Воздушная колея самолета – Воздушная «колея» для самолетов | Кроссворды, Сканворды

Воздушная «колея» для самолетов | Кроссворды, Сканворды

1. Активный склочник.
2. Игра, которой увлекался Лев Толстой.
3. Рыбалка для уставшего от проблем трудяги.
4. Сооружение из полотенца на сырой голове.
5. Воздушная «колея» для самолетов.
6. Кенийский «болид» на дорожке стадиона.
7. Качество достойных преемниц Пенелопы.
8. Сумчатый «симулянт».
9. Коктейль с текилой, ликером и соком лайма.
10. Герой-костромич.
11. Закорючка в мемуарах гейши.
12. «Зеро» биатлонистов.
13. Пила в сказке про Голубого Щенка.
14. Притягательная сила лучезарной улыбки.
15. «Транспорт» Шлага, пересекающего границу.
16. Итог игры в полицейский «тетрис».
17. Главное наследство царевича.
18. Ореол исключительности лидера.
19. Забитый копером столб.
20. Жизнь без гроша за душой.
21. Академик, на идеях которого зиждется наука.
22. Вооруженный член квадрильи.
23. Гипотеза, возмутившая научный мир.
24. Бюрократ-формалист.
25. Взрывчатка в «кисете» мушкетера.

26. Супруг Людмилы Нарусовой и отец Ксении.
27. Беспринципный делец во власти.
28. Наука о законах равновесия жидкостей.
29. Гонорар за копание соседкиного огорода.
30. Запонка для манжеты денди.
31. Беззубик, прирученный Иккингом (м/ф).
32. Соблазн, подстроенный бесом.
33. Посредник в поединке чести.
34. Чин ниже Ржевского.
35. Съедобное растение из астровых.
36. Унылое настроение, повесившего нос молодца.
37. И драндулет, и большая дорожная карета.
38. Богач, принимающий ванны из Шампанского.
39. Сабантуй после заявления об увольнении.
40. Ароматный плод дынного дерева.
41. Альма-матер фельдшера в СССР.
42. «Тарабарщина» программистов.
43. «Рубаха-парень» по темпераменту.
44. Дощатый «холст» для творчества Сойера.
45. «Личное дело» читателя в библиотеке.
46. Облик чародея, убитого князем Гвидоном.
47. Письменный стол не приседающего клерка.
48. Изюминка детективов Хмелевской.
49. Тайное логово преступников.
50. Ворона — «блондинка».

Ответы:
1. Скандалист. 2. Городки. 3. Отдушина. 4. Тюрбан. 5. Коридор. 6. Бегун. 7. Верность. 8. Опоссум. 9. Маргарита. 10. Сусанин. 11. Иероглиф. 12. Клуб. 13. Рыба. 14. Обаянье. 15. Лыжи. 16. Фоторобот. 17. Престол. 18. Харизма. 19. Свая. 20. Нужда. 21. Столп. 22. Пикадор. 23. Нонсенс. 24. Буквоед. 25. Порох. 26. Собчак. 27. Политикан. 28. Гидравлика. 29. Калым. 30. Застежка. 31. Дракон. 32. Наваждение. 33. Секундант. 34. Подпоручик. 35. Артишок. 36. Понурость. 37. Рыдван. 38. Сибарит. 39. Отвальная. 40. Папайя. 41. Техникум. 42. Сленг. 43. Сангвиник. 44. Забор. 45. Формуляр. 46. Коршун. 47. Бюро. 48. Ирония. 49. Вертеп. 50. Альбинос.

https://krosswordscanword.ru/otvety-na-skanwordy/vozdushnaya-koleya-dlya-samoletov-38.htmlВоздушная «колея» для самолетов2017-09-16T04:18:35+00:00adminОтветы на сканвордысканворд1. Активный склочник. 2. Игра, которой увлекался Лев Толстой. 3. Рыбалка для уставшего от проблем трудяги. 4. Сооружение из полотенца на сырой голове. 5. Воздушная ‘колея’ для самолетов. 6. Кенийский ‘болид’ на дорожке стадиона. 7. Качество достойных преемниц Пенелопы. 8. Сумчатый ‘симулянт’. 9. Коктейль с текилой, ликером и соком лайма. 10. Герой-костромич. 11. Закорючка в мемуарах гейши. 12. ‘Зеро’ биатлонистов. 13….admin [email protected]Кроссворды, Сканворды

krosswordscanword.ru

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…………………………………………..

 

Эксплуатационные ограничения самолета Параметры Без внеш­них под­весок С внеш­ними под­весками Максимальная эксплуатационная перегрузка: положительная 8 7 отрицательная 4 3,5 Предельно допустимое число М по прибору для высот более 1500 м 0,7 0,65 Максимально допустимая скорость (прибор­ная), км/ч: на высотах ниже 1500 м 790 790 е закрылками, выпущенными во взлетное по­ложение 290 290 с закрылками, выпущенными в посадочное по­ложение 280 280 с выпущенными шасси 290 290 Максимально допустимая боковая составляю­щая скорости ветра, при которой разрешается производить взлет и посадку, м/с 12 12

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:

