Лтх самолетов – Летно-технические характеристики современных воздушных судов отечественного и зарубежного производства

poznayka.org

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА | Авиация

К летно-техническим характеристикам самолета от­носятся летные, геометрические, весовые и центровоч­ные данные, прочностные характеристики, а также тя­говые характеристики двигателя и некоторые другие данные. „

Летные данные

К летным данным самолета относятся данные о мак­симальной скорости, скороподъемности, потолке, взлет­но-посадочных характеристиках, маневренности, техни­ческой дальности и продолжительности полета.

Максимальные горизонтальные скорости полета
(стандартные)

а) При работе двигателя на максимальном режиме (п = 100%):

у земли — 605 км/ч;

на высоте 5000 м — 625 км/ч;

на высоте 8000 м — 612 км/ч.

б) При работе двигателя на номинальном режиме (« = 97%): •

у земли — 568 км/ч;

на высоте 5000 м — 595 км/ч;

на высоте 8000 м — 585 км/ч.

Максимальной скоростью горизонтального полета называется установившаяся скорость, которую может развивать самолет при наибольшей тяге силовой уста­новки.

В горизонтальном полете тяга двигателя равна ло­бовому сопротивлению. В связи с тем что тяга двигате­ля и лобовое сопротивление самолета зависят от высо­ты полета, изменяется по высоте и максимальная скорость. С увеличением высоты полета плотность воз­духа падает, что приводит к уменьшению как тяги дви­гателя, так и лобового сопротивления. Вместе с тем одновременное падение температуры воздуха оказывает противоположное влияние на тягу двигателя, замедляя ее падение, в результате тяга двигателя уменьшается медленнее, чем лобовое сопротивление. В связи с этим с ростом высоты полета максимальная скорость полета должна увеличиваться. У самолета Л-29 максимальные скорости растут только до определенной высоты. Выз­вано это тем, что с увеличением высоты полета проис­ходит рост числа М полета и на величину лобового со­противления начинает оказывать влияние сжимаемость воздуха. В результате этого отношение тяги двигателя к лобовому сопротивлению замедляет свой рост, а за­тем, по мере увеличения высоты, начинает уменьшаться, вместе с ним уменьшается и максимальная скорость горизонтального полета. Таким образом, максимальные горизонтальные скорости самолета Л-29 с подъемом на высоту сначала растут (примерно до высоты 5000 м), а затем уменьшаются.

Скороподъемность

Максимальные вертикальные скорости (стандарт­ные) :

а) у земли (п=100%)— 13,2 м/с;

б) при п — 97%:

на // = 5000 м — 6,2 м/с; на # = 8000 м — 3,3 м/с; на Я = 10 000 м — 1,4 м/с.

Время набора высоты на режиме максимальной ско­роподъемности:

а) высоты 3300 м при работе двигателя на макси­мальном режиме — 5 мин;

б) при работе двигателя на номинальном режиме с высоты 3300 м:

высоты 5000 м — 9,2 мин;

высоты 8000 м — 20 мин;

высоты 10 000 м — 35,2 мин.

Вертикальная скорость самолета определяется избыт­ком тяги, полетной массой и скоростью набора. Само­лет Л-29 имеет максимальную вертикальную скорость у земли. По мере набора высоты вертикальная скорость уменьшается вследствие уменьшения тяги двигателя. При наборе высоты с максимальной вертикальной ско­ростью время подъема на заданную высоту будет ми­нимальным.

Практический потолок

Для самолета Л-29 в стандартных условиях практи­ческий потолок равен 10 900 м.

Под практическим потолком понимается высота, на которой самолет располагает минимальной избыточной тягой, необходимой для практического выполнения уста­новившегося полета. Таким потолком условно считают высоту, на которой вертикальная скорость равна 0,5 м/с.

Взлетно-посадочные характеристики

Длина разбега самолета Л-29 на бетоне при взлете на максимальном режиме работы двигателя при ско­рости отрыва по прибору 160… 165 км/ч составляет

600.. .650 м.

Длина пробега на бетоне с использованием тормо­зов колес при приземлении на скорости по прибору

155.. .160 км/ч составляет 530…600 м.

