на два основных колеса с приподнятым передним колесом. Приземление (касание). После приземления самолета на два основных колеса задержать РУС в том положении, при котором произошло приземление, а затем плавно опустить самолет на переднюю опору. Пробег. Предназначен для уменьшения поступательной скорости до нуля. На пробеге выдерживать направление, парируя отклонения с помощью руля направления (педалей). После посадки и окончания пробега необходимо: – рычаги управления двигателя установить в положение IDLE; – тормоза использовать по обстоятельствам; – переключатель закрылков поставить в положение UP. Рис. 6.3. Схема сил, действующих на самолет на пробеге Длина воздушного участка – это расстояние от начала посадочной дистанции (с высоты 50 футов) до касания ВПП. В таблице представлены посадочные характеристики при посадке на ВПП (ровная, сухая, асфальтовое покрытие) в стандартных условиях, штиль, высота аэродрома 0 футов. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. Для безопасной посадки располагаемая длина ВПП должна быть не меньше посадочной дистанции после пролета над препятствием высотой 50 футов (15 м). 2. Несоблюдение правил при техническом обслуживании самолета, отступление от установленного порядка эксплуатации и обслуживания, неровности на ВПП, а также неблагоприятные внешние факторы (высокая температура, дождь, неблагоприятные условия по ветру, включая боковой ветер) ведут к увеличению посадочной дистанции. Рис. 6.4. Гидроглиссирование на пробеге Тормоза колес. На пробеге сила лобового сопротивления невелика, поэтому для уменьшения пробега применяют тормоза, при использовании которых возникают силы трения (см. рис. 6.3). Режим двигателя. Если РУД двигателя не будут установлены в положение IDLE, то винт будет создавать повышенную тягу, которая будет способствовать увеличению посадочной дистанции. Превышение Vзп (ref), как правило, приводит к существенному увеличению посадочной дистанции, воздушный участок посадки существенно увеличивается. Рис. 6.6. Определение длины пробега и посадочной дистанции, закрылки убраны. Уход на второй круг Уход на второй круг может быть вызван различными причинами, например, отклонением в выдерживании режима и траектории захода на посадку, ухудшением метеоусловий, появлением препятствий на посадочной полосе, отказом какой-либо из систем самолета и т. д. Ограничений по минимальной высоте ухода на второй круг нет (по РЛЭ), т. е. уход на второй круг возможен с любой высоты в процессе посадки, вплоть до высоты выравнивания. Приняв решение об уходе на второй круг, пилот должен (рис. 6.7): – установить рычаг управления двигателем в положение MAX, переместив его в крайнее переднее положение за 1,5–2 с; – не превышать перегрузку в процессе ухода самолета на второй круг более 1,1–1,2. Уменьшение перегрузки менее 1,1 увеличивает просадку самолета, а с увеличением перегрузки более 1,2–1,3 просадка уменьшается незначительно, но есть опасность выхода самолета на большие углы атаки. Просадка самолета при уходе на второй круг определяется по формуле
где ny – перегрузка при выводе самолета из снижения; – скорость установить не менее 72 узлов; – закрылки установить в положение Т/О; – после установления положительной вертикальной скорости набора контролировать набор высоты; – на высоте не менее 100 м закрылки убрать.
Рис. 6.7. Схема ухода на второй круг самолета DA 40NG Важным моментом с точки зрения безопасного ухода на второй круг является значение градиента набора высоты в процессе ухода. Например, для стандартных условий при массе 1216 кг DA 40NG версии «Тундра» градиент набора высоты составляет 6,0 % (угол набора 3,4°), а вертикальная скорость равна 2,4 м/с. Для массы 1280 кг градиент набора высоты составит 4,9 % (угол набора 2,8°), а вертикальная скорость – 2,0 м/с. Основными ошибками при уходе на второй круг являются: – позднее принятие решения об уходе на второй круг; – невыполнение рекомендаций по уходу на второй круг. Рис. 6.8. Заход на посадку с боковым ветром Надо произвести мягкое приземление, убедившись, что ось самолета совпадает с осевой линией ВПП, плавно опустить переднюю опору, отдав ручку управления от себя. Величина отдачи РУС от себя зависит от состояния ВПП и величины бокового ветра. Кроме Мст возникает боковой удар, который может привести к срыву пневматиков основных стоек и увеличению нагрузки на конструкцию шасси. Достоинство этого метода посадки – отсутствие крена и скольжения и сопутствующих им трудностей балансировки, недостаток – некоторая сложность определения потребного угла Y. При изменении бокового ветра в процессе снижения и уменьшении скорости на прямой угол упреждения Y обязательно должен корректироваться.