Таблица 3 Серии самолетов Назначенный ресурс Ресурс до первого капитального ремонта Межремонтн ый ресурс Для 3,.,8-й серий 4500 ч налета 1000+100 ч 1000+100 ч самолетов налета налета Для самолетов с 5000 ч налета 1200+100 ч 1200+100 ч 9-й серии налета налета Двигатель 2500 ч нара- 500 ч 500 ч М701 с-500 ботки наработки наработки

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

	Ресурс, установленный агрегатам
Наименование агрегатов	назначенный	до первого кап. ре­монта	межремонт­ ный
1	2	/ з	4	5
Планер и его системы 1. Стойки шасси	7000 пос.		3500 пос.	3500 пос.
(по 9-ю серию) 2. Стойки шасси	9500 пос.		3500 пос.	3500 пос.
(10-й и 11-й серий) 3. Стойки шасси	10 500 пос.		3500 пос.	3500 пос.
(12-й серии) 4. Стойки шасси (с 13-й серии): основные	12 000 пос.		3500 пос.	3500 пос.
СТОЙКИ передняя стой-	12 000 пос.	_	3500 пос.	3500 пос.
ка (за исклю­чением рога АЛ229.503- 10Р9) рог АЛ229.503-	1050 пос.		3500 пос.	3500 пос.
10Р9 передней стойки 5. Колеса основ-	2000 пос.		1300 пос.	1300 пос.
ных стоек шас­си К600.1 (до № 154 52-й серии включи­тельно) 6. Колеса основ-	4000 пос.		2000 пос.	2000 пос.
ных стоек шас­си К600.42 (с № 155 52-й серии) 7. Колесо перед-	6000 пос.		2000 пос.	2000 пос.
ней стойки Авиационное вооружение

	2	3	4	5
8. Блоки реактив­ной системы 9. Пиропатроны ПК-4-1 (ПК-21М-1)	Заводской срок гарантии по настрелу	10 лет, из них: в гермоуку­порке 10 лет; вне гермо­укупорки в узлах пироме­ханизма 2 года;
10. Пиропатроны ПП-3 Неметалличе­ские изделия		20 лет, из них: в гермо­укупорке 20 лет; вне гермо­укупорки 5 лет; в узлах пи­ромеханиз­ма 2 года
11. Шланги гид­равлической, топливной и воздушной си­стем и герме­тизация фона­ря	По тех — состоянию	7—8 лет
12. Рукава систе­мы питания приборов анероидно- мембранных	По тех- состоянию	12 лет
.13. Остекление фонаря	По тех — состоянию

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 современных воздушных судов отечественного и зарубежного производства

Авиационно-транспортный колледж Санкт-Петербургского государственного университета гражданской авиации

Учебное пособие

Санкт-Петербург

1

Содержание

Введение…………………………………………………………………………… . 3

Пассажирские самолеты для авиалиний большой протяженности……………… 4

Пассажирские самолеты для авиалиний средней протяженности………………23

Пассажирские самолеты ближнемагистральные…………………………………31

Пассажирские самолеты местных авиалиний…………………………………….43

2

Введение

Выполнение своих задач диспетчером ОВД невозможно без знания летно-технических характеристик воздушных судов. Принятие грамотного решения по обеспечению установленных интервалов эшелонирования и предотвращение столкновений в воздухе и на земле требует быстрого и правильного анализа обстановки. В аварийных ситуациях при остром лимите времени — это знание имеет важное значение для безопасного завершения полета.

По данным Государственного научно-исследовательского института гражданской авиации на начало 2015 года состояние и перспективы развития парка воздушных судов гражданской авиации России таковы, что при относительно стабильной численности происходит активный переход на эксплуатацию воздушных судов нового поколения, причем доля отечественных самолетов в этом парке резко сокращается. Доступных источников информации по характеристикам воздушных судов существует достаточно, но часто эта информация вызывает сомнения, или же изложена в громоздком виде и не удобном для запоминания.

В данном пособии собрана необходимая диспетчеру ОВД информация по всем типам самолетов и вертолетов, которые составляют сейчас авиапарк российских и зарубежных авиакомпаний с учетом планируемого роста объемов авиаперевозок в России в ближайшие 10 лет.

Цель – помочь курсантам и слушателям колледжа облегчить запоминание, как внешнего вида воздушного судна, так и его летно-технических характеристик. Визуализация выборки при ее изучении и впоследствии систематическом повторении позволит прочно закрепить эти знания.

3 Пассажирские самолеты для авиалиний большой протяженности Аэробус a-340

Двигатели ТРДД 4 х 15400 кгс

Размеры размах крыла (м) 60

длина самолета (м) 64

высота (м) 17

Число мест экипаж 2

пассажиров 335

Массы взлетная (т) 380

посадочная (т) 170

Летные данные крейсерская скорость (км/ч) 920

дальность полета (км) 16700

эксплуатационный потолок (м) 12000

Потребная длина ВПП (условия МСА на уровне моря) (м) 2800 

studfiles.net

1.3. Характеристики воздушных судов

Летные характеристики гражданских ВС (основные) — крей­серская скорость, дальность и продолжительность полета, а для вертолетов, кроме того, — статический и динамический потол­ки.

Статический потолок — максимально достижимая высота при вертикальном подъеме вертолета. Динамический потолок —высота, на которой вертикальная скорость подъема становится равной нулю. Статический потолок вертолетов составляет 3 -3,5 км, динамический — 6 — 7 км.

