Эксплуатационные скорости

Масса самолета	1000 кг	1080 кг		1160 кг	1216 кг		1280 кг
Скорость отрыва, kts	58	60		63	65		67
(VY) до 50 ft, kts	65	67		69	70		72
(VY) до безопасной высоты, kts	72
Скорость набора до высоты эшелона, kts	88
Максимальная скорость выпуска закрылков (VFE), kts: – закрылки T/O	110
– закрылки LDG	98
Контрольная скорость захода на посадку (VREF), kts: – закрылки LDG	73	78		81	82		83
– закрылки T/O	70	73		76	77		78
Скорость захода на посадку (VREF ), kts: – закрылки LDG	69	72		74	76		77
Уход на второй круг, kts: – закрылки LDG	–	–		–	76		77
Минимальная скорость ухода на второй круг, kts: – закрылки T/O	72
Максимальная крейсерская скорость (VNO), kts	130
Скорость непревышаемая (VNE), kts	172
Скорость маневрирования (V0), kts	До 1080 кг		1081–1180 кг			Свыше 1080 кг
	101		108			113

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
самолета DA 40NG

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  и поляры самолета .

Данные аэродинамические характеристики самолета DA 40NG  и  показаны на рис. 1.2.

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  Перегрузка, действующая на самолет, также равна нулю. Углу атаки нулевой подъемной силы соответствует минимальный коэффициент сопротивления (  равен примерно 0,034);

– a_нв = 8° – наивыгоднейший угол атаки; на этом угле аэродинамическое качество максимальное (K_max = 9,4). Наивыгоднейшему углу атаки соответствует скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью;

– a_тр = 18° – угол начала тряски. Это угол, при котором нарушается плавность обтекания крыла. Наличие вихрей на верхней поверхности крыла замедляет рост . 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;

– a_сигнал = 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;

– a_кр = 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
характеристики самолета DA 40NG

Влияние выпуска закрылков. На самолете применяются щелевые закрылки, которые отклоняются на углы d_з = 20° ± 2° (Т/О – взлет) и d_з = 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:
I – закрылков; II – элеронов; III – турбулизаторов

При выпуске закрылков центр давления смещается назад, что наряду с ростом подъемной силы  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.

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):

– a_кр 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;

–  увеличивается. Увеличение лобового сопротивления самолета за счет отклонения закрылков приводит к сокращению стадий выравнивания и выдерживания, а значит, уменьшает посадочную дистанцию;

–  увеличивается на всех углах атаки, вследствие увеличения кривизны профиля крыла (см. рис. 1.4). Кривая  смещается вверх, при этом  также возрастает. За счет роста  на любом угле атаки уменьшаются скорость на глиссаде , посадочная скорость и длина пробега самолета.   

Если  увеличивается, то скорость сваливания уменьшается. Так, если полетная масса самолета составляет 1280 кг, то для полета с убранными закрылками скорость сваливания V_S = 66 узлов, с выпущенными закрылками в положение Т/О эта скорость равна V_S = 62 узла, а при полете с закрылками, выпущенными в положение LDG V_S = 60 узлов. Для полетной массы самолета 1080 кг соответственно V_S = 60 узлов при убранных закрылках, V_S = 56 узлов при закрылках в положении Т/О, а при закрылках в положении LDG V_S = 57 узлов;

– K_max 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  оценивается в зависимости от отношения расстояния от задней кромки средней аэродинамической хорды до земли к ее величине ( ).

При взлете после отрыва самолета от ВПП в процессе набора высоты исчезает влияние экрана земли, увеличивается лобовое сопротивление, подъемная сила падает, возможна просадка самолета.

Влияние работы воздушного винта. В наборе высоты и при работе двигателя на номинальном режиме коэффициент подъемной силы по сравнению со снижением увеличивается приблизительно на 26–28 %, качество увеличивается за счет обдувки крыла винтом. Поляра самолета и зависимость  с учетом обдувки изменяют положение в системе координат (рис. 1.8).

Рис. 1.8. Влияние работы винта на аэродинамические характеристики

Увеличение и уменьшение подъемной силы крыла за счет обдувки необходимо учитывать при изменении режима работы силовой установки, особенно после пролета препятствий на взлете, при уходе на второй круг, перед приземлением самолета. Пилот не должен допускать резкой уборки режима, так как это может привести к просадке самолета, столкновению с препятствиями, грубому приземлению. Критический угол атаки при увеличении режима двигателя незначительно уменьшается из-за больших скоростей обтекания.

⇐ Предыдущая12345678910Следующая ⇒

Поделиться: