Учебное пособие для летных училищ гражданской авиации. М., «Транспорт», 1978 с иллюстрациями и таблицами
| Вид материала | Учебное пособие |
- 1. Общие сведения, 234.15kb.
- Приказ от 31 июля 2009 г. N 128 об утверждении федеральных авиационных правил подготовка, 1672.68kb.
- Всоответствии с пунктом 9 Положения о Федеральной службе по надзору в сфере транспорта,, 4017.06kb.
- Контроль за выполнением требований рпасоп га-91 возложить на начальника Главной инспекции, 2922.72kb.
- Контроль за выполнением требований рпасоп га-91 возложить на начальника Главной инспекции, 3437.16kb.
- В. И. Вернадского скоробогатова Т. Н. Учебное пособие, 1068.95kb.
- В. И. Вернадского скоробогатова Т. Н. Учебное пособие, 1071.6kb.
- Даже в благополучные советские времена военно-морские учебные заведения то создавались,, 363.44kb.
- Министерство транспорта, 4126.23kb.
- Мероприятий по обеспечению защиты гражданской авиации, 306.28kb.
2. Материалы, применяемые для изготовления самолета
В качестве основного материала, примененного при изготовлении самолета, использованы алюминиевые сплавы: дюралюминий марок Д16АТ и Д16АМ; силумина АЛ9, АЛ19; сплавы АК6, АМГ, АМЦ.
Дюралюминий - сплав на основе алюминия, в который вводятся медь и магний для повышения прочности и твердости, марганец для повышения коррозионной стойкости; железо и кремний являются неизбежными примесями.
Для защиты от коррозии дюралюминий покрывается пленкой анодного покрытия (анодирование) или тонким слоем чистого алюминия (плакирование). Высоколегированный дюралюминий Д16Т на самолете Як-18Т применяется для силовых элементов конструкции - деталей каркаса, лонжеронов, шпангоутов, нервюр, обшивки и т. д.
Для заклепок используется низколегированный дюралюминий Д18 и алюминиевый сплав В65. Для изготовления деталей внутреннего набора применены силумины (сплавы алюминия с кремнием). Литые детали из силуминов АЛ9 и АЛ19 обладают хорошими механическими свойствами.
Качалки, кронштейны, внутренние узлы конструкции планера изготовлены из сплава АК6 (авиаль повышенной прочности), отличающегося исключительно высокой пластичностью в горячем состоянии и хорошо поддающегося ковке и штамповке. Цифры в маркировках алюминиевых сплавов обозначают номер сплава, а буквенные обозначения АЛ - алюминий литейный, АК - алюминий для ковки.
Для изготовления топливных и масляных баков, трубопроводов воздушной, топливной и масляной систем используются деформируемые алюминиевые сплавы АМцМ (отожженный), АМцП (полунагартованный), АМгМ. Эти сплавы хорошо свариваются, допускают глубокую штамповку в холодном состоянии, обладают высокой вибрационной прочностью.
Выбор сплавов для заклепок определяется требованиями к прочности конструкции. Для малонагруженных деталей применяются сплавы Д18П, Д19П, для более ответственных конструкций используются заклепки высокой прочности из сплава В65. Заклепки из сплавов Д18П, Д18А и В65 подвергаются предварительной термической обработке.
Кроме алюминиевых сплавов, в конструкции самолета Як-18Т применяется магниевый сплав МА5. Его использование обусловлено малым удельным весом, хорошей обрабатываемостью и достаточно высокими механическими свойствами (σВ = 23 - 25 кг/см2). Он применяется для изготовления барабанов колес, внутренних панелей кабины и т. д.
Наиболее нагруженные детали и узлы самолета Як-18Т изготовлены из стали марки 30ХГСА. Это хромомарганцовистокремнистая сталь (хромансиль) с содержанием углерода 0,28 - 0,35%. Она обладает повышенными механическими свойствами, хорошо сваривается дуговой и удовлетворительно всеми остальными видами сварки. Ленты расчалки крыла и оперения, валики и муфты к ним изготавливаются из среднеуглеродистой стали марки 45А. Болты, гайки, винты, втулки, трубопроводы и другие детали изготавливаются из малоуглеродистой стали марки 20А, 25. Для защиты от коррозии стальные детали покрываются слоем кадмия (кадмирование).
Для обшивки крыльев и хвостового оперения на самолете Як-18Т применяется хлопчатобумажная авиационная ткань АМ - 100 из мерсеризованной пряжи № 100/2, имеющая прочность на разрыв по основе 328 кг.
Остекление кабины самолета изготовлено из органического стекла СО-120-Л5 и СО-120-Л4.
