Характеристики самолета ан 24: Пассажирский самолет Ан-24. История и характеристики — Биографии и справки

Пассажирский самолет Ан-24. История и характеристики — Биографии и справки

ТАСС-ДОСЬЕ. 27 июня 2019 года в аэропорту Нижнеангарска (Бурятия) при посадке выкатился за пределы взлетно-посадочной полосы, врезался в очистные сооружения и загорелся пассажирский самолет Ан-24РВ авиакомпании «Ангара», следовавший рейсом из Улан-Удэ. Погибли два члена экипажа из находившихся на борту 47 человек, еще четверо — госпитализированы.

Редакция ТАСС-ДОСЬЕ подготовила материал об этом типе самолетов.

Ан-24 (по кодификации НАТО — Coke) — турбовинтовой многоцелевой самолет для авиалиний малой и средней протяженности. Разработан во второй половине 1950-х годов в опытно-конструкторском бюро 473 (позднее — ОКБ Антонова, ныне — государственное предприятие «Антонов», Киев, Украина). Первый полет совершил 20 октября 1959 года. Серийное производство было развернуто в 1962 году. Первый регулярный рейс Ан-24 совершил 31 октября 1962 года по маршруту Киев — Херсон.

Производство и модификации

Всего в 1962-1979 годах было выпущено 1 367 Ан-24 и их модификаций.

Из них 1 028 единиц — на Киевском авиационном заводе (ныне — в составе компании «Антонов»). Также самолет выпускался на авиазаводах в Улан-Удэ (174 единицы) и Иркутске (165).

Помимо базовой версии на 32 пассажира существует несколько десятков модификаций Ан-24. Среди них версии с увеличенной вместимостью и дальностью Ан-24А, Ан-24Б, Ан-24РВ, экспортный вариант Ан-24В, военно-транспортные Ан-24Т, а также различные специализированные модификации: для ледовой разведки Ан-24ЛР, радиоретрансляторы Ан-24РТ. На базе Ан-24 создано семейство военно-транспортных самолетов Ан-26 и разработанных на его основе Ан-32 и Ан-132.

В 1966 году лицензия на производство Ан-24 была продана КНР, где этот самолет выпускался в 1970-2000 годах  под названием Xian Y-7. С 2000 года Китай выпускает глубоко модернизированную версию Ан-24 под маркой Xian MA60.

Эксплуатация

В советское время Ан-24 был одной из наиболее распространенных моделей в парке «Аэрофлота». В настоящее время выводится из эксплуатации, летают не более 80 Ан-24 разных версий.

Основные эксплуатанты — Utair (17 самолетов Ан-24РВ), «Ангара» (8 самолетов Ан-24Б и Ан-24РВ с учетом сгоревшего 27 июня) и «Ираэро» (8 самолетов Ан-24РВ). Также эксплуатируется на Украине, в Сомали.

Конструкция

Ан-24 сконструирован по схеме свободнонесущего моноплана с высоким расположением прямого крыла, традиционным хвостовым оперением с дополнительным подфюзеляжным килем. Имеет трехопорное шасси с передней стойкой. Силовая установка встроена в крыло, включает в себя два турбовинтовых двигателя АИ-24 разработки ЗМКБ «Прогресс» им А. Ивченко, производства завода «Моторостроитель» в Запорожье (ныне — «Мотор Сич», Украина).

Летно-технические характеристики (для версии Ан-24РВ)

— Длина самолета — 23,53 м;

— размах крыла — 29,2 м;

— высота — 8,32 м;

— масса пустого — 13,4 т;

— максимальная взлетная масса — 21,8 т;

— максимальная скорость — 460 км/ч;

— практическая дальность — 1 850 км;

— практический потолок — 7,7 км;

— экипаж — 3 человека;

— пассажировместимость — 52 человека;

Может садиться на небольшие грунтовые аэродромы длиной ВПП от 600 м.

Потерпевший катастрофу самолет

27 июня 2019 года в Нижнеангарске выкатился и сгорел Ан-24РВ (регистрационный номер RA-47366, серийный 108-04). Он был изготовлен в Киеве, первый полет совершил в сентябре 1977 года. В эксплуатации находился 40 лет в 1978-1993 годах, летал в составе Хабаровского, затем — Сахалинского авиаотрядов Дальневосточного управления гражданской авиации («Аэрофлот») под регистрационным номером СССР-47366. Около 14 лет использовался как облетчик радиотехнических средств посадки, затем был переделан обратно в пассажирский.

В 1993-2013 годах состоял в парке авиакомпании «Сахалинские авиатрассы». В 2013-2015 годах в Иркутске были проведены работы по продлению ресурсов и сроков службы воздушного судна. С 2015 года — в парке авиакомпании «Ангара». Сертификат летной годности самолета заканчивался 28 июля 2019 года.

Пассажирский самолет Ан-24. Справка — РИА Новости, 02.08.2010

Ан-24 имеет конфигурацию свободнонесущего моноплана с высоким расположением крыла, оборудованного закрылками Фаулера большого размаха — двухщелевыми с внешней стороны гондолы двигателя и однощелевыми в корневой части крыла. Хвостовое оперение традиционное, дополненное на серийном самолете подфюзеляжным килем; фюзеляж типа полумонокок. Гидравлически убирающееся трехопорное шасси имеет двойные колеса на каждой стойке, управляемые и поворотные колеса носовой опоры, регулируемое в полете и на земле давление внутри пневматиков.

В апреле 1960 года поднялся в воздух первый из опытных образцов самолета.

Серийные самолеты Ан-24 начали использоваться «Аэрофлотом» в 1962 году, а в сентябре 1963 года первые 50-местные Ан-24В стали выполнять рейсы между Москвой, Воронежем и Саратовом.

Последующие версии самолета включали в себя:

Ан-24В Srs II — 50-местный пассажирский самолет, переоборудуемый в грузопассажирский, грузовой или административный; Ан-24РВ — аналогичен предыдущей версии, но оборудован дополнительным разгонным турбореактивным двигателем с тягой 900 килограммов (1985 л.с.), служащим для автономного запуска двигателей и повышения энерговооруженности самолета на взлете; АН-24Т — грузовой самолет с люком в нижней задней части фюзеляжа, с двумя подфюзеляжными килями с внешних сторон грузового люка, с грузовой лебедкой и транспортером; Ан-24РТ — аналогичен Ан-24Т, но с разгонным турбореактивным двигателем, как у Ан-24РВ; Ан-24ЛП — лесопожарный вариант.

Летно-технические характеристики Ан-24:

Экипаж — 4 человека.

Максимальное количество пассажиров — 52 человека.

Скорость крейсерская — 450 км/ч.

Максимальная высота полета — 6000 м.

Длина разбега — 650 м.

Длина пробега (при посадочной массе 20,5 т.) — 590 м.

Время набора высоты в 6000/8000 м. — 15/26 сек.

Расход авиатоплива в крейсерском режиме — 0,92 т/час

Максимальный взлетный вес — 21800 кг.

Максимальный посадочный вес — 21800 кг.

Полетная масса — 14400 кг.

Масса пустого самолета — 13920 кг.

Максимальная масса груза — 5500 кг.

Максимальный запас топлива — 4790 кг.

Самолёты гражданской авиации

Выберите страну производителя

• Бразилия
• Великобритания
• Германия
• Индонезия
• Канада
• Китай
• Нидерланды
• Россия
• США
• Украина
• Франция
• Чехия
• Швейцария
• Швеция
• Япония

АН – 24 — «ЧукотАвиа»

Разработка Ан-24 в ОКБ О. К.Антонова началась в 1956г. Это был первый в СССР пассажирский самолет с ТВД предназначался для замены на местных авиалиниях самолетов Ил-12 и Ил-14 с поршневыми двигателями. Одновременно с разработкой самолета создавалась и силовая установка для него в двигателестроительном ОКБ А.Г.Ивченко.Первый полет самолет Ан-24 совершил 20 октября 1959 г. В эксплуатацию поступил в октябре 1962 г.Самолет завоевал большую популярность в СССР и за рубежом. Более 220 самолетов было поставлено на экспорт в 26 стран мира.
В середине 1960-х годов был разработан вариант

Ан-24РВ, который имел в правой гондоле ТВД дополнительный реактивный двигатель РУ-19-300 тягой 900 кгс. С помощью этого двигателя удалось существенно улучшить взлетные характеристики самолета. Кроме пассажирских вариантов выпускались грузовые и военно-транспортные самолеты Ан-24Т.Самолет Ан-24 стал исходной моделью для создания целого семейства самолетов различного назначения (всего около 40 модификаций), среди которых грузовой Ан-26, самолет Ан-30 для аэрофотосъемки, самолет Ан-32 для эксплуатации с высокогорных аэродромов, самолет ледовой разведки «Торос» и многие другие. Серийное производство самолетов Ан-24 осуществлялось на авиационном заводе в Иркутске (в настоящее время ≈ ИАПО) и завершилось в 1978 г. В 1982 г. самолеты Ан-24 стали выпускаться в КНР под обозначением Y-7.

Оборудование

На самолете используется обычный комплекс авионики с электромеханическими средствами индикации.

Двигатели
ТВД АИ-24 (2х2550 л.с.)

Размеры
размах крыла (м)	29,2
длина самолета (м)	23,53
высота (м)	8,32
площадь крыла (кв. м)	74,98

 

Число мест
экипаж	2
максимальное	42-52

 

Размеры пассажирской кабины
длина (м)	9,96
максимальная ширина (м)	2,76
максимальная высота (м)	1,91
объем (куб. м)	40

 

Массы и нагрузки
взлетная (т)	21,8
пустого снаряженного (т)	14,6
платная нагрузка (т)	5,3
посадочная (т)	21
запас топлива (т)	5100

 

Летные данные
крейсерская скорость (км/ч)	475
дальность полета с максимальной платной нагрузкой (с резервами топлива)	990
эксплуатационный потолок (м)	8000
потребная длина ВПП (условия МСА, на уровне моря) (м)	1500

 

 

Назад

Самолет Ан-24: фото, технические характеристики

Активное развитие отечественной авиации началось еще в советские времена. Тогда появились газотурбинные моторы для самолетов. Это и побудило руководство страны заказать КБ Антонова воздушное судно военно-транспортного назначения нового поколения, которому дали название АН-24. Однако, приоритет все-таки отдавался пассажирским авиалайнерам. Первый двухмоторный турбовинтовой пассажирский самолет Ан-24 создали более пятидесяти лет назад. Он предназначался для перевозки людей на внутренних маршрутах малой протяженности.

Фото Ан-24

История появления воздушного судна

Первый полет лайнера из этой серии осуществился 58 лет назад. Затем, спустя несколько лет, его подвергли модернизации, превратив в транспортный самолет, которому дали название Ан-24Т. Однако, его технические и эксплуатационные характеристики говорили о том, что это скорее грузовая машина, чем транспортная. Несмотря на это, здесь не был предусмотрен даже грузовой люк, не говоря уже о погрузочной рампе. Загрузка и разгрузка осуществлялась через люки, предназначенные для пассажиров. Однако, в этой транспортной модели в грузовом отсеке был заметно усилен пол. Далее, с правой стороны проделали люк для загрузки грузов.

Cамолет Ан-24 в 1964 году

Качественное улучшение взлетных и полетных характеристик воздушного судна АН-24 было отмечено после того, как его оснастили мощным реактивным двигателем.

Получился сверхзвуковой самолет Ан-24, фото которого можно посмотреть в галерее. Несмотря на успешные испытания этой модели, у руководства транспортной авиации появилось много претензий и замечаний. Их интересовало, почему в хвостовой части самолета нет люка для принятия грузов. Это была не единственная причина, которая стала толчком для решения о создании новой машины, способной удовлетворить все требования руководства страны.

Проектированием транспортного лайнера занялись специалисты КБ Антонова в 1965 году, тогда за основу они взяли модель Ан-24.

Доскональные испытания модернизированного лайнера проводили в течение двух лет. Поскольку машина предназначалась для военных, то большое внимание уделяли десантированию парашютистов. В серийное производство модернизированный лайнер поступил в 1966 году. Его созданием занимались специалисты иркутского авиастроительного завода.

Данную модель выпускали до 1979 года. До этого времени создали свыше 1200 машин. Их подавляющее большинство собрали на заводе «Авиант» в Киеве. Летными качествами самолета заинтересовались многие руководители авиакомпаний, что сделало модернизированную модель очень востребованной. Лайнер стали эксплуатировать почти на всех внутренних рейсах Советского Союза, а это свыше 450 направлений. Вскоре самолетом Ан-24 заинтересовались зарубежные перевозчики и его стали экспортировать в 25 стран мира.

Ан-24

Пассажирские модели воздушного судна

Первым серийным вариантом стал лайнер Ан-24А. После его модернизации, самолетостроительные компании приступили к производству модели Ан-24Б. У самолета увеличили взлетную массу. До 1970 года таких машин было выпущено 400 экземпляров. Самым массовым вариантом стала модель Ан-24РВ. Ее отличало от предшественников наличие дополнительного двигателя, что значительно улучшило взлетные и летные характеристики самолета.

Проектируя воздушное судно, конструкторы особое внимание уделили надежности и простоте управления лайнером.

В связи с этим здесь было создано дублированное пилотирование, что позволяет управлять самолетом каждому пилоту из своего кресла. Такая система является уникальной, поскольку в случае отказа одного пульта, управление лайнером может взять на себя второй пилот. Кроме того, здесь предусмотрена система автопилотирования, которая существенно облегчает работу летчиков.

