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).

7.7. Принцип расчета центровки самолета da 40ng

Для обеспечения летно-технических, пилотажных характеристик и безопасности полетов эксплуатация самолета должна осуществляться в пределах диапазона допустимых значений массы и центровки (рис. 7.9). Пилот обязан контролировать массу и центровку самолета и не допускать превышения установленных пределов. При этом необходимо учитывать смещение центровки по мере выработки топлива. Расчет варианта загрузки и центровки представлен на рис. 7.9.

Расчет варианта загрузки и центровки

Рис. 7.9. Допустимый диапазон центровок самолета DA 40NG

8. Боковое равновесие, устойчивость и управляемость самолета da 40ng

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.

8.1. 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 M_у пр = М_у 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.

8.2. Поперечное равновесие самолета

Поперечным равновесием называется состояние самолета, при котором его центр масс движется прямолинейно и равномерно, и самолет не вращается вокруг продольной оси ОХ. Для обеспечения поперечного равновесия необходимо, чтобы момент, кренящий самолет вправо, равнялся моменту, кренящему его влево, то есть М_x л = М_x пр (рис. 8.2).

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.

8.3. Путевая устойчивость самолета

Путевой (или флюгерной) устойчивостью самолета называется способность его самостоятельно, без вмешательства пилота, восстанавливать первоначальное состояние путевого равновесия.

Для обеспечения путевой устойчивости необходимо создание восстанавливающего или стабилизирующего момента (M_{y β}) при появлении угла скольжения  (рис. 8.3).

Рис. 8.3. Реализация путевой устойчивости самолета

Предположим, что под действием порыва ветра самолет развернулся на угол . При полете со скольжением нарушается симметрия обтекания самолета, в результате чего возникают сила Z_а и момент M_y . Сила Z_а расположена в боковом фокусе самолета и создает восстанавливающий момент M_y , который будет уменьшать угол скольжения, возвращая самолет в первоначальное состояние путевого равновесия.

На путевую устойчивость влияют площадь вертикального оперения, центровка самолета, угол атаки, положение закрылков и скорость полета.

8.5. Путевая и поперечная управляемость самолета

Путевое управление самолетом DA 40NG осуществляется вокруг нормальной оси ОУ при помощи педалей и соответствующего отклонения руля направления.

Поперечное управление осуществляется вокруг продольной оси ОХ с помощью элеронов.

Путевая управляемость оценивается следующими критериями:

– – эффективность путевого управления: показывает, насколько необходимо отклонить руль направления для того, чтобы создать крен самолета на 1°;

– – тяжесть путевого управления: показывает, какое усилие необходимо приложить на педаль для того, чтобы создать крен самолета на 1°;

При отклонении элеронов изменяется кривизна, а следовательно, и характер обтекания той части крыла, которая расположена перед элеронами. В результате разных условий обтекания полукрыльев возникает разность подъемных сил Y_л и Y_пр. Эта разность создает кренящий момент относительно продольной оси, под действием которого самолет начинает вращаться в сторону отклоненной ручки.

Оценивается поперечная управляемость следующими показателями:

– – тяжесть поперечного управления: показывает, какое усилие необходимо приложить к ручке управления самолетом, чтобы заставить вращаться самолет с угловой скоростью 1 рад/с;

– – эффективность элеронов: показывает, на сколько градусов необходимо отклонить элероны, чтобы заставить самолет вращаться с угловой скоростью 1 рад/с.

9. Особенности пилотирования самолета da 40ng при отказе двигателя

9.1. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на различных этапах полета

При отказе двигателя, возможность которого всегда допускается, следует в первую очередь сохранять необходимое для полета пространственное положение самолета и подготовиться к возможной аварийной посадке, и лишь во вторую – попытаться устранить возникшую неисправность (действовать по принципу «сохранять управление самолетом»). Перед полетом пилот обязан оценить пригодность рельефа местности для аварийной посадки на каждом этапе полета. Для обеспечения безопасности полета пилот обязан поддерживать безопасную минимальную абсолютную высоту полета. Необходимо заранее продумать порядок действий в возможных неблагоприятных ситуациях. Пилот не должен воспринимать отказ двигателя чрезмерно эмоционально и обязан в любых обстоятельствах действовать спокойно и решительно.

При отказе двигателя воздушный винт DA 40NG переходит в режим авторотации.

Самолет уменьшает скорость и высоту полета, так как располагаемая тяга уменьшается до нуля. Первоочередная задача пилота – обеспечение безопасного завершения полета, то есть безопасной скорости и положения самолета в пространстве.

При отказе двигателя аэродинамические характеристики самолета ухудшаются (рис. 9.1).

Рис. 9.1. Изменение аэродинамических характеристик при отказе двигателя

Коэффициент лобового сопротивления увеличивается, а подъемной силы уменьшается за счет уменьшения эффективной скорости обтекания крыла воздушным потоком из-за прекращения обдувки крыла винтом силовой установки.

8.4. Поперечная устойчивость самолета

Поперечной устойчивостью самолета называется способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, восстанавливать нарушенное поперечное равновесие относительно продольной оси ОХ.

Допустим, самолет под действием порыва ветра накренился на левое полукрыло (рис. 8.4). Когда накренение самолета прекратилось, то появляется составляющая сила тяжести Gsinγ, под действием этой силы самолет начинает искривлять свою траекторию и скользить в сторону крена. Скольжением называется такое положение самолета, когда его продольная ось не совпадает с направлением движения. В процессе скольжения опущенное крыло находится в более выгодных аэродинамических условиях, так как вектор скорости направлен к самолету со стороны этого полукрыла. Поэтому подъемная сила Y_а опущенного крыла увеличивается, и самолет сам, без вмешательства пилота выходит из крена, восстанавливая нарушенное поперечное равновесие.

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 :

При больших значениях коэффициента  самолет обладает завышенной поперечной устойчивостью, что приводит к боковой раскачке самолета (типа «голландский шаг»). При малых значениях коэффициента  самолет имеет завышенную путевую устойчивость, что приводит к спиральной неустойчивости самолета.