1.2. Основные геометрические характеристики самолета

Габаритные размеры (рис. 1.1)

Размах крыла, м 13,42

Длина, м 8,56

Высота, м 2,49

Стояночный угол самолета, град. ±0,3

Крыло

Площадь крыла, м² 16,29

Относительная толщина ( ), % 11,0

На крыле самолета использован современный плосковыпуклый аэродинамический профиль – Wortmann FX 63-137/20-W4, который имеет небольшую относительную толщину.

Относительная кривизна ( ), % 28,0…32,0

Угол геометрической стреловидности (), град. 1,0

Относительное удлинение крыла () 11,06

Средняя аэродинамическая хорда (САХ), м 1,271

Относительное сужение ( ) 2,2

Угол поперечного V крыла, град. +5

Установочный угол крыла (), град. 3,0

Угол установки крыла зависит от компоновки самолета в целом и выбирается с таким расчетом, чтобы в крейсерском полете получить минимальное лобовое сопротивление за счет горизонтального расположения фюзеляжа в потоке и нейтрального положения органов управления (руля высоты).

Отклонение элеронов, град.

– вверх –25

– вниз +15

Горизонтальное хвостовое оперение

Общая площадь, м² 2,35

Площадь руля высоты, м² 0,66

Угол установки стабилизатора относительно

продольной оси самолета (_ст), град. –1,1

Отклонение РВ, град.

– вверх –15,5 (–13,0)

– вниз +13,0

Руль высоты имеет аэродинамический компенсатор. В системе управления РВ имеется электрический исполнительный механизм, который ограничивает отклонение РВ вверх (–13), если мощность обоих двигателей больше 20 % или переключатель управления закрылками в положении LDG. Если мощность одного двигателя уменьшается до уровня 20 % или если переключатель закрылков стоит в любом другом положении, возможность полного отклонения РВ восстанавливается.

Триммер РВ – колесо черного цвета на центральной панели. Взлетное положение на колесе отмечено меткой.

Вращение колеса вперед – появляется М_пик, вращение колеса назад – появляется М_кабр.

Вертикальное хвостовое оперение

Общая площадь, м² 2,43

Достаточно большая площадь обеспечивает хорошую устойчивость самолета в случае отказа двигателя.

Площадь руля направления, м² 0,78

Отклонение РН, град.

– влево +27

– вправо –29

Триммер РН – колесо черного цвета, расположен под главной приборной панелью.

Вращение колеса вправо – поворот триммера вправо, вращение колеса влево – поворот триммера влево.

Руль направления имеет весовую балансировку.

Шасси

Колея, м 2,95

База, м 1,735

Ограничение по путевой скорости, миль/ч

– колесо передней опоры 120,0

– колесо основной опоры 120,0

База / колея 0,59

Такое соотношение обеспечивает хорошую устойчивость при движении по земле.

Колесо передней стойки вынесено вперед относительно узлов навески на 9° для уменьшения нагрузки при движении по земле и при опускании носовой опоры после приземления.

Рис. 1.1. Схема самолета в трех проекциях

1.3. Аэродинамические характеристики самолета

по кривым зависимости c_y = f() и c_y = f(c_x)

Подъемная сила на самолете (97–98 %) в основном создается крылом, а сопротивление, создаваемое крылом, составляет 52-53 %, поэтому особое внимание в процессе эксплуатации необходимо уделять состоянию верхней поверхности крыла. Аэродинамические характеристики самолета DA 42 c_y = f() и c_y = f(c_x) представлены на рис. 1.2.

Рис. 1.2. Аэродинамические характеристики самолета DA 42

Характерные углы аэродинамических характеристик:

₀ = 1° – угол атаки нулевой подъемной силы; зависит от компоновки самолета, углов установки крыла, стабилизатора, положения механизации, типа профилей. На этом угле атаки коэффициент c_y = 0. Перегрузка, действующая на самолет, также равна нулю. Углу атаки нулевой подъемной силы соответствует минимальный коэффициент сопротивления (c_x0 = c_x min = 0,021).

_нв = 8 – наивыгоднейший угол атаки; на этом угле аэродинамическое качество максимальное (K_max = 20). Наивыгоднейшему углу атаки соответствует скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью при одном неработающем двигателе V_YSE = 85 узлов.

_тр = 18 – угол начала тряски. Это угол, при котором нарушается плавность обтекания крыла. Наличие вихрей на верхней поверхности крыла замедляет рост c_y. Вихреобразование в полете обычно обнаруживается по тряске самолета, которая предупреждает пилота о выходе на углы атаки, близкие к критическому. Наличие тряски является естественным признаком больших углов атаки.

_сигнал = 16–17 – угол срабатывания сигнализации, предупреждающий пилота о приближении самолета к скорости срыва (на самолете установлен сигнализатор, выдающий непрерывный звуковой сигнал в кабине). Если пилот не обратит внимания на сигнализацию и тряску самолета и продолжит увеличивать угол атаки, то самолет выйдет на критический угол атаки и произойдет сваливание.

Скорость сваливания теоретически определяется по формуле , на практике – по результатам летных испытаний в процессе торможения самолета в горизонтальном полете при единичной перегрузке. Скорость сваливания будет соответствовать скорости, при которой самолет начинает совершать колебательные или апериодические движения относительно любой оси самолета с угловыми скоростями 0,1 рад/с.

_кр = 21 – критический угол атаки, при котором вся верхняя поверхность крыла охвачена срывом, самолет теряет устойчивость и управляемость. Критическому углу атаки соответствует максимальный коэффициент подъемной силы (c_y max = 1,62).