Взлет самолета выполняется с выпущенными за­крылками во взлетное положение (15°) при работе дви­гателя на максимальном режиме. Вследствие сильного влияния температуры и давления наружного воздуха на тяговые характеристики двигателя длина разбега при отклонениях параметров от стандартных значений (/=15°С и Ро=760 мм рт. ст.) существенно изменяется. Так, при / = 30 °С и Р = 730 мм рт. ст. длина разбега уве­личивается примерно на 50% и при взлете с массой 3280 кг достигает 950 м. Указанное обстоятельство не­обходимо учитывать при эксплуатации самолетов на вы­сокогорных аэродромах и в условиях жаркого климата. Кроме того, длина разбега зависит и от вида ВПП (бе­тонированная или грунтовая). Длина разбега на грун­товой ВПП больше, чем на бетонированной, примерно на 35% (при а грунта = 8…9 кгс/см2).

Посадка самолета осуществляется с выпущенными закрылками в посадочное положение (30°). С целью получения минимальной длины пробега после опуска­ния переднего колеса при пробеге применяется тормо­жение колес. Длина пробега зависит от метеоусловий,, состояния взлетно-посадочной полосы и эффективности, использования тормозов.

Дальность и продолжительность полета

Максимальная практическая дальность и продолжи­тельность полета самолета Л-29 на высоте 5000 м с остатком топлива 5% полного запаса (при плотности 0,775 г/см3) составляет:

без подвесных баков — 710 км и 1 ч 44 мин;

с подвесными баками (2ХІ50 л)—920 км и 2 ч 15 мин.

Дальность и продолжительность полета самолета зависят от скорости, высоты полета и запаса топлива. С увеличением высоты полета дальность и продолжи­тельность полета увеличиваются в связи с уменьше­нием километрового и часового расхода топлива вслед­ствие уменьшения лобового сопротивления самолета. Скорость полета же в прямой зависимости влияет на дальность и продолжительность полета. С увеличением скорости полета дальность и продолжительность поле­та сначала увеличиваются до определенных значений, а затем уменьшаются. Скорости полета, на которых достигается максимальная дальность и продолжитель­ность полета, называются наивыгоднейшими. Макси­мальная продолжительность полета самолета Л-29 достигается при скорости 230 км/ч при полете без под­весных баков и 240 км/ч с подвесными баками.

Максимальная дальность достигается при полете со скоростью 305…360 км/ч в зависимости от высоты по­лета.

Расчет дальности и продолжительности полета са­молета Л-29 производится на каждый полет самолета согласно Руководству по летной эксплуатации самоле­та Л-29.

Геометрические данные самолета

Размах…………………………………………………………………… 10,3 м

Общая длина…………………………………………………………. 10,8 м

Общая высота при стоянке……………………………………… 3,1 м

Площадь крыла……………………………………………………… 19,8 мг

Удлинение крыла……………………………………………………….

Сужение крыла

Угол стреловидности на 25% хорды крыла:

центроплана…………………………………………………..

консоли……………………………………………………

Угол поперечного V центроплана.

Угол поперечного V консоли………………………………….

Средняя аэродинамическая хорда (САХ)

Угол установки крыла относительно продольной

оси самолета…………………………………………………………..

Общая площадь элеронов……………………………………….

Максимальное отклонение элеронов.

Общая площадь закрылков……………………………………..

Отклонение закрылков при взлете. Отклонение закрылков при посадке.

Общая площадь тормозных щитков. Максимальное отклонение тормозных щитков Площадь стабилизатора

Отклонение стабилизатора:

при отклонении закрылков на 15° .

при отклонении закрылков на 30°

при убранных закрылках………………………………..

Площадь руля высоты…………………………………………….

Отклонение руля высоты:

вверх. .

вниз:

для самолетов до 8-й серии. для самолетов с 8-й серии .

Отклонение триммера руля высоты:

вверх…………………………………………………………….

вниз………………………………………………………………

Угол стреловидности на 25% хорды профиля горизонтального оперения

Общая площадь вертикального оперения .

Площадь киля………………………………………………………..

Площадь руля направления…………………………………….

Угол стреловйдности на 25% хорды профиля вертикального оперения

Отклонение руля направления (в горизонтальной плоскости)

Стояночный угол самолета……………………………………..

Ширина колеи шасси……………………………………………….

Продольная база шасси…………………………………………..

Перегрузка (коэффициент перегрузки) —безразмер­ная величина, показывающая, во сколько раз сумма всех сил (за исключением силы тяжести), действующих на самолет в криволинейном полете, больше или мень­ше его массы в равномерном горизонтальном полете.

Перегрузка обычно оценивается коэффициентом пе­регрузки.

Максимально допустимые перегрузки, действующие на самолет в процессе его летной эксплуатации, назы­ваются эксплуатационными перегрузками.

Нагрузка (перегрузка), при которой начинается раз­рушение каких-либо элементов конструкции самолета, называется расчетной или разрушающей.

Эксплуатационная и разрушающая перегрузки свя­заны — между собой коэффициентом безопасности (запа­сом прочности).

Коэффициентом безопасности называется число, по­казывающее, во сколько раз разрушающая нагрузка (перегрузка) больше нормированной эксплуатационной нагрузки (перегрузки).

Ресурс самолета

Для самолета Л-29 установлены следующие ресурсы:

Под назначенным ресурсом понимается наработка самолета с начала эксплуатации, по достижении ко­торой эксплуатация должна быть прекращена незави­симо от технического состояния.

Под межремонтным ресурсом понимается наработ­ка самолета между двумя последовательными ремонта­ми. После отработки межремонтного ресурса самолет подлежит ремонту независимо от технического со­стояния.

Аппаратура, агрегаты и механизмы самолета эксп­луатируются в пределах установленных для них ресур­сов (сроков службы). Аппаратура, агрегаты и механиз­мы, ресурс которым не определен, эксплуатируются в пределах ресурса самолета.

Аппаратура, агрегаты и механизмы, установленные ресурсы которых отличаются от ресурсов самолета, под­лежат замене в межремонтный период после выработки установленных для них ресурсов.

Для самолета Л-29 такими агрегатами, механизма­ми и аппаратурой являются:

п

Для поддержания заданного уровня надежности са­молета в межремонтный период на нем выполняются регламентные работы. Минимальная наработка (ка­лендарная продолжительность эксплуатации) самолета между регламентными работами и их объем устанав­ливаются Единым регламентом технической эксплуата­ции самолета. Для самолета Л-29 минимальная кален­дарная продолжительность между регламентными ра­ботами установлена 12 месяцев.

В межрегламентный период на самолете выполняют­ся подготовки к полетам и другие работы, объем кото­рых устанавливается регламентом.

ooobskspetsavia.ru

Летно-технические характеристики — это… Что такое Летно-технические характеристики?

Летно-технические характеристики

Летно-технические характеристики

комплекс количественных показателей, определяющих возможности летательного аппарата выполнять своё целевое назначение. К основным Л.-т. х. относятся пассажировместимость (грузоподъёмность), крейсерская и максимальная скорость, потолок, практическая и техническая дальность полёта, радиус действия, продолжительность полёта, скороподъёмность и другие характеристики манёвренности, взлётно-посадочные характеристики. Для боевых летательных аппаратов аналогичный комплекс показателей обычно называется лётно-тактическими характеристиками, в которые кроме большинства перечисленных выше характеристик включают боевую живучесть, боевую эффективность, заметность и некоторые другие характеристики.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.

.

• Летно-исследовательский институт
• Лётные испытания

Смотреть что такое «Летно-технические характеристики» в других словарях:

• Летно-технические характеристики МиГ-29 — Военный истребитель МиГ 29 в четверг разбился в 30 километрах от Читы, пилот погиб, сообщил РИА Новости источник в правоохранительных органах региона. Ниже приводится справочная информация. МиГ 29 советский/российский истребитель четвертого… …   Энциклопедия ньюсмейкеров

• Летно-технические характеристики самолета Ан-2 — Самолет Ан 2 (по кодификации НАТО: Colt Жеребенок, разг. Кукурузник, Аннушка) лёгкий транспортный самолёт, биплан с расчалочным крылом. Эксплуатируется с одним двигателем АШ 62ИР Швецова мощностью 1000 лошадиных сил и винтом АВ 2. Применяется на… …   Энциклопедия ньюсмейкеров

• Летно-технические характеристики Airbus 300 — Airbus A300 (Аэробус А300) является первым в мире широкофюзеляжным двухдвигательным самолетом и первым проектом европейского авиастроительного концерна Airbus Industrie (Эрбас Индастри), созданного в 1970 году специально для разработки и… …   Энциклопедия ньюсмейкеров

• Летно-технические характеристики вертолета Ми-171Е — Вертолет Ми 171Е экспортный вариант российского транспортного вертолёта Ми 171, являющегося глубокой модернизацией вертолета Ми 8. Вертолет разработан ОАО Московский вертолётный завод им. М. Л. Миля и производится на ОАО Улан Удэнский авиационный …   Энциклопедия ньюсмейкеров

• Летно-технические характеристики вертолета Ми-35 — Ниже приводятся летно технические характеристики вертолета Ми 35. Ми 35 экспортный вариант вертолета Ми 24В, окончательного базового варианта вертолета Ми 24, был создан Московским вертолетным заводом (МВЗ) имени М.Л. Миля и является одним из… …   Энциклопедия ньюсмейкеров