Рис. 6.9. Возникновение Мст при посадке с боковым ветром с углом упреждения На пробеге направление надо выдерживать рулем направления (вплоть до полного его отклонения), а при необходимости несимметричным подтормаживанием основных опор шасси. При возникновении бокового смещения самолета от оси ВПП и нарушения равновесия сил относительно поперечной оси ОZ необходимо: – немедленно прекратить торможение; – рулем направления вывести самолет на ось ВПП; – после полного восстановления управляемости и уверенного движения по оси применить торможение колес. При посадке самолета на ВПП, покрытую осадками, момент стабилизации уменьшается, это требует дополнительного отклонения руля направления для разворота самолета вдоль оси ВПП. Угол упреждения должен быть устранен до опускания переднего колеса. Длина пробега при посадке с боковым ветром увеличивается примерно на 10–15 % в сравнении со штилевыми условиями. Рис. 7.1. Продольное равновесие самолета В полете изменяются величины действующих сил, точки их приложения, а также расположение центра масс самолета. Это может вызвать изменение не только величины, но и направления моментов относительно поперечной оси, в результате чего нарушится продольное равновесие. Например, продольное равновесие может быть нарушено при изменении режима работы двигателя, центровки, конфигурации самолета, положения руля высоты, а также при воздействии порыва ветра. Рис. 7.2. Фокус крыла Фокусом самолета называется точка приложения равнодействующей приращения подъемной силы крыла и горизонтального оперения при изменении угла атаки. Горизонтальное оперение, как и крыло, имеет свой фокус. Поэтому при изменении угла атаки в полете возникает прирост подъемной силы (±DY) горизонтального оперения. Но так как площадь горизонтального оперения меньше, то и приращение подъемной силы невелико. Как правило, точка приложения равнодействующей приращения подъемной силы горизонтального оперения должна находиться на 30–35% от начала САХ, иначе самолет не будет устойчив. Все части самолета (крыло, фюзеляж, оперение, гондолы двигателя) имеют свой фокус, и при попадании в восходящий порыв W у на них возникают приросты подъемных сил. Равнодействующая этих дополнительных сил (DYкр, DYГО, DYф) приложена на расстояниях, обратно пропорциональных величинам этих сил. Точка приложения равнодействующей дополнительных сил (DY) и есть фокус самолета (рис. 7.3).
Рис. 7.3. Фокус самолета Ввиду того, что самолет по-разному во времени реагирует на изменение по углу атаки и изменение по скорости (период изменения скорости практически на порядок больше), используются понятия: – статическая устойчивость по перегрузке (углу атаки); – статическая устойчивость по скорости. Продольная статическая устойчивость по перегрузке – это способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять или восстанавливать перегрузку (угол атаки) исходного режима полета. Критерием статической устойчивости по перегрузке является:
Продольная устойчивость самолета тем лучше, чем больше величина восстанавливающего момента, который стремится вернуть самолет в исходное положение по перегрузке (по углу атаки). Основными факторами, влияющими на продольную устойчивость самолета, являются: – центровка: чем более переднее расположение центра масс, тем большие восстанавливающие моменты будут создаваться на самолете при изменении угла атаки. Ограничение (предел) передней центровки устанавливается из условия получения приемлемых усилий в полете при пилотировании самолета и достаточности руля высоты на посадке. Ограничение (предел) задней центровки устанавливается из условия обеспечения запаса устойчивости по перегрузке (углу атаки). Этот запас устойчивости должен составлять для транспортных самолетов не менее 10 % между фокусом самолета и предельно задней центровкой и 5–7 % для маневренных; – высота полета: чем больше высота полета, тем меньше величина приращения подъемной силы самолета, поэтому восстанавливающие моменты слабее и устойчивость хуже; – режим работы силовой установки: чем больше частота вращения винта, тем больше влияние обдувки винта на крыло, поэтому приращение ±DYкр становится больше, значит фокус самолета смещается вперед, плечо уменьшается, а это уменьшает восстанавливающий момент, следовательно, устойчивость в горизонтальном полете, и особенно в наборе высоты, хуже, чем при снижении; – освобождение руля высоты: при «брошенном» руле высоты устойчивость по перегрузке уменьшается. 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. Рис. 7.6. Критерии продольной управляемости Характеристиками продольной управляемости служат балансировочные кривые: dв = f (V) и Pв = f (V) (рис. 7.7).
Рис. 7.7. Зависимость положения руля высоты и усилия 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 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). Рис. 7.9. Допустимый диапазон центровок самолета DA 40NG 8. БОКОВОЕ РАВНОВЕСИЕ, УСТОЙЧИВОСТЬ Боковое равновесие состоит из путевого (относительно нормальной оси ОУ) и поперечного равновесия (относительно продольной оси ОХ). Между путевым и поперечным равновесием существует тесная связь. Нарушение поперечного равновесия приводит к нарушению путевого, и наоборот. Путевое равновесие самолета Путевым равновесием называется состояние самолета, при котором его центр масс движется прямолинейно и равномерно и самолет не вращается вокруг нормальной оси ОУ. Для обеспечения путевого равновесия необходимо, чтобы Mу пр = Му л (рис. 8.1). При этом необходимо учитывать влияние режимов работы двигателя, которое определяет создание косой обдувки вертикального оперения и фюзеляжа со стороны воздушного винта (ВВ).
Рис. 8.1. Путевое равновесие и влияние косой обдувки ВВ Факторы, нарушающие путевое равновесие самолета: – нарушение геометрической симметрии; – возникновение скольжения; – изменение режима работы двигателя; – порыв ветра. Восстановление путевого равновесия осуществляется путем отклонения руля направления (педалей) в необходимую сторону. Рис. 8.2. Поперечное равновесие самолета Поперечное равновесие может нарушиться в следующих случаях: – нарушение геометрической симметрии самолета; – появление скольжения самолета; – неравномерная выработка топлива; – изменение режима работы двигателя;, – несимметричное отклонение закрылков при выпуске или уборке. Во всех случаях нарушенное поперечное равновесие может быть восстановлено при помощи элеронов. Рис. 8.3. Реализация путевой устойчивости самолета Предположим, что под действием порыва ветра самолет развернулся на угол b. При полете со скольжением нарушается симметрия обтекания самолета, в результате чего возникают сила Zа и момент My b. Сила Zа расположена в боковом фокусе самолета и создает На путевую устойчивость влияют площадь вертикального оперения, центровка самолета, угол атаки, положение закрылков и скорость полета. Рис. 8.4. Реализация поперечной устойчивости самолета Таким образом, поперечная устойчивость обеспечивается прежде всего скольжением самолета в сторону крена, благодаря которому создается восстанавливающий момент в сторону, обратную первоначальному крену. Факторы, влияющие на поперечную устойчивость самолета: – затенение крыла фюзеляжем при скольжении, – положительное поперечное V крыла, – угол атаки или скорость (на больших углах атаки устойчивость плохая), – высота полета (на больших высотах устойчивость плохая), – выпуск закрылков ухудшает устойчивость, – самолет с нижним расположением крыла имеет худшую устойчивость, чем самолет с верхним расположением, – законцовки крыла ( winglets ) увеличивают поперечную устойчивость. Совокупность поперечной и путевой устойчивости называют боковой устойчивостью самолета. Параметром, характеризующим боковую устойчивость самолета, является коэффициент c:
При больших значениях коэффициента c самолет обладает завышенной поперечной устойчивостью, что приводит к боковой раскачке самолета (типа «голландский шаг»). При малых значениях коэффициента c самолет имеет завышенную путевую устойчивость, что приводит к спиральной неустойчивости самолета. Рис. 9.1. Изменение аэродинамических характеристик при отказе двигателя Коэффициент лобового сопротивления Из анализа аэродинамических характеристик следует, что критический угол атаки уменьшается примерно на 1–2° вследствие влияния скольжения на левое полукрыло, которое возникает в результате резкого прекращения косой обдувки фюзеляжа и вертикального оперения, что может вызвать преждевременный срыв. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на взлете 1. В случае отказа двигателя на взлете до скорости отрыва самолета: – удерживать самолет по направлению разбега; – использовать тормоза; – избегать столкновения с препятствиями. При наличии опасности возникновения пожара за счет столкновения с препятствиями: – выключатель ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя), установить в положение OFF; – переключатель FUEL SELECTOR (переключатель подачи топлива) установить в положение OFF. 2. При отказе двигателя на взлете после скорости отрыва самолета: – оценить обстановку; – сохранять скорость 68–78 узлов (приборная) в зависимости от взлетной массы; – если длина оставшейся части ВПП достаточна, выполнить посадку прямо по курсу, для уточнения расчета возможен выпуск закрылков до положения LDG (посадка); – при отказе двигателя во время взлета с ограниченной ВПП, размеры которой не позволяют произвести посадку перед собой, приземление производить за пределами рабочей части ВПП; – допускаются небольшие довороты для исключения столкновения с препятствиями. 3. При отказе двигателя на взлете в районе 1-го разворота: – возврат на аэродром вылета невозможен (при развороте возникает скольжение и самолет теряет много высоты); – оценить обстановку; – не терять скорость, переведя самолет на снижение; – довернуть самолет в направлении, наиболее пригодном для посадки; – помнить, что с высоты 100 м в штиль дальность планирования с убранными закрылками составляет примерно 940 м; – приборная скорость должна составлять 78 узлов при закрылках в положении T/O; – приборная скорость должна составлять 83 узла с убранными закрылками. 4. При отказе двигателя на взлете после окончания 1-го разворота (H = 150–200 м): – перевести самолет на снижение; – развернуть самолет на площадку, подобранную с воздуха; – если высоты достаточно, попробовать запустить двигатель; – при невозможности возобновить работу двигателя, продолжить снижение так, чтобы вывод самолета из разворота был на высоте не менее 100 м; – выравнивать самолет выше обычного; – перед приземлением перекрыть топливо и выключить необходимые переключатели; – необходимо иметь в виду, что лучше производить аварийную посадку с боковым ветром, чем с попутным; – разворот выполнять на скорости с запасом от скорости сваливания и креном не более 15°. Рис. 10.1. Изменение аэродинамических характеристик при обледенении самолета Подъемная сила уменьшается за счет уменьшения скоростей обтекания верхней поверхности крыла при вихреобразовании и уменьшения перепада давления под крылом и над ним. Аэродинамическое качество уменьшается во всем диапазоне летных углов атаки. Вследствие значительного уменьшения Взлет на обледеневшем самолете запрещен. При взлете на обледеневшем самолете скорость на разбеге увеличивается медленно, следовательно, значительно увеличивается длина разбега. Но главная опасность заключается в том, что после отрыва самолет может стать неуправляемым и неустойчивым. Небольшие порывы ветра или движения ручки управления самолетом могут вывести его на околокритические углы атаки и вызвать срыв потока на крыле. Большой опасностью также является снижение эффективности органов управления у обледеневшего самолета. Обледенение самолета на земле намного опаснее, чем в полете, так как большая поверхность самолета подвержена ледяным отложениям. Поэтому необходимо перед выполнением полета производить удаление инея, льда и снега. Снег или лед, не удаленные с верхних поверхностей самолета, могут привести к сваливанию самолета после отрыва или уборки механизации. Обледенение стабилизатора гораздо опаснее, чем обледенение крыла, поскольку оно не обнаруживается по мере нарастания льда во время обычного крейсерского полета с убранными закрылками, и только на режимах захода на посадку при отклонении закрылков влияние образовавшегося льда может проявиться резко и неожиданно для пилота. В этом случае скос потока за крылом сильно увеличивается, и отрицательный угол атаки горизонтального оперения приближается к критическому. В случае срыва потока на горизонтальном оперении на самолете появляется избыточный момент на пикирование (Мz кр > Мz ГО2). Это явление называют «клевком» самолета (рис. 10.2). При «клевке» самолет резко опускает носовую часть, и вертикальная скорость может достигать 10-15 м/с.
Рис. 10.2. Изменение момента тангажа при обледенении самолета Своевременные и правильные действия пилота гарантируют небольшую потерю высоты. Причины, вызывающие «клевок» самолета, следующие: – обледенение стабилизатора; – отклонение закрылков в положение LDG при обледеневшем стабилизаторе, – передние центровки, – большая масса самолета, – совмещение выпуска закрылков в положение LDG с переводом самолета на снижение; – резкие движения ручки управления самолетом «от себя» при пилотировании. В случае попадания в зону обледенения необходимо: – включить обогрев ППД; – покинуть зону обледенения (изменив высоту полета или развернув самолет для возврата в зону с более высокой температурой); – увеличить мощность во избежание обледенения воздушного винта, периодически изменять мощность; – известить диспетчера УВД, если ожидается возникновение аварийной ситуации; – при обледенении выдерживать скорости в диапазоне примерно 110–130 узлов; – не уменьшать скорость для сохранения управляемости ниже 88 узлов. На самолете типа DА 40NG особенно подвержен обледенению кок воздушного винта вместе с корневыми частями лопастей. Поэтому самолет при обледенении перестает выдерживать горизонтальный полет и идет с постоянным снижением, при обледенении резко падает подъемная сила, увеличивается лобовое сопротивление, увеличивается скорость сваливания. Рис. 10.2. Изменение угла атаки за счет влияния восходящего порыва Перегрузка nW может стать больше допустимой, и произойдет разрушение или деформация самолета. Приращение перегрузки при действии порыва ветра можно записать в виде:
Следовательно, для уменьшения приращения перегрузки (Δny) необходимо выполнять полет на меньшей скорости. Из вышесказанного можно сделать вывод, что полет самолета в турбулентной атмосфере должен выполняться в определенном диапазоне скоростей (рис. 10.3), нарушение которого может вызвать следующие особенности при эксплуатации. 1. Полет на излишне малых приборных скоростях (V < V1), где углы атаки большие, недопустим, так как восходящий поток может вывести самолет на околокритические углы атаки, при которых возможно сваливание самолета, хотя опасность возникновения больших перегрузок отсутствует. 2. Полет на излишне больших скоростях (V > V2) также недопустим, так как при попадании в восходящий порыв на самолете возможно появление больших перегрузок.
