Двигатель рт6а


Т-440 / АвиаПорт.Ru

  • Дата изменения данных: 21.12.2015
АДМИНИСТРАТИВНЫЙ САМОЛЕТ Т-440 "МЕРКУРИЙ"

РАЗМЕРЫ. Длина самолета 11.66 м, высота самолета 4.54 м, размах крыла 17,0 м.

РАЗМЕРЫ ПАССАЖИРСКОЙ КАБИНЫ.- Длина 5.8 м;-Ширина 1.4 м; -Высота 1.35 м.-Объем 11 м3.

ЧИСЛО МЕСТ. Экипаж 1-2 летчика, 4 пассажира в варианге VIP-класса и до 8 пассажиров в варианте бизнес класса.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. В варианте VIP-класса самолет имеет силовую установку, состоящую из двух турбовинтовых двигателей РТ6А-135А (2 х 750 л.с.), двух реверсивных 4 лопастных винтов Hartzell изменяемого шага диаметром 2340 мм, системы крепления двигателей, а также системы управления двигателями, топливной и масляной систем, сисгемы пожаротушения и понижающих редукторов.

Двигатель РТ6А-135А фирмы Pratt&Whitney of Canada является турбовинтовым со свободной турбиной и тянущим винтом. Газогенератор состоит из многоступенчатого компрессора, двухступенчатой турбины, последняя ступень которой через планетарный редуктор вращает вал винта. Двигательные агрегаты сгруппированы в задней части двигателя. Запуск двигателя обеспечивается системой запуска от электрическою стартера. В варианте бизнес-класса самолет может быть оборудован двигателями M601F или ТВД-100 (2 х 750 л.с.).

МАССЫ И НАГРУЗКИ. Взлетная масса 4600 кг, коммерческая нагрузка 1270 кг, масса топлива 1600 кг.

ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ. Максимальная крейсерская скорость 557 км/ч; взлетная дистанция 580 м, посадочная дистанция 530 м; дальность до 3840 км (с двигателями РТ6А-135А) и до 3600 км (с двигателями M601F).

САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ.

Система управления самолетом состоит из систем управления рулем высоты (РВ), рулем направления (РН), элеронами и триммсром РВ. Все системы управления безбустерные. Управление самолетом двойное: для управления РВ и элеронами в кабине установлены две штурвальные колонки, для управления РН - два педальных механизма. Для аварийного выпуска шасси и закрылков самолет оборудуется ппевмосистемой.

Система электроснабжения самолета обеспечивает питание радиотехнического оборудования, электроагрегатов самолетных систем, светотехническою оборудования, системы индикации и контроля п состоит из первичной системы генерирования постоянного тока напряжением 28,5 В и вторичной системы генерирования неременного трехфазною тока напряжением 115/200 В и частотой 400 Гц. Источниками первичной системы являются генераторы постоянного тока, вторичной - преобразователи.

Кислородная система обеспечивает питание кислородом в случае разгерметизации в течение 10 минут.

Пассажирское оборудование включает бар, туалет с контейнером для отходов, размещенный н хвосювой части салона, умывальник и подогреватель воды.

Состав пилотажно-навигационного комплекса определяется заказчиком и может иметь оборудование для полетов днем и ночью по правилам ПВП и ППП.

ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ. Самолет Т 440 имеет классическую аэродинамическую компоновку. Низкоплан с трапециевидным крылом большого удлинения, горизонтальным оперением, расположенным выше плоскости хорд крыла, и вертикальным оперением. Двигатель и главные сюйки шасси расположены в юндолах на крыле.

Фюзеляж имеет аэродинамически обтекаемую форму. Объем пассажирской кабины 11 м3. В хвостовой части пассажирской кабины располагается входная дверь с трапом, по правому борту имеется аварийный люк.

Крыло трапециевидной формы в плане с удлинением 11 и стреловидностью 2╟ по передней кромке. Имеет профиль GAW 1 и механизацию задней кромки - щелевые выдвижные закрылки. Крыло двухлонжеронной схемы состоит из прямого центроплана и двух трапециевидных консолей. На центроплане устанавливаются две мотогондолы. В крыле до мотогондолы и после нее размещены топливные отсеки.

Хвостовое оперение состоит из стреловидного вертикального киля (S = 0,14) с рулем направления и горизонтального трапециевидного стабилизатора (S=0,26) с рулем высоты.

Шасси трехопорное, убирающееся, с управляемым носовым колесом. Отсек основного шасси расположен с хвостовой части мотогондолы. Каждая основная стойка оснащена двумя колесами 500х150 и адаптивным пневмогидравлическим амортизатором для повышения безопасности и надежности, улучшения эксплуатационных характеристик и условий базирования на аэродромах.

СОСТОЯНИЕ ПРОГРАММЫ. Изготовлен макет, строится первый лётный самолет.

ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ СВЕДЕНИЯ. Самолет ориентирован на использование руководителями предприятий и администрацией регионов, коммерческими и ресурсодобывающими предприятиями. По объему пассажирской кабины, определяющему степень комфортабельности самолета, крейсерской скорости, взлетно-посадочным характеристикам и дальности (при использовании двигателя РТ6А 135А) он превосходит как существующие зарубежные аналоги, так и самолеты, проектируемые в России. При использовании двшателя Walter M601F он превосходит указанные самолеты по критерию "стоимосгь-эффективность". Самолет Т-440 максимально приспособлен для условий России и стран СНГ и может эксплуатироваться с аэродромов 3 класса, с укороченных ВПП, а также с твердых грунтовых аэродромов ( б> 9 кгс/см2). Благодаря низким скоростям отрыва и посадки значительно сокращена взлетная и посадочная дистанции.

РАЗРАБОТЧИК. Авиационное отделение ракетно-космического завода центра им. М.В. Хруничева.

Мониторинг:

08.06.2015 Предприятие "Швабе" впервые стало лауреатом конкурса "Серебряный Меркурий"

Швабе, пресс-релиз: Предприятие Холдинга "Швабе" стало победителем ежегодного областного конкурса су…

10.04.2006 Кутаисский авиазавод объявил аукцион по продаже модели самолета "Меркурий 002"

Грузия Online: Кутаисский авиационно-технический завод объявил открытый аукцион по реализации э…

09.03.2005 В ближайшее время начнется сертификация самолета "Меркурий-6"

АвиаПорт.Ru: Научно-производственная авиастроительная фирма "Авиатон" подала заявку на сертиф…

28.02.2005 Создается вариант самолета "Меркурий-6" для силовых структур

АвиаПорт.Ru: В настоящее время прорабатывается вариант легкого многоцелевого самолета "Меркур…

27.01.2004 Самолет "Меркурий-6" оснастят реверсивными винтами

АвиаПорт.Ru: Третий опытный многоцелевой двухмоторный самолет "Меркурий", строящийся на мощно…

www.aviaport.ru

Американский лёгкий штурмовик AT-6B (2012) - Вооружение - ВВС (Военно-воздушные силы) - Top secret

Майор А. Быков

Легкий штурмовик АТ-6В фирмы "Хоукер бичкафт компани" (НВС - Hawker Beechcraft Company) разработан в рамках программы LAS (Light Air Support) ВС США на базе учебно-тренировочного самолета (УТС) Т-6В "Тексан-2". Самолет кроме первоначальной летной подготовки предназначен для решения различных задач: наблюдения и разведки с возможностью высокоточной регистрации координат; передачи потокового видео и данных; непосредственной авиационной поддержки; передового авиационного наведения; боевого патрулирования в акваториях портов; участия в операциях по борьбе с наркотрафиком, а также для ведения разведки в районах стихийных бедствий.