• Летно-технические характеристики самолета Sukhoi Superjet-100 — Sukhoi Superjet 100 (SSJ100) российский ближнемагистральный пассажирский самолёт, разработанный компанией Гражданские самолёты Сухого (ГСС) совместно с рядом зарубежных компаний. Семейство самолётов Sukhoi Superjet 100 состоит из двух самолетов… …   Энциклопедия ньюсмейкеров

• Летно-технические характеристики штурмовика Су-25 — Су 25 Грач (по кодификации НАТО: Frogfoot) бронированный дозвуковой самолет штурмовик, предназначен для оказания непосредственной авиационной поддержки войскам в ходе боевых действий днем и ночью при визуальной видимости цели, а также для… …   Энциклопедия ньюсмейкеров

• Летно-технические характеристики вертолета Ми-28Н («Ночной охотник») — Боевой вертолет Ми‑28Н Ночной охотник (Ми‑28НЭ в экспортном варианте) предназначен для поиска и уничтожения в условиях активного огневого противодействия танков и другой бронированной техники, а также малоскоростных воздушных целей и живой силы… …   Энциклопедия ньюсмейкеров

• Летно-технические характеристики вертолета Ми-8 — Ми 8 многоцелевой вертолет, выпускаемый в пассажирском, транспортном и деловом вариантах. Разработка вертолета В 8 (Ми 8) началась в ОКБ им. М.Л. Миля (ныне ОАО МВЗ им. М.Л.Миля ) в мае 1960 года для замены хорошо зарекомендовавшего себя в… …   Энциклопедия ньюсмейкеров

• Летно-технические характеристики вертолета Ми-8Т — Ми 8Т является десантно транспортным вариантом многоцелевого вертолета Ми 8, разработанного в ОКБ М.Л. Миля (ныне ОАО Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля , входящий в холдинг Вертолеты России ). Разработка вертолёта В 8 (Ми 8) началась в… …   Энциклопедия ньюсмейкеров

dic.academic.ru

Основные летно-технические характеристики изучаемых самолетов.

Основные характеристики самолета Boeing 737-300

Вариант компоновки салона самолета Boeing 737-300

Основные характеристики самолета Boeing 737-400

Вариант компоновки салона самолета Boeing 737-400

Основные характеристики самолета Boeing 737-500

Вариант компоновки салона самолета Boeing 737-500

Boeing 737-300 — первый и базовый представитель семейства 737 Classic, удлинён на 3 метра (до 33,18 метра) по сравнению с -200.

Boeing 737-400 был удлинён до 35,23 метра по сравнению с 737-300.

В связи с увеличением объёма салона потребовалось переработать систему кондиционирования воздуха, что стало основным отличием этого самолёта в семействе. С этими изменениями связано наличие двух пропущенных иллюминаторов с каждой стороны, благодаря чему самолёты -400 легко отличить от других 737 Classic. Также самолёт оборудован дополнительными аварийными выходами на крыло (по два с каждой стороны, тогда как на -300 и -500 — по одному) и хвостовой пятой, препятствующей разрушению конструкции хвостовой части фюзеляжа в случае касания ВПП на взлёте и посадке. Эти особенности конструкции стали характерны и для последующих «длинных» 737 (-800, -900).

Boeing 737-500 является укороченным на 2 метра вариантом 737-300 (до 31 м) с увеличенной дальностью.

Семейство Next Generation — ответ Боинга на конкуренцию со стороны более высокотехнологичного семейства Airbus 320. На самолётах NG установлены цифровые кабины экипажа, полностью новое крыло (удлинённое на 5,5 метров) и хвостовое оперение, а также усовершенствованные двигатели. В целом, самолёты семейства 737 Next Generation представляют собой рестайлинговую версию самолётов семейства 737 Classic. Большинство систем схематически и функционально почти не изменились, однако агрегатов стало на треть меньше, и большая их часть была переработана (имеет другие номера партий). Так как все семейство проектировалось одновременно, цифры в названии самолётов упорядочены в порядке возрастания длины фюзеляжа.

Boeing 737-600 являлся первоначальной моделью всей серии наряду с 737-700 и -800. Этот самолёт заменил 737-500. Эквивалентом является А318.

Boeing 737-700 был разработан для замены 737-300. Эта модель также существует в варианте 737-700С, которую можно быстро перепрофилировать из пассажирского в грузовой и наоборот. 737-700ER оснащён мощным крылом, шасси с 737-800 и дополнительными топливными баками, что существенно увеличило дальность полёта по сравнению с 737-700.