Рис. 10.3. Диапазон скоростей при полете в условиях турбулентности Рис. 10.4. Влияние сдвига ветра на траекторию полета самолета На приведенной схеме видно, что на определенной высоте из-за уменьшения воздушной скорости подъемная сила (Ya) падает и становится меньше силы веса. Самолет переходит на снижение, стремясь восстановить скорость за счет устойчивости самолета по скорости. Повышенная опасность сдвига ветра заключается в мгновенном изменении параметров полета, на которые пилот не всегда успевает правильно среагировать, поэтому главной рекомендацией при полете с возможным сдвигом ветра является увеличение скорости ВС на посадке. Восстановить положение самолета на глиссаде можно за счет увеличения тяги двигателя, а следовательно, увеличения путевой скорости. Увеличение Vпут за счет уменьшения высоты требует большого запаса высоты и времени. Основная проблема для увеличения скорости – это инертность самолета, приемистость двигателя и замедленная реакция пилота. Для повышения безопасности полетов при взлете и заходе на посадку в условиях сдвига ветра экипажам воздушных судов необходимо руководствоваться следующими рекомендациями. Перед вылетом: – экипаж ВС во время предполетной подготовки должен быть проинформирован о фактическом ветре у земли, на высоте 100 м и на высоте круга; – командир ВС должен оценить характер и величину сдвига ветра и с диспетчером службы движения принять соответствующее решение. При взлете: – если встречная составляющая ветра у земли больше, чем на высоте, или ветер переходит в попутный, закрылки необходимо убирать на высоте не менее 200 м; – если встречная составляющая скорости ветра на высоте 100 м по своей величине меньше на 10 м/с и более, чем у земли, следует отложить взлет до ослабления сдвига ветра. При заходе на посадку: – при сдвиге ветра менее 5 м/с на 100 м заход на посадку выполнять на обычных режимах; – при сдвиге ветра 5 м/с и более на 100 м высоты, если встречная составляющая скорости ветра у земли меньше, чем на высоте, необходимо скорость полета увеличить на 5–7 узлов по сравнению с рекомендованной; – при отсутствии информации о скорости и направлении ветра на высоте 100 м пилоту необходимо тщательно наблюдать за характером возможного изменения скорости на глиссаде. Если для выдерживания скорости требуется ряд последовательных увеличений режима работы двигателя, необходимо повысить приборную скорость на 5–7 узлов по сравнению с требуемой; – если для выдерживания расчетной скорости требуется номинальный режим работы двигателя, необходимо установить режим MAX и уйти на второй круг; – если встречная составляющая скорости ветра у земли меньше на 15 м/с и более, чем на высоте 100 м, заход на посадку представляет большую опасность. Диспетчерский состав службы движения при выборе рабочего курса для взлета и посадки должен детально анализировать метеообстановку в районе аэродрома и при получении информации о сдвиге ветра сообщать об этом экипажам воздушных судов. При воздействии сдвига ветра ситуация осложняется, если в районе посадки наблюдаются ливневые осадки, так как происходит: – торможение самолета из-за воздействия капель воды; – увеличение массы самолета, – увеличение шероховатости поверхности самолета, – ухудшение условий работы закрылков. В условиях дождя эксплуатационные качества самолета ухудшаются, особенно это относится к дистанции взлета и максимальной горизонтальной скорости. В условиях дождя слабой интенсивности пилотажные характеристики остаются практически без изменений. Полетов в условиях сильного дождя также следует избегать из-за ухудшения видимости. При попадании самолета в зону турбулентности необходимо уменьшить скорость полета до 110–130 узлов и принять меры для выхода из этой зоны. С уменьшением высоты полета за счет роста плотности воздуха увеличивается запас по углу атаки до сваливания. Максимальная допустимая высота полета в условиях турбулентности в РЛЭ не оговаривается. Если нет возможности обойти грозовую зону, необходимо вернуться на аэродром вылета или ближайший аэродром. Все маневры при пилотировании выполнять плавно, в момент уменьшения турбулентности, не допуская крена более 15°. Во всех случаях попадания в зону сильной болтанки не надо стремиться к точному выдерживанию исходного режима полета по высоте, скорости и крену. Полет надо выполнять с полузажатым управлением по средним показаниям авиагоризонта, не допуская резких размашистых движений рычагами управления и больших величин крена. Продольным управлением надо пользоваться тогда, когда вследствие изменившегося угла тангажа скорость начинает увеличиваться по сравнению с исходной на значительную величину. При броске с увеличением высоты полета, вызванным мощным восходящим потоком, не допускать уменьшения