Взлетно-посадочные характеристики

 

Взлет на номинальном режиме работы двигателя:

а) без применения закрылков:

скорость отрыва, м.................................................................................................110

длина разбега, м.......................................................................................................260

взлетная дистанция (до высоты 25 м), м............................................................800

б) с отклоненными на 30° закрылками:

скорость отрыва, км/ч...........................................................................................80

длина разбега, м......................................................................................................200

взлетная дистанция (до высоты 25 м), м..........................................................600

Взлет на максимальном (взлетном) режиме работы двигателя:

а) без применения закрылков:

скорость отрыва, км/ч...........................................................................................100

длина разбега, м.......................................................................................................210

б) с отклоненными на 30° закрылками:

скорость отрыва, км/ч............................................................................................70

длина разбега, м.......................................................................................................170

взлетная дистанция (до высоты 25 м), м.............................................................540

Посадки:

а) без применения закрылков:

посадочная скорость, км/ч.....................................................................................110

длина пробега с торможением, м...........................................................................430

 

б) с отклоненными на 30° закрылками:

посадочная скорость, км/ч......................................................................................87±3

длина пробега с торможением, м,..........................................................................225

в) с отклоненными на 40° закрылками:

посадочная скорость, км/ч..................................................................................82 ±2

длина пробега с торможением, м...........................................................................215

Примечание. Взлетно-посадочные данные приведены к стандартным условиям и к штилю.

Основные летные данные самолета

Максимальная скорость горизонтального полета (в транспортном варианте), км/ч:

у земли.............................................................................................................................................239_-5

на расчетной высоте.....................................................................................................................256_-5

Вертикальная скорость при наборе высоты у земли на номинальном режиме работы двигателя, м/сек:

в транспортном варианте............................................................................................................3

в сельскохозяйственном варианте.............................................................................................1,2—2

Крейсерская скорость по прибору (при р_к=720 мм рт. ст., n=1700 об/мин, H_ст = 800 м), км/ч:

транспортный вариант................................................................................................................190

сельскохозяйственный вариант с опрыскивателем.........................................................160

сельскохозяйственный вариант с опыливателем....................................................................155

Диапазон крейсерских скоростей самолета в горизонтальном полете по прибору, км/ч............147—210

Практический потолок самолета с полетным весом 5250 кг, м.....................................................4500

Скорость снижения самолета, км/ч:

в спокойном воздухе......................................................................................................................220

в болтанку.....................................................................................................................................190

Вертикальная скорость снижения при полете с пассажирами, м/сек....................................................2

Дальность полета самолета с полной заправкой топливом на режиме работы двигателя,

соответствующем максимальной дальности (р_к = 540—625 мм.рт.ст.; =1400 об/мин), км …..…до 2000

Летные ограничения

 

Максимально допустимая скорость на планировании (по условиям прочности), км/ч ……..не более 300

Предельно допустимый крен, град:

в транспортном варианте, в зоне......................................................................................не более 45

в сельскохозяйственном варианте....................................................................................не более 30

Максимальное отклонение закрылков, град:

для взлета и посадки при ветре до 10 м/сек............................................................................30

для взлета и посадки при ветре от 10 до 18 м/сек..................................................................20

 

Примечания. 1. При боковом ветре взлет и посадку производить с неотклоненными закрылками.

2. В случае крайней необходимости разрешается использовать закрылки при посадке с боковым ветром, причем скорость ветра должна быть не более 3—4 м/сек под углом 90° к ВПП.

3. В случае вынужденной посадки разрешается выпускать закрылки на 40°.

 

Предельно допустимая скорость ветра, м/сек:

для руления, взлета и посадки................................................................................................18

боковой ветер для взлета и посадки под углом 90°к посадочному курсу ………………..6

Предельно допустимая прочность грунта для взлета и посадки самолета:

замеряемая ударником НИАИ, кгс/см²..................................................................................3

определяемая по глубине колеи, оставляемой при рулении самолета, см……………….6—7

Предельная глубина неукатанного снежного покрова (свежевыпавший или лежалый

сухой рыхлый снег) для взлета на колесном шасси, см..............................................................не более 35

Предельная глубина лежалого, уплотнившегося или слабо

укатанного снежного покрова для взлета на колесном шасси, см...................................не более 25

Предельно разрешаемое число пассажиров (ограничено из условий сохранения

допустимой центровки), чел..................................................................................................................12

Максимальная коммерческая нагрузка, кгс.....................................................................................1500

 

1.9. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

 

Аэродинамическое качество самолета.

