Техническое описание (стр. 2 )

Примечание: Вынос основных колес измеряется от носка САХ до оси колес на самолете установленном в положение, соответствующее горизонтальному полету на крейсерской скорости.

3.2 Данные о прочности воздушного судна.
Эскизы основных силовых элементов воздушного судна

Фюзеляж, крыло, и все аэродинамические рулевые поверхности изготовлены из стеклоткани, пенопласта и эпоксидной смолы. Оболочки всех частей аппарата выполнены в виде трехслойных панелей. Эти панели изготовлены в матрицах с использованием отверждения связующего в вакууме при комнатной температуре. Процесс изготовления всех композиционных элементов включал их термообработку при температуре 70 Сº в течение 10 часов. Металл использован при изготовлении стыковочных и крепежных деталей, элементов системы управления и др.

3.2.1 Крыло.

Крыло выполнено из 2-х частей. На верхней части крыла размещены воздушные тормоза (интерцепторы) выдвижной конструкции. Крыло снабжено выдвижными закрылками.

Крыло однолонжеронное. Полки лонжерона изготовлены из однонаправленной ткани Т25, стенка из ткани Э3-200 и пенопласта.

В корневой части консолей лонжероны «раздваиваются», образуя «вилки» за пределами корневой части крыла. Правый и левый лонжероны стыкуются между собой с помощью стальных «пальцев» внутри фюзеляжа.

Внешний слой каждой панели обшивки состоит из слоев стеклоткани Э3-200, уложенной под углом 45° к размаху к размаху крыла. Внутренний слой панелей изготовлен из одного слоя стеклоткани, уложенной также под углом 45º к размаху крыла. В качестве среднего слоя в трехслойных панелях обшивки крыла использованы листы пенопласта ПС4-40 толщиной 6 мм.

В корневой части панели обшивки усилены дополнительными слоями ткани.

С фюзеляжем крыло соединяется с помощью пальцев, укрепленных на фюзеляже поперечными трубами.

На рис.2 изображен разрез фюзеляжа и крыла по плоскости хорд корневых нервюр. На рис.3 приведены сечения, поясняющие соединение крыла с фюзеляжем.

Рис. 2

Рис. 3

3.2.2 Стабилизатор

Стабилизатор состоит из двух трехслойных панелей. Внешний слой каждой панели обшивки состоит из двух слоев стеклоткани Э3-200, уложенной под углом 45º к размаху. Внутренний слой панелей изготовлен из одного слоя стеклоткани, уложенной также под углом 45º к размаху. В качестве среднего слоя в трехслойных панелях использованы листы пенопласта ПС4-40 толщиной 6 мм.

Верхняя панель выклеивается совместно со стенкой. Вдоль стенки на обеих панелях заложены стеклотканевые усилительные полосы («полки» «лонжерона»), воспринимающие изгибающий момент. В центральной части стабилизатора расположены усиленные нервюры и бобышки, выполненные из фанеры, стеклоткани и эпоксидной смолы. В бобинах располагаются болты, крепящие горизонтальное оперение к верхней части киля.

На рис. 4 даны виды и сечения, поясняющие конструкцию горизонтального оперения.

Рис. 4

3.2.3 Киль

Киль состоит из двух трехслойных панелей и стенки. Внешний слой каждой панели обшивки состоит из двух слоев стеклоткани Э3-200, уложенной под углом 45º к размаху киля. Внутренний слой панелей изготовлен из одного слоя стеклоткани, уложенной также под углом 45º. В качестве среднего слоя в трехслойных панелях использованы листы пенопласта ПС4-40 толщиной 6 мм.

Вдоль стенки на обеих панелях заложены стеклотканевые усилительные полосы, воспринимающие изгибающий момент. В носовой части приклеены стеклопластиковые стрингеры, обеспечивающие жесткость обшивки в переходной зоне между килем и фюзеляжем (см. рис. 5).