Первая модель была оснащена самым надежным радиолокационным оборудованием того времени. Этот вариант пассажирского самолета вмещал в себя 50 человек и был предназначен для перелетов на малые расстояния. Это были местные авиалинии. Эксплуатационный ресурс модернизированного воздушного судна был увеличен до 50000 часов полета, что считалось хорошим показателем того времени.

Фото Ан-24РВ

Затем выпустили более комфортабельную модель, однако, в ней было уменьшено количество пассажирских мест. При необходимости пассажирский самолет Ан-24 можно быстро переоборудовать в грузовой вариант. Это осуществляется достаточно быстро, благодаря съемным креслам. Немаловажным достоинством лайнера является возможность посадки на заснеженные, а также размокшие взлетно-посадочные полосы. Кроме того, самолету не требуется слишком длинный разгон – достаточно 650 метров.

В серийное производство воздушные суда Ан-24 поступили в 1962 году. Тогда же закончилось их тестирование, затянувшееся на два года.

Свой первый рейс с людьми на борту лайнер осуществил в сентябре этого же года. Спустя месяц, самолеты Антонова начали летать по маршруту Киев — Херсон. Вскоре они стали обслуживать маршрут Москва — Воронеж — Саратов.

Все модели настолько надежны и демонстрируют высокие эксплуатационные характеристики, что их стали использовать для выполнения самых разных второстепенных задач. В первую очередь, это связано с тем, что самолеты Ан-24 не нуждаются в слишком длинных взлетно-посадочных полосах.

Еще одним преимуществом по сравнению с аналогами воздушных судов данного класса является повышенная экономия топлива. Именно это позволяет эксплуатировать самолет на коротких маршрутах. Сегодня насчитывается свыше 40 модификаций таких лайнеров.

Фото салона Ан-24 компании UTair

Способности воздушного судна

Эксплуатационные, а также технические характеристики самолета Ан-24:

• Высота — 8,3 метра.
• Длина — 23,5 метра.
• Площадь крыла — 72,4 м².
• Размах крыла — 29,2 метра.
• Максимальный взлетный вес может превышать 21 тонну.
• Вес незагруженного самолета — 13300 кг.
• Мощность каждого из двух двигателей составляет 2550 лошадиных сил.
• Вместительность топливных баков – 4760 литров.
• Максимальная скорость самолета Ан-24 с минимальным расходом топлива составляет 498 км/ч.
• Дальность полета — 3000 км.
• Длина разбега не превышает 850 метров.
• Максимальная высота полета — 8400 метров.
• Летный экипаж состоит из пяти человек.
• Вместимость пассажиров зависит от модели. В салоне воздушного судна Ан-24РВ – 48 пассажирских кресел, а модель Ан-24, вмещает в себя 32 пассажира.

Кабина самолёта Ан-24

Особенности конструкции

Каждая из моделей оснащена двумя турбовинтовыми двигателями с винтами из четырех лопастей. В каждом крыле установлено по два топливных бака, которые при необходимости могут быть объединены в одну систему.

Надежность конструкции и мощность двигателей позволяет долететь до пункта назначения даже на одном моторе. Самолет Ан-24 соответствует всем требованиям по управляемости, которые предъявляются воздушным судам этого класса.

Корпус самолета относится к категории цельнометаллических монопланов. Он снабжен двадцатью иллюминаторами. Аварийные выходы являются обязательными. Оперение однокилевое с присутствием аэродинамического гребня. Крылья удлиненные, трапециевидной формы. Они оборудованы лонжеронами и закрылками. Шасси снабжены тремя опорами, втягивающимися в корпус. Фюзеляж включает в себя кабину экипажа, далее расположен пассажирский салон, за которым следует багажный отсек, затем буфет и туалет.

Предусмотрены перегородки, отделяющие салон с пассажирами от прочих помещений. Двойное управление лайнером включает в себя две колонки со штурвалами. Пилотажно-навигационный комплекс, а также радиотехническое оборудование помогают выполнять полеты в любых метеорологических условиях и в любое время суток. Садиться и взлетать самолет может не только при плохой видимости, но и в сплошной темноте.

Ан-24 окмпании UTair

Модификации самолетов

Модификации самолетов конструкторского бюро Антонова:

• Ан-24 «Троянда». Модель является летающей лабораторией, предназначенной для тестирования поисковых приборов, способных обнаруживать подводные лодки и корабли противника.
• Ан-24А. Пассажирский лайнер, вмещающий в себя 44 пассажирских кресла.
• Ан-24 «Нить». Это исследовательский самолет, оснащенный специальным оборудованием для изучения океанских глубин и ресурсов планеты.
• Ан-24Б. Пассажирский самолет с увеличенным взлетным весом. В его салоне 52 пассажирских кресла.
• Ан-24ЛП. Эта модель предназначена для тушения лесных пожаров.
• Ан-24Р. Модель занимается радиоразведкой и радиопоиском.
• Ан-24ЛР. Этот самолет был создан для ледовой разведки.

Подача электроэнергии осуществляется с двух генераторов, установленных на моторах. При их отказе, воздушное судно может получать электричество от двух достаточно емких аккумуляторов. Как известно, обледенению больше подвержены крылья, а также воздухозаборники двигателей. Избавиться от этой серьезной неприятности помогают воздушно-тепловые системы, надежно противостоящие обледенению. В случае разгерметизации самолета, всех пассажиров спасут кислородные маски, находящиеся в специальных отсеках над креслами.

Еще одним преимуществом этих самолетов по сравнению с аналогами воздушных судов данного класса, является повышенная экономия топлива. Именно это позволяет эксплуатировать лайнер на коротких маршрутах. Сегодня насчитывается свыше 40 модификаций таких лайнеров.

Самолет Ан-24 является прототипом лайнера Ан-26. Схожесть идеальная за исключением дизайна грузовой кабины и хвостовой части, оборудованной рампой. Надежность герметичности фюзеляжа проверена временем. В конструкцию входит большое количество стрингеров и балок. Здесь вместо заклепок применены клеесварные соединения (точечная электросварка). Цветные фотографии всех моделей выложены в каталоге.

Фотогалерея

Facebook

Twitter

Вконтакте

Одноклассники

Google+

24 — фото, видео, характеристики самолета Ан-24

Ан-24 – пассажирский турбовинтовой самолет для линий малой и средней протяженности. Имеет дальность 3 000 км, крейсерскую скорость 490 км/ч, максимальную взлетную массу 21 тонн. Оснащен двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24 2 серии, АИ-24Т (Ивченко) с воздушным винтом АВ-72, АВ-72Т изменяемого шага. Ан-24 выпускался с 1959 по 1979 год. Всего было выпущено более 1 000 таких самолетов, более 300 до сих пор эксплуатируются, в основном в СНГ и странах Африки.

Разработка нового двухдвигательного пассажирского самолета Ан-24, предназначенного для эксплуатации на местных авиалиниях, началась в ГСОКБ-473 им. О. К. Антонова в 1958 году в соответствии с постановлением СМ СССР № 1417-656 от 18 декабря 1957 года. Согласно заданию, самолет должен был перевозить пассажиров с эквивалентной нагрузкой 4 000 кг на расстояние до 400 км с крейсерской скоростью 450 км/ч. Предусматривалось применение двигателей АИ-24.

Первый полет Ан-24 совершил 20 октября 1959 года, за штурвалом которого находился экипаж летчика-испытателя Г. И. Лысенко. В 1961 году проходили заводские и государственные испытания. Серийное производство самолета началось в начале 1962 года на заводе № 473 в Киеве. В сентябре 1962 года состоялся первый технический рейс с пассажирами. 31 октября 1962 года началась эксплуатация самолета на трассе Киев-Херсон.

Производство самолетов Ан-24 продолжалось до 1979 года. С 1962 года по 1979 было выпущено более 1 200 машин, из них 1028 выпустил Киевский авиационный завод АВИАНТ. Также Ан-24 производился в Китае под названием Y-7.

Ан-24 характеристики

Фюзеляж герметичный, типа полумонокок. Силовая конструкция состоит из набора стрингеров и балок. Вместо клепки применены клеесварные соединения. Сечение фюзеляжа Ан-24 образовано двумя дугами разного диаметра. В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа. За ней размещен передний багажный отсек, пассажирский салон, буфет, туалет, гардероб и задний багажный отсек.

Крыло – трапециевидной формы в плане, кессонного типа, большого удлинения. Крыло состоит из двух лонжеронов. На центроплане располагается два отклоняющихся однощелевых закрылка, а на консолях – два 2 выдвижных двухщелевых закрылка. Также на консолях размещены два разрезных элерона. Хвостовое оперение – традиционное, дополненное подфюзеляжным килем.

Шасси самолета – трехопорное: две главных опоры и одна передняя. Двойные колеса на каждой стойке. Давление внутри пневматиков регулируется на земле.

Силовая установка Ан-24 состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-24 конструкции А. Г. Ивченко с четырёхлопасными воздушными винтами АВ-72, АВ-72Т и агрегата автономного запуска ТГ-16 (на самолете АН-24РВ в правой мотогондоле установлен дополнительный турбореактивный двигатель РУ-19А300 мощностью 800 кгс). Диаметр винтов 3,9 м. Мощность каждого двигателя на взлетном режиме – 2 550 л.с. Топливо размещается в 4 мягких баках в центроплане.

Видео самолета Ан-24

1) Посадка Ан-24 – вид из иллюминатора (видео):

2) Взлет Ан-24 – вид из иллюминатора (видео):

Схема салона Ан-24

Самолет Ан-24 фото, видео, история, технические характеристики

С теплотой вспоминаются времена советского детства, когда каждое лето, вместе с родителями, мы летали в отпуск. Тогда рейсы, например в Волгоград, очень часто выполняли самолеты Ан-24.

ОГЛАВЛЕНИЕ СТАТЬИ

История создания

В то время на местных авиалиниях было большое количество этих машин. К разработке Ан-24, согласно постановлению Совета Министров СССР № 1417—656 от 18 декабря 1957 года, в ОКБ О.К. Антонова, приступили в 1958г. Он предназначался для эксплуатации на местных авиалиниях малой и средней протяжённости с небольших и неподготовленных аэродромов. Согласно заданию, новый самолет с турбовинтовой силовой установкой должен был заменить поршневые Ил-14. Ан-24 должен был перевозить 50 пассажиров с багажом на расстояния до 400км с крейсерской скоростью 450 км/ч. На него предусматривалось установить двигатели АИ-24, конструкции Ивченко и воздушные винты АВ-72 изменяемого шага. 20 октября 1959г. Ан-24 совершил свой первый полет. После успешных заводских и Государственных испытаний, проходивших в 1961 году, он был рекомендован к серийному производству. Выпуск машины начался в 1962г. на Киевском авиационном заводе № 473. В дальнейшем машину освоили на Иркутском авиазаводе и авиационном заводе в Улан-Удэ. Первый технический рейс с пассажирами состоялся в сентябре 1962 года, а 31 октября 1962 года Аэрофлот начал эксплуатировать самолеты на трассе Киев-Херсон. В сентябре 1963г. Ан-24В стали выполнять регулярные рейсы между Москвой, Воронежем и Саратовом. В дальнейшем самолет стал использоваться и на многих других направлениях, так же его поставляли на экспорт, где он получил залуженное уважение среди региональных авиакомпаний многих стран мира. Самолет Ан-24 и по сей день отличался надежностью, неприхотливостью и простой в техническом обслуживании. Так как пассажирские кресла в салоне съемные, то за небольшое время борт можно переоборудовать в грузовой или грузо-пассажрский. Машина может эксплуатироваться в тяжелых климатических условиях, на нем можно производить посадку на песчаные, заснеженные и размокшие взлетно-посадочные полосы, а для отрыва от земли ему надо всего 650 метров. Ан-24 серийно производился с 1958г по 1979г. За это время, в Советском Союзе, на Киевском авиационном заводе №473, Иркутском  авиационном заводе №39 и авиазаводе №99 в Улан-Удэ было выпущено около 1340 машин. По лицензии, в Китае было произведено около 70 самолетов АН-24РВ под обозначением Xian Y-7.  В 2000г. Китайская авиастроительная компания начала выпуск модифицированной машины под обозначением MA-60. Ан-24 и по сей день эксплуатируются в странах СНГ и за рубежом. На его базе было спроектировано более 40 модификаций различного назначения, в том числе и транспортный АН-26, который выпускался в больших количествах. Но о нем мы поговорим позже.

Технические характеристики:

Длина: 23,53 м.
Размах крыльев : 29,2 м.
Площадь крыла:74,98 м2
Высота: 8,32 м.
Экипаж: 3-5 человек
Грузоподъемность: 4200 кг.
Пассажировместимость: 48-52 человек
Масса пустого: 13300 кг.
Масса снаряжённого: 13 750 кг.
Максимальная взлетная масса: 21000 кг.
Силовая установка: 2 х ТВД АИ-24
Мощность двигателей: 2 х 2 550 (2 х 1 876)
Максимальная скорость: 540 км/ч
Крейсерская скорость: 460 км/ч
Потолок: 7700 м.
Практическая дальность полета: 1000 км.
Перегоночная дальность: 2 820 км.
Длина разбега: 650-1000 м.
Длина пробега: 590 м.

Видео и фотографии walkaround

Сегодня представляю Вам видео и фото обзор walkaround самолета АН-24 СССР-46761 (47301201). Фотографии сделаны 6 октября 2013г. в Ульяновском музее Гражданской авиации, видео снято 20 августа 2016г. Модели самолета АН-24 выпускаются несколькими фирмами в масштабе 1:144 и в масштабе 1:72 украинской фирмой Амодел. Конкретно о ней мы поговорим далее.

Обширный список новых функций для Pilatus PC-24 Super Versatile Jet

Основываясь на отзывах клиентов, наработавших более 50 000 часов, компания Pilatus внедрила множество новых функций в Super Versatile Jets, которые сходят с конвейера с этого года. Поскольку основная философия Pilatus заключается в постоянном совершенствовании и обеспечении поддержки в течение всего срока службы самолета, многие из этих новых функций могут быть модернизированы в самолетах PC-24 с более ранними серийными номерами.

Начиная с удобства пассажиров, в салоне установлены новые представительские сиденья, которые обеспечивают больший комфорт, более интуитивно понятное управление и меньший вес. Они полностью откидываются в горизонтальное положение. Сиденья крепятся к плоскому полу кабины с помощью быстросъемных механизмов, позволяющих быстро менять конфигурацию сидений на земле. Вместо стандартного переднего левого шкафа для верхней одежды операторы теперь могут установить камбуз с опциями для микроволновой печи, кофеварки или эспрессо-варки, большой рабочей поверхностью, специальным хранилищем для льда и вместимостью для стандартных единиц общественного питания.

Умная авионика

Для летных экипажей PC-24 Pilatus и Honeywell продолжили разработку и усовершенствование Advanced Cockpit Environment (ACE). Контроллер авионики с сенсорным экраном заменяет многофункциональный контроллер в качестве стандартного оборудования. Контроллер с сенсорным экраном был впервые представлен в PC-12 NGX и оказался очень удобным для ввода и редактирования данных плана полета, изменения радиочастот и управления метеорологическим радаром. Он имеет нескользящую конструкцию вокруг безеля для стабильности и точности ввода в условиях турбулентности.

Система управления полетом PC-24 теперь включает тактильную обратную связь как по крену, так и по тангажу, чтобы предотвратить непреднамеренное необычное положение. Если самолет накренится на угол крена 51 градус, сработает защита ограничения крена, чтобы вернуть самолет на угол крена 31 градус. Если прогнозируется, что PC-24 превысит пределы Vmo / Mmo, сервопривод шага будет включаться до тех пор, пока самолет не выйдет из состояния потенциального превышения скорости. Защита от тактильной обратной связи обеспечивается даже при выключенном автопилоте и может быть отключена пилотом вручную с помощью кнопки быстрого отключения.

Стандартная система автоматического управления дроссельной заслонкой также включает новую функцию автоматической защиты скорости. Эта функция обеспечивает защиту как от пониженной, так и от превышения скорости путем автоматического включения автоматического дросселя для регулировки мощности таким образом, чтобы дрон всегда оставался внутри всего диапазона скоростей на всех этапах полета. Программное обеспечение FADEC двигателя Williams FJ44-4A, работающее в сочетании с автоматическим дросселем, также было точно настроено для уменьшения колебаний мощности в крейсерском режиме и на спуске.

Повышенная безопасность

Новая функция автоматического триммирования рыскания дополнительно снижает нагрузку на летный экипаж на этапах вылета и набора высоты.Этот режим автопилота автоматически активируется при включении демпфера рыскания и пытается удержать дрон до нулевого бокового скольжения. Если один из двигателей не работает или существует большая асимметрия тяги, автоматический триммер по рысканию будет пытаться поддерживать боковое скольжение примерно в ½ трапеции.

Advanced Cockpit Environment также включает функцию визуального захода на посадку, определяемую пилотом. Этот режим захода на посадку позволяет командиру легко настроить визуальный заход на посадку с автопилотом и автоматом тяги к любой взлетно-посадочной полосе и точно отслеживать левый, правый или прямой путь до порога взлетно-посадочной полосы.Это очень полезная функция для работы в небольших удаленных аэропортах, для использования которых и предназначен PC-24. Это повышает безопасность на неконтролируемых полях, позволяя пилоту удерживать внимание за пределами самолета в поисках других транспортных средств.

Среди новых функций авионики, предлагаемых на PC-24, Honywell’s SmartRunway и SmartLanding консультативные функции, которые повышают безопасность и снижают рабочую нагрузку пилота с помощью звуковых сигналов для ВПП, Подход к ВПП, Конец ВПП, Чрезмерный угол захода на посадку, а также Рекомендации по рулению и посадке.Также доступны канал передачи данных VHF с AFIS, графическая погода ACARS, базовая и расширенная спутниковая графическая погода (S-XM), данные о взлете и посадке FMS (TOLD), связь между контроллером и пилотом по каналу передачи данных (CPDLC) по сети FANS 1/A+, Аудиопанель KMA-29A Bluetooth 3D с функциями записи и воспроизведения, твердотельный метеорологический радар Honeywell RDR-7000 с функциями прогнозирования града и молнии и многое другое.

Кроме того, компания Pilatus недавно сертифицировала и начала предлагать литий-ионные аккумуляторы True Blue Power, которые обеспечивают снижение собственного веса на 84 фунта (38 кг) и снижают общую стоимость жизненного цикла по сравнению со стандартными двойными никель-кадмиевыми аккумуляторами.

Обратитесь в авторизованный центр продаж и обслуживания Pilatus для получения более подробной информации о новых усовершенствованиях PC-24 и их доступности для конкретных самолетов.

 

Влияние компонента, расположенного выше по потоку, и впрыска воздуха на характеристики падения капель воды на поверхности, расположенные ниже по течению

Капля воды меняет направление и скорость своего движения, когда она обходит компонент летательного аппарата с окружающим воздушным потоком или выдувается за счет впрыска воздуха из внутренней части.Когда отклоненная капля ударяется о нижнюю по потоку поверхность, ее характеристики удара будут отличаться от характеристик без лобового воздействия. В этой статье был разработан лагранжев метод, учитывающий влияние восходящих потоков на эффективность сбора капель. Проверочные случаи были выполнены для цилиндра и профиля МС (1)-0317, тогда как для многоэлементного профиля и конуса двигателя с противообледенительной системой нагрева пленки горячего воздуха были рассчитаны для исследования влияния переднего компонента и впрыска воздуха. на характеристиках удара нисходящих поверхностей.Обнаружено, что нынешняя эффективность сбора хорошо согласуется с экспериментальными данными и результатами моделирования, полученными с помощью методов Эйлера и традиционных лагранжевых методов, когда эти предшествующие факторы не влияют на них. Отклонения капель и пересечения траекторий четко наблюдаются под влиянием восходящей составляющей, а результаты лагранжиана нисходящих поверхностей отличаются от результатов метода Эйлера. Кроме того, за счет впрыска воздуха из внутреннего конуса двигателя пиковая эффективность улавливания на поверхности конуса увеличивается с уменьшением диаметра капли и даже превышает единицу при маленьком размере капли. Эта работа полезна для понимания движения капель и точности моделирования обледенения самолета.

1. Введение

Обледенение самолетов представляет собой серьезную угрозу безопасности полетов и потенциальную причину авиационных происшествий и инцидентов, что вызывает широкую обеспокоенность. Как правило, обледенение самолета представляет собой явление, при котором переохлажденные капли в облаках ударяются о компоненты самолета и замерзают на их поверхности [1]. Где и сколько капель воздействуют на тело, определяют положение и степень обледенения.Они определяются как характеристики столкновения капель и в основном измеряются эффективностью сбора. Чтобы выполнить анализ обледенения [2] или спроектировать систему защиты от обледенения самолета [3], важно сначала получить локальную эффективность сбора.

Факторы, влияющие на движение переохлажденных капель и характеристики столкновения с поверхностью, включают диаметр капель, форму компонентов самолета и режим полета, например высоту, скорость и положение [4]. На самолетах монтируются различные компоненты со сложными поверхностями, и тот, что впереди, может влиять на воздушный поток вокруг тех, что сзади.При обходе водными каплями вверх по потоку поверхности вместе с потоком воздуха их траектории отклоняются или даже пересекаются из-за действия инерционной силы [5]. Пространственное распределение капель воды и расстояние между соседними каплями и другие характеристики отличаются от ситуации в набегающем потоке, влияя на локальную эффективность сбора на нижней поверхности. Например, когда нижняя часть основного крыла или закрылок многоэлементного крыла закрыта предкрылком, на переднюю кромку не попадет ни капли воды или меньше капель воды [6].Воздействие передних компонентов и впрыска воздуха на характеристики столкновения капель с расположенными ниже по потоку поверхностями будет более очевидным для компонентов авиационных двигателей. Во-первых, поток воздуха и траектории капель в S-образном входном канале реактивного двигателя будут несколько раз отклоняться, что, в свою очередь, влияет на воздействие капель на прилегающие поверхности [7]. Во-вторых, носовой обтекатель двигателя, направляющие аппараты и вращающиеся лопасти всегда будут располагаться близко друг к другу вдоль вала двигателя, поэтому на эффективность улавливания капель на нижних по потоку поверхностях неизбежно будут влиять лобовые компоненты [8, 9].И последнее, но не менее важное: когда для конусов и лопаток двигателя используются противообледенительные системы с пленочным подогревом горячего воздуха, впрыск воздуха из этих систем может изменить такие свойства, как поле воздушного потока и направление движения капель воды, что тем самым влияет на ударные характеристики ниже по течению [10]. Как правило, при численном моделировании столкновений с каплями воды необходимо учитывать влияние компонентов, расположенных выше по потоку, и впрыска воздуха, особенно для компонентов двигателя.

Существует два основных метода определения эффективности улавливания капель: метод Лагранжа и метод Эйлера. Метод Лагранжа отслеживает движения капель воды в поле воздушного потока и получает эффективность сбора путем анализа траекторий падения на поверхности самолета [11]. Процесс решения является относительно интуитивным и простым для двумерных (2D) или геометрически простых поверхностей, но для трехмерных (3D) или сложных форм трудно определить места высвобождения частиц, и необходимо определить большое количество траекторий. рассчитано [12].Лагранжев метод был использован для эффективности сбора капель в коде LEWICE для аккреции льда NASA Glenn [13]. И НАСА сравнило прогнозы LEWICE с большим количеством данных экспериментов по столкновению капель для множества различных чистых аэродинамических профилей, аэродинамических профилей с имитацией формы льда, многоэлементных крыльев, S-образного воздухозаборника двигателя и т. д. [14–16]. Для большинства проверенных случаев были получены хорошие совпадения, подтверждающие эффективность метода Лагранжа для различных сложных поверхностей.Как показано на диаграммах траекторий частиц, приведенных в работах [15, 16], капли воды, не достигшие поверхности, отклонялись в направлении своего движения после обхода границы профиля, особенно для моделируемых форм льда, и их траектории становились более плотными с увеличением какие-то переходы. Донг и др. В работе [10] методом Лагранжа рассчитаны характеристики натекания капель на конус авиадвигателя с противообледенительной системой горячего воздушного пленочного обогрева. Из-за комбинированного воздействия удара вверх по потоку и впрыска горячего воздуха из противообледенительной системы капли воды отклонялись перед ударом о поверхность основного конуса, и было четко видно пересечение траекторий.Кроме того, в других работах [5, 17] также наблюдались сдвиги и пересечения траекторий после обтекания каплями верхней границы поверхности. Предполагается, что явления отклонений и пересечений траекторий капель являются объективными, но их влияние на характеристики падения вниз по потоку мало изучено. Пересечения капель воды были описаны в программе проверки НАСА для трехмерного кода траектории капель воды с использованием геометрии входного отверстия ECS [18].Считалось, что пересечения траекторий были вызваны плохими коэффициентами наименьших квадратов в определенных ячейках поля течения и приводили к неравномерным и неправильным схемам воздействия воды на поверхность. Благодаря усовершенствованию кода остались пересечения траекторий капель малого диаметра, что повлияло на распределение эффективности сбора. Можно сделать вывод, что эффекты восходящего потока влияют на движение капель и могут приводить к пересечению траекторий, что, в свою очередь, влияет на локальную эффективность сбора капель ниже по потоку.

Метод Эйлера, с другой стороны, рассматривает каплю воды как непрерывную фазу и после введения понятия объемной доли капли получает распределения объемной доли и скорости капли в ячейках пространственной сетки путем решения задач непрерывности и импульсные уравнения капельной фазы [19]. Этот метод является теоретико-полевой идеей и подходом к двухфазному воздушно-капельному потоку, который может решить локальную эффективность сбора всех трехмерных поверхностей одновременно.При моделировании процессов обледенения и противообледенительных систем в программе FENSAP-ICE эффективность улавливания капель получена 3D-методом Эйлера [20]. Этот метод FENSAP-ICE уже использовался при расчете капель для сложных компонентов, таких как трехмерные крылья, винтокрылые аппараты и реактивные двигатели [21, 22]. Кроме того, Wirogo и Srirambhatla [19] представили эйлеровский подход в программном обеспечении FLUENT и утвердили его для 2D и 3D тел. Затем был использован метод Эйлера для трехмерного многоэлементного крыла, и эффективность сбора была получена на предкрылке, основном крыле и закрылке, что показало затеняющий эффект верхних поверхностей.В методе Эйлера скорость капель является функцией с одним значением в каждой ячейке, а линии тока капель воды никогда не пересекаются друг с другом. Когда на практике траектории капель воды пересекаются, возникает бесконечный импульс плотности, что приводит к локальной сингулярности концентрации капель и численной нестабильности в методе Эйлера [12]. Члены стабилизации [23], такие как численная диффузия [12] и искусственная вязкость [20], должны быть добавлены, чтобы устранить колебания капли и обеспечить сходимость.Следовательно, хотя метод Эйлера может частично отслеживать влияние окклюзии верхних поверхностей на движение капель, он не может точно фиксировать пересечения траекторий и характеристики столкновения. С расширенной областью объемной доли капель, рассеянных условиями стабилизации, эйлерова эффективность сбора для поверхностей ниже по потоку может отличаться от фактической ситуации.