Основной конкурент 737-700 — А319. У Airbus нет прямого конкурента 737-700ER, хотя наиболее близким к нему по характеристикам считается A319LR.

Boeing 737-800 — удлиненный вариант 737-700, призванный заменить 737-400.

Прямой конкурент — А320.

Для более успешной конкуренции с Airbus была разработана модель Boeing 737-900 — самый длинный самолёт семейства. После завершения производства В757 был представлен новый самолёт — Boeing 737-900ER, оснащённый дополнительными баками и дверьми. Передовая конструкция крыла обеспечивает малый расход топлива. Главный конкурент — А321.

studfiles.net

Основные летно-технические характеристики самолета — Мегаобучалка

Министерство транспорта Российской Федерации

Федеральное государственное БЮДЖЕТНОЕ образовательное учреждение

Высшего профессионального образования

Ульяновское высшее авиационное училище

Гражданской авиации (институт)

Практическая аэродинамика

Самолета DA 42

Учебное пособие

Ульяновск 2010

ББК О53–082.022–011я7

П 69

Практическая аэродинамика самолета DA 42 : учеб. пособие / сост. Ю. Н. Стариков, В. П. Бехтир. – 2-е изд., испр.-Ульяновск : УВАУ ГА(И), 2010. – 131 с.

Представлены необходимые теоретические сведения по вопросам безопасной эксплуатации самолета DA 42 в нормальных и особых условиях. Распределение материала по темам и последовательность его изложения соответствует учебной программе дисциплины «Практическая аэродинамика самолета DA 42».

Проверить в процессе подготовки к занятиям качество своих знаний можно, ответив на вопросы контрольных тестов, приведенных в пособии. А для того чтобы сделать самостоятельную работу более целенаправленной в конце пособия даны вопросы итогового контроля по дисциплине.

Предназначено для курсантов и студентов заочной формы обучения специализации 160503.65.01 – Летная эксплуатация гражданских воздушных судов, а также для слушателей АУЦ.

Печатается по решению Редсовета училища.

ISBN 978-5-7514-0191-7

Ó Ульяновск, Ульяновское высшее авиационное училище гражданской авиации (институт), 2010

Ó Исправления, Ульяновск, Ульяновское высшее авиационное училище гражданской авиации (институт), 2012