Рис. 5

3.2.4 Руль высоты, руль направления, элероны

Конструкция всех рулевых поверхностей одинакова. Руль состоит из двух трехслойных панелей и нервюр по краям. Внешний слой каждой панели обшивки состоит из одного слоя стеклоткани Э3-200, уложенной под углом 45º к размаху руля. Внутренний слой панелей также изготовлен из одного слоя стеклоткани, уложенной также под углом 45º. В качестве среднего слоя в трехслойных панелях использованы листы пенопласта ПС4-40 толщиной 4 мм.

Элероны и руль высоты двухсекционные. Каждая секция присоединена к конструкции тремя шарнирами, средней шарнир «плавающий». Такая конструкция не вызывает больших дополнительных усилий в шарнирах рулей при значительном изгибе конструкции.

Элероны и руль высоты имеют весовую балансировку.

На рис.6 даны виды и сечения, поясняющие конструкцию элерона.

Рис. 6

Закрылок

Закрылок выдвижной. Полностью располагается под задней поверхностью крыла и вписан в профиль крыла.

Закрылок разделен на секции. Перемещение закрылка осуществляется по дугообразным направляющим.

На рис. 7 даны виды и сечения, поясняющие конструкцию закрылка и механизмы перемещения. Закрылки управляются с помощью электромеханизма УР-10.

Т10, 1 слой пенопласт 4 мм Т10, 1 слой

Рис. 7

3.3 Система управления. Общие данные

Система управления полетом состоит из обычного управления по трем осям и управления интерцепторами. Руль высоты, элероны и интерцепторы управляются с помощью металлических труб. Для управления рулем направления используются металлические троса. Все соединения выполнены с использованием сферических шарниров ШС-6. Для уменьшения люфтов проводка управления выполнена длинными тягами. От потери устойчивости тяги предохраняются люнетами с фторопластовыми втулками для уменьшения трения.

Особенностью системы управления является автоматическое соединение частей проводки при сборке летательного аппарата.

Ход ручки (штурвала) по тангажу, мм.	на себя от нейтрали	145
от себя от нейтрали	95
Ход ручки (штурвала) по крену от нейтрали, мм.	110
Ход педали от нейтрали, мм.	60

3.3.1 Схема управления рулем высоты.

Проводка управления рулем высоты выполнена жесткими тягами из Д16Т.

Основная тяга вдоль фюзеляжа от потери устойчивости предохраняется несколькими люнетами с направляющими из фторопласта.

Схема управления изображена на рис. 8.

Рис. 8

3.3.2 Схема управления рулем направления

Рис. 9

3.3.3 Схема управления элеронами

Рис. 10

3.3.4 Схема управления воздушным тормозом

Воздушные тормоза (интерцепторы) – это панели, выдвигаемые из крыла вверх перпендикулярно набегающему потоку. В выдвинутом положении (полностью или частично) они вызывают местный срыв потока, увеличивая лобовое сопротивление и уменьшая подъемную силу. Конструкция воздушных тормозов и управление ими иллюстрируется рис. 11. В проводке управления предусмотрен кинематический замок, исключающий самопроизвольное открытие тормозов. Шарнирные моменты незначительны, так как перемещение тормозных панелей совершается перпендикулярно вектору действующей на них силы.

Рис. 11

3.3.5 Схема управления закрылками.

Рис. 12

3.3.6 Схема выпуска/уборки двигателя.

Рис. 13

3.3.7 Схема управления створками двигательного отсека.

Управление створками осуществляется вручную. Одновременно с открытием створок освобождается замок двигателя, фиксирующий его в фюзеляже во время полета.

Рис. 14

3.3.8 Управление двигателем

Управление двигателем состоит из

− управление зажиганием

− управление электростартером

− управление подачей топлива

− управление карбюратором

− управление обогатителями (воздушными заслонками)

− управление ручной подачей топлива в карбюратор

На приборной панели установлен общий выключатель зажигания.

