Файл: 5 - ПАД ДА40.doc

Da 40ng — расход топлива

Нагрузка, %

Рис. 3.7. Расход топлива в зависимости от установки мощности в процентах

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

Расчетные значения количества топлива, отображаемые в поле FUEL CALC (расчетное количество топлива) на многофункциональном индикаторе (MFD) комплекса G1000, не учитывают показания топливомеров самолета.

Отображаемые значения рассчитываются по последнему текущему значению количества топлива, вводимому пилотом, и фактическим данным о расходе топлива. По этой причине данные о продолжительности и дальности полета можно использовать только в справочных целях; их использование для планирования полета запрещается.

Скорость полета, при которой часовой расход топлива минимальный, называется скоростью наибольшей продолжительности.

Скорость и направление ветра. Ветер на часовой расход топлива и продолжительность полета не оказывает влияния. Часовой расход топлива определяется режимом работы двигателя, полетной массой самолета и аэродинамическим качеством самолета:

C_h = P C_уд, или ,

где Р – потребная тяга, С_уд – удельный расход топлива, m – масса самолета, K – аэродинамическое качество самолета.

Дальность полета зависит от силы и направления ветра, так как он изменяет путевую скорость относительно земли:

но

где U – составляющая ветра (попутная – со знаком «+», встречная – со знаком «–»).

При встречном ветре километровый расход топлива увеличивается, а дальность полета уменьшается.

Высота полета. При одинаковой полетной массе самолета с увеличением высоты полета часовой и километровый расходы топлива уменьшаются по причине уменьшения удельного расхода топлива.

Температура наружного воздуха. С повышением температуры воздуха мощность силовой установки при постоянном режиме работы двигателя падает, а скорость полета уменьшается. Поэтому для восстановления заданной скорости на той же высоте в условиях повышенной температуры необходимо увеличивать режим работы двигателя. Это приводит к росту удельного и часового расходов топлива пропорционально повышению температуры. В среднем при отклонении температуры от стандартной на 5 С часовой расход топлива изменяется на 1 %. Подобным образом меняется и километровый расход топлива от температуры, так как зависимость его от часового расхода прямо пропорциональная: .

Техническое обслуживание ВС. При грамотной технической и летной эксплуатации двигателя дальность и продолжительность полета самолета увеличиваются. Так, например, правильная регулировка двигателя, а также установка рычагов управления двигателя в соответствии с экономическим режимом полета приводит к увеличению дальности и продолжительности полета.

4. Взлет самолета da 40ng

4.1. Особенности взлета самолета da 40ng

При рулении. Перед рулением пилот должен убедиться в нормальной, устойчивой работе двигателя; в дальнейшем – запросить разрешение на руление.

После получения разрешения на руление уменьшить частоту вращения, убедиться в закрытии фонаря, педали и ручку управления самолетом (РУС) установить нейтрально, затормозить колеса, дать команду «Убрать колодки». Получив сигнал от техника, стояночный тормоз отключить.

В начале руления экипаж самолета проверяет работоспособность тормозной системы; также необходимо убедиться в отсутствии препятствий в направлении руления и далее начать руление.

Во время руления экипаж самолета обязан следить за окружающей обстановкой, за радиообменом и предупреждать о них командира ВС.

Работать газом плавно во избежание разворачивающего момента влево. Разворачивающий момент парировать тормозами плавно, короткими импульсами.

Скорость руления выбирается командиром ВС в зависимости от состояния поверхности, по которой производится руление, наличия препятствий и условий видимости.

При сильном боковом ветре РУС во время руления отклонить от себя за нейтральное положение, создать нагрузку на переднюю стойку для устойчивого руления, скорость руления снизить, ручку дать на ветер.

Надо также помнить, что площадь под плоскостью вращения воздушного винта должна быть свободной от посторонних предметов во избежание поломки воздушного винта.

При неудовлетворительном состоянии рулежных дорожек во время руления необходимо установить минимально возможную частоту вращения двигателя во избежание повреждений воздушного винта камнями или другими предметами.

При взлете. Взлетом или собственно взлетом называется этап полета самолета от момента начала разбега до набора безопасной скорости V₂ и безопасной высоты 50 ft (15 м).

Различают также полный взлет самолета – этап полета самолета от момента начала разбега до набора высоты круга (400 м) или высоты выхода самолета по маршруту в крейсерской конфигурации (рис. 4.1).

К участкам полного взлета можно отнести:

1-й участок – собственно взлет от начала разбега до набора безопасной скорости V₂ и безопасной высоты 50 ft (15 м);

2-й участок взлета – с высоты 50 ft (15 м) до безопасной высоты данного конкретного аэродрома, например, 100 м (высоты начала уборки закрылков);

3-й участок – с высоты начала уборки закрылков до набора высоты круга (400 м), на котором самолет переводится в крейсерскую конфигурацию.

Рис. 4.1. Схема взлета самолета DA 40NG

Взлет самолета производится при взлетном режиме работы двигателя (n = 2300 об/мин). В процессе разбега ручку управления самолетом необходимо удерживать в нейтральном положении. Необходимо учитывать, что из-за скоса потока от винта возникает разворачивающий момент влево. Выдерживать прямолинейное движение самолета и устранять возникающие отклонения самолета необходимо отклонением руля направления. При сильном боковом ветре для улучшения управления можно пользоваться тормозами основных колес шасси, но следует помнить, что это ведет к увеличению длины разбега при взлете, и поэтому использования тормозов, по возможности, следует избегать.

По достижении скорости поднятия передней стойки самолета V_R, плавным движением РУС на себя надо поднять переднее колесо до взлетного положения (_отр = 8–9°, угол тангажа 5–6°) и удерживать это положение до отрыва самолета. Скорость V_R должна быть не менее чем на 5 % больше скорости сваливания (V_R ≥ 1,05 V_св) и при массе до 1100 кг – не менее 59 узлов, свыше 1100 кг – не менее 62 узлов.

Скорость отрыва самолета по РЛЭ не определяется, но она должна быть не менее чем на 3–5 узлов больше скорости V_R и на 10 % больше скорости сваливания (V_отр ≥ 1,1V_св). На скорости отрыва самолет должен быть хорошо устойчивым и управляемым.

Скорости сваливания самолета после отрыва составляют (при положении закрылков Т/О) 56–60 узлов в зависимости от массы самолета, а скорость первоначального набора высоты больше скорости сваливания на 12–15 узлов, что обеспечивает необходимый запас до сваливания примерно 20–25 %.

Скорость начального набора высоты при массе до 1280 кг должна быть не менее 72 узлов.

Следует иметь в виду, что после отрыва самолет имеет тенденцию к увеличению угла кабрирования, поэтому набор безопасной высоты (50 футов) следует производить с постепенным увеличением приборной скорости, не допуская увеличения угла тангажа.

Расстояние, проходимое самолетом по горизонту от начала разбега до набора высоты 50 футов, называется взлетной дистанцией (см. рис. 4.1), а проходимое самолетом по горизонту от начала разбега до набора высоты круга – полной взлетной дистанцией.

Взлетная дистанция состоит из участка разбега и воздушного участка.

После преодоления препятствий на высоте не менее 100 м следует разогнать самолет до рекомендуемой скорости набора высоты (88–92 узла), убрать закрылки и уменьшить мощность двигателя до 92 % (n = 2100 об/мин), набрать заданную высоту, установить режим двигателя в соответствии со скоростью полета по заданию.

4.2. Основные взлетные характеристики самолета

Взлет самолета характеризуется скоростью отрыва, длиной разбега и длиной взлетной дистанции.

При разбеге на самолет действуют подъемная сила (Y_а), сила лобового сопротивления (X_а), сила тяжести самолета (G), сила тяги силовой установки (P), сила реакции ВПП (N = G – Y_а) и сила трения (F_тр) (рис. 4.2).

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

Сила трения определяется величиной силы реакции ВПП и коэффициентом трения (f): F_тр= f (G – Y_а). Величина коэффициента трения зависит от состояния ВПП (см. таблица).

Примерные значения коэффициента трения качения

В процессе увеличения скорости на разбеге величина сил, действующих на самолет, изменяется следующим образом:

– подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются;

– сила трения колес уменьшается;

– сила тяги силовой установки уменьшается, вследствие чего уменьшается избыток силы тяги: P = P – (X + F_тр) (см. рис. 4.2).

Скорость отрыва определяется по формуле

.

Как видно, скорость отрыва самолета зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха (высоты и температуры аэродрома взлета) и коэффициента подъемной силы с учетом обдувки крыла винтом.