Аеродинамични характеристики на самолета
Подемната сила на самолета (97-98%) се създава главно от крилото, а съпротивлението, създадено от крилото, е 52-53%, така че по време на работа трябва да се обърне специално внимание на състоянието на горната повърхност на крилото. Аеродинамичните характеристики на самолета DA 42cy=f(a) иcy=f(cx) са показани на фиг. 1.2.
Ориз. 1.2. Аеродинамични характеристики на самолета DA 42
Характерни ъгли на аеродинамичните характеристики:
a0 = 1° е нулевият ъгъл на повдигане на атака; зависи от разположението на самолета, ъглите на монтаж на крилото, стабилизатора, разположението на механизацията, вида на профилите. При този ъгъл на атака факторътcy= 0.G-силата, действаща върху самолета, също е равна на нула. Ъгълът на атака при нулево повдигане съответства на минималния коефициент на съпротивление (cx0 =cxmin = 0,021).
anv=8° – най-благоприятният ъгъл на атака; при този ъгъл съотношението повдигане/драг е максимално (Kmax = 20). Най-благоприятният ъгъл на атака съответства на скоростта на изкачване с най-висока скорост на изкачване с един неработещ двигателVYSE =85 възела.
atr=18° – начален ъгъл на треперене. Това е ъгълът, при който се нарушава плавността на обтичане на крилото. Наличието на вихри по горната повърхност на крилото забавя растежа наcy. Образуването на вихър по време на полет обикновено се открива чрез треперене на самолета, което предупреждава пилота за приближаване на критични ъгли на атака. Треперенето е естествен признак за големи ъгли на атака.
asignal=16–17°–ъгъл на задействане на алармата, който предупреждава пилота, че въздухоплавателното средство наближава скоростта на свличане (самолетът е оборудван с предупредително устройство, което излъчва непрекъснат звуков сигнал в пилотската кабина). Ако пилотът не обърне вниманиесигнализиране и разклащане на самолета и продължаване на увеличаването на ъгъла на атака, тогава самолетът ще достигне критичен ъгъл на атака и ще настъпи срив.
Скоростта на срива се определя теоретично по формулата, на практика - според резултатите от полетните изпитания по време на спиране на самолета в хоризонтален полет с едно претоварване. Скоростта на срив ще съответства на скоростта, с която въздухоплавателното средство започва да прави колебателни или апериодични движения около която и да е ос на самолета с ъглови скорости от 0,1 rad/s.
acr = 21° е критичният ъгъл на атака, при който цялата горна повърхност на крилото е покрита от срив, самолетът губи стабилност и управляемост. Критичният ъгъл на атака съответства на максималния коефициент на повдигане (cymax = 1,62).
1.4. Фактори, влияещи върху аеродинамичните характеристики на самолет
Влияние на удължения колесник.Максимална скорост на удължаване на колесникаVLO= 184 възела; времето за освобождаване на колесника е 6–10 s. Силата на съпротивление от удължаването на колесникаХw ще бъде разположена под центъра на масата, следователно на самолета ще се появи излишен пикиращ момент. В същото време, поради изместването на центъра на масата назад, моментът на гмуркане на крилото ще намалее, така че позицията на балансиране на асансьора практически няма да се промени.
Когато колесникът е удължен, коефициентът на повдигане остава постоянен, тъй като пневматиката не създава повдигане и практически не влияе на работата на крилото, а коефициентът на съпротивление при всички ъгли на атака се увеличава с 0,013 (фиг. 1.3).
Ориз. 1.3. Влияние на удължението на колесника върху аеродинамичните характеристики
Когато колесникът е удължен иcxсе увеличи, аеродинамичното качество на самолета намалява с 1,5–2,0 единици, което показва влошаване на аеродинамикатаи летателни характеристики на самолета. Най-изгодният ъгъл на атака е увеличен до 9°. Полюсът на самолета се измества успоредно надясно. По време на процеса на кацане (прибиране), acr,cymax иVsv не се променят.
Ефект на разширяване на клапата. Самолетът използва вътрешни и външни предкрилки с прорези, които се отклоняват под ъгли dz = 20° ± 2° (APP) и dz = 42° ± 1° (LDG) и са предназначени да подобрят характеристиките на кацане на самолета (фиг. 1.4).
Ориз. 1.4. Разположението на клапите на крилото
По време на излитане задкрилките не се отклоняват (UP = 0°), тъй като мощността на самолета е ниска и в случай на повреда на един двигател по време на излитане, необходимият градиент на набор на височина (2,4%) не се осигурява в началния етап след излитане.