Кнопка управления стартером также расположена на приборной доске.

На задней панели в нижней части расположена рукоятка управления топливным краном.

В центре фюзеляжа перед приборной доской установлен рычаг управления дроссельными заслонками карбюраторов, доступный как с левого, так и с правого сидений. Слева от него расположен топливный заливной шприц для подачи топлива в карбюратор перед пуском.

Рычаг управления обогатителями расположен в задней части панели, размещенной между пилотами.

3.3.9 Управление тормозами колес

Основные колеса снабжены колодочным тормозами. Тормоз приводится в действие поворотом эксцентрика, установленном на рычаге, который перемещается (приводимом в действие) с помощью троса в боуденовской оплетке.

Два троса левого и правого колес через боуденовские оплетки выведены к посту ручного управления и присоединены к равноплечей качалке, выравнивающей усилия торможения. Натяжение тросов торможения осуществляется в конце хода ручки управления от себя и до упора

3.4 Силовая установка

3.4.1 Двигатель

Тип двигателя	двухтактный
Марка двигателя	HIRTH F-30A25A,
Идентификационный номер двигателя	883047
Охлаждение (воздушное/жидкостное)	воздушное
Мощность максимальная, kW(л. с.)/об. мин	77/100/6500
Режимы работы двигателя, (мощность/об. мин):	максимальный	77/100/6500
1-ый крейсерский	70/95/5500
2-ой крейсерский	60/80/5000
3-ий крейсерский	45/60/5400
Температура головок цилиндров (жидкости),0С:	минимально допустимая	100
максимально / допустимое время	280/2
рекомендуемый диапазон	220-260
Давление топлива, кг/см2:	минимальное	0.3
нормальное	0.5
максимальное	1.0

3.4.2 Воздушный винт

Тип воздушного винта (ВИШ, ВФШ и т. д.)	ВФШ
Марка воздушного винта	-
Идентификационный номер воздушного винта	-
Диаметр / шаг воздушного винта	1.5м / 0.9м
Тип привода изменения шага	-
Тяга статическая на взлетном режиме, кгс	200
Передаточное отношение от вала двигателя к воздушному винту	2.64

3.4.3 Топливная система

Объем топливных баков, литр.	40
Марки применяемого топлива	Аи95

Принципиальная схема топливной системы:

Рис. 15

3.4.4 Система охлаждения двигателя

Двигатель охлаждается воздухом. На летательном аппарате двигатель находится в нестесненном воздушном потоке. Для улучшения охлаждения головок цилиндров предусмотрены дефлекторы.

3.5 Оборудование

3.5.1 Пилотажно-навигационное

− Указатель скорости УС400

− Высотомер ВД-10

− Вариометр ВР 10

− Компас ГК-16 сер.2

3.5.2 Радиосвязное

− Радиостанция Icom IC-A110

3.5.3 Электрооборудование

− Электромеханизм УР-10

− Аккумулятор 12b 50 Ачас

− Аккумулятор 24b 14 Ачас

− Электромеханизм МБР-2Б

−  

−  

Принципиальная электрическая схема АС7-М приведена в приложении

3.5.4 Приборы контроля работы двигателя

− Тахометр

− Указатели температуры головок цилиндров

− Указатель уровня топлива

3.5.5 Принципиальная схема питания анероидных приборов.

Рис. 16

3.6 Массовые и центровочные характеристики ВС.

Взлетная масса, кгс	720
Масса пустого, кгс	520
Масло, кгс	-
Снаряжение, кгс	15
Невырабатываемый остаток топлива, кгс	0.5
Масса снаряженного самолета, кгс	535
Топливо, кгс	30
Экипаж, кгс	160
Полезная нагрузка, кгс	0
Центровка снаряженного самолета, % САХ	75
Предельно передняя центровка, % САХ	20
Предельно задняя центровка, % САХ	40

ПРИМЕЧАНИЕ: Масса снаряженного самолета включает: