Материал: 5 - ПАД ДА40
Приборные скорости самолета
|
|
Масса, кг |
Скорость, узлы |
|
V0 – эксплуатационная маневренная скорость. После превышения этой скорости запрещается полное или резкое перемещение рулевых поверхностей |
До 1080 |
101 |
|
От 1080 до 1180 |
108 |
|
|
Свыше 1180 |
113 |
|
|
Положение закрылков |
Скорость, узлы |
|
Vfe – максимальная скорость полета с выпущенными закрылками. Запрещается превышение указанных значений при соответствующих положениях закрылков |
LDG (посадка) |
98 |
|
Т/О (взлет) |
110 |
|
|
Vno – максимальная конструкционная крейсерская скорость. Превышение данной скорости допускается только в спокойном воздухе при соблюдении должных мер предосторожности |
UP (убраны) |
130 |
|
Vne – непревышаемая скорость в спокойном воздухе. Превышение данной скорости запрещается вне зависимости от обстоятельств |
UP (убраны) |
172 |
Основные летно-технические характеристики самолета
|
|
кг |
lbs (фунты) |
|
Максимальная взлетная масса |
1280 |
2822 |
|
Максимальная посадочная масса |
1280 |
2822 |
|
Минимальная полетная масса |
940 |
2072 |
|
Максимальная масса без топлива |
1200 |
2646 |
|
Максимальная загрузка багажного отсека (между задними креслами и шпангоутом крепления багажного отсека) |
30 |
66 |
|
Максимальная загрузка удлиненного багажного отсека (если он установлен) |
5 |
11 |
|
Максимальная загрузка короткого дополнительного багажного отсека (по рекомендации ОАМ 40-331) |
15 |
33 |
|
Мощность двигателя, л.с. |
165,0 |
|
Взлетная дистанция для MCА (при m = 1280 кг), м |
584 |
|
Длина разбега (при m = 1280 кг), м |
389 |
|
Посадочная дистанция (при m = 1280 кг), закр. LDG(посадка), м |
632 |
|
Пробег (при m = 1280 кг), м |
303 |
|
Скороподъемность на уровне моря (при m = 1280 кг), м/с |
3,5 |
|
Vпр (KIAS) (мощн. 80 %, высота 10000 футов, СА), узлы |
123 |
|
Vист (TAS) (мощн. 80 %, высота 10000 футов, СА), узлы |
137,5 |
|
Максимальная высота полета |
16,400 ft (5,000 м) |
|
Запас топлива 1. Исполнение со стандартными баками: |
|
|
– общее количество топлива |
2 x 15,0 ам. галл. (2 x 56,8 л) |
|
– расходуемое топливо |
2 x 14,0 ам. галл. (2 x 53,0 л) |
|
2. Исполнение с баками увеличенной емкости (на заказ): |
|
|
– общее количество топлива |
2 x 20,5 ам. галл. (2 x 77,6 л) |
|
– расходуемое топливо |
2 x 19,5 ам. галл. (2 x 73,8 л) |
|
Расход топлива, л/ч: |
|
|
– 50 % нагрузки |
16,6 |
|
– 60 % нагрузки |
20 |
|
– 75 % нагрузки (расчетный режим ГП) |
24,5 |
|
– 80 % нагрузки |
26,5 |
|
– 100 % нагрузки |
35 |
Скорости сваливания
|
Масса самолета |
1000 кг |
1080 кг |
1160 кг |
1216 кг |
1280 кг |
|
Скорость сваливания (VS), kts – закрылки LDG |
55 |
57 |
58 |
59 |
60 |
|
– закрылки T/O |
54 |
56 |
58 |
60 |
62 |
|
– закрылки UP |
56 |
60 |
62 |
64 |
66 |
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:
– 0 = 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);
– нв = 8 – наивыгоднейший угол атаки; на этом угле аэродинамическое качество максимальное (Kmax = 9,4). Наивыгоднейшему углу атаки соответствует скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью;
–
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;
– 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;
–
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
).