Оглавление

От составителей. 5

Аббревиатуры, используемые при рассмотрении летных характеристик самолета. 6

1. Геометрические и аэродинамические характеристики самолета DA 42 Twin Star 7

1.1. Особенности конструктивно-аэродинамической схемы самолета. 7

1.2. Основные геометрические характеристики самолета. 8

1.3. Аэродинамические характеристики самолета

по кривым зависимости c_y = f(a) и c_y = f(c_x) 10

1.4. Факторы, влияющие на аэродинамические характеристики самолета. 12

1.5. Роль и работа вертикальных законцовок крыла и стабилизатора. 16

2. Основные характеристики силовой установки. 18

2.1. Общие сведения. 18

2.2. Работа лопасти винта в полете. 23

2.3. Режимы работы винта. 25

2.4. Работа винта при увеличении скорости полета. 26

2.5. Работа винта при вводе и выводе из флюгерного положения. 27

3. Горизонтальный полет самолета. 29

3.1. Общие сведения. 29

3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ скоростей. 30

3.3. Особенности выполнения полета на первом и втором режимах полета. 32

3.4. Факторы, влияющие на летные характеристики самолета. 33

3.5. Дальность и продолжительность полета. 36

3.6. Особенности пилотирования самолета на больших углах атаки. 39

4. Взлет самолета. 40

4.1. Аэродинамическое обоснование взлета самолета. 40

4.2. Характеристики взлета. 42

4.3. Факторы, влияющие на скорость отрыва и длину разбега. 43

4.4. Взлет с уменьшением шума на местности. 44

4.5. Взлет с ВПП при пониженном коэффициенте сцепления. 45

4.6. Взлет с боковым и попутным ветром.. 45

4.7. Порядок расчета взлетных характеристик самолета по номограммам РЛЭ.. 48

4.8. Расчет вертикальной скорости при продолженном взлете

для преодоления препятствия. 50

4.9. Ошибки при выполнении взлета. 51

5. Набор высоты и снижение. 53

5.1. Общие сведения о наборе высоты.. 53

5.2. Влияние эксплуатационных факторов на характеристики набора. 54

5.3. Порядок набора высоты.. 56

5.4. Общие сведения о снижении. 59

5.5. Поляра снижения. 60

5.6. Порядок снижения. 62

6. Заход на посадку, посадка самолета и уход на второй круг. 65

6.1. Порядок захода на посадку и посадка самолета. 65

6.2. Посадочные характеристики самолета. 67

6.3. Факторы, влияющие на посадочные характеристики. 68

6.4. Расчет посадочных характеристик. 70

6.5. Уход на второй круг. 72

6.6. Посадка с боковым ветром.. 73

6.7. Ошибки при выполнении посадки. 75

7. Особенности характеристик устойчивости и управляемости. 77

7.1. Общие сведения о центровке. 77

7.2. Протокол взвешивания и определения центровки. 79

7.3. Принцип расчета центровки. 80

7.4. Продольное равновесие самолета. 82

7.5. Продольная устойчивость самолета по углу атаки (перегрузке) 83

7.6. Продольная статическая устойчивость самолета по скорости. 85

7.7. Продольная управляемость самолета. 86

7.8. Поперечное равновесие самолета. 87

7.9. Путевое равновесие самолета. 87

7.10. Путевая устойчивость самолета. 88

7.11. Поперечная устойчивость самолета. 89

7.12. Путевая и поперечная управляемость самолета. 90

8. Полет при несимметричной тяге. 91

8.1. Поведение самолета при отказе двигателя. 91

8.2. Изменение аэродинамических и летных характеристик при отказе двигателя. 92

8.3. Основные виды балансировки с отказавшим двигателем.. 93

8.4. Отказ двигателя на взлете. 95

8.5. Отказ двигателя в наборе высоты на начальном этапе
и в горизонтальном полете. 97

8.6. Посадка с одним неработающим двигателем.. 98

8.7. Уход на второй круг с одним неработающим двигателем.. 99

9. Характеристики прочности самолета и особенности полета в неспокойном воздухе. 100

9.1. Особенности полета в условиях болтанки. 100

9.2. Пилотирование в условиях турбулентности и выхода на большие углы атаки. Выход из непреднамеренного штопора. 103

9.3. Особенности полета в условиях вихревого следа за самолетом.. 104

9.4. Изменение летных характеристик при попадании в условия сдвига ветра. 105

10. Особенности полета самолета при обледенении. 108

Контрольные тесты.. 111

Вопросы итогового контроля. 128

Используемая литература. 130

От составителей

Обращаем внимание читателей на то, что самолет DA 42 австрийского производства, поэтому на шкалах приборов, на номограммах в РЛЭ для обозначения физических величин употребляются неметрические единицы англоязычных стран (см. таблицу). В нашем пособии мы активно употребляем неметрические единицы измерения скорости и высоты, для остальных величин в основном приняты единицы измерения СИ.

Отличаются также и аббревиатуры, принятые для обозначения скоростей, поэтому для быстрой и удобной работы с пособием рекомендуем прежде всего внимательно ознакомиться с представленным ниже списком.

Аббревиатуры, используемые при рассмотрении
летных характеристик самолета

CAS – индикаторная воздушная скорость. Приборная воздушная скорость с учетом поправки на погрешность установки и инструментальную погрешность. Индикаторная воздушная скорость равна истинной воздушной скорости в стандартных атмосферных условиях (международная стандартная атмосфера, ISA) на среднем уровне моря.

IAS – приборная скорость по указателю воздушной скоpости.

KCAS – индикаторная воздушная скорость в узлах.

KIAS – приборная воздушная скорость в узлах.

TAS – истинная воздушная скорость. Скорость самолета относительно воздуха. Истинная воздушная скорость – это индикаторная воздушная скорость с учетом поправок на высоту и температуру воздуха.

V_A – расчетная маневренная скорость. После превышения этой скорости запрещается полное или резкое перемещение рулевых поверхностей.

V_FE – максимальная скорость полета с выпущенными закрылками. Запрещается превышение данной скорости при определенном положении закрылков.

V_LO – максимальная скорость при выпуске/уборке шасси. Запрещается превышение данной скорости при выпуске или уборке шасси.

V_LE – максимальная скорость полета при выпущенном шасси. Запрещается превышение данной скорости при выпущенном шасси.

V_mCA – минимальная эволютивная скорость. Минимальная скорость, необходимая для сохранения управляемости самолета с одним неработающим двигателем.

V_NE – непревышаемая скорость в спокойном воздухе. Превышение данной скорости запрещается вне зависимости от обстоятельств.

V_NO – максимальная конструкционная крейсерская скорость. Превышение данной скорости допускается только в спокойном воздухе, при соблюдении должных мер предосторожности.

V_S – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в определенной конфигурации.