Поскольку метод Эйлера был относительно новым подходом, его результаты обычно сравнивали с результатами, полученными традиционным методом Лагранжа.Оказалось, что эти два метода дают согласованные результаты для общих поверхностей, таких как цилиндр и одиночные аэродинамические поверхности [12, 19]. Однако, когда Юлиано и соавт. В работе [24] при прогнозировании столкновений капель с многоэлементным профилем методами Эйлера и Лагранжа было обнаружено, что лагранжевы предельные траектории капель воды отклоняются далеко от эйлеровых линий тока капель после обхода границы поверхности. Кроме того, эффективность улавливания двумя методами очень хорошо согласовывалась по фронтальному основному многоэлементному компоненту, но сильно различалась по задней поверхности закрылка.Эти результаты отражали тот факт, что на характеристики столкновения капель с расположенными ниже по потоку поверхностями могут влиять эффекты выше по потоку, а методы Эйлера и Лагранжа отслеживали эти эффекты по-разному, что приводило к разным результатам. Эти два метода могут не быть эквивалентными в отношении вышестоящих эффектов.

Как правило, капли воды отклоняются или пересекаются под воздействием восходящих эффектов, таких как обход воздушного потока компонентов или впрыск горячего воздуха для предотвращения обледенения, что определяет характеристики столкновения капель с расположенными ниже по потоку поверхностями.Отклонения и пересечения траекторий капель можно найти в литературе по методу Лагранжа, но их влиянию уделялось мало внимания, и традиционное определение эффективности сбора капель не учитывало эти условия. Напротив, метод Эйлера не может зафиксировать пересечения капель и, следовательно, не может получить точную картину восходящих эффектов. В этой статье мы исследуем влияние компонента восходящего потока и впрыска воздуха на характеристики движения и столкновения переохлажденных капель воды в облаках и устанавливаем численное решение для анализа механизма эффектов.Во-первых, в разделе 2 описаны отклонения капель и пересечения их траекторий под действием объектов вверх по потоку и нагнетания воздуха впереди, а для учета этих эффектов разработан лагранжев метод с новым определением эффективности сбора капель. Затем цилиндр и профиль МС (1)-0317 используются для проверки метода Лагранжа в разделах 3.1 и 3.2, и методы Лагранжа и Эйлера дают почти одинаковые результаты. После этого изучается влияние составляющей выше по потоку на движение капли для многоэлементного профиля, и в двух методах появляются разные результаты, которые подробно анализируются.Наконец, обтекатель двигателя с противообледенительной системой с пленочным подогревом горячего воздуха рассчитывают на комбинированное воздействие входной составляющей, а на выходной поверхности обтекателя находят сложные распределения эффективности впрыска и сбора воздуха с максимальным значением, превышающим один. Поскольку LEWICE использует традиционный метод Лагранжа, а FENSAP-ICE принимает только метод Эйлера для характеристик столкновения капель, это исследование полезно для лучшего понимания движения капель и улучшения расчета капель под воздействием компонентов, расположенных выше по потоку, и впрыска воздуха. .

2. Методы численного моделирования

Поскольку эйлеровский подход не может учитывать пересечения траекторий, для моделирования движения капель воды и изучения влияния восходящего потока на характеристики столкновения используется лагранжев метод. В рамках Лагранжа движение каждой частицы рассчитывается индивидуально, чтобы получить линию ее пути и определить, сталкивается ли она с поверхностью самолета или нет. Интегрируя множество траекторий, можно получить эффективность сбора.Были предприняты попытки уменьшить количество капель для повышения эффективности метода Лагранжа [5], поскольку вычислительные затраты очень высоки, когда для сложных поверхностей и трехмерных объектов отслеживается очень большое количество капель. Однако, когда на капли воды воздействуют фронтальные факторы, необходимо рассчитать множество траекторий, чтобы зафиксировать их отклонения и пересечения. Поэтому эффективные лагранжевы алгоритмы с меньшим количеством отслеживаемых частиц в данной работе не представлены.Кроме того, традиционное определение эффективности сбора капель не работает, когда траектории капель пересекаются друг с другом, и не может выражать характеристики столкновения капель при воздействии восходящего потока. Таким образом, традиционный лагранжев метод односторонней связи расширен новым определением эффективности сбора капель для учета пересечений траекторий. Математическая модель метода Лагранжа представлена ​​в разделе 2.1, а процесс решения и этапы моделирования проиллюстрированы в разделе 2.2.

2.1. Математическая модель

Для движения капли воды в поле воздушного потока [5, 12] сделаны следующие допущения: 1) капля остается сферической без деформации, разбивания и разбрызгивания, 2) капли не имеют взаимных влияние, и не происходит ни столкновений, ни слияния, и (3) сила сопротивления окружающего воздуха является единственной, воздействующей на каплю, а все остальные, включая гравитацию, игнорируются. Тогда движение капли воды можно определить по второму закону Ньютона, выраженному в виде [19].где – вектор скорости капель, – время, – вектор скорости воздуха, – коэффициент воздушно-капельного обмена, определяемый как [5] где – вязкость воздуха, – плотность капель, – диаметр капель, – коэффициент сопротивления. является относительным числом Рейнольдса и рассчитывается по формуле где плотность воздуха.

Линия траектории капли воды может быть получена путем интегрирования уравнения движения частицы (уравнение (1)) через окружающее поле воздушного потока. При всех траекториях капель, заканчивающихся на поверхности объекта, можно получить эффективность сбора, которая определяется в LEWICE как эффективность, с которой любое место на поверхности объекта будет собирать капли воды [13].В рамках Лагранжа локальная эффективность сбора в каждой точке объекта обычно рассчитывается по формуле [5, 13] где – расстояние обтекания поверхности между траекториями соседних капель на объекте, – расстояние начальных положений соответствующих частиц. Поскольку обычно больше, чем за счет инерции капли, эффективность сбора всегда ниже единицы [8, 25], как и в случае между каплей № 1. 1 и капля №. 2 на рисунке 1.

Однако, когда движение капель отклоняется восходящими эффектами, возможно, что становится больше, чем , что приводит к эффективности сбора больше единицы.На рис. 1 представлена ​​схема-схема конуса двигателя с противообледенительной системой горячего воздуха, которая аналогична описанной в справке [10]. Когда капли обходят верхний выступ конуса, их траектории меняют направление и заканчиваются на нижней по потоку поверхности основного конуса, как показано на рис. , капли будут удаляться от места струи, и чем ближе к выходу горячего воздуха, тем больше изменение направления движения.В результате этих комбинированных воздействий между каплей нет. 4 и капля №. 5 меньше, чем и там достигается эффективность сбора больше единицы. Более того, пересечение траекторий произойдет до того, как капля упадет на объект. Следовательно, две капли могут столкнуться с одним и тем же местом (см. капли № 3 и № 5 на рис. 1), что приведет к бесконечному значению . Кроме того, значение между каплями 3 ^rd и 4 ^th даже отрицательно. Можно видеть, что локальная эффективность сбора при воздействии вверх по потоку больше не может быть получена с помощью уравнения (4).

В этой работе метод Лагранжа расширен для адаптации к этим условиям с учетом восходящих эффектов. Вводится упомянутая в [8] эффективность сбора по потоку массы, представляющая собой отношение локального потока массы капель на поверхности объекта к его значению на входе в дальней зоне. Когда начальные расстояния между соседними точками высвобождения одинаковы и все равны , каплю воды можно рассматривать как микроэлемент шириной , а не просто безмассовую точку (см.5 на рис. 1), и тогда массовый поток капли в 2D-условиях будет где – содержание жидкой воды (граммы воды, содержащиеся в кубическом метре воздуха), – скорость набегающего потока. Когда траектория капли заканчивается в контрольном объеме (ОК) на поверхности, поток массы капли поглощается ОК. Таким образом, общий массовый поток столкнувшихся капель в ^-м CV может быть рассчитан в соответствии с общим числом траекторий капель, заканчивающихся в CV, а его локальная эффективность сбора капель на поверхности может быть получена по формуле где – длина кривой ^-го -го CV.Согласно уравнению (6), в расширенном лагранжевом методе можно рассматривать пересечения траекторий и условие одинакового местоположения столкновения. Эффективность сбора на основе потока массы, аналогичная определению в методе Эйлера, представляет собой среднее значение традиционных результатов в контрольном объеме.

2.2. Процедура решения

Моделирование столкновения капель на основе расширенного метода Лагранжа выполняется в коммерческом программном обеспечении CFD Ansys FLUENT-19.1 с его определяемыми пользователем функциями (UDF) [26]. Во-первых, установившееся поле воздушного потока получается путем решения усредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса (RANS) с помощью решателя конечного объема FLUENT. Движение капель нечувствительно к воздушному потоку в пограничном слое, и даже невязкие поля потока хорошо работают для характеристик столкновения капель [12]. В этой работе модель турбулентности Спаларта-Аллмараса, состоящая из одного уравнения, используется для улавливания влияния восходящего потока на воздушный поток. Однако рассеивание капель за счет турбулентности не учитывается.Алгоритм SIMPLE (полунеявный метод для уравнений, связанных с давлением) используется с дискретизацией противопоточной схемы второго порядка для расчета CFD. Поскольку LWC и диаметр капель в облаке малы, аэродинамические эффекты капель на поле воздушного потока пренебрежимо малы [27]. Затем движение капель отделяется от расчета воздушного потока (односторонняя связь) и решается в поле замерзающего воздушного потока с помощью схемы Рунге-Кутты четвертого порядка. Решение линии траектории капель начинается в удаленном месте далеко от поверхности объекта, где скорость воздуха совпадает со значением набегающего потока, и заканчивается граничным условием ловушки, когда он пересекает поверхность объекта или достигает границы дальнего поля ниже по потоку.Отслеживаемые частицы составляют более 10 ⁵ , чтобы гарантировать независимость количества капель, вводимых в лагранжевом методе. Наконец, UDF используются для интегрирования траекторий, заканчивающихся в каждом CV на поверхностях объекта, и оценки эффективности локального сбора по уравнению (6).

3. Результаты и обсуждение

Для проверки настоящего лагранжевого метода используются известные случаи проверки капель цилиндра и аэродинамического профиля MS (1)-0317 путем сравнения эффективности сбора и пределов столкновения с экспериментальными данными и моделированием. результаты из литературы.Затем выбираются многоэлементный аэродинамический профиль и часть конуса двигателя для изучения воздействия лобового объекта и впрыска воздуха вверх по потоку.

3.1. Цилиндр

Первый случай валидации представляет собой круглый цилиндр диаметром 10,16 см в ссылке [12]. Скорость набегающего потока составляет 80  м/с, а плотность воздуха установлена ​​равной 1,097 кг/м ³ при окружающем давлении 89867 Па. Семь различных размеров капель со средним объемным диаметром (MVD) 16  μ м, которые удовлетворяют распределению Ленгмюра-Д, рассчитываются отдельно для характеристик столкновения капель, как указано в таблице 1.Комбинированная эффективность сбора в распределении размеров капель может быть получена по формуле [12] где — общее количество размеров капель, — процент ^{-й группы капель из} , и — соответствующая эффективность сбора.

1 9009 9 0 2 3 No (%) ( μ M) 1 5 5. 0 2 2 10 8.3 3 20 11.4 4 4 5 20 5 20 21.9 6 10 6 27.8 7 5 35,5

На рис.Спереди, вдали от цилиндра, капли воды продолжают свое движение со скоростью свободного воздуха. Когда они приближаются к цилиндру, направления их движения меняются из-за обтекания поверхности воздухом, а траектории отклоняются от линий тока воздуха из-за инерции. Части капель ударяются о переднюю кромку цилиндра, а границы соударения капель располагаются в точках, где траектории касаются поверхности цилиндра. Для капель, не попадающих на цилиндр, более близкое к цилиндру изменение воздушного потока сильнее влияет на него, что приводит к более сильному отклонению, в то время как влияние воздушного потока на капли, удаленные от поверхности, довольно ограничено. По этой причине вблизи задней части цилиндра формируется концентрированная зона траекторий капель. Более того, на отдельных участках встречаются перекрытия и пересечения траекторий.

Эффективность улавливания капель семи размеров в распределении Ленгмюра-D представлена ​​на рис. 3. Локальная эффективность улавливания распределяется симметрично по поверхности цилиндра, достигая максимума в критической точке и уменьшаясь вдоль поверхностей давления и всасывания. до тех пор, пока не станет равным нулю на пределе соударения.Видно, что диаметр капли тесно связан с характеристиками удара. Когда размер капель больше, что означает большую инерцию и большее отклонение от линий тока воздуха, это приведет к более широкой области столкновения и большей пиковой эффективности сбора.

Сравнение эффективности сбора между составным значением с распределением Ленгмюра-D и экспериментальными данными представлено на рисунке 4, где заштрихованная область представляет собой диапазон экспериментальных данных. Можно видеть, что пиковая локальная эффективность сбора, полученная в этой работе, немного меньше, чем полученная методом Эйлера [12], но в обоих методах достигаются одинаковые области соударения. Кроме того, результат моделирования хорошо согласуется с экспериментальными данными, что подтверждает правильность настоящего лагранжевого метода.

3.2. MS (1)-0317 Аэродинамический профиль

Аэродинамический профиль MS (1)-0317 с длиной хорды 0,9144 м взят из экспериментов Пападакиса по соударению капель [16] в качестве второго случая проверки настоящего лагранжевого метода.Условия испытаний: скорость набегающего потока 78,23  м/с с MVD 21  мк м. В ходе эксперимента измерялось распределение капель по размерам, и в качестве аппроксимации характеристик столкновения капель было создано дискретное распределение капель по размерам с 10 интервалами. Распределение размера капель MVD по 10 бинам приведено в таблице 2, а комбинированная эффективность сбора также рассчитывается по уравнению (7). Испытание проводилось при угле атаки (АОА) 0° в обледенелой аэродинамической трубе Гудрича.Однако угол атаки, используемый в анализе LEWICE и в этой работе, установлен равным −1,85 °, чтобы соответствовать экспериментальному распределению давления на поверхности профиля, поскольку на поле воздушного потока вокруг профиля MS (1)-0317 влиял узкий тоннель. стены [16]. Кроме того, входное давление составляет 95292 Па, а плотность воздуха составляет 1,213 кг/м ³ .

1 Номер ячейки (%) ( μ м) 1 5 4.040659 2 10 9,67207 3 20 14,24772 4 30 20,9438 5 20 28,15316 6 10 45.23621 7 3 70. 07175 70.07175 8 8 88.85927 88.85927 9 9 0.5 103.4068 103.4068 10 0.5 163.9674 163.9674

Лагранжевые траектории капельки и распределение скорости воздуха вокруг MS (1) -0317 показаны на рисунке 5 , Подобно тому, что произошло с цилиндром, траектории капель не отклоняются от направления воздушного потока, пока они не достигнут окрестности передней кромки аэродинамического профиля. Часть капель попадает на аэродинамический профиль.Из-за отрицательного угла атаки капли воды с большей вероятностью попадают на сторону всасывания поверхности аэродинамического профиля. При прохождении профиля капли, расположенные ближе к поверхности, более явно отклоняются от линии тока, чем более удаленные. Вблизи поверхности профиля также наблюдается концентрированная зона траекторий с перекрытиями и пересечениями траекторий капель, также аналогично ситуации в корпусе цилиндра. Эти явления также можно найти в литературе [5, 26].Поскольку области перекрытия и пересечения траекторий расположены вне пределов соударения, считается, что они не влияют на эффективность сбора капель и не привлекают особого внимания.

Распределение эффективности улавливания для 10-кратного размера капель показано на рисунке 6, где расстояние до поверхности означает точку торможения, а значение на верхней поверхности положительное. Все кривые достигают своего максимума в критической точке на поверхности всасывания и спадают до нуля по мере движения назад.Верхняя поверхность крыла демонстрирует более медленное снижение эффективности местного сбора и имеет более широкую область столкновения из-за отрицательного угла атаки. С увеличением диаметра капель увеличивается пиковая эффективность улавливания, что также согласуется с результатом предыдущего случая с цилиндром.

Общая эффективность сбора сравнивается с численным результатом, полученным LEWICE, и экспериментальными данными, как показано на рисунке 7. Можно видеть, что совпадение между результатами настоящего метода и LEWICE очень хорошее, что указывает на то, что расширение лагранжевого метода с эффективностью сбора на основе потока массы является эффективным и выполнимым.Кроме того, численные результаты хорошо согласуются с экспериментальными данными, что подтверждает лагранжев подход.

3.3. Многоэлементный аэродинамический профиль

Трехэлементный аэродинамический профиль выбран из ссылки [28] для изучения влияния лобовых поверхностей на траектории капель и характеристики столкновения с расположенными ниже по потоку поверхностями. Численное моделирование проводится при числе Маха набегающего потока 0,4 с УА 4°. Давление на входе составляет 80 кПа при температуре окружающей среды 260 К.Для расчета движения капли используется диаметр капли 20  мкм м. Из контура скорости воздуха и линий тока вокруг многоэлементного профиля на рис. 8 видно, что формируется сложное поле течения с вихрями, так как хвостовые кромки предкрылка и основного крыла не переходят плавно с линиями тока воздуха и имеют большие наветренные участки. След передних тел взаимодействует с потоком воздуха вокруг многоэлементного профиля, что искажает траектории капель и влияет на локальную эффективность сбора на нижних поверхностях.Особенно в области между предкрылком и основным крылом предкрылок расположен ниже основного крыла и они так близко друг к другу. При положительном угле атаки воздух должен обходить нижнюю поверхность предкрылка, проходить через пространство между предкрылком и основным крылом, а затем достигать передней кромки основного крыла. Воздушный поток разделяется на два потока, которые проходят через поверхности нагнетания и всасывания основного крыла, как показано на рис. 8. Это приводит к тому, что точка торможения появляется в более низком месте и создает еще более сложный воздушный поток перед основным крылом. .

По траекториям, показанным на рис. 9, капли воды падают на предкрылок и опорную поверхность основного крыла и переднюю часть закрылка. В задней части предкрылка траектории, пропущенные перед входными элементами, образуют концентрированную зону, что означает, что расстояние между соседними траекториями меньше, чем там, где они начинаются. При обходе поверхности давления предкрылка капли продолжают свой траекторный путь в область со сложным вихревым течением между предкрылком и основным крылом и снова меняют направление движения.Некоторые из капель в конечном итоге попадают на рабочую поверхность основного крыла с неравномерным распределением точек падения. Из-за инерции капель ни одна из них не перемещается с потоком воздуха на верхнюю поверхность крыла. Так же, как и предкрылок, под основным крылом формируется концентрированная зона траекторий капель. Однако, поскольку основное крыло имеет гораздо большую площадь и более длинную хорду с более гладким профилем, расстояние между соседними траекториями не имеет видимых изменений до прихода капель на закрылок.Кроме того, закрылок расположен позади и ниже основного крыла и удален от него, поэтому на воздушный поток вокруг закрылка небольшое влияние основного крыла или лобового предкрылка, что приводит к более плавному распределению позиций столкновения.

Эффективность сбора предкрылка, основного крыла и закрылка сравнивается с эффективностью, полученной методом Эйлера [28], как показано на рисунке 10. Было обнаружено, что настоящий метод может успешно фиксировать области падения капель и характеристики для многоэлементный аэродинамический профиль.Так как на предкрылке нет влияния поверхности вверх по потоку, локальная эффективность сбора здесь очень хорошо совпадает с эффективностью метода Эйлера, что также подтверждает правильность разработанного лагранжевого метода. Большая разница обнаруживается на основной поверхности крыла. Текущая эффективность сбора имеет большее значение, но меньший диапазон, чем результат Эйлера в верхней области. Явления одинаковой эффективности улавливания на передней поверхности и разные результаты на нисходящем компоненте также наблюдались при моделировании с использованием двух методов в ссылке [24].Это может быть связано с различными способами борьбы с движением капель после их отклонения восходящим потоком. В методе Лагранжа траектории капель отслеживаются одна за другой в воздушном потоке, и этот подход работает очень хорошо, даже когда на движение капель сильно влияет сложный кильватерный поток, как показано на рисунке 9. С другой стороны, скорость капель является однозначная функция в методе Эйлера [12]. Когда движение капель отклоняется, два потока капель могут собираться в одном направлении, вызывая бесконечную объемную долю капель и локальную сингулярность концентрации капель.В уравнение неразрывности капельной фазы добавлена ​​численная диффузия для сглаживания локальной особенности в методе Эйлера [28]. Когда концентрация капель из-за кильватерного потока рассеивается перед основным крылом, достигается более плавное распределение эффективности улавливания на поверхности крыла.

По той же причине можно понять расхождение в эффективности локального сбора на лоскуте. После обтекания основного крыла каплями воды образуется концентрированная зона.Концентрация капель в этой области рассеивается в методе Эйлера, в то время как метод Лагранжа улавливает ее очень хорошо при условии, что отслеживаются массивные капли. Поскольку основное крыло имеет большую площадь, потоки воздуха медленно проходят ниже поверхности давления, что приводит к относительно редкому распределению капель. Кроме того, большое расстояние и относительное расположение закрылка и крыла дополнительно ограничивают влияние восходящего потока на закрылок. Следовательно, эти два метода дают разную эффективность сбора только во фронтальной области лоскута, а лагранжев результат более неравномерен.

3.4. Секция конуса двигателя

Как описано в разделе 1, противообледенительная система пленочного нагрева горячего воздуха может использоваться в конусах авиационных двигателей [10]. Секция этого конуса двигателя исследуется на предмет влияния поверхности вверх по потоку и впрыска воздуха на траектории капель и характеристики столкновения с поверхностью вниз по потоку. Поскольку воздушный поток и локальная эффективность сбора в осесимметричной координате требуют специального рассмотрения [10], тестируется простая двухмерная модель сечения конуса двигателя, как показано на рисунке 11.Кроме того, разница температур между набегающим потоком и противообледенительным горячим воздухом игнорируется, чтобы сосредоточиться на влиянии потока нагнетаемого воздуха. Скорость набегающего потока 40 м/с, давление окружающей среды 1 атм при температуре 300 К. Массовый расход горячего воздуха 0,0575 кг/с. При моделировании используются капли диаметром 18  мкм мкм, 20  мкм мкм и 24  мкм мкм.

Поле скорости воздуха вокруг конуса двигателя показано на рис. 11 вместе с лагранжевыми траекториями капель на диаметре 20  мк м.Набегающий поток воздуха направляется к переднему выступу конуса двигателя, а затем движется вниз по потоку. При струе горячего воздуха из выходного отверстия противообледенительной системы смешанный воздух течет в обратном направлении по поверхности основного конуса. Между тем, на движение капли воды влияют как поверхности конуса, так и впрыск горячего воздуха, и капли ударяются как о выступ, так и о поверхности конуса, расположенные ниже по потоку. Поскольку воздействие поверхности выступа и нагнетания воздуха в основном связано с движением капли вниз по потоку, внимание уделяется характеристикам удара капли о поверхность основного конуса.

Траектории капель вблизи места струи горячего воздуха вокруг конуса двигателя подробно показаны на рис. 12. Видно, что капли воды меняют направление своего движения перед основным конусом в основном за счет впрыска горячего воздуха. Когда капли имеют диаметр 24  мкм м, отклонение капель воды от их первоначального направления движения относительно мало из-за большой инерции, как показано на рисунке 12(а). Перед ударом о главный конус расстояние между соседними траекториями становится меньше, но пересечений капель с разреженными линиями траекторий не наблюдается.При диаметре капель 20  µ м в траекториях обнаруживается более явное отклонение, а область соударения смещается дальше от оси симметрии. Кроме того, капли, расположенные ближе к месту струи горячего воздуха, получают больший удар от струйного воздушного потока, что приводит к большему изменению направления движения. Поэтому капли воды движутся близко друг к другу, и четкую иллюстрацию пересечения траекторий можно найти на рисунке 12(b). Аналогичные явления наблюдались [10], но их описание и анализ последствий не проводились.Из результатов при диаметре капли 18  мкм м на рис. 12(в) наблюдается еще более сильное суммарное отклонение траекторий и область падения капли смещается дальше вниз по потоку. Более того, явление пересечения траекторий капель более очевидно и обширно.

На рис. 13 показана локальная эффективность сбора на основном конусе при различных диаметрах капель. При воздействии удара и нагнетания воздуха вверх по потоку точки соударения концентрируются вблизи передней части поверхности конуса, что приводит к большой эффективности сбора там и быстрому снижению при движении назад.Когда диаметр больше, капли с большей вероятностью ударяются о поверхность, и получается большая область столкновения, что аналогично предыдущему наблюдению. Однако, в отличие от обычной ситуации, пиковая эффективность сбора увеличивается с уменьшением диаметра капли, а локальная эффективность сбора даже превышает единицу при диаметре капли 18  мкм мкм. Это связано с тем, что более мелкие капли легче отклонить струйным потоком, а пересечение траекторий с большей вероятностью произойдет с большим количеством капель.Вода будет воздействовать на относительно небольшую территорию, что приведет к увеличению эффективности сбора. Когда количество траекторий, заканчивающихся в CV, больше, чем количество точек выпуска капель, соответствующих CV, что означает, что массовый поток капель в CV больше, чем значение набегающего потока, локальная эффективность сбора CV равна больше одного.

4. Заключение

Метод Лагранжа дополнен эффективностью сбора на основе потока массы для учета отклонений и пересечений траекторий капель под воздействием объектов, находящихся выше по потоку, и нагнетания воздуха впереди.Тестовые случаи выполняются для различных двумерных поверхностей: цилиндра, профиля МС (1)-0317, многоэлементного профиля и конуса двигателя с противообледенительной системой пленочного обогрева горячим воздухом. Исследованы результаты движения капель и эффективность локального сбора, и основные выводы таковы: (1) Нынешняя эффективность сбора цилиндра и аэродинамического профиля MS (1)-0317 хорошо согласуется с экспериментальными данными и данными, полученными с помощью методов Эйлера и традиционного лагранжевого метода, подтверждая расширенный метод для характеристик столкновения капель (2) Когда капли воды подвергаются воздействию нагнетания воздуха или обходят объект, находящийся выше по течению, их движения отклоняются, и наблюдаются перекрытия и пересечения траекторий. Когда компонент, расположенный ниже по потоку, находится в зоне воздействия, это влияет на его эффективность сбора. Эти два метода не эквивалентны. Метод Лагранжа очень хорошо улавливает отклонения и пересечения траектории капель и обеспечивает неравномерное распределение ударов, в то время как метод Эйлера обеспечивает более плавную эффективность сбора из-за его числовой диффузии для концентрации капель (4). Впрыск воздуха через конус двигателя влияет на движение капель, и отклонение траектории капли от ее первоначального направления более очевидно, когда диаметр меньше.При малых диаметрах капель перед поверхностью конуса обнаруживаются пересечения траекторий. Пиковая эффективность улавливания увеличивается с уменьшением диаметра капель, и значение даже превышает единицу, когда диаметр капель составляет 18  мкм м

Доступность данных

Данные, использованные для подтверждения результатов этого исследования, доступны в соответствующем автор по запросу.

Конфликт интересов

Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов.

Благодарности

Эта работа была поддержана Национальным фондом естественных наук Китая (№ 51806008), Национальным численным проектом аэродинамической трубы (№ NNW2019ZT2-A07) и Открытым фондом Ключевой лаборатории по обледенению и противообледенению. -обледенение (№ IADL 20200307).

Б-24 | самолет | Britannica

B-24 , также называемый Liberator , тяжелый бомбардировщик дальнего действия, использовавшийся во время Второй мировой войны ВВС США и Великобритании. Он был разработан компанией Consolidated Aircraft Company (позже Consolidated-Vultee) в ответ на приказ U.Потребность ВВС США (USAAF) в четырехмоторном тяжелом бомбардировщике. B-24 был оснащен четырьмя звездообразными двигателями воздушного охлаждения и имел просторный коробчатый фюзеляж, подвешенный под высокорасположенным крылом, трехопорное шасси и двойное хвостовое оперение. Первый прототип поднялся в воздух в декабре 1939 г., а к весне 1941 г. B-24 поступали в Королевские ВВС Великобритании на условиях наличной оплаты. В ранних моделях B-24 не было самоуплотняющихся топливных баков и тяжелого оборонительного вооружения, которое ВВС США считали необходимым для стратегического дневного бомбардировщика; поэтому они использовались в основном для перевозки особо важных грузов и VIP-персон (премьер-министр Великобритании Уинстон Черчилль использовал один в качестве своего личного транспорта) и для противолодочного патрулирования.Противолодочные B-24, некоторые из которых были оснащены радаром, сыграли важную роль в битве за Атлантику и сыграли важную роль в сокращении «бреши» в середине Атлантики, где ранее безнаказанно действовали немецкие подводные лодки.

Первой версией Liberator, которую ВВС США признали боеспособной, был B-24D с двигателями с турбонаддувом и турелями с двумя 0,50-дюймовыми (12,7-мм) пулеметами в верхней части фюзеляжа и хвосте. Последующие модели получили дополнительное вооружение, а модели B-24H и J, которые начали поступать на вооружение в начале 1944 года, были оснащены носовой и нижней турелями с электроприводом и имели в общей сложности 10 0. 50-дюймовые пулеметы. Как и B-17 Flying Fortress, B-24 летал в оборонительном «коробочном» строю, хотя ящики нельзя было ставить так тесно друг к другу, потому что Liberator было значительно труднее летать в строю. Как и B-17, он имел бомбовый прицел Norden. Нормальная бомбовая нагрузка для высотных миссий составляла 5000 фунтов (2250 кг), хотя она могла вместить дополнительные 3000 фунтов (1350 кг) в бомбоотсеке и 8000 фунтов (3600 кг) на внешних стойках под крыльями для ближнего действия. миссии.В высотных миссиях максимальная дальность полета Liberator составляла почти 1600 миль (2600 км) — на 40 процентов больше, чем у его партнера B-17, — но его практический потолок составлял всего 28 000 футов (8500 метров), что составляет около 7000 метров. футов (2100 метров) ниже, чем у B-17. В результате B-24 больше подвергался воздействию немецкой зенитной артиллерии; это, а также большая уязвимость B-24 к боевым повреждениям (особой проблемой была негерметичная топливная система) сделали B-17 предпочтительным стратегическим бомбардировщиком на европейском театре военных действий. Тем не менее, B-24 укомплектовали целую бомбардировочную дивизию 8-й воздушной армии, и из-за их большей дальности полета им были назначены одни из самых сложных целей на последних этапах войны в Европе.

Британская викторина

Искусственные птицы в небе

От дирижаблей до реактивных винтов, примите участие в этой викторине и проверьте свои знания о самолетах и ​​авиации.

B-24 зарекомендовали себя в Тихом океане, где большая дальность была в приоритете, а японская оборона была сравнительно редкой; там Liberator фактически заменил B-17 с 1942 года. B-24 также играли важную роль на Средиземноморском и Китайско-бирманско-индийском театрах военных действий, а ВМС США использовали тяжеловооруженный однохвостый вариант PB4Y в качестве боевой машины. патрульный бомбардировщик в конце войны. В период с 1940 по 1945 год было построено более 18 000 B-24, что является самым большим показателем для любого U.S. — около 10 000 самолетов Consolidated-Vultee, а остальные по лицензии Douglas Aircraft, North American Aviation и Ford Motor Company. Из этого общего количества чуть менее 1700 досталось британцам. B-24 были выведены из эксплуатации в США почти сразу после окончания войны в 1945 году. Несколько PB4Y были переданы французскому флоту и участвовали в боях в Индокитае в 1953–1954 годах.

(PDF) Оценка динамических характеристик летательных аппаратов при посадке при боковом ветре

Транспортное и аэрокосмическое машиностроение

__________________________________________________________________________________________ 2015 / 2

34

IV.ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Для устранения угла отклонения от осевой линии ВПП при повороте

руля направления необходимо также довернуть элероны на такую ​​величину, которая позволяет за 5÷7 секунд

удерживать самолет без любое влияние угла крена и боковой миграции.

2. Если время, необходимое для касания ВПП, превышает время, обеспечиваемое в результате

поворота руля направления и закрылков, воздушное судно касается ВПП со значительным углом крена

и боковым смещением.Чтобы устранить крен и боковую миграцию, необходимо маневрировать рулем направления, так как движение элеронов может быть полностью исчерпано.

3. Угол скольжения в момент касания может достигать стабильного значения, но угол траектории по-прежнему

может продолжать расти до посадки самолета с малым углом миграции.

4. Если маневр элеронов запаздывает по отношению к повороту руля направления, требуется

дополнительный поворот элеронов.

ССЫЛКИ

[1] Циркуляр ИКАО 270-AT/111, Перспективы воздушного транспорта до 2005 года. Канада, Монреаль, Квебек: ИКАО,

1997, с. 53.

[2] Крохин З.Т., Скрипник Ф.И., Сестаков В.З. Инженерно-организационные основы обеспечения безопасности полетов в

гражданской авиации. Москва: Транспорт, 1987, с. 175.

[3] З. Лапинскис В. Шестаков, Dažādu drošības aspektu analīze gaisa kuģu lidojumos. Рига: RTU Izdevniecība, 2005,

78 л.с.

[4] Федеральное агентство воздушного транспорта, «Анализ состояния безопасности полетов в гражданской авиации

Российской федерации в 2013 году». [Онлайн]. Доступно: http://dvmtu-favt.ru/upload/…/a07

/a071cedfd00255fa894adfe27c2536aa.doc [Дата обращения: 28 марта 2015 г.].

[5] Министерство транспорта Российской Федерации, «Информация безопасности полетов № 21». [Онлайн]. http://szfavt.ru/

wp-content/uploads/ 2013/11/21ibp.pdf [Дата обращения: 28 марта 2015 г.].

[6] Сакач Р. В. Безопасность полетов. Москва: Транспорт, 1989, с. 237.

[7] Возможности и ограничения человека: JAA ATPL training/ Atlantic Flight Training, Neu-Isenburg: Jeppesen, 2004.

[8] C.E. Dole, Flight theory for pilots. Энглвуд: Jeppesen, 1989, с. 297.

[9] Эткин Б. Динамика полета: устойчивость и управляемость. Хобокен (Нью-Джерси): John Wiley, 1996, с. 382.

[10] У. Дарем, Динамика полета и управление самолетом.Чичестер, Великобритания: John Wiley, 2013, с. 286.

[11] П. Дж. Сваттон, Принципы полета для пилотов. Чичестер, Великобритания: John Wiley, 2011, с. 473.

[12] М. Дж. В. Томас, Р. М. Петрилли и пилоты Д. Доусон, «Предварительное исследование процессов обнаружения ошибок во время нормальных операций линии

». [Онлайн]. Доступно: http://www.unisanet.unisa.edu.au/staff/MatthewThomas/Paper/

Thomas_ErrorDetection.pdf [Дата обращения: 24 марта 2015 г.].

[13] В.Сестаков, Исследования бокового движения самолетов при посадке с упразднением. Сборник трудов

«Аэродинамика, электродинамика, динамика и аэродинамика полета», Киев, 1973, с.67-72.

[14] У. Ф. Филлипс, Механика полета. Хобокен: Wiley, 2004, стр. 966.il.

[15] Т. И. Лигун, Аэродинамика самолета Ту-134А-3 (Б-3). Москва: Транспорт, 1987, с. 257.

Неаутентифицированный

Дата загрузки | 09. 03.16 20:27

Руководство по проверкам воздушных судов — AOPA

Значение для участников

Чтобы обеспечить разумную уверенность в том, что самолеты функционируют должным образом, FAA требует серию проверок самолетов; несколько похоже на многие требования к валюте для летчика.В этом отчете излагаются основные требования к проверке самолетов.

Обзор

Требования к инспекции различаются в зависимости от использования самолета. Например, самолет, используемый для компенсации или аренды, должен проходить тщательную проверку каждые сто часов. Большинство самолетов, включая те, которые используются за компенсацию или аренду, должны ежегодно проходить полную инспекцию (см. ежегодную инспекцию). В этом тематическом отчете будет обсуждаться каждый вид проверки и объясняться, когда каждый из них должен быть выполнен, к какому воздушному судну он относится и что он должен включать.

Техническая информация

Ежегодный осмотр (FAR 91. 409)

Большинство самолетов авиации общего назначения требуют ежегодной проверки. Исключаются воздушные суда, которые:

• Используйте утвержденный план постепенной проверки;
• Иметь специальное разрешение на полет;
• Иметь действующий экспериментальный сертификат; или
• Иметь временный сертификат летной годности.

Годовой отчет должен быть заполнен и должным образом подтвержден механиком с разрешением на проведение инспекции (IA) в течение предшествующих 12 календарных месяцев.Например, если годовой отчет самолета утвержден 15 марта 2012 г., следующий годовой отчет должен быть представлен до 1 апреля 2013 г.; в противном случае самолет не может управляться без разрешения (например, с разрешением на перегон).

Разрешение на перегон требуется для полета на самолете с истекшим годовым сроком годности, например, в случае полета в другой аэропорт для проверки. Обратитесь в местный FSDO за инструкциями по подаче заявления на получение разрешения на паром.

100-часовой осмотр (FAR 91.409)

100-часовая проверка требуется для самолетов:

• Которые перевозят любое лицо (кроме члена экипажа) по найму; или
• Предоставляются любым лицом, осуществляющим летное обучение по найму.

Фраза «наем» относится к человеку, а не к самолету. Примером лица, перевозимого по найму, согласно FAR Part 91, является полет с аэрофотосъемкой.

Если летный инструктор предоставляет самолет или какую-либо операцию, которая обеспечивает как обучение полетам, так и самолет, этот самолет подлежит 100-часовой проверке. Воздушное судно, предоставленное летчиком (курсантом), проходящим обучение, не подлежит 100-часовому осмотру.

100-часовой лимит может быть превышен на 10 часов для целей полета в место, где можно провести инспекцию.Избыточное время должно быть включено в расчет следующих 100 часов эксплуатации.

Прогрессивные проверки (FAR 91.409)

Чтобы свести к минимуму время простоя на техническое обслуживание, владельцы могут выбрать прогрессивный план проверки. Прогрессивные проверки приносят пользу владельцам, чьи самолеты активно используются, например, FBO, летным школам и корпоративным летным отделам.

В отличие от ежегодной или 100-часовой инспекции, последовательная инспекция позволяет проводить более частые, но более короткие этапы инспекции, если все элементы, необходимые для ежегодной и 100-часовой проверки, проверяются в течение требуемого времени.

Пример: летные школы с воздушными судами, которые должны пройти 100-часовую проверку, обычно используют четыре этапа проверки с 25-часовыми интервалами. Цикл проверки завершается, когда подтверждается последняя проверка.

Полномочия на использование прогрессивного плана проверки не подлежат передаче. После продажи самолета ежегодная (или, если применимо, 100-часовая) проверка должна быть одобрена в течение 12 календарных месяцев (или 100 часов) после последнего полного цикла.

Большинство производителей корпусов самолетов предоставляют шаблонный прогрессивный план технического обслуживания.

Элементы, проверенные во время проверок  (FAR 43)

FAR 43, Приложение D,  Объем и детали элементов, подлежащих включению в ежегодные и 100-часовые проверки,  , содержит список общих элементов, подлежащих проверке во время проверок.

Высотомер  (FAR 91.411)

Статическая система самолета, высотомер и система автоматического сообщения высоты (режим C) должны быть проверены и протестированы в предшествующие 24 календарных месяца перед полетом по ППП в контролируемом воздушном пространстве.FAR 43, Приложение E, Проверка и проверка системы высотомера, перечисляет элементы, которые необходимо проверить.

Транспондеры  (FAR 91.413)

Транспондер необходимо проверять каждые 24 календарных месяца. Приложение F FAR 43, Тесты и проверки транспондеров УВД, перечисляет элементы, которые необходимо проверить. Чтобы использовать транспондер, его необходимо проверять каждые 24 календарных месяца. Кроме того, установка или модификация транспондера также должны быть проверены на наличие ошибок данных.

Аварийный локаторный передатчик  (FAR 91.207)

Установленные ELT должны быть проверены в течение 12 календарных месяцев после последней проверки на правильность установки, коррозию аккумулятора, работу органов управления/датчика столкновения и достаточную мощность сигнала. Хотя эту проверку не обязательно проводить во время ежегодной проверки, это будет удобное время для ее проведения.

Осмотр перед покупкой

Предпродажная инспекция — это инспекция, определяемая пилотом, обычно проводимая на воздушном судне перед покупкой.Осмотр может быть тщательным, как ежегодный, и столь же жалким, как осмотр самолета. Цель состоит в том, чтобы выявить любые «неизвестные» проблемы с самолетом перед его покупкой и получить мнение механиков об общем качестве самолета.

Из архива AOPA

Cessna добавляет проверки старения самолетов
AOPA Online, декабрь 2011 г.

[Турбина] Инспекции самолетов: у вас есть выбор
Пилот AOPA,  январь 2011 г.

Юрист пилота: Требования FAA к оформлению документов
Пилот AOPA, июнь 2004 г.

Адвокат пилота: страхование и летная годность
AOPA Pilot, февраль 2004 г.

Планер и силовая установка: учебник по профилактическому обслуживанию
Пилот AOPA, , октябрь 2001 г.

Советник пилота: Инспекция самолета и пилот-арендатор
Пилот AOPA, сентябрь 2000 г.

Планер и силовая установка: Torque Time
Пилот AOPA, сентябрь 2000 г.

Планер и силовая установка: ежегодная подготовка
Пилот AOPA, сентябрь 1999 г.

Пилотаж: Покупки около
Пилот AOPA,  январь 1998 г.

Комментарий: продолжение ред.
Детали, Детали
Летная подготовка AOPA, , январь 1997 г.

Пилотаж: Ежегодный осмотр
Пилот AOPA, сентябрь 1995 г.

Вес и баланс

• Вес и балансировка являются ключевыми факторами не только конструкции, но и характеристик и устойчивости самолета в различных условиях эксплуатации
• Баланс самолета относительно его центра тяжести (ЦТ), расположение которого определяет характеристики самолета
• На положение центра тяжести влияет общий и распределение веса по всему самолету
• Параметры веса гарантируют, что крылья и общая конструкция могут поддерживать самолет во всех режимах полета
• Перед каждым полетом пилоты должны определить вес и балансировку, чтобы убедиться, что самолет работает в соответствии со спецификациями производителя
• Данные о весе и балансировке — это больше, чем упражнение по определению положения самолета C.Г. упадет
  • Проблема безопасности стоила жизни нескольким пилотам и их пассажирам
• Думаете, у вас есть четкое представление о весе и балансе? Не пропустите тест на вес и баланс ниже, а также краткое изложение темы
.

• Справочник по авиационным знаниям для пилотов
  Передний центр тяжести
• Справочник по авиационным знаниям для пилотов
  Передний центр тяжести
• Справочник по авиационным знаниям для пилотов
  Задний центр тяжести
• Центр тяжести — это конкретная точка, в которой, как говорят, находится центр массы или веса самолета; то есть точка, вокруг которой, если бы самолет можно было подвесить или сбалансировать, он оставался бы на месте при любом положении 90 522
• Он рассчитывается при первоначальном проектировании и строительстве и далее зависит от установки бортового оборудования, загрузки самолета и других факторов
• С.G. имеет большое значение для самолета, поскольку его положение (в пределах проектного диапазона) имеет большое значение для продольной устойчивости.
• • К.Г. всегда должен быть в пределах нормы; однако, в зависимости от того, где в допустимом диапазоне Ц.Г. падения повлияют на производительность [рис. 1]
    • • Стабильное ощущение
      • Тяжелая носовая часть
      • Увеличенная взлетная дистанция (требуется больший поток воздуха, чтобы обеспечить большее усилие для подъема тяжелого носа)
      • Повышенное индуктивное сопротивление
      • Высокие скорости сваливания (большее отклонение воздушного потока руля высоты требуется для поддержания высоты при более низких скоростях полета, что приводит к большим углам атаки (AoA) [Рисунок 2]
      • Справочник по авиационным знаниям для пилотов
        Передний центр тяжести
    • • Как C.G. движется назад (в сторону хвоста), плечо между центром тяжести и хвостом (прижимная сила) уменьшается, таким образом, самолет становится все более и более динамически неустойчивым [Рисунок 3]
      • Хвост будет казаться тяжелым, чтобы компенсировать это, что потребует дополнительной прижимной силы носа
      • Если самолет заглохнет или закрутится, восстановить его будет намного сложнее, если не невозможно
      • Уменьшение индуктивного сопротивления
      • Более высокая истинная воздушная скорость из-за меньшего угла атаки
      • Продольная устойчивость снижается
      • Справочник по авиационным знаниям для пилотов
        Задний центр тяжести
    • Влияние на производительность связано с изменениями подъемной силы/сопротивления
    • Справочник пилотов по авиационным знаниям
      Сбалансированный центр тяжести
• • Центр тяжести самолетов с хвостовым колесом обычно располагается позади пилота
  • Как уже говорилось, летательный аппарат вращается вокруг центра тяжести, а это означает, что если контроль за направлением будет потерян из-за ошибочных действий или просто из-за плохой техники, поскольку скорость полета снижает эффективность поверхности управления, хвост будет стремиться оторваться в сторону.
    • Это может привести к возникновению контура заземления, когда пилот не может помешать центру тяжести взять на себя управление направлением для пилота/поверхностей управления
• • Важно понимать, что вес самолета концентрируется в точке C.Г. и аэродинамические силы подъемной силы возникают в центре давления (ЦД)
  • Когда ЦТ находится впереди ЦТ, самолет имеет естественную тенденцию стремиться к тангажу носом вниз
  • Если ЦТ находится впереди ЦТ, создается момент тангажа вверх носом
  • Поэтому конструкторы фиксируют задний предел ЦТ впереди ЦТ для соответствующей скорости полета, чтобы сохранить равновесие полета

• Вес самолета должен быть распределен в соответствии с конструкцией, описанной в руководстве по летной эксплуатации самолета
• Центром тяжести также можно считать точку, в которой сосредоточен весь вес самолета.
• С.Г. может быть выражен несколькими различными способами:
  • • Этот вес включает планер, двигатели и все элементы рабочего оборудования, которые имеют стационарные, постоянно установленные места на самолете, включая фиксированный балласт, гидравлическую жидкость, непригодное для использования топливо и полное моторное масло
  • • Базовый пустой вес (BEW) стандартного самолета, дополнительное оборудование, неиспользованное топливо (топливо, которое нельзя слить) и полные рабочие жидкости, включая полное моторное масло
  • • То же, что и BEW, но не учитывает полное моторное масло, только несливаемое масло
  • • Взлетная масса за вычетом топлива, израсходованного на маршруте
  • • Самолет загружен для полета до запуска двигателя
  • • Масса самолета до заправки топливом
  • • Масса самолета непосредственно перед отпусканием тормозов перед началом разбега при разбеге
  • • Масса экипажа и полезного топлива
  • • Максимальный вес для наземных операций
  • • Максимальный взлетный вес
  • • Максимальный вес для приземления в зависимости от ударной нагрузки на шасси
  • • Вес только пассажиров, багажа и груза
• • Большинство самолетов никогда не будут слишком легкими для полета, однако самолеты с избыточным весом представляют очень серьезную угрозу безопасности
  • Такие люди, как певица R&B Алия, погибли, когда пилоты не выполнили надлежащую предполетную подготовку
  • Ограничения:
    • Увеличенный разбег
    • Более высокая скорость взлета
    • Уменьшенный угол и скороподъемность
    • Уменьшенная крейсерская скорость
    • Меньший диапазон
    • Более высокая скорость сваливания
    • Более длинный посадочный ролик

• Данные о весе и балансировке
• Федеральное авиационное правило 21.5 устанавливает требования к данным о весе и балансировке («эксплуатационные ограничения и информация»), которые должны быть предоставлены пилоту.
  • Представленные данные соответствуют условиям, при которых самолет или винтокрылый аппарат был сертифицирован по типу
  • Информация о массе и центровке подпадает под «эксплуатационные ограничения» и является обязательным документом при определении законной летной годности
• Вес и балансировка измеряются относительно опорной точки, воображаемой вертикальной плоскости, от которой отмеряются все горизонтальные расстояния (брандмауэр, передняя кромка и т. д.).)
• От этой базы можно измерить плечо, которое является расстоянием от базы,
• Взятие известного веса и умножение его на руку дает пилоту то, что его интересует, а именно момент или измерение тенденции веса вызывать вращение в точке опоры
• Характеристики веса и балансировки уникальны для разных самолетов.
  • Примеры веса и балансировки включены в Справочник по пилотной эксплуатации (POH)
• Однако многие пилоты будут учиться и, следовательно, смогут общаться с Cessna 172: [Рисунок 4]
  • Блок 1: Определение базовой массы пустого самолета (находится в POH)
  • Блок 2: Определить базовый момент собственного веса самолета (находится в POH)
  • Блок 3: Определить вес пилота и пассажира
  • Блок 4: Определить момент пилота и пассажира (вес x плечо = момент)
  • Блок 5: Определить вес задних пассажиров
  • Блок 6: Определить момент задних пассажиров (масса x рука = момент)
  • Блок 7: Определить вес багажа
  • Блок 8: Определить момент багажа (вес x плечо = момент)
  • Блок 9: Определите вес багажа, как на шаге 7
  • Блок 10: Определить момент багажа, как в шаге 8, используя новый рычаг
  • Блок 11: Сложите все веса вместе, чтобы получить нулевой вес топлива (Z. Ф.В.)
  • Блок 12: Сложить все моменты вместе
  • Блок 13: Определение массы рампового топлива
  • Блок 14: Определить момент рампы подачи топлива (масса x плечо = момент)
  • Блок 15: Определение веса рампы (Z.F.W. + топливо рампы)
  • Блок 16: Определение момента рампы (момент Z.F.W. + момент рампы топлива)
  • Блок 17: Вычесть израсходованное топливо для такси (~8 фунтов)
  • Блок 18: Вычесть топливный момент руления (~384)
  • Блок 19: Добавить Z.FW и Ramp Weight вместе, затем вычтите топливо для руления, чтобы получить полную взлетную массу (GTW)
  • Блок 20: Добавить Z.F.W. вместе, затем вычтите момент Taxi Fuel
  • Блок 21: Расчетный расход топлива на рейс
  • Блок 22: Определить момент отключения топлива (вес х плечо = момент)
  • Блок 23: Вычесть вес топлива за рейс из полной массы автомобиля. чтобы получить полную посадочную массу
  • Блок 24: Вычтите момент подачи топлива из G.Т.В. момент
  • Блок 25: Разделить блок 12 на блок 11
  • Блок 26: Разделить блок 20 на блок 19
  • Блок 27: Разделить блок 24 на блок 23
  • Блок 28: Определить скорость маневрирования (V _a )
  • Данные о весе и балансировке
• • Справочник по весу и балансировке,
    Формула смещения веса
  • Если вы смещаете вес после определения веса и центровки самолета, то проверьте свои расчеты по формуле смещения веса [Рисунок 5]
  • Справочник по весу и балансировке,
    Формула смещения веса

• Идентификация Национального совета по безопасности на транспорте (NTSB): ANC13FA091: NTSB определяет вероятную причину (причины) этой аварии:
  • Неправильное решение пилота загрузить самолет сверх допустимой взлетной массы и центра тяжести, что привело к потере управления на начальном наборе высоты.Способствовали аварии внешняя нагрузка и взлет
  по ветру.
• Национальный совет по безопасности на транспорте Идентификация: ERA14LA450: NTSB определяет вероятную причину (причины) этой аварии следующим образом:
  • Неадекватное предполетное планирование пилота, что привело к взлету с центром тяжести самолета за его пределом и привело к тому, что самолет превысил критический угол атаки и испытал аэродинамическое сваливание во время начального набора высоты. Причиной аварии стало отсутствие у пилота опыта полетов на самолете марки и модели
  .
• Национальный совет по безопасности на транспорте Идентификация: ERA14CA408: NTSB определяет вероятную причину (причины) этой аварии следующим образом:
  • Неправильные расчеты массы и центровки пилотом/владельцем/строителем, что привело к неуправляемости самолета по оси тангажа
Идентификатор
• Национального совета по безопасности на транспорте: ERA14FA343: NTSB определяет вероятную причину (причины) этой аварии следующим образом:
  • Неспособность пилота закрепить груз в грузовой кабине, что привело к смещению веса, что привело к выходу центра тяжести за его задний предел при попытке ухода на второй круг и последующему аэродинамическому сваливанию.Также причиной аварии стал ненадлежащий предполетный осмотр пилота и его загрузка самолета сверх установленной массы грузового отсека
  .
• Национальный совет по безопасности на транспорте Идентификация: CEN13IA563: NTSB определяет вероятную причину (причины) этого инцидента следующим образом:
  • Неправильные расчеты пилотом массы и центровки, в результате которых самолет превысил ограничения по массе и центру тяжести и привел к потере управления по тангажу при взлете, а также неспособность эксплуатанта получить необходимую информацию о массе и обеспечить рейс был правильно загружен

