- •Оглавление
- •1. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолета da 40ng 98
- •Введение
- •1. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- •1.1. Основные геометрические и летно-технические характеристики самолета da 40ng
- •Основные геометрические характеристики самолета
- •Приборные скорости самолета
- •Основные летно-технические характеристики самолета
- •Скорости сваливания
- •Эксплуатационные скорости
- •1.2. Основные аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- •1.3. Факторы, влияющие на аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- •Вдали от земли
- •Вблизи от земли
- •1.4. Вертикальные законцовки крыла и стабилизатора
- •2. Силовая установка самолета da 40ng. Работа винта
- •2.1. Общие сведения
- •Ограничения по частоте вращения вала двигателя (по частоте вращения воздушного винта)
- •Мощность двигателя
- •2.2. Система управления воздушным винтом. Принцип работы
- •2.3. Высотно-скоростные характеристики двигателя
- •2.4. Работа лопасти винта в полете
- •2.5. Режимы работы винта
- •3. Характеристики горизонтального полета самолета da 40ng
- •3.1. Общие сведения о горизонтальном полете
- •3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ характерных скоростей
- •Зависимость скорости сваливания vs от полетной массы и угла крена
- •3.3. Первый и второй режимы полета. Особенности пилотирования самолета на больших углах атаки
- •3.4. Влияние высоты и массы на летные характеристики da 40ng
- •Da 40ng – крейсерский полет (истинная воздушная скорость)
- •Истинная воздушная скорость [узл.]
- •3.5. Дальность и продолжительность горизонтального полета самолета da 40ng
- •Da 40ng — расход топлива
- •Нагрузка, %
- •4. Взлет самолета da 40ng
- •4.1. Особенности взлета самолета da 40ng
- •4.2. Основные взлетные характеристики самолета
- •Примерные значения коэффициента трения качения
- •4.3. Факторы, влияющие на скорость отрыва и длину разбега
- •4.4. Взлет самолета da 40ng с боковым и попутным ветром
- •Направление полета
- •Боковая составляющая ветра
- •4.5. Порядок расчета взлетных характеристик самолета da 40ng по номограммам рлэ
- •4.6. Ошибки при выполнении взлета
- •5. Набор высоты и снижение самолета da 40ng
- •5.1. Общие сведения о наборе высоты
- •5.2. Влияние эксплуатационных факторов на характеристики набора высоты
- •5.3. Участки набора высоты
- •Da 40ng – характеристики при наборе высоты – начальный участок набора высоты при взлете
- •Da 40ng – характеристики при наборе высоты – крейсерский набор высоты
- •5.4. Установившееся снижение
- •5.5. Поляра вертикальных скоростей на снижении (планировании)
- •5.6. Особенности снижения самолета da 40ng
- •5.7. Особенности выполнения аварийного (экстренного) снижения
- •6. Заход на посадку и посадка самолета da 40ng
- •6.1. Выполнение захода на посадку и посадка самолета da 40ng
- •6.2. Участки посадки самолета
- •6.3. Основные посадочные характеристики
- •Посадочные характеристики самолета da 40ng
- •6.4. Факторы, влияющие на посадочные характеристики
- •6.7. Посадка da 40ng при боковом ветре
- •6.8. Ошибки при выполнении посадки
- •7. Продольное равновесие, устойчивость и управляемость самолета da 40ng. Расчет центровки
- •7.1. Продольное равновесие самолета
- •7.2. Продольная устойчивость самолета по перегрузке (углу атаки)
- •7.3. Продольная статическая устойчивость самолета по скорости
- •7.4. Продольная управляемость самолета
- •7.5. Общие сведения, связанные с загрузкой и центровкой самолета da 40ng
- •Ограничения по массам
- •7.6. Протокол взвешивания и определения центровки
- •7.7. Принцип расчета центровки самолета da 40ng
- •Расчет варианта загрузки и центровки
- •8. Боковое равновесие, устойчивость и управляемость самолета da 40ng
- •8.1. Путевое равновесие самолета
- •8.2. Поперечное равновесие самолета
- •8.3. Путевая устойчивость самолета
- •8.4. Поперечная устойчивость самолета
- •8.5. Путевая и поперечная управляемость самолета
