2. ДАННЫЕ САМОЛЕТА
2.1 Основные геометрические данные (рис-1)
Самолет
Размах , м 11,2
Длина, м 6,9
Высота, м 2,25 (3,0)
Крыло
Размах , м -11,2
Хорда , м - 1,5
Площадь ,м .кв -16,8
Углы отклонения элеронов, град. +25, -25
Кабина
Длина ,мм 1600
Ширина , мм 1100
Высота ,мм (по сидению пилота) 1000
Габариты двери, мм -950х1050
Объем грузового отсека ,м.куб. 0,4
Хвостовое оперение
Размах горизонтального оперения, м 3,43
Углы отклонения руля высоты, град +25,-23
Угол отклонения триммера руля высоты +20,-20
Площадь горизонтального оперения ,м .кв 2,82
Размах вертикального оперения, м 1,65
Угол отклонения руля направления, град 30
Площадь вертикального оперения, м .кв 1,64
Шасси
Колея стояночная, м 2,1
База стояночная, м 5,0
Размер основных колес,мм 500х150
Размер хвостового колеса, мм 200х80
2.2 ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Максимальная взлетная масса самолета,кг 750
Максимальная посадочная масса самолета ,кг 750
Масса самолета без топлива, кг 498
Максимальная коммерческая нагрузка,кг 185
Максимальная емкость багажного отсека ,м 0,4
Максимальный запас топлива,л 50
2.3 Диапазоны эксплуатационных центровок - 25-35%
2.4 ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Расчетная предельная скорость 240 км /ч
Максимальная эксплуатационная скорость 160 км/ч
Крейсерская скорость 120-140 км/ч
Взлетно-посадочные характеристики для макс.массы-700 кг
Длина разбега с бетонной ВПП -70 м*
Длина разбега с грунтовой ВПП -80-100 м
Скорость отрыва на взлете (расчетная) -91 км/ч
Скорость набора высоты (расчетная) -115 км/ч
Длина пробега по БВПП -101 м*
Длина пробега по ГВПП -120 м*
Посадочная скорость -85 км/ч
Оптимальная скорость горизонт. полета -135 км/ч
Максимальная высота полета -3000 м
Максимальная дальность полета на высоте 500 м- 300*
Допустимые перегрузки;
-Максимальная эксплуатационная перегрузка +3,0
-Минимальная эксплуатационная перегрузка 0
Допустимая маневренность;
-Максимальный угол крена ,град. 45
-Максимальный угол тангажа, град. 30
3. Конструкция самолета
Самолет выполнен по аэродинамической схеме «моноплан» с верхним расположением крыла с подкосами, однокилевым хвостовым оперением, трехопорным не убирающимся шасси с хвостовым колесом.
3.1 Фюзеляж самолета предназначен для размещения пилота и пассажира, грузов, оборудования и функциональных систем самолета. К фюзеляжу крепится крыло и хвостовое оперение, а также основные части самолета: силовая установка , шасси, система управления . Фюзеляж ферменной конструкции, состоит из каркаса, сваренного из стальных труб (сталь 30ХГСА), и стрингеров, собранных из набора труб. Ферма фюзеляжа выполнена из четырех продольных лонжеронов и четырнадцати рам. Рамы между собой связаны раскосами. Стрингеры совместно с обшивкой создают внешние обводы фюзеляжа, Обшивка передней части фюзеляжа выполнена из листового АМц (0,5 мм), хвостовая часть покрыта тканевой обшивкой ( ткань АМ-100). Тканевая обшивка наклеивается на каркас фюзеляжа . Пол кабины расположен между рамами №1 и №5 и состоит из трех панелей. Панели снимаются, обеспечивая свободный доступ к проводке управления и электрожгутам , проходящим под полом кабины.
Фонарь кабины состоит из двух передних лобовых стекол, остекления дверей, двух иллюминаторов (справа и слева), грузового отсека и остекления крышы багажного отсека.
