Текст книги "Авиация и Время 2013 04"

Автор книги: Авиация и время Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 7 (всего у книги 7 страниц)

СХЕМЫ и ТТХ Як-40

Як-40 per. RA-87997 а/к UTair

Основные летно-технические характеристики вариантов Як-40

Варианты	24 места	1 27 мест	1 32 места
Длина, м	20,36
Размах крыла, м	25,00
Высота на стоянке, м	6,50
Площадь крыла, м²	70
Взлетная масса, кг	13700	14700	16100
Макс. коммерч. нагрузка, кг	2280	2300
Дальность полета с макс. коммерч. нагрузкой, км	508	865	1050
Макс. скорость (на высоте 6000 м), км/ч	-	580	558
Крейс. скорость (на высоте 6000 м), км/ч	550	530	510
Практический потолок, м	8100
Разбег, м	530	610	715
Пробег, м:	480	480	500
– без использования реверса
– при использовании реверса	370	370	380

Як-40 per. RA-87807

Як-40 салон per. RA-87659 а/к “ Центр-Авиа”

ЯК-40К per. RA-87200 ТАНТК им. Г. М. Бериева

ЯК-40ЭК

Краткое техническое описание пассажирского самолета Як-40

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий низкоплан, оснащенный тремя турбореактивными двигателями, один из которых установлен внутри хвостовой части фюзеляжа, а два других закреплены посредством пилонов на бортах фюзеляжа. Конструкция выполнена в основном из высокопрочных алюминиевых сплавов. Экипаж – два пилота.

Фюзеляж типа полумонокок, круглого поперечного сечения. Диаметр фюзеляжа в регулярной зоне – 2,4 м, удлинение – 7,1. Фюзеляж герметичный, включает кабину экипажа и пассажирский салон с бытовыми помещениями. В кабине экипажа предусмотрено место для бортмеханика – откидное сиденье в проходе между креслами пилотов. В хвостовой части фюзеляжа имеется люк с откидным трапом для входа в пассажирский салон. Над входным люком в фюзеляже находится средний маршевый двигатель, воздухозаборник которого располагается над фюзеляжем перед килем. Между надфюзеляжным воздухозаборником и средним двигателем проходит S-образный воздушный канал. За срезом реактивного сопла этого двигателя располагается реверсивно-тормозное устройство, представляющее собой два вертикальных щитка, которые шарнирно закреплены на бортах фюзеляжа. В нерабочем положении эти щитки вписываются в обводы хвостового обтекателя фюзеляжа. На пробеге они поворачиваются навстречу друг другу и перекрывают выхлопную струю двигателя, направляя газы в стороны и вперед.

Крыло самолета прямое, трапециевидной формы в плане, переменной относительной толщины. Крыло не имеет центроплана, консоли стыкуются по оси фюзеляжа. Удлинение крыла – 8,93; стреловидность его по линии 25 % хорд равна нулю. Угол установки крыла +3°, угол поперечного «V» равен +5°30’. Крыло оснащено однощелевыми закрылками и двухсекционными элеронами, имеющими аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Все секции закрылков кинематически связаны между собой. Углы отклонения закрылков – 20° (на взлете) и 35° (на посадке). Элероны отклоняются на 19° вверх и на 15° вниз. Внутренние секции элеронов снабжены триммерами.

Хвостовое оперение Т-образное с переставным в полете стабилизатором. Площадь вертикального оперения – 10,2 м², угол его стреловидности по передней кромке равен 52°. Профиль ВО симметричный с относительной толщиной 11 %. Углы отклонения руля направления ±30°. PH снабжен триммером. Площадь горизонтального оперения – 13 м², угол его стреловидности по линии 25 % хорд равен 1Г. Углы отклонения руля высоты ±25°. Угол установки стабилизатора изменяется в пределах от +3° до -6°.

Шасси трехопорное с носовой управляемой опорой, убираемое в полете. Все опоры шасси – одноколесные, стойки – полурычажного типа, оснащены жидкостно-газовыми амортизаторами. Колеса основных опор размером 1120x450 мм оснащены дисковыми тормозами. Носовое колесо размером 720x310 мм нетормозное, управляемое в диапазоне ±50° (на рулении) либо ±5° (на разбеге/пробеге). Давление в пневматиках колес 3,5–4,0 кгс/см². Основные опоры убираются в крыло по направлению к оси самолета, носовая – против полета в фюзеляж. В полете ниша носовой опоры шасси полностью закрыта створками, ниши основных опор закрыты створками частично – колеса остаются открытыми.

Силовая установка включает три двухконтурных турбореактивных двигателя типа АИ-25. Тяга двигателя на взлетном режиме – 1500 кгс, на номинальном – 1120 кгс, на крейсерском (скорость 550 км/ч, высота полета 6000 м) – 356 кгс. Удельный расход топлива на крейсерской скорости составляет 0,83 кг/кгс-ч. Степень двухконтурности двигателя равна 2. Двигатель выполнен по двухвальной схеме. Он состоит из осевого двухкаскадного компрессора, включающего трехступенчатый компрессор низкого давления и восьмиступенчатый компрессор высокого давления, разделительного корпуса, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой турбины высокого давления, двухступенчатой турбины низкого давления, корпуса задней опоры с двухконтурным реактивным соплом. Запуск двигателя – воздушный от ВСУ АИ-9, которая располагается в отсеке за надфюзеляжным воздухозаборником.

Мотогондоллы боковых двигателей, отсеки среднего двигателя и ВСУ оснащены системами обнаружения и тушения пожара. Тип огнегасящего состава – фреон 114 В2.

Топливо на самолете размещается в кессонах крыла. Максимальная заправка топливом – 5140 л. Кессон каждой консоли разделен на четыре сообщающихся между собой топливных отсека и один дренажный отсек.

Система управления самолетом – механическая, безбустерная. Колонки штурвального управления и педали обоих пилотов жестко связаны между собой. Система управления перестановкой стабилизатора – электрогидравлическая. Управление рулями, элеронами и стабилизатором может осуществляться в автоматическом режиме с помощью автопилота «Кремень-40Э». Для этого в механические проводки управления включены рулевые машинки РД-7А. Проводка управления элеронами, рули высоты и направления снабжены механизмами стопорения во время стоянки самолета.

Управление закрылками – электрогидравлическое, осуществляется от одного гидромотора ГМ-44 через центральный редуктор, трансмиссионный вал и винтовые механизмы с угловыми редукторами. Приводами триммеров элеронов и руля направления являются электромеханизмы МП-100М.

Гидравлическая система обеспечивает работу гидромоторов управления стабилизатором и закрылками, гидроцилиндров уборки/выпуска шасси и входного трапа, системы торможения основных колес шасси, распределительно– демпфирующего механизма управления колесом передней опоры и приводов стеклоочистителей.

Гидросистема закрытого типа, состоит из двух автономных контуров – основного и аварийного. Источниками давления являются два гидронасоса НП-72М и насосная станция НС– 14Д. Привод насосов осуществляется от маршевых двигателей, а насосной станции – от электродвигателя, работающего от бортовой сети или от наземного источника тока. Емкость гидробака – 26,5 л. В случае падения давления в основном контуре от аварийного питаются все потребители за исключением механизма управления носовым колесом и приводов стеклоочистителей.

Электросистема самолета состоит из трех сетей: постоянного тока напряжением 27 В, переменного однофазного тока напряжением 115 В с частотой 400 Гц и переменного трехфазного тока 36 В/400 Гц. Основными источниками постоянного тока являются три генератора ВГ-7500Я номинальной мощностью 9 кВт каждый, установленные по одному на двигателе. В случае выхода из строя какого-либо генератора нагрузка перераспределяется на два других, а некоторые второстепенные потребители отключаются. Аварийными источниками постоянного тока напряжением 24 В являются две аккумуляторные батареи 20НКБН– 25, номинальной емкостью по 25 А ч. Электрическая система постоянного тока выполнена по однопроводной схеме. В качестве минусового провода используется корпус самолета.

Потребители переменного однофазного тока питаются через два преобразователя ПО-1500, а трехфазного тока – через два преобразователя ПТ-500Ц.

Радиоэлектронное оборудование самолета подразделяется на радионавигационное, радиосвязное и радиолокационное. Радионавигационная аппаратура состоит из двух радиокомпасов АРК-9, курсоглиссадной системы посадки СП-50 с маркерным приемником МРП-56П или «Ось-1» и радиовысотомера малых высот РВ-ЗМ. В состав радиосвязного оборудования входят две командные радиостанции «Перо-11» или радиостанции «Ландыш-5» и «Балкан-5», а также аппаратура оповещения и коммутации. Радиолокационное оборудование включает РЛС «Гроза-40» и ответчик СО-69 или СО-70.

