Примерные значения коэффициента трения качения

Рис. 5.1. Условия горизонтального полета

Для осуществления горизонтального полета необходимо, чтобы

, .

Скорость, тяга и мощность, потребные для горизонтального полета, определяются

по формулам:

,

Рис. 5.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей самолета

Рис. 5.3. Влияние полетной массы на летные характеристики самолета

При выполнении горизонтального полета с меньшей массой необходима меньшая подъемная сила, а значит, при том же угле атаки и высоте полета требуются меньшая скорость, сила тяги и мощность.

Уменьшение полетной массы на каждом угле атаки и заданной высоте полета вызывает уменьшение потребной скорости, тяги и мощности. Кривая потребной мощности перемещается в системе координат влево и вниз (см. рис. 3.3).

При уменьшении полетной массы самолета скорость сваливания, наивыгоднейшая и экономическая скорость уменьшаются, максимальная скорость полета увеличивается, избыток мощности, а значит угол набора и вертикальная скорость самолета увеличиваются.

Рис. 5.4. Влияние высоты на летные характеристики самолета (для m = const и a = const).

При выполнении горизонтального полета на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъемной силы и силы тяжести самолета:

. Минимально допустимые скорости полета для всех высот и элементов полета устанавливаются по величине приборной скорости.

Для определения истинной скорости на высоте (V_H) необходимо значение приборной скорости умножить на высотный коэффициент , т.е. V_H = V_пр , откуда V_пр = V_H . Потребная мощность при увеличении высоты N_H = N₀ .

Так как при увеличении высоты полета V_гп и N_гп увеличиваются пропорционально высотному коэффициенту, каждый угол атаки и вся кривая потребных мощностей смещаются в системе координат вправо за счет повышения скорости и вверх за счет увеличения мощности. Располагаемая мощность с увеличением высоты полета непрерывно уменьшается.

DA 40 NG — КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ (ИСТИННАЯ ВОЗДУШНАЯ СКОРОСТЬ)

Рис. 5.5. Изменение скоростей с поднятием на высоту

Рис. 5.6. Влияние выпуска закрылков на потребную тягу

НАГРУЗКА [%]

Рис. 5.7. Расход топлива в зависимости от установки мощности в процентах

Пример. Нагрузка – 80%. Результат: 7,0 галл/час (26,5л/час)

Рис. 4.1. Схема взлета самолета

Рис. 4.2. Изменение сил, действующих на самолет на разбеге

При разбеге на самолет действуют подъемная сила (Y), сила лобового сопротивления (X), сила веса самолета (G), сила тяги силовой установки (P), сила реакции ВПП (N = G – Y) и сила трения (F_тр)

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: DP = P – (X + F_тр).

Скорость отрыва определяется по формуле Длиной разбега ( )называется расстояние, пробегаемое самолетом по земле от начала движения до момента отрыва.

Примерные значения коэффициента трения качения

Рис. 4.5. Разворачивающий и кренящий моменты, действующие на самолет при взлете с боковым ветром

Рис. 5.1. Схема сил в наборе высоты

Рис. 5.2. Характеристики набора высоты Рис. 5.3. Поляра набора высоты

Рис. 5.4. Влияние массы самолета на поляру набора высоты

Рис. 5.5. Влияние режима работы двигателя на поляру набора высоты

Рис. 5.7. Влияние вида шасси на поляру набора высоты

1 – шасси без обтекателей;

2 – шасси с обтекателями

Рис. 5.10. Схема сил на снижении

Headwind Component (Встречная составляющая ветра) [kts] Напроавление полета

Рис. 3.6. Влияние выпуска шасси и закрылков на потребную тягу

Пример. Направление полета - 360º, Ветер - 32º/30узлов.
Результат – боковая составляющая ветра – 16 узлов

Рис. 5.14. Влияние вида шасси на поляру снижения

1 - шасси без обтекателей;

2 - шасси с обтекателями

Рис. 10.1. Схема захода на посадку самолета DA 40

Рис. 10.2. Стадии посадки

Рис. 6.8. Заход на посадкус боковым ветром

Рис. 6.9. Возникновение М_ст при посадке с боковым ветром с углом упреждения.

Рис. 13.1. Расположение базовой плоскости на схеме самолета