скорости полета, не уменьшать режим работы двигателя и не допускать увеличения угла атаки по сравнению с исходным. В случае интенсивного подъема самолета с одновременным переходом на пикирование, вызванного мощным восходящим потоком большой протяженности, удерживать самолет в исходном режиме по углу атаки, не препятствовать как подъему самолета, так и не переводить его в режим еще большего пикирования. В этих случаях надо внимательно следить за скоростью и не превышать установленных ограничений. При интенсивном снижении самолета, вызванном мощным нисходящим потоком, не препятствовать снижению самолета переводом его на кабрирование и удерживать самолет в исходном режиме полета по углу атаки. Взлет самолета DA 40NG 1. Второй участок взлета начинается с высоты … 1) 50 футов; 2) 35 футов; 3) 10 м. 2. Как изменяется продольное ускорение jх на разбеге? 1) увеличивается; 2) уменьшается; 3) в среднем не изменяется. 3. Как изменяется тяга винта двигателя самолета DA 40NG в процессе разбега? 1) уменьшается; 2) увеличивается; 3) не изменяется. 4. Как влияет повышение температуры наружного воздуха на приборную скорость отрыва KIAS? 1) увеличивает; 2) уменьшает; 3) не изменяет. 5. Взлетная масса больше 1100 кг. Начальная скорость набора высоты в конце полной взлетной дистанции составляет не менее … 1) 105 узлов; 2) 68 узлов; 3) 88 узлов; 4) 79 узлов. 6. Максимально допустимая боковая составляющая ветра под углом 90° равна … 1) 20 м/с; 2) 16 м/с; 3) 20 узлов; 4) 25 узлов. 7. Взлетная дистанция заканчивается на высоте … 1) 10,7 м; 2) 15 футов; 3) 35 футов; 4) 50 футов. 8. Сила трения колес в процессе разбега … 1) увеличивается; 2) уменьшается; 3) не меняется. 9. Наличие восходящего уклона величиной 2 % ведет к увеличению дистанции взлета приблизительно на … 1) 17 %; 2) 10 %; 3) 15 %; 4) 20 %. 10. Травяное покрытие высотой до 5 см (2 дюймов) приводит к увеличение разбега при взлете на … 1) 30 %; 2) 10 %; 3) 15; 4) 45 %. 11. Взлетная масса 1050 кг. При Нбар = 4000 футов, температуре +15 °C и встречной составляющей ветра 10 узлов (5 м/с) взлетная дистанция составляет.. 1) 500 м; 2) 1840 футов; 3) 1840 м; 4) 315 м. 12. Как положительное поперечное V крыла влияет на разворачивающий момент против ветра при взлете с боковым ветром? 1) уменьшает; 2) не влияет; 3) увеличивает. 13. Самолет по расчетам должен преодолевать препятствие с запасом … 1) 10 м; 2) 15 футов; 3) 15 м; 4) 40 футов. 14. Как изменится приборная скорость отрыва самолета KIAS с попутным ветром по сравнению со встречным при прочих равных условиях? 1) увеличится; 2) уменьшится; 3) не изменится. 15. Повышение высоты аэродрома на 100 м при неизменной температуре увеличивает длину разбега примерно на … 1) 25 футов; 2) 15 футов; 3) 25 м; 4) 15 м. Библиографический список 1. Практическая аэродинамика самолета DA 42 : учеб. пособие / сост. Ю. Н. Стариков, В. П. Бехтир. – Ульяновск : УВАУ ГА(И), 2010. – 131 с. 2. Самолет DA 40NG. Руководство по летной эксплуатации: Airplane Flight Manual. – GMBH : Diamond Aircraft Industries, 2011. 3. Практическая аэродинамика самолета DA 42 : учебное пособие / сост. Ю. Н. Стариков, В. П. Бехтир. – 2-е изд., исправл. – Ульяновск : УВАУ ГА(И), 2012.
Учебное пособие
Практическая аэродинамика самолета DA 40NG
Составители: Коврижных Евгений Николаевич Мирошин Александр Николаевич Рознин Борис Николаевич
ISBN 978-5-7514-0244-0
Редактор Т. В. Горшкова Компьютерная верстка И. А. Ереминой
Подписано в печать 01.06.2016. Формат 60´90/8. Бумага офсетная. Печать трафаретная. Усл. печ. л. 13,38. Уч.-изд. л. 7,79. Тираж 150 экз. Заказ № 205.
МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ «УЛЬЯНОВСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА
Учебное пособие
Рекомендовано Ульяновск 2016 УДК 629.7.015.3(075.8) ББК О53–082.022–011я7 П 69
Практическая аэродинамика самолета DA 40NG : учеб. пособие / сост. Е. Н. Коврижных, А. Н. Мирошин, Б. Н. Рознин. – Ульяновск : УИ ГА, 2016. – 107 с.
ISBN 978-5-7514-0244-0
Представлены аэродинамические и летные характеристики самолета DA 40NG, даны необходимые теоретические сведения по вопросам эксплуатации самолета в ожидаемых условиях и сложных ситуациях в полете; сведения об устойчивости и управляемости самолета; даны конкретные рекомендации по выполнению отдельных элементов полета и их теоретическое обоснование. Разработано в соответствии с Федеральным государственным образовательным стандартом и рабочей программой учебной дисциплины «Практическая аэродинамика самолета DA 40NG». Предназначено для курсантов и студентов заочной формы обучения специализации «Организация летной работы» и профиля подготовки «Летная эксплуатация гражданских воздушных судов», а также для слушателей АУЦ, проходящих подготовку на данный тип воздушного судна.
ISBN 978-5-7514-0244-0
ОГЛАВЛЕНИЕ Введение........................................................................................................................................... 5 1. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолета DA 40NG....... 7 1.1. Основные геометрические и летно-технические характеристики 1.2. Основные аэродинамические характеристики самолета DA 40NG........................... 10 1.3. Факторы, влияющие на аэродинамические характеристики самолета DA 40NG.... 11 1.4. Вертикальные законцовки крыла и стабилизатора...................................................... 15 2. Силовая установка самолета DA 40NG. Работа винта.......................................................... 17 2.1. Общие сведения............................................................................................................... 17 2.2. Система управления воздушным винтом. Принцип работы...................................... 18 2.3. Высотно-скоростные характеристики двигателя......................................................... 21 2.4. Работа лопасти винта в полете....................................................................................... 22 2.5. Режимы работы винта..................................................................................................... 24 3. Характеристики горизонтального полета самолета DA 40NG............................................. 27 3.1. Общие сведения о горизонтальном полете................................................................... 27 3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ характерных скоростей. 27 3.3. Первый и второй режимы полета. Особенности пилотирования самолета 3.4. Влияние высоты и массы на летные характеристики DA 40NG................................ 31 3.5. Дальность и продолжительность горизонтального полета самолета DA 40NG....... 34 4. Взлет самолета DA 40NG.......................................................................................................... 37 4.1. Особенности взлета самолета DA 40NG....................................................................... 37 4.2. Основные взлетные характеристики самолета............................................................. 39 4.3. Факторы, влияющие на скорость отрыва и длину разбега.......................................... 40 4.4. Взлет самолета DA 40NG с боковым и попутным ветром.......................................... 41 4.5. Порядок расчета взлетных характеристик самолета DA 40NG 4.6. Ошибки при выполнении взлета................................................................................... 45 5. Набор высоты и снижение самолета DA 40NG..................................................................... 47 5.1. Общие сведения о наборе высоты.................................................................................. 47 5.2. Влияние эксплуатационных факторов на характеристики набора высоты.............. 49 5.3. Участки набора высоты................................................................................................... 51 5.4. Установившееся снижение............................................................................................. 53 5.5. Поляра вертикальных скоростей на снижении (планировании)................................ 54 5.6. Особенности снижения самолета DA 40NG................................................................. 55 5.7. Особенности выполнения аварийного (экстренного) снижения............................... 56 6. Заход на посадку и посадка самолета DA 40NG.................................................................... 58 6.1. Выполнение захода на посадку и посадка самолета DA 40NG.................................. 58 6.2. Участки посадки самолета.............................................................................................. 59 6.3. Основные посадочные характеристики........................................................................ 60 6.4. Факторы, влияющие на посадочные характеристики.................................................. 61 6.5. Определение посадочных характеристик..................................................................... 63 6.6. Уход на второй круг........................................................................................................ 64 6.7. Посадка DA 40NG при боковом ветре.......................................................................... 65 6.8. Ошибки при выполнении посадки................................................................................ 67 7. Продольное равновесие, устойчивость и управляемость самолета DA 40NG. 7.1. Продольное равновесие самолета.................................................................................. 69 7.2. Продольная устойчивость самолета по перегрузке (углу атаки)................................ 69 7.3. Продольная статическая устойчивость самолета по скорости.................................... 71 7.4. Продольная управляемость самолета............................................................................. 72 7.5. Общие сведения, связанные с загрузкой и центровкой самолета DA 40NG............ 73 7.6. Протокол взвешивания и определения центровки...................................................... 75 7.7. Принцип расчета центровки самолета DA 40NG........................................................ 75 8. Боковое равновесие, устойчивость и управляемость самолета DA 40NG.......................... 77 8.1. Путевое равновесие самолета......................................................................................... 77 8.2. Поперечное равновесие самолета.................................................................................. 77 8.3. Путевая устойчивость самолета..................................................................................... 78 8.4. Поперечная устойчивость самолета............................................................................... 79 8.5. Путевая и поперечная управляемость самолета........................................................... 80 9. Особенности пилотирования самолета DA 40NG при отказе двигателя............................ 81 9.1. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя 9.2. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на взлете..................... 82 9.3. Отказ двигателя в наборе высоты и в горизонтальном полете................................... 83 10. Особые условия полета самолета DA 40NG......................................................................... 84 10.1. Особенности полета самолета в условиях обледенения............................................ 84 10.2. Особенности полета самолета в турбулентной атмосфере........................................ 86 10.3. Полет самолета в условиях сдвига ветра..................................................................... 88 10.4. Сваливание и штопор самолета.................................................................................... 90 Тесты по практической аэродинамике самолета DA 40NG...................................................... 92 Библиографический список........................................................................................................ 106 ВВЕДЕНИЕ Самолет Diamond DA 40NG – зарубежного производства, поэтому на шкалах приборов, на номограммах в РЛЭ применяются единицы измерения параметров, принятые в англоязычных странах (см. таблицу). В настоящем пособии величины скорости и высоты полета выражены в неметрических единицах измерения, для остальных величин в основном приняты единицы измерения в системе СИ.