Курсоглиссадная система посадки СП-50 позволяет осуществлять расчет на посадку и выполнять посадку в сложных метеоусловиях. Маркерный приемник этой системы предназначен для сигнализации момента пролета над маркерными маяками. Радиолокационная станция «Гроза» обеспечивает обзор земной поверхности, обнаружение зон грозовой деятельности и оценку степени их опасности, измерение угла сноса, определение превышения линии полета самолета над горными вершинами.

Пилотажно-навигационное оборудование позволяет пилотировать самолет днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях. В состав ПНО входят: автопилот «Кремень-40», курсовая система ГМК-1Г, авиагоризонт АГБ-ЗК, комбинированный указатель скорости КУС-700/1000, высотомер ВД-10К, вариометр ВАР-ЗОМ, акселерометр АДП-3, магнитный компас КИ-13, указатель поворота ЭУП-53МТ-500 и другие устройства. В частности, на самолетах Як-40, эксплуатирующихся в настоящее время в Европейском регионе, установлено дополнительное ПНО. котооое позволяет выполнять полеты в соответствии с требованиями зональной навигации (BRNAV RNP-5): системы спутниковой навигации (GPS), предупреждения опасного сближения самолетов в воздухе (TCAS), раннего предупреждения близости земли (EGPWS).

Противообледенительная система самолета включает воздушно-тепловую и электротепловую ПОС. Горячим воздухом, отбираемым от последи их ступеней компрессоров трех двигателей, обогреваются носки крыла, киля и стабилизатора, воздухозаборники и входные направляющие аппараты всех двигателей, криволинейный участок воздушного канала среднего двигателя и воздухозаборник системы кондиционирования. Передние стекла кабины экипажа и приемники воздушного давления снабжены системой электрического обогрева.

Воздушно-тепловая ПОС может работать в двух режимах: предварительного и полного включения. Предварительное включение системы производится в условиях возможного обледенения. При этом обогреваются только носки корневых частей крыла и воздухозаборники двигателей (заслонки их обогрева открываются наполовину). ПОС автоматически переводится в режим предварительного включения, когда двигатели выходят на взлетный режим. При начавшемся обледенении вручную или автоматически (от сигнализаторов обледенения) осуществляется полное включение системы. В случае отказа одного из двигателей ПОС работает в штатном режиме, при отказе двух двигателей система выключается.

Система кондиционирования обеспечивает в кабине экипажа и пассажирском салоне необходимые давление и температуру воздуха, а также кратность его обмена. При высоте полета до 2800 м давление в кабинах равно атмосферному. На больших высотах в кабинах поддерживается избыточное давление. Максимальное значение избыточного давления – 0,41 кгс/см².

В системе кондиционирования используется воздух, прошедший через короб обогрева воздушного канала среднего двигателя, при этом происходит его первичное охлаждение. Далее воздух охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе. Регулирование подачи воздуха и его температуры производится как автоматически, так и вручную из кабины экипажа. При отказе одного из двигателей обеспечивается нормальная работа СКВ. На земле при неработающих двигателях кондиционирование кабин возможно от ВСУ АИ-9 или аэродромных кондиционеров.

Кислородная система делится на стационарную и переносную. Стационарная система предназначена для кратковременного питания кислородом экипажа в аварийной ситуации. При этом пилоты используют противодымные кислородные маски с микрофоном. Переносные кислородные приборы предназначены для пассажиров, ощущающих в полете кислородное голодание, а также для пилотов при необходимости передвижения по самолету в случае его разгерметизации.

10 июля 2013 г. в Киеве с заводского аэродрома Святошин Государственного предприятия «Антонов» совершил первый полет модифицированный самолет Ан-2-100, оснащенный турбовинтовым двигателем МС-14. Машина названа в честь заместителя Генерального конструктора Г. Г. Онгирского (1939–2012 гг.), который внес значительный вклад в развитие программы Ан-2 и Ан-3. Самолетом управлял экипаж в составе летчиков-испытателей Сергея Тарасюка (командир) и Валерия Епанчинцева, а также ведущего инженера по летным испытаниям Дмитрия Доманова. В мероприятии приняли участие Президент-Генеральный конструктор ГП «Антонов» Дмитрий Кива и Президент АО «Мотор Сич» Вячеслав Богуслаев – руководители предприятий-соразработчиков этой программы. После продолжавшегося более 1 ч полета самолет успешно приземлился на ЛИиДБ ГП «Антонов» в Гостомеле.

Статью об Ан-2-100 читайте на стр. 35.