Работу крыла оценивают по его аэродинамическому качеству, которое показывает, во сколько раз подъемная сила крыла больше лобового сопротивления или во сколько раз коэффициент подъемной силы больше коэффициента лобового сопротивления.

Качество крыла можно определить следующим отношением:

где: Y— подъемная сила;

Q — сила лобового сопротивления.

Как известно из аэродинамики, подъемная сила и сила лобового сопротивления могут быть определены по формулам:

где: r — плотность воздуха;

V — скорость полета;

S — площадь коробки крыльев

С_У — коэффициент подъемной силы;

С_Х — коэффициент лобового сопротивления.

Поэтому аэродинамическое качество крыла может быть определено как отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления:

Качество отдельно взятого крыла не имеет практического значения, так как крыло не работает изолированно. Поэтому практический интерес будет представлять качество всего самолета.

По аналогии с качеством крыла качество самолета может быть выражено как отношение:

где С_Хсам — коэффициент лобового сопротивления самолета.

 

Следовательно, качество самолета показывает, во сколько раз подъемная сила больше силы лобового сопротивления самолета.

Коэффициент лобового сопротивления самолета равен коэффициенту лобового сопротивления крыла, плюс коэффициент вредного сопротивления

Коэффициент лобового сопротивления самолета больше коэффициента лобового сопротивления крыла. Поэтому качество самолета всегда будет меньше, чем качество отдельного крыла.

Испытания самолетов в аэродинамической трубе и расчеты показывают, что на углах атаки, близких к нулю, самолеты, в большинстве случаев, имеют небольшое качество. При увеличении угла атаки аэродинамическое качество самолета увеличивается и при определенном угле атаки достигает наибольшей величины. Угол атаки, при котором качество самолета становится наибольшим, называется наивыгоднейшим углом атаки. При дальнейшем увеличении углов атаки качество уменьшается вследствие того, что сила лобового сопротивления нарастает более интенсивно, чем подъемная сила.

Зависимость коэффициентов С_У и С_Х от угла атаки самолета приведено на рисунках 1.10 и 1.11. Графики показаны для самолета при неотклоненныхзакрылках и прижатых предкрылках. Изменение величин С_У и С_Х при другом положении механизации крыла можно оценить, используя их величины, приведенные в таблице 8.

Рис.1.10. Зависимость коэффициента подъемной силы самолета Ан-2 от угла атаки при неотклоненных закрылках и прижатых предкрылках

Рис.1.11. Зависимость коэффициента лобового сопротивления самолета Ан-2 от угла атаки при неотклоненных закрылках и прижатых предкрылках

Таблица 8

Положение механизации крыла	Показатель	Характерные углы атаки
		нулевой подъемной силы	наивыгоднейший	открытия предкрылков	критический
Закрылки не отклонены	Предкрылки прижаты	α сy сх K	— 1° — 0,027 —	6° 0,58 0,058	16° 1,18 0,21 5,62	18° 1,23 0,27 4,55
Закрылки не отклонены	Предкрылки открыты	α сy сх K	— 1° — 0,027 —	6° 0,58 0,058	16° 1,2 0,17	24° 1,67 0,34 4,9
Закрылки отклонены	Предкрылки прижаты	α сy сх K	— 11° — 0,065 —	0° 0,72 0,094 7,65	13° 1,52 0,34 4,44	14° 1,55 0,38 4,08
Закрылки отклонены	Предкрылки открыты	α сy сх K	— 11° — 0,065 —	0° 0,72 0,094 7,65	13° 1,55 0,295 5,25	20° 1,95 0,43 4,55

 

Поляра самолёта.

Полярой самолета называется график, показывающий зависимость аэродинамических коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления самолета от угла атаки.

Поляра является основной характеристикой аэродинамических свойств самолета. При помощи поляры можно определить численные значения коэффициентов с_у, с_х, качество самолета, наивыгоднейший угол атаки, критический угол атаки и угол нулевой подъемной силы.

Рассматриваемые ниже поляры соответствуют режиму снижения самолета без учета влияния обдувки и близости земли.

