Ульяновское высшее авиационное училище

Министерство транспорта Российской Федерации

Федеральное государственное БЮДЖЕТНОЕ образовательное учреждение

высшего профессионального образования

Ульяновское высшее авиационное училище

Гражданской авиации (институт)

 

 

Практическая аэродинамика

Самолета DA 40

 

Методические рекомендации

по проведению практических занятий

 

 

 

Ульяновск 2013

 

В работе приведены аэродинамические и летные характеристики самолета DA 40, даны необходимые теоретические сведения по вопросам эксплуатации самолета в ожидаемых условиях и сложных ситуациях в полете; сведения о равновесии, устойчивости и управляемости самолета; даны конкретные рекомендации по выполнению отдельных элементов полета и их теоретическое обоснование.

Распределение материала по темам и последовательность его изложения соответствует учебной программе дисциплины «Практическая аэродинамика»вариант № 2 (для групп, изучающих самолёт DA 40).

Проверить в процессе подготовки к занятиям качество своих знаний можно, ответив на вопросы контрольных тестов, приведенных в пособии. А для того, чтобы сделать самостоятельную работу более целенаправленной, в конце пособия даны вопросы итогового контроля по дисциплине.

Предназначено для курсантов специализации 162001.65.01, а также для слушателей АУЦ, проходящих подготовку на данном типе ВС.

 

 

Сост. Б.Н.Рознин Ульяновск, УВАУГА, 2013 год

Практическая аэродинамика самолета DA 40

Методические рекомендации

по проведению практических занятий

 

Рассмотрен и утвержден на заседании кафедры ЛЭ и БП

Протокол заседания № 6 от 21 февраля 2013 года

 

 

№ п/п	Оглавление	стр
	От составителей
	Аббревиатуры, используемые при рассмотрении летных характеристик самолета
	Основные летно-технические характеристики самолета
	ТЕМА 1. Основные геометрические характеристики. Особенности аэродинамической компоновки DA 40. Аэродинамические характеристики (АДХ) самолета DA40. Влия­ние эксплуатационных факторов на АДХ.
	Тема 2. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Влияние выпуска механизации крыла па аэродинамические характеристи­ки самолета. Анализ потребных углов отклонения закрылков на взлете и посадке.
	Тема 3. Силовая установка самолета DA 40. Работа винта. Общая характеристика силовой установки. Сила тяги винта. Высотно-скоростные характеристики двигателя.
	Тема 4. Режимы работы винта. Особенности работы винта при снижении, заходе на посадку, посадке. Работа винта при отказе двигателя
	Тема 5. Характеристики горизонтального полета (ГП) самолета DA 40. Кривые потребных и располагаемых мощностей. Летные характеристики ГП самолета DA 40. Первый и второй режимы горизонтального полета.
	Тема 6. Влияние вы­соты и массы на лётные характеристики DA 40. Влияние выпуска ме­ханизации крыла на лётные характеристики самолёта. Изменение скоростей с поднятием на высоту и лётные ограничения. Дальность и продолжительность полёта.
	Тема 7. Руление и взлет самолета. Этапы взлёта. Основные взлетные характеристики. Факторы, влияющие на длину разбег и скорость отрыва. Силы, действующие на самолет на взлете с боковым ветром.
	Тема 8. Силы, действующие на самолет при наборе высоты. Характеристики набора высоты. Поляра скоростей набора высоты. Влияние эксплуатационных параметров на градиент набора высоты.
	Тема 9. Силы, действующие на самолет при снижении самолёта. Характеристики снижения. Влияние эксплуатационных параметров на характеристики снижения. Режимы планирования. Экстренное снижение.
	Тема 10. Схема захода на посадку. Посадка. Схема сил, действующих на самолет при посадке. Схема посадки.
	ТЕМА 11. Основные посадочные характеристики. Уход самолета на второй круг. Просадка самолета, минимальная высота ухода.
	ТЕМА 12. Посадка при боковом ветре и на мокрую ВПП. Гидроглиссирование. Ошибки при выполнении посадки.
	ТЕМА 13. Равновесие, устойчивость и управляемость. Основные понятия и определения. Центровка самолёта. Диапазон допустимых центровок самолёта.
	Тема 14. Продольное равновесие устойчивость и управляемость самолёта. Балансировочные кривые.
	ТЕМА 15. Боковое равновесие. Особенности поперечной и путевой устойчивости и управляемости самолёта. Особенности полета при попадании в спутный след самолета.
	ТЕМА 16. Поведение самолета при отказе двигателя. Обоснование рекомендаций экипажу по действиям при отказе двигателя на различных этапах полета.
	Тема 17. Особые условия полета. Поведение самолета при полете в неспокойном воздухе. Сдвиг ветра. Выход на большие углы атаки. Рекомендации по пилотированию самолёта в условиях сдвига ветра и выводу из не преднамеренного штопора.
	Тема 18. Обледенение самолёта. Причины обледенения самолёта в полёте. Изменение аэродинамических и лётных характеристик обледеневшего самолёта.