V_{S 0} – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в посадочной конфигурации.

V_{S 1} – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета с убранными закрылками и шасси.

V_SSE – минимальная эволютивная скорость при обучении. Минимальная скорость, необходимая в случае намеренного останова одного двигателя или при работе одного двигателя в режиме IDLE (при обучении).

V_x – скорость для набора высоты под наилучшим углом.

V_Y – скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью.

V_YSE – скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью при одном неработающем двигателе.

V_REF –минимальная (базовая) скорость пересечения торца ВПП.

Режимы работы двигателя: Положение шасси: Положение закрылков:

IDLE – малый газ, UP – убрано, APP – заход,

MAX – взлетный (максимальный), DOWN – выпущено. LDG – посадка,

NOM – номинальный. UP – убрано.

1. Геометрические и аэродинамические
характеристики самолета DA 42 Twin Star

1.1. Особенности конструктивно-аэродинамической
схемы самолета

Самолет DA 42 Twin Star компании Diamond – это высокотехнологичный и высокоэкономичный аппарат. Впервые макет нового двухмоторного самолета DA 42 Twin Star был представлен на международной авиационно-космической выставке в Берлине, где удивил всех эффективной аэродинамикой и высоким эксплуатационным ресурсом.

Планер самолета изготовлен из пластика, армированного углеволокном для большей прочности и легкости, что соответствует новым правилам, принятым Европейским ведомством авиационной безопасности. Элероны, рули высоты и направления, а также крыльевые закрылки выполнены из углеволокна и стекловолокна с применением многослойной технологии. Лопасти деревянно-композитные, повышенной прочности за счет покрытия из пластика и стальной кромки с нержавеющим покрытием.

Кресла, дополнительно усиленные кевларом, позволяют выдерживать нагрузку 26 g.

Самолет оборудован двумя винтовыми двигателями Centurion 1.7(2.0) (четырехцилиндровый двигатель прямого впрыска, жидкостного охлаждения с турбоохладителем и редукционной передачей винта 1:1,69). Каждый двигатель работает как на авиационном керосине, так и на дизельном топливе и развивает мощность 135 л. с. при 2300 об/мин. Цифровой электронный регулятор автоматически контролирует режимы работы двигателя, количество оборотов в минуту также регулируется автоматически. Два трехлопастных винта MTV-6 изменяемого шага оснащены системой поддержания постоянных оборотов и автоматическим флюгированием воздушного винта на случай, если двигатель откажет при более 1100 оборотов винта в минуту.

На самолете установлено ультрасовременное авиационное электронное оборудование Garmin 1000, кабина экипажа оборудована встроенными дисплеями.

Основные летно-технические характеристики самолета

Максимальная взлетная масса, кг 1785,0

Запас топлива, л:

– основные баки 2 × 98,4 = 196,8

– дополнительные баки 2 × 52 = 104,0

Мощность двигателя, л.с. 135,0

Взлетная дистанция (при m = 1785 кг), м 700,0

Длина разбега (при m = 1785 кг), м 420,0

Посадочная дистанция (при m = 1700 кг), м 570,0

Пробег (при m = 1700 кг), м 320,0

Скороподъемность на уровне моря (при m = 1785 кг), м/с 6–8

Крейсерская скорость (при мощности 60 % на высоте 3000 м), км/ч (узлов) 311,0 (168,0)

Расход топлива, л/ч 29,6

Дальность полета (при мощности 60 %), км:

– со стандартным баком 1912,0

– с дополнительным баком 2677,0

Максимальная высота полета, м 5486,0

Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-низкоплана имеет следующие особенности:

1. При нижнем расположении крыла сказывается влияние экрана земли.

2. На крыле расположены двигатели, это занимает полезную площадь крыла, что снижает аэродинамическое качество.

3. Обдувка крыла винтами улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета.

4. Низкорасположенное крыло принимает на себя вместе с нижней частью фюзеляжа основной удар при аварийной посадке самолета на землю.

5. При посадке на воду самолет дольше удерживается на поверхности воды.

6. Шасси небольшой высоты, более прочное, легкое, что упрощает кинематику уборки и выпуска шасси.

7. Удобство при техническом обслуживании двигателя.

8. Законцовки крыла и горизонтального оперения (винглеты) служат для увеличения эффективного размаха крыла (оперения), снижая индуктивное сопротивление, увеличивая подъемную силу и улучшая аэродинамическое качество.

megaobuchalka.ru

Летно-технические характеристики самолета Sukhoi Superjet-100

Проект разрабатываемого самолета получил название «Российский региональный самолет» (Russian Regional Jet — RRJ). В июле 2006 года на авиасалоне Фарнборо было объявлено новое название проекта и самолета — Sukhoi Superjet 100 (SSJ100).