Необходимость принятия на вооружение подобной машины обусловлена тем, что ВВС США в настоящее время не располагают самолетом, способным эффективно и с небольшими затратами осуществлять непосредственную авиационную поддержку наземных войск в ходе противоповстанческих операций, поскольку задействование штурмовика А-10 "Тандерболт-2" для этого оказывается слишком дорогим.

УТС Т-6А "Тексан-2", созданный американской фирмой "Рейтеон эркрафт компани" (RAC - Raytheon Aircraft Company) в рамках программы единого учебно-тренировочного самолета первоначального обучения летного состава JPATS (Joint Primary Air Training System), предназначался для замены УТС Т-37 ВВС и Т-34 ВМС США.

Первоначально работы над самолетом проводила фирма "Бич эркрафт" (Beech Aircraft). В 1990 году эта компания начала производство двух первых прототипов на основе УТС РС-9 Mk.II швейцарской фирмы "Пилатус". Первый полет состоялся в декабре 1992 года.

В июне 1995 года самолет, обозначенный как Бич Mk.II, победил в конкурсе, проводимом министерством обороны США по программе JPATS. Однако вследствие протестов со стороны фирм "Рейтеон" и "Цессна" заключение контракта было отложено до 1996 года. Впоследствии контракт был передан главному субподрядчику - фирме "Рейтеон". Серийное производство было начато в феврале 1997-го, а первая машина вышла из сборочного цеха 29 июня 1998 года.

Изменения в конструкции РС-9 коснулись усиления прочности фюзеляжа, оборудования герметичной кабины и установки самого совершенного бортового электронного оборудования, в состав которого включили приемник системы КРНС "Навстар", систему предупреждения об опасном сближении с землей, многофункциональные цветные ЖКИ. Также была предусмотрена возможность использования нашлемных дисплеев.

Сертификация самолета по стандартам американской федеральной авиационной ассоциации FAA была закончена после проведения 1 400 ч летных испытаний в августе 1999 года.

В 1999 году были заключены контракты на поставку 372 машин версии Т-6А для ВВС США, 339 версии Т-6В для ВМС США, 24 СТ-156 "Харвард-2" для учебного центра НАТО в Канаде и 45 самолетов для ВВС Греции.

Учебно-тренировочный самолет Т-6А и варианты его вооружения

На вооружение ВВС США самолеты Т-6А поступили в 2001 году. Первые машины получили подразделения, дислоцированные на авиабазе Мууди (штат Джорджия), авиация ВМС начала получать первые Т-6В в 2003-м (авиабаза Пенсакола, Флорида). В настоящее время самолеты применяются для первоначального обучения летчиков, а также для ознакомления с техникой пилотирования авиационных офицеров (не пилотов) ВМС и штурманов ВВС США.

Проекции легкого штурмовика АТ-6В

Самолет Т-6В стал дальнейшим развитием Т-6А. Он разработан согласно требованиям программы NFTC (NATO Flying Training Canada) и под требования ВВС Греции. Основным отличием от Т-6А стало обновленное БРЭО, построенное по принципу открытой архитектуры.

В кабине установлены три многофункциональных индикатора, предусмотрен нашлемный дисплей, а органы управления выполнены по концепции HOTAS - летчик пилотирует самолет, не снимая рук с РУС и РУД. Эта конфигурация наилучшим образом подходит для обучения курсантов, которым в будущем предстоит управлять современными истребителями.

В Канаде самолет получил обозначение СТ-156 "Харвард-2". Оборудование кабины канадского варианта выполнено по типу кабины реактивного учебно-тренировочного самолета СТ-155 "Хок". Канада, в рамках программы NFTC, использует 24 самолета СТ-156 "Харвард-2", которые взяты в лизинг у фирмы "Бомбардьер".

ВВС Греции приобрели 25 самолетов Т-6А и 20 Т-6В, специально доработанных для национальных требований. В 1998 году самолет получил обозначение Т-6А New Trainer Aircraft, поставки были начаты в 4 июле 2000-го. Самолет Т-6А NTA способен нести неуправляемые авиационные ракеты (НАР), бомбы, контейнеры со стрелковым оружием на шести подкрыльевых узлах подвески, под фюзеляжем предусмотрена подвеска дополнительного топливного бака.

УТС Т-6В в Канаде и Греции используются для первоначальной подготовки летчиков и отработки навыков применения авиационных средств поражения, обучения навигации и работе с бортовым электронным оборудованием. Самолет отвечает требованиям подготовки летчиков для современных реактивных боевых самолетов, оставаясь при этом безопасной и относительно дешевой платформой. Стоимость одной машины составляет 5 млн долларов.

В ходе проводившегося в 2006 году аэрокосмического салона (Фарнборо, Великобритания) специалисты компании НВС официально представили планы по дальнейшему совершенствованию боевых возможностей в сетецентрических операциях весьма удачной платформы УБС Т-6В, которую назвали АТ-6В, а в 2010-м представили прототип в ходе международных авиационных салонов (Royal International Air Tattoo и Farnborough International Air-show).

Компания НВС разработала самолет АТ-6В для его применения в ходе усовершенствованной летной подготовки, а также в качестве легкого ударно-разведывательного и боевого самолета.

Силовая установка первого демонстрационного образца включала один турбовинтовой двигатель РТ6А-68 канадской фирмы "Пратт энд Уитни" мощностью 820 кВт, оснащенный четырехлопастным алюминиевым винтом американской фирмы "Хартзелл пропеллер" (Hartzell Propeller Inc). В зарубежных СМИ сообщалось, что второй прототип АТ-6, совершивший первый полет 5 апреля 2010 года, оснащался турбовинтовым двигателем РТ6А-68В мощностью 1 153 кВт.

В настоящее время самолет оснащен более мощным турбовинтовым двигателем PTA-68D, модернизированной кабиной Cockpit 4 ООО, боевой системой самолета А-ЮС и контейнером с оборудованием дневного и ночного видения MX-15i/Di.

Система защиты от ИК и лазерных ГСН УР классов "земля-воздух" и "воздух-воздух" противника может включать систему предупреждения об облучении AN/AAR-47 и автомат отстрела ИК-ловушек ALE-47.

Для сохранения живучести штурмовика установлены броневая защита кабины и двигателя.

Катапультируемое кресло US16LA британской фирмы "Мартин-Бэйкер" позволяет безопасно покидать летательный аппарат через фонарь при нулевых значениях скорости и высоты. Когда один из пилотов вводит в действие систему катапультирования, происходит срабатывание системы аварийного покидания с принудительным разрушением фонаря. В случае отказа системы разрушения летчики будут катапультированы, однако могут при этом получить травмы. С целью предотвращения возгорания при огневом поражении ЛА, трубопроводы топливной и гидравлической систем разделены титановыми противопожарными перегородками.