 

От составителей

Обращаем внимание читателей на то, что самолет DIAMOND DA 40 NG австрийского производства, поэтому на шкалах приборов, на номограммах в РЛЭ для обозначения физических величин употребляются неметрические единицы англоязычных стран (см. таблицу). В нашем пособии мы активно употребляем неметрические единицы измерения скорости и высоты, для остальных величин в основном приняты единицы измерения СИ.

 

Величина	Единица СИ	Неметрические единицы	Формула пересчета
Наименование	Обозначение	Наименование	Обозначение
Масса	килограмм	кг	фунт	lb	[кг] ´ 2,2046 = [lb]
Скорость	километр в час метр в секунду	км/ч м/с	узел миля в час фут в минуту	kts n×mile/h ft/min	[км/ч] / 1,852 = [kts] [км/ч] / 1,609 = [n×mile/h] [м/с] / 196,85 = [ft/min]
Длина Высота	метр километр миллиметр	м км мм	фут морская миля дюйм	ft n×mile in	[м] / 0,3048 = [ft] [км] / 1,852 = [n×mile] [мм] / 25,4 = [in]
Объем	литр	л	американский галлон	gal (US)	[л] / 3,7854 = [gal (US)]
Температура	градус Цельсия	°C	градус Фаренгейта	°F	[°C] ´ 1,8 + 32 = [°F] ([°F] – 32) / 1,8 = [°C]
Давление	гектопаскаль миллибар бар	гПа мбар бар	дюйм ртутного столба фунт на квадратный дюйм		[гПа] = [мбар] [гПа] / 33,86 = [дюйм рт.ст.] [бар] ´ 14,504 = = [фунт/кв.дюйм]
Сила, вес	ньютон	Н	фунт-сила		[H] ´ 0,2248 = [фунт-сила]
Частота вращения обороты в минуту об/мин (RPM)

Отличаются также и аббревиатуры, принятые для обозначения скоростей, поэтому для быстрой и удобной работы с пособием рекомендуем вам прежде всего внимательно ознакомиться с представленным ниже списком.

Аббревиатуры, используемые при рассмотрении
летных характеристик самолета

CAS – индикаторная воздушная скорость. Приборная воздушная скорость с учетом поправки на погрешность установки и инструментальную погрешность. Индикаторная воздушная 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 – индикаторная воздушная скорость в узлах.

KIAS – приборная воздушная скорость в узлах.

TAS – истинная воздушная скорость. Скорость самолета относительно воздуха. Истинная воздушная скорость – это индикаторная воздушная скорость с учетом поправок на высоту и температуру воздуха.

V_A – 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.

V_S – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в определенной конфигурации.

V_{S 0} – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в посадочной конфигурации.

V_{S 1} – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета с убранными закрылками.

V_SSE – минимальная эволютивная скорость при обучении. Минимальная скорость, необходимая в случае намеренного останова одного двигателя или при работе одного двигателя в режиме IDLE (при обучении).

V_x – скорость для набора высоты под наилучшим углом.

V_Y – скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью.

V_REF –минимальная (базовая) скорость пересечения торца ВПП.

Wпут.- путевая скорость (скорость относительно земли).

Режимы работы двигателя: Положение закрылков:

IDLE – малый газ APP – заход,

MAX – взлетный (максимальный LDG – посадка,

NOM – номинальный. UP – убрано.

Вблизи от земли

Рис. 2.5. Распределение вихрей вдали от земли и вблизи земли

При движении самолета вблизи поверхности земли часть вихрей не может перетекать через торец крыла с нижней поверхности на верхнюю, это увеличивает перепад давления под и над крылом, что приводит к росту подъемной силы самолета.