3. Основные технические данные самолета
| Общие данные | ||
| Экипаж | 2 или 4 человека | |
| Двигатель | М14П | |
| Приведенная мощность у земли | 360 л. с. | |
| Воздушный винт | В530ТА-Д35, двухлопастной, воздушный, автоматический, тянущий | |
| Запуск двигателя | воздушный | |
| Нагрузка на 1 м2 крыла (при взлетной массе 1650 кг) | 86,7 кг/м2 | |
| Нагрузка на 1 л.с. на взлетном режиме | 4,6 кг/л.с. | |
| Стояночный угол самолета | 2° | |
| Угол установки двигателя | 0° | |
| Основные геометрические характеристики | ||
| Площадь крыла | 18,8 м2 | |
| Размах крыла | 11160 мм | |
| Профиль крыла | Clark YH | |
| Длина САХ | 1740 мм | |
| Удлинение крыла | 6,6 | |
| Поперечное V крыла по линии 1/4 хорд | 7°20’ | |
| Угол установки крыла | 2° | |
| Площадь элеронов | 1,92 м2 | |
| Площадь посадочного щитка | 1,6 м2 | |
| Размах горизонтального оперения | 3540 мм | |
| Площадь горизонтального оперения | 3,185 м2 | |
| - руля высоты с триммером | 1,235 м2 | |
| - вертикального оперения | 1,7 м2 | |
| - руля направления | 0,982 м2 | |
| Размеры кабины: | | |
| Наибольшая - ширина | 1280 мм | |
| - высота | 1250 мм | |
| Длина самолета | 8390 мм | |
| Высота на стоянке | 3400 мм | |
| Ширина колеи шасси | 3120 мм | |
| База шасси на стоянке | 1955 мм | |
| Размер пневматиков тормозных колес главных стоек шасси | 500×150 мм | |
| Размер пневматика передней стойки шасси | 400×150 мм | |
| Емкость систем самолета, применяемые топлива, масла, смазки | ||
| Максимальная заправочная емкость масляного бака | 30 л | |
| Емкость двух топливных баков (без расходного бачка) | 190 л | |
| Емкость воздушных баллонов: | | |
| - основного | 12 | |
| - аварийного | 3 | |
| Топливо двигателя | бензин Б91/115 ГОСТ 1012 - 72 | |
| Масло для двигателя | МК - 22; МС - 20С (ГОСТ 1013 - 49) | |
| Жидкость для заливки в амортизационные стойки | АМГ - 10 ГОСТ 6799 - 63 | |
| Газ для зарядки амортизационных стоек | Азот ГОСТ 9293 - 59 | |
| Эксплуатационные данные | ||
| Давление в пневматиках колес: | | |
| - главных стоек шасси | 3+0,5 кгс/см2 | |
| - передней стойки шасси | 3+0,5 кгс/см2 | |
| Начальное давление азота в амортизационных стойках: | нижняя полость | верхняя полость |
| главных стоек шасси | 65±1 кгс/см2 | 24±1 кгс/см2 |
| передней стойки шасси | 55±1 кгс/см2 | 23±1 кгс/см2 |
| Количество масла АМГ-10 для заливки и верхнюю полость амортизационной стойки: | | |
| - передней стойки шасси | 355 см3 | |
| - главных стоек шасси | 255 см3 | |
| Стояночное обжатие амортизаторов | | |
| - главных стоек шасси | 60 мм | |
| - передней стойки шасси | 0 | |
| Стояночное обжатие пневматиков | | |
| - главных стоек шасси | 35 мм | |
| - передней стойки шасси | 20 мм | |
| Рабочее давление в основной и аварийной воздушной системах | 50 кг/см2 | |
| Напряжение бортовой сети постоянного тока | 28 В | |
| Напряжение бортовой сети переменного одно фазного тока частотой 400 Гц. | 115 В | |
| Напряжение бортовой сети переменного трех фазного тока частотой 400 Гц | 36 В | |
| Основные летные данные (в стандартных условиях) | ||
| Максимальная приборная скорость горизонтального полета | 295 км/ч | |
| Максимальная рабочая высота | 4000 м | |
| Время набора максимальной рабочей высоты | не более 35 мин | |
Регулировочные данные приведены в Таблице 1.
Взлетно-посадочные характеристики самолета приведены в Таблице 2.
Дальность полета на высоте H = 950 м (G - 1650 кг, GТ - 100 кг, экипаж - 4 чел.), при полете на режиме минимальных часовых расходов топлива и остатке топлива в баках на 1 ч полета составляет 530 - 555 км, а время полета на этом же режиме - 3 ч. 12 мин.