Крейсерская скорость полета — скорость, на которой обычно выполняется полет по маршруту. Транспортные ВС не летают на максимальных скоростях, так как напряженная работа двигате­лей ведет к резкому сокращению их ресурса и большому расходу топлива.

Казалось бы, что крейсерскую скорость следует установить равной наивыгоднейшей скорости полета, при которой километ­ровый расход топлива (расход топлива на 1 км пути относитель­но воздуха) минимален. Однако крейсерская скорость прини­мается на 10 — 15 % больше наивыгоднейшей скорости полета. Это объясняется тем, что при переходе с наивыгоднейшей скорости на крейсерскую километровый расход топлива увели­чивается лишь на 1 — 3 % и такое увеличение расхода топлива вполне окупается значительным сокращением времени полета. Крейсерские скорости самолетов с турбореактивными двигате­лями лежат в пределах 700 — 950 км/ч, с турбовинтовыми двига­телями — 350 — 700 км/ч, вертолетов — 180 — 250 км/ч.

Дальность полета — расстояние, проходимое ВС в процессе набора высоты, горизонтального полета и снижения до полного израсходования топлива. Такая дальность называется техничес­кой. В действительности ВС не летают до полного израсходова­ния топлива, поэтому практическая дальность полета меньше технической. Дальность полета зависит от запаса и километро­вого расхода топлива и составляет у дальних магистральных самолетов 10-12 тыс. км и более, у вертолетов 600 — 1000 км.

Продолжительность полета — время, в течение которого ВС находится в полете, используя имеющийся запас топлива. Продолжительность полета зависит от запаса и часового расхо­да топлива.

Дальность и продолжительность полета зависят от скорости и высоты полета, массы ВС, температуры наружного воздуха по маршруту полета, скорости и направления ветра и других факто­ров. Правильный выбор режимов полета позволяет существенно увеличить дальность и продолжительность полета или же сэкономить значительное, количество топлива при полете на заданное расстояние. Так, самолеты с турбореактивными двига­телями расходуют топлива при полете на рабочей высоте в 2 — 3 раза меньше, чем при полете на малых высотах. Полетная масса ВС также отказывает большое влияние на километровый рас­ход топлива, поэтому излишняя заправка ведет к его нерацио­нальному расходу.

В полете вследствие выработки топлива масса ВС умень­шается и наивыгоднейшая высота полета увеличивается. Поэтому в длительном полете в отношении километрового расхода топлива наиболее выгоден полет «по потолкам», т. е. с постепенным увеличением высоты полета по мере уменьшения массы ВС. Однако такой полет не предусматривается сущест­вующей системой управления воздушным движением. На практике может осуществляться ступенчатый профиль полета с периодическим переходом с одного эшелона на другой.

Взлетные и посадочные характеристики ВС оказывают существенное влияние на безопасность полета.

Взлетом называется ускоренное движение ВС от начала разбега до достижения высоты набора Юме одновременным достижением скорости не менее безопасной скорости взлета. Высота 10 м отсчитывается от уровня взлетно-посадочной поло­сы (ВПП) в точке отрыва ВС.

Взлет самолета можно разбить на два этапа: этап разбега по ВПП до скорости отрыва и этап разгона до безопасной скорости взлета с одновременным набором условной высоты препятствий вблизи аэродрома, принимаемой в 10 м. Основными взлетными характеристиками являются: скорость отрыва, длина разбега и взлетная дистанций (рис. 1.7).

Рис. 1.7. Схема взлета самолета

Скоростью отрыва V_отр называется скорость, при которой подъемная сила равна весу ВС. Для обеспечения возможно меньшей скорости отрыва используют механизацию крыла. На скорость отрыва влияет близость земли. Эффект близости земли выражается э увеличении коэффициента подъемной силы крыла у земли по сравнению с его значением вдали от нее. Чем меньше расстояние крыла от поверхности аэродрома, тем больше проявляется эффект близости земли. В этом отношении выгоднее самолеты с низким расположением крыла.

Взлетная дистанция L_взл — расстояние по горизонтали, проходимое ВС в процессе взлета. Длина разбега L_p — расстоя­ние по горизонтали, проходимое ВС с момента страгивания на линии старта до момента его отрыва от ВПП.

На взлетную дистанцию и длину разбега влияют такие факторы, как тяга двигателей, взлетная масса ВС, температура и давление атмосферного воздуха, направление и скорость ветра, уклон и состояние поверхности ВПП.

Посадкой называется этап полета с высоты 15 м над уровнем торца ВПП, включающий участок до касания, и пробег до пол­ной остановки ВС. Посадка включает в себя планирование, выравнивание и пробег.

Планирование является продолжением полета самолета по глиссаде — траектории предпосадочного снижения. Выравнива­ние начинается на высоте 7 — 8 м плавным увеличением угла атаки, что вызывает увеличение лобового сопротивления самолета и быстрое уменьшение скорости до значения посадоч­ной. Участок пробега начинается с момента касания посадоч­ной полосы колесами шасси и заканчивается остановкой ВС на ВПП.

Посадочными характеристиками являются: посадочная скорость, длина .пробега и посадочная дистанция (рис. 1.8).

Посадочная скорость V_пос — скорость движения ВС в момент касания колесами земли.

Длина пробега L_np — расстояние по горизонтали, проходимое ВС с момента касания до полной его остановки на ВПП.

Посадочная дистанция L_noc — расстояние по горизонтали, проходимое ВС с высоты 15 м над уровнем торца ВПП до полной его остановки.

На посадочные характеристики оказывают влияние поса­дочная масса ВС, атмосферные условия, скорость и направле­ние ветра, состояние и уклон ВПП. Уменьшение плотности и увеличение температуры воздуха вызывают увеличение поса­дочной скорости и, следовательно, посадочной дистанции и длины пробега. При посадке самолета на высокогорном аэродро­ме посадочная скорость увеличивается на 3 — 10 % на каждые 1000 — 2000 м высоты. Повышение температуры на 10 — 15 °С вызывает увеличение посадочной скорости на 2 — 3 %.

Рис. 1.8. Схема посадки самолета

Для улучшения посадочных характеристик перед входом самолета в глиссаду выпускается механизация крыла, а в про­цессе пробега включаются средства торможения ВС: тормоза колес, устройства реверсирования тяги двигателей, гасители подъемной силы и др.

Массовые характеристики ВС (основные) — максимальная взлетная и посадочная массы. Эти массы регламентированы для каждого типа ВС. Взлет с массой, превышающей установ­ленную для ВС максимальную взлетную массу, не допускается, так как это ведет к ухудшению его взлетных характеристик. Точно так же не допускается посадка с массой, превышающей максимальную посадочную массу, во избежание ухудшения посадочных характеристик и превышения расчетных нагрузок на шасси и элементы конструкции планера. На некоторых самолетах разрешается вынужденная посадка при максималь­ной взлетной массе, на других такая посадка не разрешается. В последнем случае при вынужденной посадке предусматривает­ся аварийный слив топлива. Если такого слива не предусмотре­но, ВС вынуждено находиться в воздухе до выработки части топлива и уменьшения массы до максимального посадочного значения.

Центровочные характеристики ВС определяют свойства его устойчивости, управляемости и балансировки относительно поперечной Z, вертикальной Y и продольной X осей, проходя­щих через центр масс (ЦМ) ВС (рис. 1.9). Устойчивость, управляе­мость и балансировка относительно оси Z называются продоль­ными, относительно оси Y — путевыми, относительно оси X —поперечными.

Под устойчивостью понимают способность ВС сохранять или восстанавливать, без вмешательства пилота или системы авто­матического управления (САУ), исходный режим полета после прекращения действия случайных сил. Устойчивое ВС менее чувствительно к возмущениям потока воздуха турбулентной атмосферы и не требует больших затрат мышечной энергии для стабилизации полета.

Рис. 1.9. Оси самолета

Управляемость — способ­ность ВС изменять траекторию полета при отклонении руле­вых поверхностей пилотом или САУ.

Балансировка ВС в установившемся режиме полета достигается также отклоне­нием рулевых поверхностей, при этом создается равенство моментов относительно ЦМ всех сил, действующих на ВС.-

Продольная устойчивость самолета обеспечивается гори­зонтальным оперением, путевая — вертикальным оперением, поперечная — крылом. Продольные управляемость и баланси­ровка достигаются отклонением руля высоты, путевые управ­ляемость и балансировка — отклонением руля направления, поперечные — отклонением элеронов.

Важным фактором, влияющим на устойчивость, управляе­мость и балансировку, является положение ЦМ ВС. Рассмотрим это на примере продольной устойчивости самолета (рис. 1.10).

Рис. 1.10. Положение ЦМ устойчивого (а) и неустойчивого (б) самолета (V — скорость полета; W — скорость вертикального порыва ветра)

Если ЦМ самолета лежит впереди центра давления (ЦД), увеличение угла атаки на Да, например, вследствие порыва ветра W вызовет увеличение подъемной силы на А У, и на само­лете возникнет относительно ЦМ дополнительный момент ДМ₂, направленный на пикирование, т. е. на уменьшение угла атаки и восстановление ранее заданного режима полета. Если же ЦМ лежит позади центра давления, увеличение угла атаки на Δα и подъемной силы на ΔY вызовет дополнительный мо­мент ΔМ_z, направленный на кабрирование, т. е. в сторону дейст­вия возмущающей силы — полет становится неустойчивым.

Таким образом, для устойчивости самолета необходимо, чтобы его ЦМ находился впереди ЦД. Уравновешивание пики­рующего момента, создаваемого подъемной силой крыла Y, осуществляется подъемной силой горизонтального оперения Y_го, направленной вниз. При этом должно сохраняться равенст­во Yа = Y_гоl_го.

Положение ЦМ самолета принято определять относительно средней аэродинамической хорды крыла (САХ), т. е. хорды условного прямоугольного крыла, построенного на базе исход­ного крыла (рис. 1.11). Пересечение передних и задних кромок этих крыльев определяет длину САХ и ее местонахождение на продольной оси самолета.

Рис. 1.11. Схема нахождения САХ стреловидного крыла: 1 — исходное крыло; 2 — условное прямоугольное крыло; b_а — длина САХ

Центровка самолета х — это расстояние X от носка САХ до ЦМ самолета, выраженное в процентах длины средней аэродинами­ческой хорды b_а, т. е. х= (Х/b_а) 100 %.