Ако с прибрани задкрилки пилотът изведе самолета на големи ъгли на атака, потокът ще спре поради голям спад на налягането по хордата на крилото и самолетът може да спре (фиг. 1.5,a). При разпънати клапи се осигурява равномерно разпределение на налягането по повърхността на крилото и плавен въздушен поток около крилото (фиг. 1.5,b). Когато клапите се освободят, центърът на налягането се измества назад, което, заедно с увеличаването на повдиганетоY2, причинява допълнителен момент на гмуркане. Съпротивлението на крилото се увеличава и в процентно отношение по-бързо, което води до намаляване на съпротивлението на съпротивлението.
Ориз. 1.5. Работата на крилото с прибрани (а) и разширени (б) клапи
Когато задкрилките се разгънат до позиция за кацане, аеродинамичните характеристики се променят, както следва (фиг. 1.6):
– acr намалява, главно поради увеличаване на кривината на профила при разширяване на клапите;
– a0 намалява, тъй като подемната сила, получена чрез удължаване на клапите, може да бъденамаляване до нула чрез прехвърляне на самолета на по-ниски ъгли на атака;
–cxсе увеличава. Увеличаването на съпротивлението на самолета поради отклонение на задкрилките води до намаляване на етапите на нивелиране и задържане, което означава, че намалява разстоянието за кацане;
–cyсе увеличава при всички ъгли на атака поради увеличаване на кривината на профила на крилото (виж фиг. 1.5,b). Криватаcy=f(a) се измества нагоре, докатоcymax също се увеличава. Поради нарастването наcyпри всеки ъгъл на атака, скоростта на глисадата ( ), скоростта на кацане и дължината на самолета намаляват. Акоcymax се увеличи, тогава скоростта на спиране намалява. Така че, ако полетното тегло на самолета е 1785 kg, а колесникът е удължен, тогава за dz = 20° (APP)VS0 = 64 възела, а за dz = 42° (LDG)VS0 = 62 възела, съответно за dz = 20° (APP)VFE= 133 възела и за dz = 42° (LDG)VFE= 113 възли;
–Kmax намалява, тъй като когато задкрилките са разпънати, съпротивлението нараства по-бързо от повдигането.
Ориз. 1.6. Ефект на задкрилките върху аеродинамичните характеристики
Влияние на близостта до земята. В процеса на нивелиране и задържане с отклонени задкрилки се отразява влиянието на земния екран, което се изразява в образуването на въздушна възглавница под крилото (фиг. 1.7).
Ориз. 1.7. Разпределението на вихрите далеч от земята и близо до земята
Когато самолетът се движи близо до повърхността на земята, част от вихрите не могат да преминат през края на крилото от долната повърхност към горната, това увеличава разликата в налягането под и над крилото, което води до увеличаване на подемната сила на самолета.
Ориз. 1.8. Влияние на близостта до земята върху аеродинамичните характеристики
Когато самолетът се движи близо до земята, скосяванетопотокът, причинен от крилото, е намален. Индуктивното съпротивление, което е пропорционално на размера на скосяването, също намалява (фиг. 1.8). Намаляването на индуктивното съпротивление и увеличаването на повдигащата сила водят до повишаване на максималното качество с 2-3 единици. Влиянието на наземния екран зависи от разстоянието между крилото на самолета и земната повърхност, а големината на увеличението на коефициента на повдигане (Dcy) се оценява в зависимост от съотношението на разстоянието от задния ръб на средната аеродинамична хорда до земята към неговата стойност ().
След като самолетът се издигне при ниска скорост по време на набора, влиянието на земния екран изчезва, съпротивлението се увеличава, повдигащата сила намалява и самолетът може да кацне.
Влияние на работата на витлото. При изкачване и когато двигателят работи в номинален режим, коефициентът на повдигане се увеличава с 26–28% в сравнение с планирането, качеството се увеличава с 11–13% поради издухването на крилото с витла при по-висока скорост от скоростта на полета. Полюсът на самолета и зависимосттаcy=f(a), като се вземе предвид издухването, променят позицията си в координатната система (фиг. 1.9).
Ориз. 1.9. Влияние на работата на витлото върху аеродинамичните характеристики
Увеличаването и намаляването на повдигането на крилото поради издухване трябва да се вземе предвид при промяна на режима на работа на електроцентралата, особено след преминаване на препятствия при излитане, по време на преминаване на кръг, преди кацане на самолета. Пилотът не трябва да допуска рязко почистване на режима, тъй като това може да доведе до кацане на самолета, сблъсък с препятствия, грубо кацане. Критичният ъгъл на атака с увеличаване на режима на двигателя леко намалява поради високите скорости на потока.