- •9. Особенности пилотирования самолета da 40ng при отказе двигателя
- •9.1. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на различных этапах полета
- •9.2. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на взлете
- •9.3. Отказ двигателя в наборе высоты и в горизонтальном полете
- •10. Особые условия полета самолета da 40ng
- •10.1. Особенности полета самолета в условиях обледенения
- •10.2. Особенности полета самолета в турбулентной атмосфере
- •10.3. Полет самолета в условиях сдвига ветра
- •10.4. Сваливание и штопор самолета
- •Тесты по практической аэродинамике самолета da 40ng
- •1. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- •2. Силовая установка самолета da 40ng. Работа винта
- •3. Характеристики горизонтального полета самолета da 40ng
- •4. Взлет самолета da 40ng
- •5. Набор высоты и снижение самолета da 40ng
- •6. Заход на посадку и посадка самолета
- •7. Продольное равновесие, устойчивость и управляемость самолета da 40 ng. Расчет центровки
- •8. Боковое равновесие, устойчивость и управляемость самолета
- •9. Особенности пилотирования самолета da 40ng при отказе двигателя
- •10. Особые условия полета самолета da 40ng
- •Библиографический список
4.5. Порядок расчета взлетных характеристик самолета da 40ng по номограммам рлэ
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).
4.6. Ошибки при выполнении взлета
При выполнении взлета возможны следующие ошибки.
1. Неправильная установка самолета на исполнительном старте (левее или правее оси ВПП или под углом к оси ВПП). Это результат небрежности пилота или желание упредить влияние бокового ветра для облегчения выдерживания прямолинейного движения. При этом чаще всего необходимое направление взлета не выдерживается и желание пилота не оправдывается, так как в процессе движения установить самолет по оси ВПП труднее, особенно при наличии большого значения бокового ветра.
2. Отрыв на нерасчетных углах атаки (большие или малые углы атаки).
Отрыв самолета с большим углом атаки возможен при взлете с коротких полос, при возникновении неожиданных препятствий на ВПП, при взлете с ВПП, имеющих неровности или снежные заносы, для уменьшения нагрузки на переднюю опору шасси. Сознательно пилот не будет «подрывать» самолет на малых скоростях, чаще всего разбег наоборот, затягивается, особенно при наличии бокового ветра. Увеличение угла атаки при отрыве ведет к уменьшению скорости отрыва, что создает угрозу безопасности на взлете. Негативными явлениями являются ухудшение устойчивости и управляемости самолета, повторное приземление самолета при порывах ветра и худший вариант – сваливание самолета.
Отрыв самолета с малым углом атаки ведет к увеличению длины разбега, скорости отрыва и увеличивает нагрузки на опоры шасси. Отрыв на повышенной скорости сам по себе не является опасным, но разбег сопровождается чрезмерными нагрузками на узлы шасси и, особенно, на колесо передней опоры (которое имеет ограничения по прочности пневматиков Vmax = 120 миль/ч).
3. Невыдерживание направления в процессе разбега самолета.
В процессе разбега пилот должен своевременно парировать малейшее уклонение от направления взлета, отклоняя руль направления. Направление движения невозможно выдержать при запоздалом вмешательстве пилота, наличии бокового ветра более допустимого и плохом состоянии ВПП.
Основные причины возникновения разворачивающего момента – это боковая составляющая ветра, а также влияние скоса потока от воздушного винта: взлетный режим создает разворачивающий момент влево, а малый газ – вправо.
При значительном уклонении от направления разбега и неуверенности в том, что самолет удастся вернуть на ось ВПП, взлет необходимо прекратить.
Следует учитывать, что при взлете с ВПП при пониженном коэффициенте сцепления, даже при небольшом боковом ветре, направление, особенно в начале разбега, выдерживать трудно, так как руль направления малоэффективен ввиду малой скорости его обтекания.