Центровка должна иметь определенное значение (рис. 1.12). Смещение ЦМ вперед повышает устойчивость самолета, однако для парирования пикирующего момента требуются увеличен­ные углы отклонения руля высоты вверх. Поэтому устанавли­вается предельно передняя центровка, при которой имеется некоторый запас в отклонении руля высоты для парирования возмущений или выполнения маневра. Предельно передняя центровка определяется из условия обеспечения управляемос­ти самолета при посадке с выпущенной механизацией крыла, создающей дополнительный пикирующий момент. Смещение ЦМ назад вызывает уменьшение устойчивости самолета, поэто­му также ограничивается из условия обеспечения необходимо­го запаса продольной устойчивости в полете (особенно в турбу­лентной атмосфере). Запас продольной устойчивости состав­ляет обычно 10 % длины САХ.

Из сказанного следует, что ЦМ самолета не должен выхо­дить за пределы предельно передней и предельно задней цент­ровок, т. е. должен находиться в диапазоне этих центровок. В противном случае полет самолета может оказаться невозможным. Ошибочный расчет центровки или неправильное размеще­ние пассажиров и грузов, следствием которых может быть нару­шение предельно передней или предельно задней центровок, может привести к тяжелым последствиям.

Рис. 1.12. Схема предельно допустимых центровок самолета:

x_п — предельно передняя центровка; x₃ — предельно задняя центровка; х_н — нейтраль­ная центровка; х_д — диапазон центровок; Х_у — запас устойчивости самолета в полете

В диапазоне допустимых центровок имеются наиболее выгодные, при которых самолет в данном режиме полета имеет наименьшее лобовое сопротивление (продольная ось самолета совпадает с траекторией полета). Центровка, при которой полет совершается с наибольшей экономической эффективностью, называется рекомендуемой.

Выработка топлива в полете влечет изменение центровки самолета. Чтобы центровка при этом оставалась близкой к рекомендуемой, топливо из баков вырабатывают в определен­ном порядке, который обеспечивается как автоматически, так и вручную, С этой же целью на тяжелых самолетах предусматри­вается балансировочный топливный бак в оперении. Перекачка топлива из балансировочного бака в основные и наоборот позволяет поддерживать центровку в оптимальных пределах и уменьшать балансировочные потери (сопротивление ВС), сохра­нять достаточный запас устойчивости и управляемости самоле­та.

Диапазон центровок у самолетов с прямым крылом находит­ся в пределах 18-28 % САХ, со стреловидным крылом — от 26 до 34 % САХ.

Центровка вертолета выражается расстоянием в миллимет­рах от ЦМ вертолета до точки пересечения оси НВ с плоскостью вращения винта или с осью фюзеляжа. Расстояние измеряется вдоль оси фюзеляжа. При положительной (передней) центровке ЦМ вертолета находится впереди оси НВ, при отрицательной (задней) — за осью НВ. У вертолетов продольной схемы центров­ка выражается расстоянием от ЦМ вертолета до перпендикуля­ра, восставленного из середины линии, соединяющей оси НВ.

Одновинтовые вертолеты и двухвинтовые с соосными винта­ми имеют небольшой диапазон центровок, вертолеты продоль­ной схемы могут иметь большой диапазон. Положение ЦМ вертолета оказывает значительное влияние на управляемость вертолета и мало влияет на его устойчивость. При выходе цент­ровки за передний предел затрудняется посадка вертолета, при выходе за задний предел затрудняется и может стать невозмож­ным его взлет.

Для обеспечения оптимальных центровок необходимо в определенном порядке размещать на борту пассажиров, грузы и топливо. Правильное размещение грузов производится по меткам, нанесенным на бортах грузовых кабин, указывающим положение ЦМ груза определенного веса. Тяжелые грузы раз­мещаются ближе к оптимальному положению центра масс ВС.

Грузы надежно пришвартовываются, особенно тяжелые, так как самопроизвольное их смещение в полете может вызвать аварий­ную ситуацию из-за нарушения центровки.

studfiles.net

3. Воздушный транспорт Техническая характеристика самолета як-42

№ п/п	Наименование	Единицы измерения	Данные
1	2	3	4
1	Год начала эксплуатации	—	1980
2	Тип и количество двигателей	—	ДТРД, 3 ШТ.
3	Мощность двигателя	КГС	6 500
4	Геометрические размеры самолета:	М М М М	36,38 3,8 34,88 150
5	Весовые данные: взлетный вес максимальная коммерческая нагрузка число пассажирских мест запас топлива	КГ Т — Л	53 500 13 100 – 120 13 300
6	Летные характеристики: максимальная крейсерская скорость самолета потолок самолета максимальная практическая дальность с полной загрузкой топливом	КМ/Ч М КМ	810 9600 4100

Пассажирский самолет Як-42 предназначен для эксплуатации на авиалиниях средней протяженности. На Як-42 установлены три экономичных малошумных двигателя. Автономный пуск двигателей, бортовой и хвостовой трапы для входа в салон дают возможность эксплуатировать самолет на малооборудованных аэродромах. В нижней части фюзеляжа, под полом, расположены два грузовых отсека для перевозки грузов, почты, и багажа в стандартных контейнерах, погрузка которых производится через наружные бортовые люки.