Cocpit 4 000 - система индикации в кабине экипажа на основе цветных многофункциональных жидкокристаллических дисплеев

На самолет установлены: система управления средствами РЭБ ALQ-213; усовершенствованная защищенная система радиосвязи ARC-210; аппаратура линий передачи данных "воздух-воздух" и "воздух-земля".

В октябре 2011 года на авиабазе Дэвис-Монтан близ г. Туксон (штат Аризона) пилоты регулярных ВВС и ВВС национальной гвардии завершили этап оперативной оценки машины. В частности, они осуществляли практическое бомбометание практическими авиабомбами BDU-33 калибра 25 фунтов и BDU-50 (500 фунтов).

На самолете установлено разнообразное связное оборудование, в частности радиостанции, обеспечивающие прием и передачу сигналов в УВЧ- и ОВЧ-диапазонах, связь через спутники; радиотерминалы (РТ) системы EPLRS (Enhanced Position Location and Reporting System), являющиеся основой обеспечения передачи данных в сетях оповещения и целеуказания ПВО сухопутных войск; система JTIDS (Joint Tactical Information Distribution System).

В зарубежных СМИ отмечается, что в ВВС радиосети, формируемые на базе РТ EPLRS, называются каналами передачи данных о текущей обстановке - SADL (Situation Awareness Data Link). Например, самолеты F-16 и А-10, оборудованные РТ EPLRS, используют систему для обмена данными целеуказаний и организации взаимодействия при непосредственной авиационной поддержке наземных войск.

Радиосистема EPLRS, предназначенная для определения местоположения, является важнейшим средством определения местоположения элементов своих войск, особенно в случае конфликтов высокой интенсивности, когда целостность системы КРНС "Навстар" может быть нарушена локально, за счет применения противником средств радиоэлектронного подавления, или в глобальном масштабе при уничтожении орбитальной группировки космических аппаратов.

Система EPLRS обеспечивает передачу структурированных сообщений в интересах обеспечения обмена данными между пятью основными компонентами семейства автоматизированной системы управления СВ США ABCS - АСУ огнем полевой артиллерии, тыловым обеспечением, ПВО/ПРО, системой обработки и анализа разведывательных данных, а также АСУ действиями частей и подразделений АК СВ (АСУ AFATDS (Advanced Field Artillery Tactical Data System), BCS3 (Battle Command Sustainment Support System), AMDPCS (Air and Missile Defense Planning and Control System), ASAS (All Source Analysis System) и MCS (Maneuver Control System)).

В звене управления "бригада и ниже" EPLRS наряду с сетевыми радиостанциями командной связи SINCGARS ASIP стала основной системой связи для обмена информацией в АСУ FBCB2. Такая архитектура обеспечивает автоматическую передачу данных смежным, вышестоящим и подчиненным органам боевого управления и одновременно рассылку докладов о местоположении терминалов для формирования визуального отображения обстановки на фоне цифровой карты местности в масштабе времени, близком к реальному.

Радиотерминалы EPLRS обеспечивают различные режимы передачи информации - как с установлением прямого соединения между терминалами, так и в широковещательном многоадресном режиме рассылки. Заявленная канальная скорость поддерживается в диапазоне от 57,6 до 486 Кбит/с, при этом нижний показатель (57,6 Кбит/с) рассматривается как минимально необходимый для полноценного функционирования сети. Обычно сеть EPLRS развертывается в масштабе бригады с максимально возможной зоной обслуживания размером приблизительно 47х47 км.

По опыту применения данной системы в войне с Ираком максимальная практическая скорость не превышала 450 Кбит/с и зависела от конфигурации сети, рельефа местности и погодных условий. При этом уровень пропускной способности снижался при необходимости ретрансляции информации и по мере удаления терминалов друг от друга.

В комплект БРЭО входит оптоэлектронный блок станции MX-15i (производство канадской фирмы L3 Wescam), размещаемый на подфюзеляжном пилоне.

Имеется три модификации станции MX-15 AN/ AAQ-35: MX-15i, -15D и -15Di. Ее оптоэлектронный блок, смонтированный на гиростабилизированной платформе, в зависимости от требований заказчика может оснащаться шестью различными приборами. В настоящее время возможна установка цветной ТВ-камеры высокого разрешения (HD - High Definition) и усовершенствованного аппаратно-программного обеспечения.

Станция MX-15i представляет собой усовершенствованный вариант базовой модели с расширенными функциональными возможностями. В отличие от базовой она имеет новую аппаратуру управления MX-GEO Gen 3, встроенный блок управления, что позволило уменьшить массу станции на 22,6 кг, новую цветную или монохромную цифровую ТВ-камеру дальнего обнаружения с объективом точного наведения большой кратности и собственный лазер подсветки, обеспечивающий дальнее обнаружение и распознавание целей в абсолютной темноте, а также усовершенствованную ИК-камеру с новой матрицей чувствительных элементов (ЧЭ) с шагом между элементами 20 мкм, что позволило повысить разрешающую способность и цифровое увеличение на 20 проц.

В целом, по оценкам американских специалистов, легкий штурмовикАТ-6В может быть принят на вооружение в начале 2014 года, несмотря на протест бразильской фирмы "Эмбрайер", предлагающей штурмовик А-29 "Супер Тукано".

Таблица 1 Основные ТТХ самолётов АТ-6 и Т-6
Характеристики  Тип самолета
АТ-6 Т-6 (РС-9М)
Экипаж, человек 2 2(1)
Тип силовой установки  PT6A-68D РТ6А-68
Максимальная мощность, кВт 1 194 820
Взлетная дистанция, м 397
Посадочная дистанция, м 687
Максимальная скороподъемность, м/с 19,7
Максимальная скорость полета, км/ч 585 593
Скорость сваливания (шасси и закрылки выпущены), км/ч 128
Диапазон эксплуатационных перегрузок, g От - 2,25 до + 4,5
Максимальная перегоночная дальность, км 2779 1593
Практический потолок, м 7 620 (с полной нагрузкой) 11600
Масса, кг
пустого 1780
максимальная взлетная 2 948 3200
Топливо, л:
внутренние баки   530
ПТБ   2x250
Габаритные размеры, м:
длина   11,8
размах крыла   10,19
высота   3,26
диаметр винта   2,44
Площадь крыла, м2   16,28
Вооружение (боевая нагрузка на шести внешних узлах подвески)(ПН не более 680 кг на каждой плоскости) При использовании интерфейсной шины MIL-STD-1760: 2х12,7 мм; 6xBDU-33 калибра 133; 2хBDU-33, 2х2,7 мм и 2хLAU-68; 2хМк 82 калибра 226 кг. При сопряжении с шиной MIL-STD-1553 в состав АСП могут входить УР AIM-9X класса "в-в", УАБ "Пэйвуэй-2/" Пэйвуэй-4", JDAM, а также SDB. 2 х ПТБ 1400 2x226 4x113 2 контейнера СС420 с пушкой калибра 30 мм, 6хПУ НАР калибра 68 мм либо 70 мм
 
Таблица 2 Основные ТТХ оптоэлектронной станции MX-151
Максимальная дальность ведения разведки, км до 15
Сектор обзора, град: по азимуту по углу места 360 -120...+90
Скорость обзора по азимуту и углу места, град/с  60
Точность стабилизации линии визирования, мрад до 10
Потребляемая мощность, Вт: номинальная максимальная 320 700
Масса, кг 42,7
ИК-камера: рабочий диапазон длин волн, мкм