3.2 Крыло самолета прямоугольной формы, однолонжеронной конструкции, состоит из правой и левой консолей и подкосов.
Силовой набор консоли выполнен из лонжерона, стенки, нервюр и полунервюр в носовой части. Носовая часть крыла на всей длине до лонжерона имеет дюралевую обшивку. Средняя и хвостовая часть – тканевую обшивку.
На каждой консоли крыла установлен элерон, имеющий тканевую обшивку.
Основной материал для деталей набора крыла и элеронов - алюминиевые сплавы (Д16-Т). Для узлов креплении (30ХГСА).
Тканевые обшивки, изготавливаемые из ткани «Секонайт», после обтяжки каркасов крыла, элеронов пропитываются эмалитом.
3.3 Хвостовое оперение состоит из горизонтального и вертикального. Горизонтальное состоит из стабилизатора и руля высоты с триммером. Вертикальное - из киля и руля направления.
Стабилизатор выполнен из двух консолей, которые крепятся с помощью передних и задних узлов и подкосов к фюзеляжу.
Руль высоты состоит из правой и левой консолей, соединенных между собой системой тяг. Левая консоль РВ имеет триммер. Руль высоты навешивается на стабилизатор на двух навесках. Каркасы РВ обтянуты тканевой обшывкой.
Киль крепится на верхней части фюзеляжа на трех узлах. Руль направления подвешен к заднему лонжерону киля на двух навесках. Каркас РН обтянут тканевой обшивкой.
На фюзеляже установлен форкиль, являющийся продолжением киля по контурам.
4. ДВИГАТЕЛЬ
4.1 На самолете установлен поршневой, рядный, воздушного охлаждения, двигатель М – 332 Sc. с турбонагнетателем фирмы «LOM PRAHA», чехословацкого производства.
Максимальная мощнность, л.с -140 (2750 об/м)
Номинальная мощность , л.с -115 (2550 об/м)
Крейсерская –1 ,л.с -105 (2400 об/м)
Крейсерская –2, л.с. –80 (2300 об/м
– 0,2 КРАТКОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
Расход топлива на крейсерском режиме, кг/час - 15+ 0,2
Сухая масса двигателя.,кг 102
Система запуска - электростартер.
4.2 Управление двигателем осуществляется ручкой управления двигателем (РУД). РУДы расположены на левом борту кабины и на центральном пульте.
Управление турбокомпрессором и качеством смеси производится ручками управления на центральном пульте.
5. ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ
На самолете установлен тянущий металлический двухлопастной винт с возможностью изменения шага на земле , диаметром 1760 мм.
6. УПРАВЕНИЕ САМОЛЕТОМ
Система управления самолетом включает в себя руль высоты (РВ), руль направления (РН) и элераны.
На левом РВ установлен триммер.
Управление элеронами и РВ осуществляется ручкой через механическую проводку, состоящую из тросов, роликов, тяг и качалок. Триммер РВ отклоняется электроприводом.
Управление РН осуществляется с помощью педалей через тросовую проводку.
7. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
Топливо на самолете размещается в расходном баке емкостью 10 литров установленного за багажным отсеком.
и двух крыльевых баков – отсеков по 20л.
Слив топлива производится через фильтр- отстойник,
,расположенный под багажным отсеком.
Топливо из расходного бака самотеком поступает через фильтр – отстойник к пожарному крану и топливному насосу двигателя. Ручной насос подкачки топлива подсоединен к трубопроводу основной подачи и используется для запуска двигателя.
Заправка топлива на самолете осуществляется через заливную горловину открытым способом.
8. ШАССИ
Шасси самолета не убирающиеся, выполнено по трехопорной схеме. Оно состоит из двух основных опор (правой и левой) и хвостовой опоры. На основных опорах установлены тормозные колеса с шинами 500х150. Управление тормозами гидравлическое от педалей в кабине. Хвостовая опора неуправляемая с шиной 200х80.