Разработка самолета Як-42 ОКБ Яковлева началась в конце 1972 года в связи с потребностью Аэрофлота в пассажирском самолете средней дальности, который мог бы заменить самолеты Ильюшина Ил-18 и Туполева Ту-134. В целях экономии времени в КБ решили разработать варианты самолета Як-40 с большей пассажировместимостью. Было изготовлено три опытных образца: первый со стреловидностью крыла 11 градусов, а два других со стреловидностью 23 градуса. Последний вариант и был выбран для серийных самолетов, получивших обозначение Як-42. Этот вариант также отличается от самолета Як-40 полностью стреловидным хвостовым оперением, спаренными колесами на каждой опоре шасси и, конечно, более мощными двигателями. Первый полет опытного самолета состоялся 7 марта 1975 г. Первые серийные экземпляры начали использоваться Аэрофлотом в конце 1980г. Они имели один пассажирский салон, вмещающий максимум 120 пассажиров. Существует альтернативный вариант, рассчитанный на 100 пассажиров.

Модификации самолета:

ЯК-42 — первая серийная модификация. ЯК-42Д — модификация с увеличенным запасом топлива. ЯК-42Е-ЛЛ — испытательный стенд для двигателей, демонстрировался в 1991г. на Парижском авиасалоне, оснащенный винтовентиляторным двигателем ЗМКБ Прогресс Д-236 по правому борту. Як-42Ф — модификация для аэрофотосъемки, оснащен двумя большими подкрыльевыми контейнерами, в которых размещаются электрооптические датчики. Як-42М — модернизированная версия ЯК-42Д. Як-142 (Як-42А) — вариант самолета Як-42Д с более совершенным оборудованием, повышенным комфортом и меньшим уровнем шума.

Изготавливаются и предлагаются для реализации самолеты ЯК-42Д для обслуживания пассажиров по классу VIP. Пассажирская кабина варианта VIP имеет:

• Комнату отдыха пассажира, оборудованную поворотным креслом, двухместным диваном (трансформируется в спальное место), складным рабочим столом, гардеробом. Комната сообщается с индивидуальным туалетом.

• Салон заседаний, в котором размещены 4 поворотных (перемещаемых) кресла, стол для совещаний, 2 дивана на 7 мест. Салон оборудован спутниковой связью и видеосистемой.

• Салон 1-го класса, в котором установлены 4 двухместных блока кресел и 2 складных столика между ними.

• Салон сопровождающих лиц на 18 посадочных мест бизнес-класса.

На самолете устанавливается дополнительное буфетно-кухонное оборудование. Самолеты варианта VIP могут комплектоваться бортовым пилотажно-навигационным и радиотехническим оборудованием отечественного производства или оборудованием производства западных фирм.

studfiles.net

Основные летно-технические характеристики самолета

Практическая аэродинамика

Самолета DA 42

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.

Похожие статьи:

poznayka.org

Сравнение лётно-технических характеристик самолетов местных воздушных линий Текст научной статьи по специальности «Общие и комплексные проблемы технических и прикладных наук и отраслей народного хозяйства»

2. Volsky V. Y. Security analysis IAS «ASC SRP EMERCOM of Russia» for 2012: Internal document. … Zam.kom. ASC SRP. Krasnoyarsk: ASC SRC, 2012. 30 р.

3. Volsky V. Y. Security analysis IAS «ASC SRP EMERCOM of Russia» for 2013: Internal document. … Zam.kom. ASC SRP. Krasnoyarsk: ASC SRC, 2013. 28 р.

4. Fomin S. A. Security analysis IAS «Krasnoyarsk ASC» for 2014: Internal document. … Zam.kom. Krasnoyarsk ASC. Krasnoyarsk: Krasnoyarsk ASC, 2014. 31 р.

5. Rybkov A. V., Nikushkin N. V. problems and methods of corrosion protection methods of corrosion control strains in aviation // Actual problems of aviation and cosmonautics: Actual problems of aviation and cosmonautics: abstracts, IX-th scientific conference of creative youth (8-12 April 2014, Krasnoyarsk): 2 р. / under total. ed. Y. Y. Loginov ; Sib. state. aerospaсe. univ. Krasnoyarsk, 2014.

© PH6KOB A. B., HHKymEHH H. B., 2015

УДК 629.735.083

СРАВНЕНИЕ ЛЁТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТОВ МЕСТНЫХ ВОЗДУШНЫХ ЛИНИЙ

Д. В. Телегин, В. В. Лукасов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

E-mail: [email protected]

Авторы сравнивают лётно-технические характеристики самолётов местных воздушных линий, говорят об их достоинствах и недостатках.

Ключевые слова: местные воздушные линии, лётно-технические характеристики, самолёт, гражданская авиация.

COMPARISON OF THE FLIGHT CHARACTERISTICS OF THE AIRCRAFT OF LOCAL AIRLINES

D. V. Telegin, V. V. Lukasov

Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarskiy Rabochiy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

In this paper, authors compare the flight characteristics of aircraft of local airlines, talking about it’s advantages and disadvantages.

Keywords: local airlines, flight characteristics, aircraft, civil aviation.

Как известно, Российская Федерация обладает самой большой территорией, и на этой территории, помимо крупных мегаполисов, немало отдалённых районов, куда очень трудно (а иногда и невозможно) добраться наземным транспортом, поэтому в нашей транспортной системе очень важную роль играют местные воздушные линии (МВЛ). Самолёты МВЛ способны быстро и с комфортом доставить пассажиров и грузы в самые отдалённые районы нашей необъятной Родины, куда не доберется ни один вид транспорта. Поэтому главными критериями выбора типов воздушных судов являются возможность посадки на грунтовые аэродромы с короткими ВПП и возможность эксплуатации при низких температурах.

Целью данной статьи является сравнительный анализ лётно-технических характеристик самолётов МВЛ.

В настоящее время на местных воздушных линиях Сибири и Дальнего Востока используются следующие

типы самолётов: Ан-24, Л-410, Bombardier Dash 8 Q400, ATR-72.

Рассмотрим типы самолётов, используемые на местных воздушных линиях.

Самолет L-410 (Л-410) разработан в конце 1960-х годов чехословацким предприятием Let для эксплуатации на местных авиалиниях. Основным заказчиком самолета являлся Советский Союз. Кроме этого, L-410 поставлялся также в Болгарию, Бразилию, Венгрию, ГДР, Ливию, Польшу. Коммерческая эксплуатация самолета началась в 1973 г. На протяжении ряда лет шла модернизация, в результате чего появились самолеты L-410A, L-410M, L-410UVP, L-410UVP-E, у которых возросли мощность двигателя, площадь крыла, что позволило увеличить грузоподъёмность. L-410 терийно производился с 1971 по 1991 год [1].

Самолет Ан-24 разработан конструкторским бюро Антонова в конце 1950-х гг.

Решетнеескцие чтения. 2015

Лётно-технические характеристики самолётов МВЛ [1-5]

Характеристика Л-410УВП-Е20 Ан-24РВ ATR-72-200 Bombardier Dash 8 Q400 Sukhoi Superjet 100-95B

Экипаж,чел 2 6 2 2 2

Длина, м 13,605 23,5 22,17 32,81 29,94

Размах крыла, м 17,478 29,2 27,05 28,4 27,8

Высота, м 5,646 8,3 7,72 8,3 10,28

Площадь крыла, м2 34,9 75 61 63,1 70

Число мест 17 48 74 78 98

Грузоподъёмность, т 1 430 5 300 7 500 8 670 12 245

Крейсерская скорость, км/ч 310 440 509 667 830

Дальность полёта, км 1 410 1 850 1 324 2 522 3 048

Практ. потолок, м 4 000 8 000 7 620 8 200 н. д.

Длина разбега, м 830 1 650 1 223 1 402 1 731

Длина пробега, м 840 650 1 048 1 290 1 630

Макс.взлётная масса, кг 6 600 21 800 22 000 29 257 45 880

Запас топлива, кг 1 000 5 100 5 000 5 070 12 324

Двигатель 2xWalter М601Е 2хАИ-24ВТ 2хPW127F 2хPW150A 2хSaM146-1S17

Мощность двигателя, л. с. 2×750 2×2550 2×2500 2×5071 2×76.84кН (тяга)

Расход топлива, кг/ч 245 800 550 500-700 1 700

Диапазон эксплуатацион. От +50 до -40 От +30 до -55 До -45 До -54 н. д.

температур,оС

Предназначенный для эксплуатации на авиалиниях малой протяженности, самолет поставлялся на экспорт и получил большую популярность среди региональных авиакомпаний многих стран мира за универсальность и надежность конструкции, неприхотливость в эксплуатации. Ан-24 специально разрабатывался для эксплуатации в самых жестких условиях, в том числе и для работы на Крайнем Севере [2].

Bombardier Dash 8 Q400 — двухмоторный турбовинтовой самолёт для линий средней протяжённости, выпущенный авиакомпанией de Havilland Canada (DHC) в 2000 году. Это 70-78-местный пассажирский самолёт, крейсерская скорость которого составляет 667 км/ч. Самолёт оснащён двигателями PW150A максимальной мощностью 5 071 л. с. (3 783 кВт, крейсерская мощность 4 850 л. с. 3 618 кВт). Все самолёты модификации Q400 имеют систему активного шумоподавления (ANVS) [3].

Ближнемагистральный турбовинтовой самолет ATR-72 является развитием модели ATR-42 с удлиненным на на 4,5 м фюзеляжем и увеличенной пасса-жировместимостью. ATR-72 эксплуатируется в авиакомпаниях с 1989 г., и за это время было разработано несколько его модификаций: ATR-72-200, ATR-72-210, ATR-72-500. Самолеты оснащались более мощными двигателями, что позволило увеличить грузоподъёмность [4].

В таблице приведены летно-технические характеристики этих самолетов.

Среди недостатков самолётов МВЛ можно отметить у Л-410УВП-Е20 — довольно слабые двигатели, из-за чего скорость полёта самолета довольно мала.

Самолёт ATR-72-200 не приспособлен к низким температурам нашего региона из-за гидросистемы, не рассчитанной на такие низкие температуры, как в Сибири и на Дальнем Востоке. Кроме того, крыло само-

лёта очень чувствительно к обледенению, которое приводит к снижению аэродинамического качества крыла.

Ан-24РВ неэкономичен, у него самый высокий расход топлива по сравнению с другими самолётами того же типа.

Таким образом, исходя из анализа ЛТХ самолётов, можно сделать вывод, что самыми приспособленными к природно-климатическим условиям Сибири и Дальнего Востока являются самолёты серии Ан-24, а также самолёт Bombardier Dash 8 Q400.

В ближайшее время для использования на МВЛ на аэродромах с искусственной взлётно-посадочной полосой планируется применять новейший Sukhoi Superjet 100 [5].

Библиографические ссылки

1. L-410 «Турболёт» // Современная авиация России [Электронный ресурс]. URL: http://aviaros. narod.ru/l-410.htm (дата обращения: 13.09.2015).

2. Антонов Ан-24 // Сайт № 1 для пассажира [Электронный ресурс]. URL: http://www.airlines-inform.ru/commercial-aircraft/An-24.html (дата обращения: 13.09.2015).

3. Bombardier Dash 8 Q400 // Сайт № 1 для пассажира [Электронный ресурс]. URL: http://www.airlines-inform.ru/commercial-aircraft/Dash-8Q400.html (дата обращения: 12.09.2015).

4. ATR-72 // Сайт № 1 для пассажира [Электронный ресурс]. URL: http://www.airlines-inform.ru/ commercial-aircraft/ATR-72.html (дата обращения: 12.09.2015).

5. Superjet 100 (SSJ 100). Фото. Видео. Схема салона // Новости авиации — Avia.pro [Электронный ресурс]. URL: http://avia.pro/blog/superdzhet-100 (дата обращения: 13.09.2015).

References

1. L-410 «Turbolet» // Modern Russian aviation. Available at: http://aviaros.narod.ru/l-410.htm (date about reduced: 13.09.15).

2. Antonov An-24 // Site № 1 for passenger. Available at: http://www.airlines-inform.ru/commercial-aircraft/An-24.html (Available at: 13.09.2015).

3. Bombardier Dash 8 Q400 // Site № 1 for passenger. Available at: http://www.airlines-

inform.ru/commercial-aircraft/Dash-8Q400.html (date about reduced: 12.09.2015).

4. ATR-72 // Site № 1 for passenger. Available at: http://www.airlines-inform.ru/commercial-aircraft/ATR-72.html (date about reduced: 12.09.2015).

5. Superjet 100 (SSJ 100). Photo. Video. Plan of a cabin. // Aviation news — Avia.pro Available at: http://avia.pro/blog/superdzhet-100 (available at: 13.09.2015).

© Телегин Д. В., Лукасов В. В., 2015

УДК 629.7.03

ВЛИЯНИЕ ГЕОМЕТРИИ КРЫЛА НА ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

А. М. Турчанов, Д. С. Филимонов, М. Г. Гукасян, В. В. Лукасов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

E-mail: [email protected]

Рассмотрены проблемы влияния геометрии крыла на лётно-технические характеристики самолёта.

Ключевые слова: крыло, характеристики, геометрия крыла, Як-40, SJ-100, Ту-144.

INFLUENCE OF GEOMETRY OF A WING ON AIRCRAFT PERFORMANCE CHARACTERISTICS

OF THE AIRCRAFT OF CIVIL AVIATION

A. M. Turchanov, D. S. Filimonov, M. G. Gukasian, V. V. Lukasov

Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

This article discusses the influence of the geometry of the wing on the flying characteristics of the plane.

Keywords: wing, characteristics, geometry wing Yak-40, SSJ-100 and Tu-144.

Из существующих летательных аппаратов 85 % являются самолётами. Самолёт конструктивно состоит из 5 частей: фюзеляжа, крыла, хвостового оперения, двигателя и шасси. Главной из конструктивных частей является крыло, которое создаёт подъёмную силу. Подъёмная сила крыла возникает при движении самолёт, за счёт разницы давлений воздуха на нижней и верхней поверхностях.

Основными геометрическими характеристиками крыла являются: вид крыла в плане, вид спереди и профиль крыла. При рассмотрении крыльев в плане в настоящее время в гражданской авиации применяются следующие типы крыльев: стреловидное, прямоугольное и одна из его вариаций — трапециевидное, крыло с наплывом (оживальное) [1].

Каждый из типов крыльев имеет свои достоинства и недостатки. Достоинством прямого крыла является простота конструкции и высокий коэффициент подъемной силы даже при малых углах атаки. Это позволяет существенно увеличивать удельную нагрузку на крыло, а значит, уменьшать габариты и массу, не опа-

саясь значительного увеличения скорости взлета и посадки. Важнейшими достоинствами прямого крыла с малым удлинением, в сравнении со стреловидным и оживальным, при таких же относительной толщине профиля и удлинении являются лучшие аэродинамические характеристики при докритических скоростях, главным образом при посадке. Зато их основной недостаток — большое сопротивление и невысокое аэродинамическое качество при околозвуковых скоростях. Прямоугольное крыло используется в основном на ближнемагистральных самолётах, летающих на скоростях от 150 до 700 км/ч (Ан-26,АН-140, АТК-72).

Стреловидное крыло, в отличие от прямоугольного, не обладает скачком сопротивления на около-и сверхзвуковых скоростях, что позволяет, в свою очередь, развивать большие скорости вплоть до сверхзвуковых. В сравнении с самолётами с прямоугольными крыльями самолёты со стреловидным крылом обладают более высокой скоростью посадки, что является недостатком. Самолёты ГА со стреловидным крылом летают в диапазаоне около 230-900 км/ч.

cyberleninka.ru