углы поля зрения оптической системы, град разрешающая способность, пикселей фокусное расстояние, мм увеличение (цифровое + оптическое 1,5), крат

3-5 0,43-31,7:0,52; 1,3; 3,91; 6,51; 19,4 и 31,8 640 х 480 (NTSC/PAL), 384x288 (PAL), 320х240 (NTSC)
Дневная цветная ТВ-камера (объектив с переменным фокусным расстоянием): количество матриц ПЗС разрешающая способность, ТВ-линий углы поля зрения оптической системы, градувеличение оптической системы, крат

3 0,86-30,3; 1,4-27,4 19

Дневная ТВ-камера дальнего обнаружения (с фиксированным фокусным расстоянием): количество матриц ПЗС: монохромная цветная разрешающая способность,  ТВ-линий: монохромнойцветной углы поля зрения оптической системы, град: монохромной цветной

1 3

570

0,29 или 0,39 0,29 или 0,39

Лазерный дальномер: длина волны излучения, мкм пределы измерения дальности, км точность измерения дальности, м 1,54 20 ±5
Лазер подсветки: . длина волны излучения, мкм мощность излучения, Вт 0,86 0,8

Зарубежное военное обозрение, 2012, №8, с. 59-64

  

pentagonus.ru

Самолет Динго - Продукция компании ЗАО "СИ" ONLINE

Самолет Динго

ФОРМИРОВАНИЕ КОНЦЕПЦИИ САМОЛЕТА «ДИНГО»        И  ОСОБЕННОСТИ  ЕГО  КОНСТРУКЦИИВЫБОР АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ САМОЛЕТА «ДИНГО».Главным критерием при выборе общей схемы и принципиальных проектных решений являлась безопасность экипажа и пассажиров во всех рассматриваемых случаях эксплуатации,  включая аварийные ситуации. Поэтому при близких решениях предпочтение во всех случаях отдавалось тому варианту, который обеспечивал большую функциональную надежность  и безопасность людей.При выборе аэрогидродинамической компоновки (АГДК) были рассмотрены и проанализированы варианты “нормальной” ( классической) схемы, схемы “утка”, и схемы “бесхвостка”. Анализ показал, что самолеты схемы “утка” не обладают превосходством перед классической схемой в отношении диапазона скоростей Vmax / Vпос и весового совершенства, имеет низкое сбалансированное качество во взлетной конфигурации, меньшую устойчивость по крену и тангажу, более низкие  углы сваливания и  меньшую эффективность при использовании УПС. Кроме того,  переднее горизонтальное оперение затрудняет обзор при посадке, что  недопустимо для СШВП.  Схема “бесхвостка” для легкого дозвукового самолета также не имеет значительных преимуществ перед “нормальной” схемой, обладает более высокими посадочными скоростями, меньшим диапазоном эксплуатационных центровок и весьма проблематична в условиях экранной аэродинамики при развитом в аэродинамическом отношении центроплане (куполе ВП). Некоторые рассматриваемые варианты  аэродинамических схем показаны.

По результатам проектного анализа для самолета “Динго” принята “нормальная” аэродинамическая схема.  Из двух рассмотренных вариантов  этой схемы:- низкоплан (интегральная схема) и высокоплан (полутороплан), выбран низкоплан.  Сравнение достоинств и недостатков этих вариантов и оценочные расчеты по ним показали, что крейсерское качество  у полутороплана на 0,5-0,8 выше, а во взлетной конфигурации на 1.5 единицы ниже, чем у низкоплана. С другой стороны, высокоплан обеспечивает большее удаление крыла от возможных контактов с поверхностью,  позволяет разместить более эффективную механизацию крыла,  с помощью подкоса позволяет снизить массу крыла при большем его удлинении. При двухдвигательной СУ высокоплан дает возможность установить  маршевые двигатели на крыле, в наиболее чистой зоне самолета, позволяет эффективно  использовать “разнотяг” при управлении самолетом на рулежках.    Однако,  была выбрана  низкопланная компоновка. Детальный анализ выявил ряд существенных преимуществ выбранной схемы,   а именно:

  • Осуществляется большая безопасность экипажа и пассажиров при аварийной посадке,
  • Обеспечивается единая,  интегральная, а не  “разорванная” аэродинамическая схема  составных крыльев -“консоли - центроплан”,
  • Выполняется общая конструктивно-силовая схема  самолета с завязкой всех основных агрегатов самолета на жестком и прочном центроплане,
  • Обеспечивается лучшая остойчивость и непотопляемость (с учетом герметичных отсеков консолей крыла),
  •  Не “зажатость” моторного отсека  конструкцией планера и нахождение его вблизи центра масс обеспечивает хорошую способность самолета к модификациям при установке перспективных ТВД,
  • Обеспечивается меньшая протяженность пневмосистем для работы различных устройств  (УПС, ПОС, подкачки п/баллонов и т.д.) , соплового управления самолетом по курсу,
  • Лучшая защищенность  винто-моторного комплекса от повреждений  при посадке на необорудованные площадки, более высокий кпд винта во всех  случаях,
  • В большей мере проявляется экранный эффект, улучшающий ВПХ самолета.

В обеспечении выбора аэродинамической компоновки  кроме проектных исследований были проведены  испытания аэродинамических моделей, трех поисковых в аэродинамической лаборатории Казанского авиационного института и одной контрольной в лаборатории  2-го отделения ЦАГИ.ГИДРОДИНАМИЧЕСКА КОМПОНОВКА.По требованиям ТЗ самолету должна быть обеспечена амфибийность и применено шасси на воздушной подушке (ШВП). Опыт ЦКБ по СПК позволил внедрить на самолете хорошо зарекомендовавшее на практике  пневмобаллонное шасси. При определении количества водоизмещающих элементов признано целесообразным совместить функционально поплавки и элементы бокового ограждения воздушной подушки. Поэтому,  в основу  ШВП заложено применение двух боковых пневмобаллонов, обеспечивающих устойчивость самолета на ВП без ее поперечного и продольного  секционирования. Таким образом  выбрана катамаранная схема гидродинамической компоновки самолета “Динго”. По результатам испытаний 4-х буксируемых моделей в опытовом бассейне ЦАГИ, с целью снижения гидродинамического сопротивления на “горбе”  было увеличено на 0,5 метра  удлинения  купола ВП, выбрано рациональное давление в пневмобаллонах, обеспечивающее минимальное  сопротивление.   Также, в опытовом бассейне ЦАГИ были проведены  гидродинамические испытания изолированного баллона  с различными системами реданирования и выбран наилучший вариант, обеспечивающий  безопасную  посадку самолета на воду и грунт во всех эксплуатационных случаях, включая посадку без работающей ВП. Выбранная гидродинамическая компоновка самолета  обеспечивает надежную и безопасную эксплуатацию  самолета с воды с уровнем волнения до 350 мм. 

СХЕМА СОЗДАНИЯ ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКИ.Из различных схем и способов создания воздушной подушки, показанных в главе 1, выбрана камерная схема, отличающаяся максимальной конструктивной простотой и более других согласующаяся с компоновкой самолета в целом и пневмобаллонным шасси в частности. Продольными элементами ограждения воздушной подушки являются обтекаемые сигарообразные пневмобаллоны. Поперечные элементы ограждения - упруго-эластичные щитки (передний и задний). Общий вид ШВП. Важнейшей проблемой при разработке шасси являлась проблема уборки эластичного ограждения. Поперечное ограждение ВП - передний и задний щитки, шарнирно закрепленные поперек центроплана, убираются по принципу уборки щитков крыла.  Более сложной задачей является уборка продольных элементов ограждения ВП - пневмобаллонов. По оценочным расчетам при убранных пневмобаллонах аэродинамическое качество увеличивается примерно на 0,7 единиц. Это ведет к увеличению дальности на 70-100 км, что эквивалентно увеличению запаса топлива на 42 кг. Последнее, приблизительно, равно приросту массы конструкции, требующейся для организации уборки пневмобаллонов ( створки системы уборки,  вакуумирования, клапаны, замки, система складывания и уборки оболочек и т.п.). При уборке возникают конструктивные и технические проблемы, например проблема флаттера оболочек в момент стравливания давления. В целом значительно снижается надежность и не обеспечивается принцип безопасной посадки с неработающей воздушной подушкой.  Поэтом, в самолете “Динго” принято решение не убирать в полете продольные элементы ШВП - пневмобаллоны, осуществляя их постоянную подпитку от маршевого двигателя. Пневмобаллоны являются наиболее важным элементом шасси на воздушной подушке. ШВП самолета имеет два пневмобаллона, представляющие собой надувные поплавки обтекаемой формы. Пневмобаллоны ШВП служат для выполнения следующих функций;

  • Обеспечивают самолету требуемые гидростатические и гидродинамические характеристики ( Объем пневобаллонов суммарный - 4,28  м3. )
  • Обеспечивают самолету амфибийные качества, играя роль продольных  эластичных ограждений ШВП.
  • Обеспечивают самолету высокую проходимость, за счет низкого избыточного давления (400 даПа ) и возможности деформации - обтекания неровностей грунта,
  • Снижают  уровень  нагруженности конструкции самолета  за счет своей  высокой энергоемкости  и  равномерного перераспределения нагрузки на корпус.
  • Обеспечивают  стоянку  и торможение самолета на твердом грунте.

ВЫБОР СИЛОВОЙ  УСТАНОВКИ  САМОЛЕТА  С ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ "ДИНГО"Важнейшим моментом формирования  аэрогидродинамической компоновки СШВП “Динго” являлось решение о выборе состава силовой установки.  Согласно классификации СУ СШВП, (смотрите главу 1),  рассматривалось  два принципиальных решения :- единая СУ  и  раздельная СУ  СШВП.  При этом учитывались предварительные требования потенциальных эксплуатантов к  двигателям самолета-амфибии, которые хотели иметь морозостойкие  более простые в эксплуатации и работающие на значительно менее дефицитном и более дешевом  топливе-керосине  газотурбинные двигатели.  Достоинства и недостатки обеих схем СУ СШВП сведены в таблицу 5.2.Таблица 5.2.  Сравнение принципиальных схем СУ СШВП.

ЕДИНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА СШВП

 

Недостатки

Достоинства

1.Характеристики нагнетателя жестко  зависят от режима   работы МД, что делает ВП неэффективной  при посадках,2.Отбор мощности на взлете приводит к росту потребной          мощности маршевых двигателей, что  ухудшает    экономичность самолета в крейсерском полете,3. Существующие  ТВД не имеют устройств для отбора    15-25 % взлетной мощности,4. Способ отбора воздуха за воздушным     винтом (по типу экраноплана “Волга-2”) ограничен     малыми нагрузками на купол ВП, что снижает скорость    и производительность самолета.

  • Отсутствует дополнительный двигатель

  на борту  самолета для работы ВП,

  • Упрощается обслуживание двигателя

      СУ самолета,3. В некоторых случаях есть возможность снизить эксплуатационные затраты на обслуживание

РАЗДЕЛЬНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА СШВП

 

Недостатки

Достоинства

1. Большую часть полетного времени  дополнительный   двигатель ВП является “мертвым грузом”,2. Увеличивается  масса планера  и стоимость самолета.3. Большие  расходы на обслуживание  СУ   самолета

  • Компоновочные преимущества, позволяющие достигнуть более высоких аэродинамических и

      весовых характеристик, а также, показателей          надежности и безопасности СУ,

  • Экономические преимущества по оптимизации

       МД  под  условия  крейсерского полета,3. Преимущества по  подъемному двигателю   для      обеспечения заданных условий работы ШВП,

  • Позволяет использовать «подъемные» двигатели

     ВП в качестве  самолетного бортового  энергоузла,5. Возможность использования «подъемных» двигателей ВП для  улучшения ВПХ

По результатам  параметрического анализа  состава СУ СШВП для данной размерности самолета (По АП-23 в нормальной категории самолетов с количеством пассажиров до 9 и взлетной массой до 5700 кг), выбрана  раздельная силовая установка с одним маршевым  ТВД, расположенным по оси симметрии самолета, и одним ТВА, создающим  воздушную подушку. Это, во многом, определило выбор классической схемы самолета - низкоплана с хвостовым двухбалочным оперением.СОСТАВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ «ДИНГО»Силовая установка самолета «Динго» состоит из маршевого турбовинтового двигателя РТ6А-65В канадской компании «PRATT&WHITNEY CANADA» и вспомогательной установки, - специально разработанного для самолета «Динго» для создания воздушной подушки турбовентиляторного агрегата ТВА-200, созданного на  базе отечественной самолетной ВСУ  Калужским опытным   бюро моторостроения.   МАРШЕВАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.Тип маршевого двигателя - ТВД был определен  в соответствие с требованием потребителя - эксплуатанта. Основными доводами в пользу ТВД были:

  • Возможность использования менее дефицитного и более дешевого топлива - керосина,
  • Меньшие затруднения при запуске двигателя  в условиях низких температур,
  • Меньшие эксплуатационные затраты на обслуживание и значительно  больший  межремонтный ресурс,
  • Меньший удельный вес ТВД по сравнению с поршневым двигателем,
  • Большая мощность в одном агрегате.

Современные правила летной годности легких самолетов «АП-23» как и американские, близкие к ним правила FAR-23, не регламентируют число маршевых двигателей на легких самолетах. Анализ показывает, что на легких самолетах масса навесного оборудования пропорциональна количеству двигателей, а не их мощности.  В силу этого, один маршевый двигатель в весовом отношении выгоднее, чем два, или три при одинаковой суммарной мощности. При установке двух двигателей, действует требование АП-23, предусматривающее  возможность продолжения полета с одним отказавшим двигателем, что приводит к “переразмериванию”  маршевой силовой установки по мощности и рассогласованию ее с крейсерским режимом по экономичности. Два двигателя, к тому же,  влекут вдвое большие эксплуатационные затраты, связанные с ремонтом и обслуживанием. Наконец,  два двигателя  увеличивают стоимость самолета по сравнению с одним, той же мощности. Теоретически и практически на примере эксплуатации самолета «Цессна –Караван», доказано, что надежность однодвигательной маршевой установки  значительно выше,  чем двухдвигательной СУ [62].   В связи с этим, и  учитывая способность самолета с ШВП совершать нормальную посаду на грунт, воду, снег, плавать и сохранять остойчивость и непотопляемость, принята маршевая силовая установка -  один ТВД.Мощность маршевого двигателя, потребная для движения самолета на всех режимах определялась на основе аэродинамических и гидродинамических модельных исследований.  Они показали  возможность взлета самолета "Динго" с воды при заданном волнении с мощностью маршевого  двигателя около 800  л.с.  Однако заданные тактико-технические  требования безопасности и условия работы самолета в экстремальных условиях предопределили некоторое увеличение мощности  двигателей. Сверх этого брался запас мощности исходя из следующего баланса потерь: 6 % от взлетной мощности - потери тяги ВВ из-за влияния фюзеляжа, 4 %  “ ---” - потери на отбор  мощности на работу сепараторов  пыли и влаги, 4 %  “ ---”   потери мощности  на одновременную  работу ПОС.При окончательном установлении потребной мощности  учитывались, также, такие факторы, как снижение мощности при росте температуры наружного воздуха, отбор воздуха от маршевого двигателя на подкачку пневмобаллонов,  работа двигателя на взлете в условиях высокогорья и т.д. Следует отметить, что по уровню выполняемых задач СШВП близок к самолетам укороченного взлета-посадки, которые традиционно имеют повышенную энерговооруженность.  С учетом  сказанного  потребная мощность маршевого двигателя оценивалась, примерно, в 950 л.с. -1000 л.с. Поиск конкретного двигателя происходил  в  диапазоне  840-1100 л.с.            Таблица      Рассматриваемых турбовинтовых двигателей.

Наименованиедвигателя

Мощностьв квт (л.с.)

Страна разработчик

Страна изготовитель

Состояниевыпуска

                                         Двигатели отечественной разработки

ТВД-10 Б

           990

Россия

Польша

Серийное

ТВО-100Ф

           840

Россия

Румыния

Подготовка

ТВД-20

          1430

Россия

Россия

НИОКР

ТВД1500

          1500

Россия

Россия

НИОКР

АЛ-34

          1400

Россия

Россия

НИОКР

                                        Двигатели зарубежной  разработки

М601 Е

            840 .

Чехия, Моторлет

Чехия

Серийное

РТ6А-45В

          1120

Канада, Пратт Уитни

Канада

Серийное

РТ6А-65В

          1100

Канада ПраттУитни

Канада

Серийное

ТРЕ 331-12

          1100

США,Гарриет

США

Серийное

Астазу-16,

 

Франция,Турбомекка

Франция

Серийное

Проектная проработка наиболее подходящих для  создаваемого самолета двигателей (ТВД-10Б, М601Е, РТ6А-65В) позволила остановить свой выбор  на канадском двигателе - РТ6А-65В. Основные  доводы  в пользу этого двигателя были следующие:

  • Двигатель полностью удовлетворял повышенным требованиям к мощности при самой низкой  удельной массе и хорошей топливной экономичности,
  • Двигатель имел хороший запас по термодинамической устойчивости, что обеспечивало надежную работу в экстремальных условиях, особенно при высоких температурах воздуха,
  • Двигатель отлично компоновался в самолете в схеме  с толкающим винтом и уже был рассчитан конструкторами на такую работу, имел соответствующие упорные подшипники и использовался с толкающим винтом на известных самолетах «Avanty» (Италия), «Starship» (США),
  • Боковой забор воздуха в двигатели серии РТ6А позволял гармонично установить сепараторы в общем подкапотном пространстве, а боковой выхлоп не создавал проблемы с отводом выхлопных газов,
  • Двигатели серии РТ6 имели модульную конструкцию, что давало возможность создавать модификации самолета “Динго” с другими двигателями меньшей (для патрульного варианта) и большей (для варианта повышенной грузоподъемности) мощности,  практически без изменения конструкции моторного отсека самолета,
  • Двигатель РТ6А-65В был адаптирован для работы в условиях морской среды, имел специальную технологию обслуживания на гидросамолетах, что давало для самолета «Динго» дополнительные преимущества,
  • Канадские двигатели РТ6 хорошо известны зарубежному заказчику. Компания “PRATT&WHITNEY CANADA” имела около ста центров сервисной поддержки своих двигателей во всем мире, что значительно повышало экспортные возможности самолета “Динго”,

Силовая установка ШВП  “Динго”  состоит из турбовентиляторного агрегата, ТВА-200,  воздухозаборных и выходных  устройств (канализации ШВП), сепараторов очистки воздуха, и различных систем (топливной, контроля, управления, воздушной, противопожарной и т.д.) Экспериментальные исследования показали значительное влияние носового размещения нагнетателя ШВП на  увеличение ходкости и проходимости самолета, однако,  размещение ТВА-200 под маршевым двигателем дает значительные компоновочные и весовые преимущества. Кроме того, расположение осевого вентилятора  в лонжеронной коробке центроплана позволяет  эффективно использовать его для последующей реализации концепции УПС - подачи воздуха от нагнетателя в ресивер вдоль консолей крыла для выдува воздуха на закрылки с целью значительного повышения взлетно-посадочных характеристик.  Расположение ТВА в центре масс создает дополнительную подъемную силу от реакции струи и  уменьшает ее влияние на продольную балансировку самолета в случае внезапных отказов  подъемного двигателя. Принципиальная схема ШВП самолета “Динго”, схема ТВА-200.КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТА-АМФИБИИ “ДИНГО”.Самолет “Динго” спроектирован по двухбалочной  схеме с низкорасположенным крылом и П-образным оперением. Планер выполнен из традиционных дюралевых сплавов. Метод соединения обшивки - клепка открытого типа с чечевидными заклепками. Основными агрегатами планера являются: - центроплан, консоли, фюзеляж, хвостовые балки, горизонтальное и двухкилевое вертикальное оперение.Основным силовым элементов самолета является центроплан, к которому крепятся все крупные  элементы планера; - консоли крыла, балки оперения,   фюзеляж и не убираемые пневмобаллоны. Конструктивно центроплан состоит из крыла малого удлинения с встроенными по его бокам скегами. Фюзеляж расположен над центропланом. Фюзеляж разбит на три отсека. В передней части находиться кабина экипажа и РЛС  под носовым радиопрозрачным обтекателем. В средней части фюзеляжа располагается пассажирская кабина, которая в грузопассажирском  варианте может быть быстро переоборудована в грузовую. Другие варианты компоновки салона, - санитарный и пассажирский.  За пассажирской кабиной находиться отсек  силовой установки. Отсек  силовой установки отделен от пассажирской кабины шкафом приборного и радионавигационного оборудования. Фюзеляж имеет две дверцы: - основную по правому борту размерами 900-1200, и вспомогательную для летчика по левому борту.

Отсек силовой установки разделен горизонтальной переборкой на верхнюю и нижнюю части. В верхней части расположен маршевый турбовинтовой двигатель РТ6А-65В канадской фирмы Пратт энд Уитни оф Канада, взлетной мощностью 1100 л.с., приводящий пятилопастный воздушный винт американской фирмы Харцелл, диаметром 2,82 м.  В нижнем отсеке расположен турбовинтовой агрегат ТВА-200, мощностью 250 л.с., имеющий встроенный осевой вентилятор с вертикально расположенной осью колеса. ТВА-200  разработан Калужским опытным бюро моторостроения специально для самолета “Динго”  для создания воздушной подушки. Воздухозаборники двигателя вынесены в самую чистую зону. Кроме того воздухозаборники имеют  в воздушном входном тракте  встроенные сепараторы, защищающие двигатели от попадания в них  посторонних предметов. пыли, песка, грязи и влаги.

Центроплан ограничен по размаху пневмобаллонами.  Воздушную подушку создает агрегат ТВА-200, осевой  вентилятор которого забирает воздух через боковые окна в фюзеляже и выбрасывает его под давлением под центроплан. Зона избыточного давления ограничивается с боков эластичными пневмобаллонами. а спереди и сзади - шарнирно  закрепленными упруго-эластичными щитками, убираемыми в полете в центроплан.  Конструктивно, каждый пневмобаллон напоминает автомобильную шину и состоит из герметичной  резинотканевой камеры и прочной полиуретано- тканевой  покрышки.   На нижнюю днищевую часть покрышки нанесена специальная  система реданов, снижающая гидродинамическое сопротивление.  Нижняя, наиболее контактируемая с грунтом сторона покрышки имеет несколько дополнительных  протекторных износостойких слоев, выполненных из специальной  капроновой ткани,   пропитанной полиуретаном. Покрышки крепятся к специальным ложементам-скегам, представляющим собой часть центроплана.Центроплан  и консоли крыла имеют герметичные переборки, обеспечивающие плавание самолета в случае повреждения пневмобаллонов и любых двух смежных отсеков конструкции планера.  Центроплан и консоли надежно защищают воздушный винт от повреждений и соприкосновения с кустами  и водой. Обслуживание двигателей при этом не требует стремянок и возможно на плаву. В центроплане встроен основной топливный бак. Конструкция крыла -двухлонжеронная. Каждая консоль имеет один основной топливный бак  с централизованной системой заправки, расположенный в корневой части консоли, и один вспомогательный  топливный бак, расположенный в середине консоли. Каждая консоль имеет двухсекционные закрылки и элерон.  Внутренние закрылки имеют встроенные в привод пружинные амортизаторы, которые обеспечивают  отклонение закрылка при соприкосновении на скорости с водой или жестким препятствием. Нормальный запас топлива в основных бака – 600 кг,  максимальный запас топлива с учетом дополнительных  баков - 1000 кг. Хвостовое оперение выполнено в виде двух балок трапецивидного сечения с закрепленными на них килями и стабилизатором. Кили и стабилизатор двухлонжеронные. Вертикальные кили имеют каждый по рулю направления, один из них с триммером. Горизонтальное оперение имеет  руль высоты, расположенный между килями, который также имеет триммер.  Рули направления и руль высоты имеют осевую компенсацию и весовую балансировку.  В балках проложена  дублированная тросовая система управления рулями.

СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА “ДИНГО”

Самолет “Динго” имеет следующие основные системы: - систему управления полетом (управление аэродинамическими рулями, элеронами, закрылками, щитками ВП),  противообледенительную систему, систему обогрева и вентиляции, противопожарную систему, систему защиту двигателей от грязи и пыли, систему регулирования давления в пневмобаллонах, Система управления полетом состоит из тросовой и жесткой трубчатой механической проводки, связывающей штурвальную колонку и педали с рулем высоты, элеронами и рулями направления самолета. Привод закрылков - электромеханический.Выпуск щитков  под центропланом осуществляется с помощью пневмоприводов.  Противообледенительная система состоит из тепловоздушного обогрева носков крыла, воздухозаборников двигателей,  масляного радиатора и стартер-генератора. Приемники давления имеют электрический обогрев. Лобовое стекло обогревается изнутри горячим  воздухом, а снаружи очищается  дворниками и спиртом. Лобовые кромки оперения  покрыты специальными  фторопластовыми эмалями.Система  вентилирования и обогрева салона  и кабины состоит из проточной вентиляции салона и подачи в салон и в ноги пилоту горячего воздуха. Управление смешением воздуха осуществляет пилот. Кабина пилотов и салон имею двух и трехслойную теплошумоизоляцию.  Переборка, отделяющая салон от моторного отсека также имеет шумоизоляцию, а со  стороны моторного отсека еще и виброизоляцию.Противопожарная система состоит из бортового оборудования,  осуществляющего автоматический контроль температуры в моторных отсеках, предупреждение пилота и автоматическую подачу гасящего газа в отсеки в  две очереди. Кроме этого в  салоне,  около пилота установлен ручной огнетушитель. Система защиты самолета и оборудования от пыли, грязи и влаги включает в себя пассивные и активные компоновочно-конструктивные мероприятия. К пассивным относятся все компоновочные решения, в результате которых надежно защищены, или удалены от источников  повышенного эрозийного износа и повреждения все  жизненно важные агрегаты самолета, как то винто-моторный комплекс, все двигатели, наиболее важное оборудование. К активным мерам относятся специальные решения конструктивного характера, в том числе  сепараторы воздухозаборников маршевого двигателя и ТВА-200,  система продувки датчиков после взлета, наддув кабины избыточным давлением воздуха при движении по земле,  спиртовой обмыв лобовых стекол,   пылезащитные  шторки, чехлы и т.д.  РАДИОСВЯЗНОЕ И НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЯ  САМОЛЕТА.      Радиосвязное и пилотажно-навигационное оборудование самолета на базовом, грузо-пассажирском варианте  обеспечивает пилотирование самолета  по приборам в соответствие с требованиями АП-23 и НЛГС-3 по ПВП и ППП днем и ночью по трассам, протяженностью не более 400 км при минимуме погоды 80 на 1000 метров.  Базовый комплекс приборов включает в себя: - радиосвязное оборудование : -УКВ радиостанцию “Бриз”, КВ радиостанцию “Кристалл -Б”, аварийную радиостанцию “Комар-2М”, аварийный радиобуй АРБ-ПК109, барометрический указатель высоты ВБМ-1, указатель скорости УС-450, вариометр ДА-30, авиагоризонт основной  АГБ-96Р и резервный АГБ-98Р, магнитный компас КИ-136, авиационные часы 756,  курсовую систему “Гребень-1”, автомат углов атаки и перегрузки АУАСП-14, автоматический радиокомпас АРК-22, маркерный радиоприемник А-611, радиовысотомер малых высот А-037, метеорадиолокатор А-813 “Контур”. Предусматривается установка прибора -индикатора спутниковой навигации GPS.ВАРИАНТЫ САЛОНА И УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА. Базовый вариант салона – грузопассажирский. В этом варианте по бокам салона установлены сиденья по типу сидений Ан-2, которые откидываются вверх к борту для освобождения салона для груза. Кроме этого предусмотрена пассажирская версия салона с обычными креслами и  санитарная на двух лежачих больных и двух человек сопровождения. Самолет-амфибия с шасси на воздушной подушке “Динго” может эксплуатироваться без ограничений по полезной нагрузке, дальности и производительности в следующих условиях: по предельным температурам  от - 50С до+45С, по барометрической высоте аэродрома  до 2000 м., по размерам аэродрома: взлет  с грунта 450 м, взлет с воды- 600 м.По типу подстилающей поверхности: - допускается взлет и посадка с грунта любой влажности, песка,  дерна, гальки, заболоченных участков,  воды, снега и любого сочетания перечисленных видов поверхностей. Допускается посадка и взлет на водоемы с не промеренными глубинами, с отмелями, небольшими порогами. основные ограничения по базированию: высота систематических препятствий - не более 350 мм., в т.ч. волнения,высота отдельного уступа                     - не более 500 мм.,уровень преодолеваемого уклона                     - до 9 град.,размеры преодолеваемой канавы            - до         1,2 м.

ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА-АМФИБИИ “ДИНГО”

Геометрические

Размерность

Величина

Размах крыла

метр

14,25

Длина самолета

-

12,95

Высота самолета

-

3,94

Площадь крыла

кв. метр

25

Длина кабины

метр

4,10

Ширина кабины

-

1,30

Высота кабины

-

1,38

Объем кабины

куб. метр

6,54 .

Число мест : экипаж / пассажиры

человек

1/8

Весовые:

 

 

Взлетная масса

кг

3700 кг

Масса пустого

кг

2240 кг

Максимальная платная нагрузка

-

750 кг

Служебная нагрузка (пилот и снаряжение)

-

100 кг

Масса топлива с максим. полезной нагрузкой

-

600 кг

Масса топлива максимальная

 

1000 кг

Нагрузки :

 

 

Нагрузка на крыло

даН/кв.метр

148

Нагрузка на мощность

даН/л.с.

3,36

Нагрузка на купол ВП

даН/кв.метр

336 кг/ кв.м.

Нагрузка на  опорную поверхность, не более

МПа

0,0035

Летные :

 

 

Максимальная скорость

км/час

350

Крейсерская скорость

-

275

Посадочная скорость

-

115

Взлетная скорость

-

130

Практический потолок

метры

3500 м

Технический потолок (с высотным оборуд.)

-

7500 м

Высота базирования, предельная

-

2500 м

Длина разбега грунт/вода

-

275/315 м

Дальность полета с П.Н.=750, Н=2,0 км

километры

850 км

Дальность полета макс.(Gт=1000кг, Н=3,5 км)

-

1850 км

Время патрулирования макс.

часы

7,5 час.



www.zaosi.com

Бе-32

Пассажирский самолёт Бе-32 разработан в 1968 году и является дальнейшим развитием самолёта Бе-30. Отличия состоят, в основном, в компоновке салона. Количество мест для пассажирв увеличено до 17. В таком виде самолёт принял участие в заключительном этапе государственных испытаний.

Так как одновременно с Бе-30/32 в ОКБ О.К.Антонова создавался самолёт Ан-28 аналогичного назначения, руководство Аэрофлота приняло решение провести сравнительные испытания обоих самолётов. По своим лётным качествам Бе-32 превосходил Ан-28, но последний имел более вместительную грузовую кабину. В итоге обе машины были приняты на эксплуатацию.

Но это решение оказалось роковым для Бе-32. Для производства самолёта не нашлось завода. Одновременно в Чехословакии началось серийное производство самолёта аналогичного назначения L-410. Всего было выпущено 8 серийных самолётов Бе-30, переоборудованых затем в Бе-32. 3 из них проходили эксплуатационные испытания в Быковском авиаотряде. В 1976 году лётчик-испытатель Е.Лахмастов установил на Бе-32 два мировых рекорда скороподъёмности.

Бе-32 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего высокоплана. Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок, имеет сечение близкое к прямоугольному. Крыло прямое, трапецевидное в плане, кессонной конструкции с использованием крупногабаритных панелей, изготовленных методом химического фрезерования. Половина площади обшивки крыла изготовлена из сотовых панелей. Законцовки крыла и элементы хвостового оперения выполнены из углепластика. Вертикальное оперение стреловидное, имеет небольшой форкиль. Шасси убирающееся, трёхопорное, с носовой поворотной стойкой. Предусмотрена установка лыжного и поплавкового шасси. Силовая установка состоит из 2 турбовинтовых двигателей ТВД-10.

Бе-32 мог использоваться и в грузовом варианте (пассажирские кресла демонтировались в течение 5-7 минут). В десантном варианте он мог перевозить 17 солдат или 15 парашютистов с полным вооружением. В санитарном варианте самолёт мог перевозить до 9 раненых на носилках и 6 сидячих в сопровождении медработника. Высокая тяговооружённость позволяла Бе-32 (без пассажиров) выполнять некоторые фигуры высшего пилотажа.

В 1993 году ТАНТК им. Г.М.Бериева вновь вернулся к идее производства Бе-32. К этому времени двигатель ТВД-10 морально устарел и его было решено заменить на двигатель ТВД-20 Омского моторостроительного завода либо ТВД-1500 Рыбинского завода. Так как оба двигателя ещё не готовы, на испытания вышел вариант самолёта Бе-32К с двигателями РT6А-65В производства совместного предприятия "Прэтт-Уитни-Климов" и четырёхлопастными винтами "Хартцелл". Первый полёт Бе-32К состоялся 15 августа 1995 года. Серийное производство предполагалось на Иркутском авиазаводе, позже - по лицензии в Румынии, но до сих пор не начато.

Модификации самолёта:

  • Бе-32 - базовый. Отличается двигателями ТВ-10В (ТВ-20).
  • Бе-32К - с двигателями РT6А-65В. Отличается новой противооблединительной системой, РЛС "Контур-10", составом оборудования. Первый полёт 15 августа 1995 года.
  • Бе-132МК - с удлинённым фюзеляжем (проект). Отличается двигателями ВК-1500П. Количество пассажиров увеличено до 26.
  • Бе-32П - патрульный (проект). Разрабатывается с 1994 года.
  • Бе-32ПВ - патрульный с вооружением (проект). Отличается двигателями PТ6A-65B, наличием тепловизора, фотокамеры, спецаппаратуры связи. Разрабатывается с 1994 года.

Лётно-технические характеристики

Бе-32 Бе-32К
Двигатели ТВД-10В РT6А-65В
Взлётная мощность, л.с. 2х1100 2х1100
Габариты, м:

размах крыла длина высота

17,0 15,72 5,46 17,0 15,72 5,46
Площадь крыла, м2 32,0 32,0
Масса, кг:

пустого взлётная максимальная

- 6270 4760 7300
Запас топлива, кг 1650 1700
Масса коммерческой нагрузки, кг 1900 1900
Практический потолок, м 6000 6000
Скорость, км/ч:

максимальная крейсерская

480 363 480 363
Дальность полёта, км

с 7 пассажирами с 17 пассажирами

1300 650 1850 885
Длина разбега, м

пробега, м

430 180 430 180
Экипаж, чел. 2 2

Литература

  1. Беляев В.В., Ильин В.Е. Российская современная авиация. - М.: АСТ, "Астрель", 2001. - С. 229-233.
  2. Васильев Н. "Гражданский истребитель": О самолёте Бе-32. // Крылья Родины. - 1997. - №11. - С. 1-3.
  3. Ильин В.Е. Военно-транспортная авиация России. - М.: АСТ, "Астрель", 2001. - С. 135-140.
  4. Шунков В.Н. Самолёты спецназначения. - Мн.: "Харвест", 1999. - С. 315-318.
  5. Якубович Н.В. Все самолёты Г.М.Бериева. - М.: "Астрель", АСТ, 2002. - С. 92-96.

aviaros.narod.ru


Смотрите также