Материал: 5 - ПАД ДА40

1.3. Факторы, влияющие на аэродинамические характеристики самолета da 40ng

Влияние выпуска закрылков. На самолете применяются щелевые закрылки, которые отклоняются на углы _з = 20° ± 2 (Т/О – взлет) и _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):

– _кр уменьшается в основном за счет увеличения кривизны профиля при выпуске закрылков;

– ₀ 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.

1.4. Вертикальные законцовки крыла и стабилизатора

Законцовки крыла (иначе концевые крылышки или винглеты, от англ. winglet «крылышко») – небольшие дополнительные элементы на концах крыла самолета в виде крылышек или плоских шайб (рис. 1.9). Законцовки крыла служат для увеличения эффективного размаха крыла, снижая индуктивное сопротивление.

Рис. 1.9. Общий вид законцовок крыла и стабилизатора

При обтекании крыла воздушным потоком образуется разность давлений под крылом и над ним. Под действием этой разности воздух начинает перетекать через концевые сечения крыла из области большего давления (из-под крыла) в область меньшего давления, то есть на крыло. При движении крыла в воздухе образуются так называемые вихревые жгуты (рис. 1.10). Они представляют собой вращающуюся массу воздуха. Вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз. В результате скоса потока возникает индуктивное сопротивление – это дополнительное сопротивление крыла, вызванное наклоном вектора скорости.

Рис. 1.10. Влияние винглет на величину концевого вихря

С увеличением коэффициента подъемной силы или угла атаки увеличивается скос потока и индуктивное сопротивление. Увеличивая удлинение крыла, можно уменьшить величину индуктивного сопротивления.

Также для уменьшения индуктивного сопротивления крыла при перетекании потока через концы полукрыльев на законцовках крыла могут устанавливаться небольшие крылышки (винглеты) – своеобразные аэродинамические гребни.

Благодаря установке винглет на законцовках крыла и стабилизатора улучшаются следующие характеристики самолета:

– уменьшается индуктивное сопротивление;

– увеличивается угол набора;

– улучшаются характеристики набора высоты;

– увеличивается аэродинамическое качество;

– уменьшается потребный режим двигателя в крейсерском полете (до 3–4 %);

– улучшается топливная экономичность самолета и увеличивается дальность полета. В крейсерском полете километровый расход топлива уменьшается до 5–6 %, соответственно примерно на ту же дальность (в процентах) можно перевезти больше груза.

Законцовки имеют и ряд недостатков:

– дополнительный вес конструкции;

– несколько ухудшается боковая устойчивость, что приводит к дополнительным ограничениям бокового ветра, особенно на посадке;

– усложняется технология изготовления;

– увеличивается стоимость конструкции.

2. Силовая установка самолета da 40ng. Работа винта

2.1. Общие сведения

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

Двигатель Austro Engine E4-A – четырехцилиндровый двигатель прямого впрыска, жидкостного охлаждения с турбоохладителем и редукционной передачей винта 1:1,69 – на редукторе понижения оборотов. Двигатель работает как на авиационном керосине, так и на дизельном топливе и развивает мощность 123,5 кВт (165,6 л.с.) при частоте вращения 2300 об/мин.

Цифровой электронный регулятор автоматически контролирует режимы работы двигателя, количество оборотов в минуту также регулируется автоматически. Трехлопастной воздушный винт mt-Propeller MTV-6-R/190-69 с гидравлической системой регулировки шага оснащен системой поддержания постоянной частоты вращения.

Изготовитель двигателя – Austro Engine, модель двигателя – E4-A.

Ограничения по частоте вращения вала двигателя (по частоте вращения воздушного винта)

Максимальная частота вращения во взлетном

режиме, об/мин 2300 (в течение не более 5 мин)

Номинальная частота вращения, об/мин 2100

Заброс частоты вращения, об/мин 2500 об/мин (в течение не более 20 с)

Мощность двигателя

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

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

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

РУД выставляется в процентах. На 8–10 % нагрузки осуществляется имитация отказа двигателя при учебных полетах. В крейсерском полете РУД находится в положении 65–70 %.

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

Работа воздушного винта основана практически 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.

Воздушный винт самолета DA 40NG имеет три лопасти, изготовленные из дерева, имеющие покрытие из стеклопластика и отделочное покрытие из акрилового лака (рис. 2.1).

Рис. 2.1. Конструктивная схема воздушного винта DA 40NG

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.

Винт статически и динамически уравновешен. Направление вращения винта – правое.

2.2. Система управления воздушным винтом. Принцип работы

При вращении винта возникают центробежные крутящие моменты, стремящиеся повернуть лопасть в сторону уменьшения угла установки (рис. 2.2, а). У каждой лопасти винта самолета DA 40NG есть противовесы, которые обеспечивают компенсацию центробежных крутящих моментов и поворачивают лопасть в сторону увеличения угла установки (рис. 2.2, б).

Двигатель оснащен системой электронного управления EСU, которая осуществляет регулирование шага винта. Шаг винта регулируется регулятором частоты вращения воздушного винта mt-PropellerP-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 – давление его повышается, при этом увеличивается шаг и уменьшается частота вращения винта. При уменьшении давления масла во втулке воздушного винта происходит уменьшение шага винта и увеличение частоты вращения.