Рис. 2.6. Влияние близости земли на аэродинамические характеристики

При движении самолета вблизи земли скос потока, вызванный крылом, уменьшается. Индуктивное сопротивление, которое пропорционально величине скоса, также уменьшается (рис. 2.6). Уменьшение индуктивного сопротивления и увеличение подъемной силы приводят к увеличению максимального качества на 2-3 единицы. Влияние экрана земли зависит от расстояния между крылом самолета и земной поверхностью, и величина прироста коэффициента подъемной силы (D c_y) оценивается в зависимости от отношения расстояния от задней кромки средней аэродинамической хорды до земли к ее величине ().

После отрыва самолета на малых скоростях 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 с планированием увеличивается на 26–28 %, качество увеличивается на 11–13 % за счет обдувки крыла винтами с большей скоростью, чем скорость полета. Поляра самолета и зависимость c_y = f (a) с учетом обдувки изменяют положение в системе координат (рис. 2.7).

Рис. 2.7. 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.

Общие сведения

- a) Изготовитель двигателя: Austro Engine

- b) Модель двигателя: E4-A

- c) Ограничения на частоту вращения вала двигателя

(по частоте вращения воздушного винта)

Максимальная частота вращения во взлетном режиме (об/мин): 2300 об/мин

(в течение не более 5 мин)

Номинальное число оборотов (об/мин): 2100 об/мин

Заброс оборотов: 2500 об/мин (в течение не более 20 с)

- d) Мощность двигателя

Максимальная взлетная мощность: 100 % (123,5 кВт, 165 л.с.) (в течение до 5 мин)

Номинальная мощность: 92 % (114 кВт, 152,8 л.с.) при 2100 об/мин в условиях МСА

Для уравновешивания сил лобового сопротивления, получения необходимой скорости и подъемной силы на самолете используется винтовая силовая установка: двигатель Austro Engine E4-A (АЕ 300) (объем 2 л) с трехлопастным винтом mt-Propeller MTV-6-R/190-69. Для уменьшения температуры головок цилиндров применяется жидкостное охлаждение.

Редуктор: 1:1,69 (на редукторе понижение оборотов).

Допускается максимальная частота вращения 2500 об/мин в течение 20 с.

РУД выставляется в процентах. На 8–10 % нагрузки осуществляется имитация отказа двигателя при учебных полета. В крейсерском полете РУД в положении 65–70 % в зависимости от режима полета.

Часовой расход топлива на двигатель при РУД = 50 % составляет 16,6 л/ч.

Работа воздушного винта основана 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.

Винт должен быть статически и динамически уравновешенным.

Направление вращения винта - правое, то есть из кабины пилота винт вращается слева направо (по часовой стрелке).

Рис. 3.1. Конструкция воздушного винта

Воздушный винт имеет три лопасти, изготовленные из дерева, имеющие покрытие из стеклопластика и отделочное покрытие из акрилового лака (рис. 3.1). 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.

Система управления воздушным винтом. При вращении винта возникают центробежные крутящие моменты, стремящиеся повернуть лопасть в сторону уменьшения угла установки (рис. 3.2, а). К каждой лопасти винта самолета DA 40 прикреплены противовесы, которые обеспечивают компенсацию центробежных крутящих моментов и поворачивают лопасть в сторону увеличения угла установки (рис. 3.2, б).

Двигатель оснащен системой электронного управления (FADEС), которая осуществляет регулирование шага винта.

Шаг винта регулируется регулятором оборотов воздушного винта mt-Propeller P-853-16. Регулирование шага осуществляется блоком управления двигателем при помощи электромеханического исполнительного механизма регулятора. Для изменения шага лопастей во втулку воздушного винта закачивается масло из редуктора, при этом увеличивается шаг и уменьшается число оборотов винта. При уменьшении давления масла во втулке воздушного винта происходит уменьшение шага винта и увеличение числа оборотов.

а б

Рис. 3.2. Работа центробежных сил лопастей (а) и противовесов (б)

В полете, в зависимости от установки мощности, шаг воздушного винта регулируется таким

образом, что обеспечивается поддержание заданного числа оборотов (см. Рис. 3.3.).

Рис. 3. 3. Зависимость частоты вращения воздушного винта от режима работы двигателя.

Минимальный удельный расход топлива соответствует нагрузке 60 – 75 %, что соответствует оборотам 2000 ±50 об/мин и равен 198 – 199 г/kW•час или 149 г/л.с. в час, Рис. 3. 4.

 

г/kW•час

kW

Рис. 3. 4. Удельный расход топлива

При числе оборотов двигателя свыше 1300 центробежный упорный механизм большого шага предотвращает выход лопастей за упор (рис. 3.5).