• Понимание веса и балансировки позволяет нам определить взаимосвязь с тем, насколько тяжел самолет, и как расположение этого веса повлияет на летно-технические характеристики и характеристики управляемости
• Помимо данных о весе и центровке, которые необходимо иметь на борту воздушного судна при определении его законности для полетов, индивидуальный вес и балансировка не требуется заполнять перед каждым полетом.
  • Пилоты не должны допускать, чтобы отсутствие правил позволяло самоуспокоиться
  • Направлен в части 91.103, что «Каждый командир должен перед началом полета ознакомиться со всей доступной информацией, касающейся этого полета».
    • Далее указывается «информация, относящаяся к воздушному судну, касающаяся летно-технических характеристик воздушного судна при ожидаемых значениях высоты аэропорта и уклона взлетно-посадочной полосы, полной массы воздушного судна, а также ветра и температуры»
• Вес и балансировка напрямую связаны с устойчивостью самолета
• Инструкции и примеры можно найти в руководстве по воздушному судну в разделе 6 для вашего конкретного воздушного судна
• Несколько других терминов, с которыми могут столкнуться пилоты, включают:
  • График нагрузки: используется для определения момента нагрузки в самолете
  • Огибающая момента центра тяжести: показывает пределы с предполагаемой нагрузкой
• Все еще что-то ищете? Продолжить поиск:

---

Copyright © 2022 CFI Notebook. Все права защищены.| Политика конфиденциальности | Условия обслуживания | Карта сайта | Патреон | Контакт

Характеристики самолетов Второй мировой войны

Боевые отчеты Свободной Франции, Норвегии, Новой Зеландии, USAAF и RAF Spitifire IX эскадрилий
, а также боевые отчеты австралийских, бельгийских, канадских, чешских, родезийских и южноафриканских пилотов
Spitfire IX в 1942-1943 гг.

30 апреля 2007 г.
	Разведка в Стипл Морден (F-122) Билл Маршалл
25 марта 2007 г.
	Эффективность против комаров
	Mosquito F Mk. II W-4076 Измерители горизонтальной скорости с матовой поверхностью и гладкой черной отделкой. А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Mosquito F Mk. II W-4096 Сравнительный уровень скоростных характеристик со стандартными и тропическими капотами двигателей . А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Москито Б.Мк. IV ДК.290 Скоростные характеристики уровня и позиционные пробы с ошибками с магазинами и без них А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Mosquito B. Mk. IV ДК.290 Сравнительный уровень скоростей с канальным саксофоном и многовыходным выхлопом А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Москито ФБ. Мк. ВИ HJ.679 Краткие испытания производительности А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Москито ФБ. Мк. ВИ HJ.679 Тесты, проведенные в Хэтфилде для проверки максимальной скорости уровня , полученной в предыдущих тестах. DeHaviland Aircraft Co. Ltd.
	Москито ФБ. Мк. ВИ HX.809 Уровень скорости на нормальном уровне и повышенный рейтинг ускорения А.и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Mosquito B. Mk IX LR.495 Эксплуатационные испытания без внешних бомб или топливных баков А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Mosquito B. Mk IX LR.495 Выровняйте скоростные характеристики с двумя внешними 500 фунтами. установлен А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Москито NF.Мк. XV MP.469 Короткие испытания производительности и обработки А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Mosquito PR Mk XVI DZ.540 Производительность, краткое обращение и испытания кабины высокого давления А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Mosquito B. Mk. ХХ КБ.328 Испытания скорости на уровне уровня А.и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Москито NF. Мк 30 ММ.748 Ошибка позиционирования и скорость нивелирования Проверка производительности А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Гладиатор К-7964 Испытания производительности А. и А.Е.Е. Мартлшем Хит
	Производительность F4F
	F4F-31845, 1948, 1851 Заключительный отчет о производственных инспекционных испытаниях Военно-морская авиабаза, Анакостия, округ Колумбия
	Подробная спецификация самолета модели F4F-3 Авиастроительная корпорация Грумман
	Ф4Ф-4 № 4058 Заключительный отчет о производственных инспекционных испытаниях У. Авиабаза ВМС С., Анакостия, округ Колумбия, .
	Тесты производительности F4F-4 Авиабаза ВМС США, Анакостия, округ Колумбия
	F4F-4 Разное Авиабаза ВМС США, Анакостия, округ Колумбия
	F4F-4 Подробная спецификация Авиастроительная корпорация Грумман
	FM-2 Performance
	ФМ-2 №16169 Испытания с закачкой воды Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	ФМ-2 № 15953 Окончательный отчет о полете Производственные инспекционные испытания Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	F4U-1 Подробная спецификация Шанс — Самолет Vought
	F4U-1D Подробная спецификация Шанс — Самолет Vought
	F4U-4 Подробная спецификация Шанс — Самолет Vought
	Итоговый отчет о полете F4U-1 производственных инспекционных испытаний У. Авиабаза ВМС С., Патаксент-Ривер, Мэриленд,
	Заключительный отчет F4U-4 Проект ТЭД № BIS 2157 Производственные инспекционные испытания Центр авиационных испытаний ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд.
	F6F-3 Подробная спецификация Авиастроительная корпорация Грумман
	F6F-3 №42874 Окончательный отчет о полете Производственные инспекционные испытания Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	F6F-3 № 25832 Окончательный отчет о полете Производственные инспекционные испытания Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Производительность Typhoon обновлена ​​
24 января 2007 г.
	Производительность F6F Hellcat
	Самолеты модели F6F-3 — периодическая проверка работоспособности Ф6Ф-3 №40164, ТЭД № ПТР 2125 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Самолеты модели F6F-3 — периодическая проверка работоспособности Ф6Ф-3 № 42633, ТЭД № ПТР 2125 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Оценка максимально возможной боевой мощности для самолета модели F6F-3 F6F-3 №.04934, 41420, 42633, ТЭД № ПТР 0414 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Самолет модели F6F-3, производственные инспекционные испытания F6F-3 № 41588, БИС 2116 Центр авиационных испытаний ВМС США, Патаксент-Ривер, штат Мэриленд,
	Хеллкэт Ф. Н. 322, Краткие испытания производительности А.и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Хеллкэт Ф.Н. 360, ровная скоростная характеристика в вспомогательном высоком редукторе нагнетателя А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Проверка производительности каждого 1000-го самолета Модель F6F-5 № 58310, ТЭД № ПТР 2125 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Проверка производительности каждого 1000-го самолета Модель F6F-5 №72731, ТЭД № ПТР 2125.1 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Hellcat II JV. 224, характеристики набора высоты и скорости выравнивания С впрыском воды и без него А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Hellcat II JV.224, краткие испытания на управляемость С вкладкой пружины Элероны А.и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Производительность F4U Corsair
	Максимальная скорость самолета F4U-1 #02334 («Очищенная» версия) о рейтинге аварийной мощности войны Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Технические характеристики самолета модели F4U-1 Ф4У-1 №02155 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Модель самолета F4U-1 Летные испытания оборудования для впрыска воды Ф4У-1 №17930 ТЭД ПТР №2105 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Модель самолета F4U-1 Оценка максимально возможного боевого рейтинга Ф4У-1 №50030 ТЭД ПТР № 0415 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Corsair F. Mk II JT.259 Испытания производительности и измерение ошибки позиционирования А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Летные испытания двух самолетов модели FG-1 Британский Corsair Mk IV KD 365 и KD 502 ТЭД № PTR2140 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Corsair F. Mk IV KD.227 Испытания скорости на уровне с впрыском воды и без него А. и А.Е.Е. Боскомб Даун
	Заключительный отчет по оценке максимально возможного Боевой рейтинг для самолета модели F4U-1 Ф4У-1 №50030 ТЭД ПТР № 0415 Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
1 декабря 2006 г.
	Hurricane Mk I Performance
	Ураган Мк 1 К.5083 Пробная версия A. & A.E.E.
	Ураган Мк. I L. 1547 Испытания с двухшаговым воздушным винтом. А. и А.Е.Е.
	Ураган Мк. I L. 2026 Сравнительные испытания производительности A. & A.E.E.
	Эксплуатационные характеристики самолетов Hurricane
	Отчет о сравнительных испытаниях Hurricane и Messerschmitt 109
	Тактические испытания — Tempest II Центральное истребительное предприятие Номер отчета30
	Сравнительные характеристики истребителя By Sqdn. Лорд Т.С. Уэйд, DFC, AFC, R.A.F.V.R.
	Летные испытания Me 109 G Me 109 G2: Измерение скорости на самолетах со специально обработанными и стандартными производственными поверхностями Me 109 G-2: Geschwindigkeitsmessungen an Flugzeuge mit sonderbehandelten und serienmössigen Oberflüchen Me 109 G � 6 Trop: Влияние формы капота двигателя на скорость ME 109 G 109 G � 6 Trop: Einfluss der Form der Motorhaube auf die Geschwindigkeit der Me 109 G Me 109 G: Влияние скорости 2 MK 108 под крылья ME 109 G. Geschwindigkeitseinflu� von 2 MK 108 unter den Flüchen der Me 109 G. Me 109-G/5: Перетаскивание 160-литрового внешнего бака без обтекателя под фюзеляж. Widerstand des unverkleideten 160 л Auenbehölters unter dem Rumpf.
	Спецификация модели самолета XP-51 (N.А.А. Модель № NA-73) Отчет № 1620 North American Aviation, Inc. Инглвуд, Калифорния
	Спецификация модели самолета A-36 (номер модели NAA NA-97) Отчет № NA-5338 North American Aviation, Inc.
	Характеристики и летно-технические характеристики самолетов F4F-4 Бюро аэронавтики-ВМФ
	Летно-технические характеристики F4U-1 Бюро аэронавтики-ВМФ
	F4U-1 № 02296 Летные характеристики и качество проектирования и технического обслуживания F4U-1 Меморандум командования ВВС Армии США № Eng-19-1641-A
	Технические характеристики F4U-1
	Летно-технические характеристики F4U-1D Бюро аэронавтики-ВМФ
	Обзор производительности F4U-4
	Сравнительные испытания самолетов P-51B и F4U-1. Авиабаза ВМС США, Патаксент-Ривер, Мэриленд
	Grumman F6F-3 № 25820 Управление материально-технического снабжения ВВС США Меморандум Отчет №Eng-19-1640-A
	Стандартные характеристики самолета F6F-5 Hellcat Бюро аэронавтики-ВМФ
15 октября 2006 г.
	Обзор характеристик P-47M Республиканская авиация Номер отчетаЕС-300
	Обзор характеристик P-47N Республиканская авиация Отчет № ES-302-a
	Краткий обзор характеристик P-38 F & G Lockheed Aircraft Corporation Отчет № 2338
	P-38 Lightning Эволюция скорости и скороподъемности Уэйн Каннингем
	Тактическая пригодность самолета P-51 Серийный номер: 4-42-7 Испытательный полигон ВВС США Эглин Филд, Флорида
	Расчетные характеристики P-51B Mustang с улучшенным топливом (марка 160)
	P-51H, сводка расчетных характеристик Североамериканская авиация Отчет № NA-8284-A
	Отчет о сравнительной оценке самолета Focke-Wulf 190-A/4 Project TED No. PTR-1107 Авиабаза ВМС США, река Патаксент, Мэриленд
	Общие технические данные и летные характеристики Характеристики истребителя Zero Штаб 23-го FG
	Технические характеристики японского самолета Zero-2 Model A6m2
	Летные испытания самолета Japanese Hamp, AAF No.EB-201 Меморандум инженерного отдела Отчет Серийный номер ENG-47-1726-A
	Боевая оценка Zeke 52 с F4U-1D, F6F-5 и FM-2 Проект TED № PTR-1111 Авиабаза ВМС США, река Патаксент, Мэриленд
16 сентября 2006 г.
	Военная авиация.орг запущен.
	Летные испытания самолета P-51H, AAF № 44-64182 (90 дюймов рт.ст. с бомбо- и ракетодержателями)
	Тактическая пригодность самолета Р-38Г Тип по сравнению с Р-38Ф
	Сравнительные характеристики самолетов P-39D, P-40F и P-51
	Таблица производительности XP-51F
	Таблица производительности XP-51G
	Тактические испытания AFDU — P-47C
	Испытания P-47C VIII Fighter Command
	Отчет о полете №. 2 ФВ 190 А-8 733705
	Характеристики и управляемость Характеристики самолета FW-190 AAF № EB-104
	Rolls-Royce Griffon
	Роллс-Ройс Гриффон 69
	Роллс-Ройс Гриффон VI
	Пересмотренные страницы: P-38, П-47, П-51, Ме 109 Г , ФВ 190Д-9
8 августа 2006 г.
	Летные испытания Me 109 G
	Отчеты о столкновениях с пилотами P-51 Mustang
	Таблица характеристик P-51A-1
	Высокоскоростные характеристики P-51B

.