Поляра самолета при прижатых предкрылках и неотклоненных закрылках изображена на рис. 1.12. Из него видно, что:

1) угол атаки нулевой подъемной силы α₀ =—1°, при этом коэффициент лобового сопротивления равен 0,027;

2) наивыгоднейший угол атаки α_нв = 6° и максимальное качество при этом угле равно 10;

3) критический угол атаки α_кр = 18°, при этом коэффициент подъемной силы достигает максимального значения и равен 1,23;

поскольку стояночный угол самолета равен 11⁰50', а установочный угол верхнего крыла равен 3°, то посадочный угол атаки верхнего крыла будет около 15°, т. е. значительно меньше критического;

4) при достижении угла атаки 16° предкрылки открываются автоматически.

Совмещенные поляры самолета при различном положении механизации крыла (рис. 1.13) следующие:

1) при неработающей механизации (δ_з = 0°);

2) при неотклоненных закрылках (δ_з = 0°) и отжатых предкрылках;

3) при отклоненных закрылках на 40° и прижатых предкрылках;

4) при отклоненных закрылках на 40° и отжатых предкрылках.

Значение аэродинамических коэффициентов и аэродинамического качества самолета Ан-2 на характерных углах атаки приведено в табл. 8.

 

 

Рис. 1.12. Поляра самолета с прижатыми предкрылками и неотклоненными закрылками

Рис. 1.13 Совмещенные поляры самолёта Ан-2 при различном положении механизации крыла

 

 

Рис. 1.14. Поляры самолета Ан-2 в сельскохозяйственном варианте:

I — поляра самолета транспортного варианта; II — полира самолета сельскохозяйственного варианта с опыливателем; III— поляра самолёта сельскохозяйственного ва­рианта с опрыскивателем

 

 

Поляры самолета Ан-2 в сельскохозяйственном варианте приведены на рис. 1.14.

Из рисунка видно, что:

а) поляры самолета сельскохозяйственного варианта на всех углах атаки сдвинуты вправо по сравнению с полярой самолета транспортного варианта на величину ∆с_х, которая составляет: у самолета с опыливателем — 0,013, а у самолета с опрыскивателем — 0,02;

б) наивыгоднейший угол атаки самолета сельскохозяйственного варианта увеличился: с опыливателем — до 7°, с опрыскивателем — до 8°;

в) значение углов атаки нулевой подъемной силы и критического не изменилось.

На наивыгоднейших углах атаки аэродинамические коэффициенты достигают значения: самолета с опыливателем с_у = 0,64 и с _x = 0,073; самолета с опрыскивателем с_у = 0,73 и с_х=0,092.

При этом максимальное качество составит: самолета с опыли­вателем 8,7, что меньше транспортного варианта на 13%, а самолета с опрыскивателем 8, что меньше транспортного на 20%.

 

СРОК СЛУЖБЫ САМОЛЕТА

 

Соответствующими приказами министра гражданской авиации СССР установлены следующие сроки службы самолетов Аи-2:

1) до первого ремонта и межремонтный:

— при использовании в грузовом и пассажирском вариантах — 2000 летных часов;

— при использовании в сельскохозяйственном, учебно-тренировочном и водном варианте — 1500 летных часов;

2) амортизационный срок службы:

— общий технический ресурс для транспортно-пассажирских самолетов — 18 000 летных часов;

— самолетам сельскохозяйственного, учебно-тренировочного и вод­ного вариантов — 12000 летных часов.

 

Примечание. Считать сельскохозяйственными и учебно-тренировочными самолеты Ан-2, имеющие налет на авиахимработах или в учебно-тренировочных полетах не менее 60% от установленного для этих вариантов межремонтного срока службы.

 

По окончании ремонта самолета в удостоверении о годности самолета к полетам должна быть сделана запись: ”Самолету установлен ресурс: в грузовом и пассажирском вариантах— 2000ч; в сельскохозяйственном и учебно-тренировочном вариантах—1500ч.”

 

ЛИТЕРАТУРА

 

1. Радченко И.В. и др. Самолет Ан-2. М.Транспорт 1974.

2. Аверкиев В.А. и др. Летная эксплуатация самолета Ан-2.М. Машиностроение 1984г.

3. Шифрин М.Н. Практическая аэродинамика самолета Ан-2.М. Транспорт.1972г.

4. Инструкция по эксплуатации и техническому обслуживанию самолета Ан-2. Под ред. Р.Легенцкого. ПНР, 1975.

 

При составлении пособия использовались материалы сайтов сети «Internet».