 

Рис. 3.5. Принципиальная схема управления воздушным винтом

 

Углы установки лопастей воздушного винта при 0,75 R:

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 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.

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 (P _ист) раскладывается на две составляющие:

– горизонтальную составляющую (P_x), обеспечивающую движение самолета;

– вертикальную составляющую (P_y), 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 P_y на увеличение аэродинамического качества самолета тем больше, чем больше угол атаки (меньше скорость полета) и выше режим работы двигателя.

Высотно-скоростные характеристики двигателя. Высотной характеристикой двигателя называется зависимость эффективной мощности и эффективного удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной частоте вращения вала двигателя. С подъемом на высоту изменяется температура и плотность окружающего воздуха. Это вызывает изменение мощности, развиваемой двигателем, и удельного расхода топлива.

Уменьшение плотности воздуха приводит к уменьшению расхода воздуха и соответственно эффективной мощности. Мощность двигателя с увеличением высоты полета уменьшается (рис. 3.6), что влияет на ограничение высоты полета самолета, уменьшается вертикальная скорость набора (V_y) и угол набора (Q).

Рис. 3.6. 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. 3.7). Зависимость тяги винта от скорости полета можно определить по формуле

,

где h – КПД винта (h = N _т / N _потр, N _т – тяговая мощность, N _потр – мощность, потребная для вращения); N_е – мощность двигателя, используемая для вращения винта (эффективная); V – скорость полета. Из формулы видно, что сила тяги обратно пропорциональна скорости.

Рис. 3.7. Скоростная характеристика

Чтобы не возникал волновой кризис, между двигателем и винтом установлен редуктор, понижающий частоту вращения.

Для равномерного вращения необходимо равенство М _кр = М _т. Если это условие будет нарушено, то вращение получится ускоренным или замедленным.

Регулятор постоянства оборотов обеспечивает на заданном режиме постоянство частоты вращения (n = const).

Общие сведения

Под установившимся движением самолета подразумевается движение, параметры которого не изменяются с течением времени (рис. 5.1).

Рис. 5.1. Условия горизонтального полета

Для осуществления горизонтального полета необходимо, чтобы

, .

Скорость, тяга и мощность, потребные для горизонтального полета, определяются по формулам:

,

Величина потребной скорости V _ГПзависит от полетной массы самолета, величины c_y (угла атаки, степени обдувки крыла винтом, обледенения самолета) и плотности воздуха.

Величина потребной тяги Р _ГПзависит от массы самолета, аэродинамического качества, угла атаки, положения закрылков, шасси и обледенения самолета.

При a_кр = 21° коэффициент подъемной силы максимальный (c_{y max} = 1,62), а скорость горизонтального полета – минимальная.

Потребная мощность для горизонтального полета зависит от массы самолета, угла атаки, положения закрылков, шасси, степени обдувки крыла винтом, обледенения самолета и плотности воздуха (высоты полета самолета, температуры воздуха и атмосферного давления).

В зависимости от режима полета (высоты, скорости, массы) пилот устанавливает РУД по необходимости. Рекомендованное значение мощности составляет 70 %. Необходимо балансировать самолет по всем каналам по обстоятельствам, в процессе полета контролировать параметры двигателя и систем. Запрещено превышать разницу топлива в левом и правом полукрыльях 18,9 л. Ниже представлены параметры горизонтального полета для разных скоростей и высот (табл. 3.1).

ТЕМА 6.

ВЛИЯНИЕ ВЫ­СОТЫ И МАССЫ НА ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ DA 40.

Влияние выпуска ме­ханизации крыла на лётные характеристики самолёта.

Влияние выпуска закрылков.

Выпуске закрылков на 20° и 42° увеличивают как лобовое сопротивление, так и подъемную силу. За счет выпуска закрылков увеличивается потребная тяга, вследствие роста c_y, кривая потребной тяги смещается влево и вверх (см. рис. 6.4.), уменьшается максимальная скорость, избыток тяги, угол набора и скорость сваливания.

Рис. 6.4. Влияние выпуска закрылков на потребную тягу

Этапы взлёта.

1-й этап – собственно взлет - От начала разбега до набора высоты 15 м (50 ft) и безопасной скорости взлета.
2-й этап взлета – уборка шасси отсутствует.

3-й этап – С высоты 15 м (50 ft) до 100 м (высоты начала уборки закрылков).

4-й этап – С высоты начала уборки закрылков до перевода самолета в полетную конфигурацию и набора высоты 400 м (высоты выхода из круга).

