1.2. Основные аэродинамические характеристики самолета da 40ng

Известно, что подъемная сила на самолете (97–98 %) в основном создается крылом, а сопротивление, создаваемое крылом, составляет 52–53 %, поэтому особое внимание должно уделяться кривым зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки и поляры самолета .

Данные аэродинамические характеристики самолета DA 40NG и показаны на рис. 1.2.

Рис. 1.2. Аэродинамические характеристики самолета DA 40NG

На представленных аэродинамических зависимостях можно определить (приблизительно) следующие характерные углы атаки:

– ₀ = 1° – угол атаки нулевой подъемной силы, зависит от компоновки самолета, углов установки крыла, стабилизатора, положения механизации, типа профилей. На этом угле атаки коэффициент Перегрузка, действующая на самолет, также равна нулю. Углу атаки нулевой подъемной силы соответствует минимальный коэффициент сопротивления ( равен примерно 0,034);

– _нв = 8 – наивыгоднейший угол атаки; на этом угле аэродинамическое качество максимальное (K_max = 9,4). Наивыгоднейшему углу атаки соответствует скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью;

– _тр = 18 – угол начала тряски. Это угол, при котором нарушается плавность обтекания крыла. Наличие вихрей на верхней поверхности крыла замедляет рост . 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 сваливания (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 потока, самолет теряет устойчивость и управляемость. Критическому углу атаки соответствует максимальный коэффициент подъемной силы (примерно ).