Основные летно-технические характеристики самолета

Максимальная взлетная масса, кг 1785, 0

Запас топлива, л:

– основные баки 2 × 98, 4 = 196, 8

– дополнительные баки 2 × 52 = 104, 0

Мощность двигателя, л.с. 135, 0

Взлетная дистанция (при m = 1785 кг), м 700, 0

Длина разбега (при m = 1785 кг), м 420, 0

Посадочная дистанция (при m = 1700 кг), м 570, 0

Пробег (при m = 1700 кг), м 320, 0

Скороподъемность на уровне моря (при m = 1785 кг), м/с 6–8

Крейсерская скорость (при мощности 60 % на высоте 3000 м), км/ч (узлов) 311, 0 (168, 0)

Расход топлива, л/ч 29, 6

Дальность полета (при мощности 60 %), км:

– со стандартным баком 1912, 0

– с дополнительным баком 2677, 0

Максимальная высота полета, м 5486, 0

Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-низкоплана имеет следующие особенности:

1. При нижнем расположении крыла сказывается влияние экрана земли.

2. На крыле расположены двигатели, это занимает полезную площадь крыла, что снижает аэродинамическое качество.

3. Обдувка крыла винтами улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета.

4. Низкорасположенное крыло принимает на себя вместе с нижней частью фюзеляжа основной удар при аварийной посадке самолета на землю.

5. При посадке на воду самолет дольше удерживается на поверхности воды.

6. Шасси небольшой высоты, более прочное, легкое, что упрощает кинематику уборки и выпуска шасси.

7. Удобство при техническом обслуживании двигателя.

8. Законцовки крыла и горизонтального оперения (винглеты) служат для увеличения эффективного размаха крыла (оперения), снижая индуктивное сопротивление, увеличивая подъемную силу и улучшая аэродинамическое качество.

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 (c), град. 1, 0

Относительное удлинение крыла (l) 11, 06

Средняя аэродинамическая хорда (САХ), м 1, 271

Относительное сужение ( ) 2, 2

Угол поперечного V крыла, град. +5

Установочный угол крыла (j), 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 (j_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

⇐ Предыдущая12345678910Следующая ⇒

Поделиться:

Популярное:

1. I. Основные решения по рекламе
2. I.2. Структура педагогической науки и её основные отрасли
3. II Основные общие и обзорные представления, понятия, положения психологии
4. II. ЭКЗАМЕН ПО ОБЩЕСТВОЗНАНИЮ: ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ ПРОВЕРКИ
5. А. Основные клинические формы
6. Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета
7. Авторское право: понятие, объекты, признаки и основные разновидности
8. Артериальные гипертензии, ее виды, основные патогенетические механизмы нейрогенной гипертензии.
9. Архитектура XX века. Основные проблемы
10. Аэродинамические характеристики самолета
11. Аэродинамическое обоснование взлета самолета
12. Базы данных. Виды БД по характеру хранимой информации, по способу хранения, по структуре организации. Основные типы данных.