Взлет самолета производится при взлетном режиме работы двигателей (n = 2300 об/мин). В процессе разбега штурвал 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 следует избегать.

По достижении скорости V_R плавным движением штурвала на себя поднимите переднее колесо до взлетного положения (a_отр = 8 - 9°, тангаж 5 - 6°) и удерживайте это положение до отрыва самолета. Скорость V_R должна быть не менее чем на 5 % больше скорости сваливания (V _R ≥ 1,05 V _св) 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 3 - 5 узлов больше скорости V_R и на 10 % больше скорости сваливания (V _отр ≥ 1,1 V _св).На скорости отрыва самолет должен «плотно сидеть» в воздухе, быть хорошо устойчив и управляем.

Скорости сваливания самолета после отрыва составляют (при g = Т/О) 56 – 60 узлов, а скорость первоначального набора высоты больше скорости сваливания на 12–15 узлов, что обеспечивает необходимый запас до сваливания 20–25 %.

Скорость для начала набора высоты при массе до 1280 кг – 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 тангажа.

Расстояние, проходимое самолетом по горизонту от начала разбега до набора высоты 50 футов, называется взлетной дистанцией (см. рис. 7.1), а проходимое самолетом по горизонту от начала разбега до набора высоты 400м – 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 (87–88 узлов), убрать закрылки и уменьшить мощность двигателей до 92 % (обороты 2100), набрать заданную высоту, установить режим двигателям в соответствии со скоростью полета по заданию (50 - 75 %).

Сбалансировать самолет триммерами.

Примерные значения коэффициента трения качения

Поверхность	Коэффициент трения качения	Поверхность	Коэффициент трения качения
Бетонированная полоса	0,03–0,04	Сырой вязкий грунт	0,25–0,35
Твердый травяной грунт	0,05–0,06	Ледяная полоса	0,03–0,05
Мягкий травяной грунт	0,07–0,08	Укатанный снег	0,08–0,15
Мягкий песчаный грунт	0,12–0,30	Рыхлый мокрый снег	0,30

В процессе увеличения скорости на разбеге величина сил, действующих на самолет, изменяется следующим образом:

– подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются;

– сила трения уменьшается;

– сила тяги силовой установки уменьшается, вследствие чего уменьшается избыток силы тяги и среднее ускорение самолета: D P = P – (X + F _тр) (см. рис. 4.2).

Скорость отрыва определяется по формуле .

Как видно, скорость отрыва самолета зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха и коэффициента подъемной силы с учетом обдувки крыла винтом.

При увеличении температуры или уменьшении атмосферного давления плотность воздуха уменьшается, а 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 остается величиной постоянной.

Длиной разбега называется расстояние, пробегаемое самолетом по земле от начала движения до момента отрыва: .

Из формулы видно, что длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением самолета , при большей скорости отрыва и меньшем ускорении длина разбега будет больше.

Этапы набора высоты.

Набор высоты бывает трех видов:

1. Первоначальный набор высоты после взлета до Н = 100 м.

2. Набор высоты после уборки закрылков до Н = 400 м.

3. Набор высоты до заданной.

1. Первоначальный набор высоты до Н = 100 м производится при следующих условиях:

– РУД двигателя в положении MAX;

–закрылки Т/О;

– скорость в наборе: при массе до 1280 кг – 72 узла;

– самолет балансировать без крена и скольжения (шарик в центре).

Номограммы РЛЭ позволяют определить скороподъемность самолета для различных условий взлета. Пример расчета (рис. 5.8) вертикальной скорости, условия:

– барометрическая высота аэродрома равна 2000 футов;

– температура наружного воздуха составляет 15 °С;

– полетная масса – 1050 кг.

На рис. 8.8 стрелками показан порядок определения вертикальной скорости;

согласно этому ключу получаем V_y = 4,4 м/с.

Рис. 8.8. Расчет вертикальной скорости на начальном этапе набора высоты до Н = 400 м

Градиент набора высоты определяется по формуле

В нашем случае получаем:

Результаты расчета показывают, что градиент набора высоты достаточно большой и обеспечит преодоление препятствий по курсу взлета.

2. Набор высоты на эшелон. На этом этапе закрылки должны быть убраны, а режим работы двигателя 92%, скорость – 88 узлов.

Скороподъемность самолета при наборе высоты на эшелон (для справки) также определяется по номограммам РЛЭ. Ниже (рис. 8.9) представлен пример расчета для условий:

– барометрическая высота аэродрома равна 4000 футов;

– температура наружного воздуха составляет 15°С;

– полетная масса – 1050 кг.

