Особенности аэродинамики самолета Ан-24 определяются его аэродинамической компоновкой и, в частности, высоким расположением крыла, формой фюзеляжа, компоновкой оперения, механизацией крыла, а также рядом других факторов.
Схема высокоплана характеризуется следующими преимуществами:
аэродинамическое сопротив- ление от интерференции на 10—15 % меньше, чем у низко-плана;
хороший обзор земли из кабины;
уменьшение расстояния от фюзеляжа до земли создает ряд эксплуатационных удобств при погрузке и разгрузке;
снижение вероятности выхо-да из строя двигателей, распо-ложенных на крыле из-за попадания посторонних предметов при взлете и посадке.
Выбор схемы высокоплана обеспечил самолету Ан-24 снижение эксплуатационных рас» ходов, удовлетворительные экономические показатели, достаточное аэродинамическое качество. Аэродинамическая компоновка самолета дает хорошие характеристики устойчивости и управляемости в широком диапазоне центровок от 15 до 33% С АХ на всех режимах полета вплоть до скоро* стей сваливания, а следовательно, высокую безопасность полетов.
Самолет обладает хорошими взлетно-посадочными характеристиками, позволяющими эксплуатировать его ма аэродромах с ограниченной длиной ВПП за счет:
значительной тяговооруженности на взлете; высокой эффективности механизации крыла: малых скоростей отрыва и посадки;
достаточного клиренса фюзеляжа и большой величины угла касания хвостовой части фюзеляжа, которые позволяют полностью использовать несущие свойства крыла на излете и посадке; высокой эффективности поперечного и путевого управления; наличия эффективных тормозов колес основных опор шасси; возможности торможения винтами при пробеге (создается отрицательная тяга).
Возможность эксплуатации самолета на грунтовых аэродромах достигается: высоким расположением двигателей, низким давлением в пневматиках колес, что обеспечивает хорошую проходимость по мягким грунтам, хорошую управляемость при движении по грунтовым аэродромам.
Большое удлинение (Я= 11,37), различные относительные толщины профилей по размаху крыла от 18% в корне крыла до 13% в концевой его части, а также различные значения относительной кривизны профилей центроплана, средней и концевой частей крыла позволили получить крыло с участками различной несущей способности. Наиболее высокая несущая способность у концевых частей крыла и минимальная у корневой (центропланной). Благодаря такой компоновке при выходе самолета на большие углы атаки срыв потока начинается в корневой части крыла и постепенно, с увеличением угла атаки, распространяется к концам. Вследствие этого поперечная управляемость сохраняется при больших углах атаки и нет тенденции к резкому сваливанию на крыло. При срыве потока в корневой и средней части крыла возрастает пикирующий момент, что приводит к уменьшению угла атаки и крыло восстанавливает свою несущую способность.
Установка концевых частей крыла с поперечным V — —2° по отношению к плоскости хорд остальной части крыла, где поперечное У = 0, дала возможность получить хорошее соотношение поперечной и путевой устойчивости.