Отличаются также и аббревиатуры, принятые для обозначения скоростей, поэтому рекомендуется внимательно ознакомиться с представленным ниже списком. CAS – земная индикаторная скорость. Приборная скорость с учетом поправки на погрешность установки и инструментальную погрешность. Земная индикаторная скорость равна истинной воздушной скорости в стандартных атмосферных условиях (международная стандартная атмосфера, ISA) на среднем уровне моря. IAS – приборная скорость по указателю воздушной скорости. KCAS – земная индикаторная скорость в узлах. KIAS – приборная скорость в узлах. TAS – истинная (воздушная) скорость. Скорость самолета относительно воздуха. Истинная (воздушная) скорость определяется как индикаторная скорость с учетом поправок на высоту и температуру воздуха. V 0 – расчетная маневренная скорость. После превышения этой скорости запрещается полное или резкое перемещение рулевых поверхностей. V FE – максимальная скорость полета с выпущенными закрылками. Запрещается превышение данной скорости при определенном положении закрылков. V NE – непревышаемая скорость в спокойном воздухе. Превышение данной скорости запрещается вне зависимости от обстоятельств. V NO – максимальная конструкционная крейсерская скорость. Превышение данной скорости допускается только в спокойном воздухе, при соблюдении должных мер предосторожности. VS – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в определенной конфигурации. VS 0 – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в посадочной конфигурации. Vх – скорость для набора высоты с максимальным углом. Vy – скорость для набора высоты с максимальной скороподъемностью. Режимы работы двигателя: Положение закрылков: IDLE – малый газ, T/O – взлет, MAX – взлетный (максимальный) LDG – посадка, NOM – номинальный. UP – убрано.
ВВ – воздушный винт РУС – ручка управления самолетом 1. ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ 1.1. Основные геометрические и летно-технические Самолет DA 40NG компании Diamond – это высокотехнологичный и высокоэкономичный летательный аппарат. Планер самолета (рис. 1.1) изготовлен из пластика, армированного углеволокном для большей прочности и легкости, что соответствует новым правилам, принятым Европейским ведомством авиационной безопасности (EASA). Элероны, рули высоты и направления, а также закрылки крыла выполнены из углеволокна и стекловолокна с применением многослойной технологии. Лопасти винта – деревянно-композитные, повышенной прочности за счет покрытия из пластика и стальной кромки с нержавеющим покрытием.
Рис. 1.1. Схема самолета в трех проекциях Основные геометрические характеристики самолета
Последнее изменение этой страницы: 2019-05-08; Просмотров: 2421; Нарушение авторского права страницы Главная | Случайная страница | Обратная связь | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Ó ФГБОУ ВО «Ульяновский институт гражданской авиации имени Главного маршала авиации Б.П. Бугаева», 2016
и поляры самолета 
.
Перегрузка, действующая на самолет, также равна нулю. Углу атаки нулевой подъемной силы соответствует минимальный коэффициент сопротивления ( 
равен примерно 0,034);
. Вихреобразование в полете обычно обнаруживается по тряске самолета, которая предупреждает пилота о выходе на углы атаки, близкие к критическому. Наличие тряски является естественным признаком больших углов атаки;
).
вызывает появление дополнительного пикирующего момента. Сопротивление крыла увеличивается, причем в процентном отношении в большей степени, чем подъемная сила, что и приводит к уменьшению аэродинамического качества.
увеличивается. Увеличение лобового сопротивления самолета за счет отклонения закрылков приводит к сокращению стадий выравнивания и выдерживания, а значит, уменьшает посадочную дистанцию;
смещается вверх, при этом 
также возрастает. За счет роста 
, посадочная скорость и длина пробега самолета. 
оценивается в зависимости от отношения расстояния от задней кромки средней аэродинамической хорды до земли к ее величине ( 
).
,
– коэффициент тяги, зависящий от формы лопасти и углов атаки элементов лопасти ( 
≈ 0,25); r – плотность воздуха; n – частота вращения винта; D – диаметр винта.
2. Режим положительной тяги (пропеллерный). На данном режиме с увеличением поступательной скорости V (скорости полета) и относительной поступи уменьшается угол атаки элемента лопасти и сила тяги. Это основной рабочий режим элемента лопасти, при котором лопасть обтекается потоком с положительными углами атаки. Угол атаки положителен и сила тяги на элементе лопасти будет положительной.
(определяемой углом атаки α) и плотности воздуха.
.
.
.
, т. е. VH = Vпр 
.
,
(где Ch – часовой расход топлива; V – воздушная (истинная) скорость полета).
,
но 
.
.
, при большей скорости отрыва и меньшем ускорении длина разбега будет больше.
.
определяем, что тяга PГП уравновешивает силу лобового сопротивления, а DP – составляющую силы веса G2, т. е. 
, откуда угол набора высоты 
.
может быть получена при наборе высоты на скорости, на которой произведение (ΔΡ×V)max максимальное (рис. 5.3).
а 
получим 
.
.
. Минимальный угол планирования будет достигнут на наивыгоднейшей скорости, при которой аэродинамическое качество максимальное.
– это высота, которую теряет самолет в единицу времени при планировании.
Lсн = H K ± Ut.
, потеря высоты составит примерно 180–220 м.
увеличивается, а подъемной силы 
уменьшается за счет уменьшения эффективной скорости обтекания крыла воздушным потоком из-за прекращения обдувки крыла винтом силовой установки.
и aкр скорость сваливания увеличивается; при грубых ошибках пилотирования или сильном обледенении скорость, на которой выполняется полет, и скорость сваливания могут стать равными. Изменяются усилия на органах управления, может появиться тряска самолета или органов управления. Особенно опасно обледенение силовой установки.