Скороподъемность определяется тем же способом, что и в п. 1 (по стрелкам на рис. 5.9). В результате получаем: при заданных условиях V_y = 4,44 м/с.

Градиент набора высоты составляет:

При эксплуатации без обтекателей колес принять уменьшение истинной воздушной скорости на 4 % при всех установках мощности.

Рис. 8.9. Расчет вертикальной скорости при наборе высоты на эшелон

Поляра снижения

Поляра скоростей планирования (снижения) – это график, показывающий зависимость угла планирования и вертикальной скорости планирования от скорости планирования (снижения) (рис. 9.2).

На поляре скоростей снижения можно выделить следующие характерные точки:

1) касательная, проведенная из начала координат, дает в точке касания a_нв и V _нв. Этой скорости соответствует минимальный угол планирования самолета. Границей первого и второго режимов планирования является наивыгоднейшая скорость;

2) касательная, проведенная параллельно оси абсцисс, дает в точке касания a_эк
и V _эк. Этой скорости соответствует минимальная вертикальная скорость снижения самолета.

Рис. 9.2. Поляра скоростей снижения

Для каждого режима работы двигателя, высоты полета, полетной массы существует своя поляра скоростей снижения (рис. 9.2 –9.6).

Рис. 9.3. Влияние массы самолета на поляру снижения

Рис. 9.4. Влияние ветра на поляру снижения

 

Рис. 9.5. Влияние вида шасси на поляру снижения

1 - шасси без обтекателей; 2 - шасси с обтекателями.

Рис. 9.6. Влияние выпуска закрылков на поляру снижения

Порядок снижения

Раздел «Снижение» РЛЭ самолета DA 42 представляет полную свободу пилоту при пилотировании. Главным требованием для пилота является непревышение ограничений по скоростям, эксплуатация силовых установок и систем в соответствии с инструкцией.

При нормальном снижении рекомендуется:

1. Рычаг управления двигателем выставлять по необходимости, для получения расчетной скорости и угла снижения.

2. Скорость на снижении выдерживать по обстоятельствам, не выходя за пределы ограничений по минимальным и максимальным скоростям.

3. Балансировать самолет с нулевыми усилиями на органах управления.

4. Контролировать работу систем и двигателя.

Снижение за минимальное время возможно при максимальной вертикальной скорости. Резкий ввод самолета в снижение может привести к быстрому разгону самолета и выходу за максимально допустимую приборную скорость, созданию отрицательной перегрузки.

Вывод из режима снижения должен быть плавным, чтобы не превысить допустимые эксплуатационные перегрузки, устанавливаемые РЛЭ исходя из условий комфорта и прочности самолета.

9.4 Особенности выполнения аварийного (экстренного) снижения.

Максимально допустимая высота полета самолета – 5000 м; это достаточно большая высота, и содержание кислорода в воздухе на этой высоте пониженное. Учитывая опасности, которые возникают, например, при пожаре, необходимо как можно быстрее потерять высоту, то есть применить снижение с максимальными вертикальными скоростями и большими углами снижения. Получить большую вертикальную скорость можно двумя путями:

1) увеличить поступательную скорость (V _сн), не превышая установленные РЛЭ ограничения;

2) увеличить угол снижения.

При необходимости выполнить аварийное снижение рекомендуется (рис. 9.7):

– рычаг управления двигателем установить в положение IDLE (РУД = 0 %). При этом винт, в зависимости от режима полета, переходит в режим ветряка (отрицательной тяги), то есть на винте появляется отрицательная тяга;

– перевести самолет в снижение с перегрузкой n_у = 0,5–0,6;

– тангаж должен быть в пределах –10…–12°;

Рис. 9.7. Схема аварийного снижения

– в процессе снижения установить скорость по обстоятельствам: V_NO = 130 узел (максимальная конструкционная крейсерская скорость), V_NЕ = 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 ручке управления 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 n_у = 1,1 –1,3 начать вывод из снижения. Просадка самолета при переводе самолета в горизонтальный полет определяется по формуле:

.

Потеря высоты составит 180 –220 м.

 

Посадочные характеристики

Положение закрылков	LDG (посадка)	Нештатное (убраны)
Посадочная масса, кг
Скорость захода, узлы
Посадочная дистанция с высоты 50 футов (15 м)	м
футы
Длина пробега	м
футы

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ:

1. Дл