Самолеты семейства Sukhoi Superjet 100 создаются в условиях тесного международного сотрудничества. Партнером ГСС является итальянская компания Alenia Aeronautica, партнером с разделением рисков — компания Snecma. Консультант проекта — лидер мирового самолетостроения, Боинг Коммерческие самолеты. Всего в программе по созданию нового семейства самолетов Sukhoi Superjet 100 принимают участие более 30 ведущих компаний‑поставщиков систем и комплектующих.

Так, цифровую систему дистанционного управления самолетом и системы жизнеобеспечения поставляет Liebherr Aerospase. Весь комплекс бортового радиоэлектронного оборудования интегрируется и поставляется компанией Thales. Оборудованием и интерьером пассажирского салона занимается В/Е Aerospase. Вспомогательная силовая установка — компании Honeywell, гидросистема — Parker, шасси — Messier‑Dowty, тормоза — Goodrich, топливная система — Intertechnique, система электроснабжения — Hamilton Sundstrand.

На всех этапах создания самолетов Sukhoi Superjet 100 применяются новейшие технологии. Он стал первым в России самолетом, проектирование которого осуществлялось с применением цифровых безбумажных технологий.

Аэродинамическая компоновка самолета — двухмоторный турбореактивный низкоплан классической схемы со стреловидным крылом и однокилевым оперением. Двигатели SaM146, разработанные компанией PowerJet (совместного предприятия Safran Group и НПО «Сатурн»), расположены на пилонах под крылом.

На Sukhoi Superjet 100 установлена электродистанционная система управления полетом, уборкой/выпуском шасси и тормозной системой. Отказобезопасная архитектура системы дистанционного управления позволила полностью отказаться от механического резервирования. Управление горизонтальным стабилизатором также осуществляется электродистанционно. На Sukhoi Superjet 100 впервые применена алгоритмическая защита от касания хвостом взлетно‑посадочной полосы на случай ошибки летчика при взлете. Бортовая система технического обслуживания способна обнаруживать отказ вплоть до конструктивного блока во всех основных самолетных системах. Базовая конфигурация авионики самолета включает тройную систему УКВ‑связи с функцией ACARS (Aircraft Communications Addressing and Reporting System — адресно‑отчетная система авиационной связи), систему предотвращения столкновений T2CAS второго поколения, возможность захода на посадку по категории IIIA ICAO (видимость должна быть не ниже 250 метров).

Sukhoi Superjet 100 имеет 95%‑ую степень унификации между членами семейства — по планеру, крылу, силовой установке, кабине пилотов и основным системам. 

Увеличение пассажировместимости самолетов достигается за счет удлинения пассажирского салона дополнительными вставками в центральной части фюзеляжа. При этом все самолеты Sukhoi Superjet 100 оснащены крылом единой геометрии.

Самолет соответствует экологическим требованиям Международной организации гражданской авиации (ICAO) по уровню шума и эмиссии.

Первый полет SSJ-100 состоялся 19 мая 2008 года. В январе 2011 года самолет получил сертификат авиарегистра Межгосударственного авиационного комитета (АР МАК). 19 апреля 2011 года первый серийный SSJ100 был поставлен армянской авиакомпании «Армавиа». В феврале 2012 года SSJ-100 получил сертификат Европейского агентства по безопасности авиаперевозок (EASA).

Летно‑технические характеристики самолета Sukhoi Superjet 100/95:

Максимальная крейсерская скорость Sukhoi Superjet 100 — 0,81 Маха (число Маха, равное 1, выражает локальную скорость звука).
Крейсерская высота — 12 200 м (40 000 футов).
Длина полосы для базовой версии самолета составляет 1731 м, для версии с увеличенной дальностью полета — 2052 м.
Дальность полета для базовой версии — 3048 км, для версии с увеличенной дальностью — 4578 км.
Максимальный взлетный вес для базовой версии — 45880 кг, для версии с увеличенной дальностью — 49450 кг.
Максимальный посадочный вес — 41000 кг.
Максимальная коммерческая загрузка — 12245 кг.

Габаритные размеры:
Длина самолeтa — 29,940 м.
Высота самолета — 10,283 м.
Размах крыла — 27,80 м.
База шасси — 11,249 м.
Колея шасси — 5,74 м.

Материал подготовлен на основе информации РИА Новости и открытых источников

ria.ru