Таблица 1. Регулировочные данные.
| № п/п | Показатель | Направление отклонения | Величина отклонения | Примечания |
| 1 | Элерон | Вверх | 22º - 1º | |
| Вниз | 15º - 1º | | ||
| 2 | Руль высоты | Вверх | 25º - 1º30΄ | |
| Вниз | 25º - 1º30΄ | | ||
| 3 | Руль направления | Вправо | 27º - 1º | |
| Влево | 27º - 1º | | ||
| 4 | Посадочный щиток | Вниз | 50º - 1º30΄ | |
| 5 | Триммеры руля высоты | Вверх | 20º - 3º45΄ | |
| Вниз | 20º - 1º15΄ | | ||
| 6 | Штурвал | На себя | 130 мм | От нейтрального положения |
| От себя | 130 мм | |||
| Влево | 45º ± 1º | |||
| Вправо | 45º ± 1º | |||
| 7 | Педали | Вперед | 95 мм | |
| Назад | 100 мм | |||
| 8 | Поворот переднего колеса | Влево | 52º + 2º | |
| Вправо | 52º + 3º |
Таблица 2. Взлетно-посадочные характеристики
| Показатель | Взлетная масса, кг | Характеристики в зависимости от условий прочности грунта | |
| 8 - 9 кг/см2 | 4 - 5 кг/см2 | ||
| Скорость отрыва, км | 1650 | 136 | 125 |
| 1500 | 129 | 119 | |
| Длина разбега, м | 1650 | 405 | 500 |
| 1500 | 430 | 455 | |
| Взлетная дистанция до высоты 10 м | 1650 | 840 | 920 |
| 1500 | 725 | 830 | |
| Длина прерванного взлета, м | 1650 | 715 | 700 |
| 1500 | - | - | |
| Скорость касания (с выпущенным щитком), км/ч | 1650 | 125 - 130 | 125 |
| 1500 | 124 | 124 | |
| Длина пробега, м | 1650 | 450 | 350 |
| 1500 | 342 | 350 | |
| Длина посадочной дистанции с высоты 15м, м | 1650 | 750 | 650 |
| 1500 | 640 | 610 | |
| Примечания: 1. Допускается эксплуатация самолетов с грунтовых ВПП при взлетной массе 1650 кг с прочностью грунта δ≥4 кг/см2. 2. Из-за отсутствия на самолете кислородного оборудования полеты на высотах более 4000 м запрещаются. |
| Летные ограничения | |
| Максимально допустимая приборная скорость при пикировании | 400 км/ч |
| Максимально допустимая приборная скорость при болтанке | 360 км/ч |
| Ограничения по скоростным напорам | q=435 кг/м2 qmax= 625 кг/м2 |
| Максимально допустимая приборная скорость для выпуска шасси и щитка | 200 км/ч |
| Приборные скорости сваливания при торможении, при работе двигателя на режиме малого газа: | |
| - с убранным щитком | 120 - 123 км/ч |
| - с выпущенными щитком и шасси | 112 - 114 км/ч |
| - на первом номинальном режиме с убранным щитком | 102 – 105 км/ч |
| - на взлетном режиме с выпущенными щитком и шасси | 97 км/ч |
| Максимально допустимые эксплуатационные перегрузки: | |
| - при взлетной массе 1500 кг | |
| - положительная | +6,48 g |
| - отрицательная | - 3,24 g |
| - при взлетной массе 1650 кг; | |
| - положительная | +5,0 g |
| - отрицательная | - 2,5 g |
| Максимально допустимая скорость боковой составляющей ветра под углом 900 к ВПП, м/с. | |
| - при взлете | 12 м/с |
| - при посадке | 10 м/с |
| Массовые и центровочные данные | ||
| | Варианты | |
| Учебно-тренировочный | Первоначального обучения | |
| Взлетная масса, кг | 1650 | 1500 |
| Полная нагрузка, кг | 438 | 304 |
| В том числе: | | |
| - топливо, кг | 100 | 100 |
| - снаряжение и экипаж, кг | 338 | 204 |
| Емкость маслобака, кг | 18 | 18 |
| Масса пустого самолета, кг | 1200 | 1200 |
| Положение центра тяжести, % САХ | ||
| - при взлете (шасси убрано, полная заправка) | 26,0 | 19,5 |
| - на посадке (шасси выпущено, 23 кг топлива и 7 кг масла) | 24,0 | 17,0 |
| Допустимый диапазон центровок, % | 13÷28 | 13÷20 |
| Допуск на массу пустого самолета | | + 1 % |
| Допуск на центровку пустого самолета | | ± 1 % |
Выпуск шасси смешает центр тяжести самолета вперед на 0,6 - 0,8% САХ,
Расход 8 кг. масла смещает ц.м. самолета назад на 0,5% САХ.
В варианте первоначального обучения вес экипажа указан с парашютами С-3 (195 кг).
В учебно-тренировочном варианте парашюты не применяются.