Ограничение условий эксплуатации

 

Метеорологический минимум для взлета и посадки:
высота нижней границы облаков, м ……………	150
видимость, м …………………………………….	2000
Максимальная допустимая высота полета, м………………	4100
Высота аэродрома над уровнем моря………………………..	1500
Температура наружного воздуха на аэродроме, º С …………	-30 + 35
Максимально допустимые значения встречной составляющей скорости ветра при взлете и посадке……….	15
Максимально допустимые значения боковой составляющей скорости ветра при взлете и посадке…………………………	7
Максимально допустимые значения попутной составляющей скорости ветра при взлете и посадке…….…	3

 

 

 005 - РЕСУРСЫ И СРОКИ СЛУЖБЫ

СОДЕРЖАНИЕ

 

00. ОБЩАЯ ЧАСТЬ.........................................................................................................................5

10. РЕСУРСЫ И СРОКИ СЛУЖБЫ..............................................................................................5

20. СОХРАНЕНИЕ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ САМОЛЕТА...........................................................6

 

ОБЩАЯ ЧАСТЬ

1.1. В разделе приведены сведения о ресурсах и сроках службы самолета, его агрегатов, сборочных узлов и комплектующих изделий.

1.2. При эксплуатации самолета и его комплектующих изделий (готовых изделий) в части ресурсов и сроков службы необходимо руководствоваться сведениями, изложенными в настоящем разделе.

РЕСУРСЫ И СРОКИ СЛУЖБЫ

2.1. Ресурс и срок службы до списания самолета, двигателя и воздушного винта будет определяться по мере накопления опыта эксплуатации, но не более сроков указанных в таблице.

 

№ п/п	Наименование	Срок службы      часов/лет
1.	Двигатель Lycoming O-360-A1AD	2000/по тех. состоянию
2.	Воздушный винт HC-C2YK-1BF/F7666A-2	2000/ по тех. состоянию
3.	Резиновые изделия и агрегаты с ограниченным сроком службы	по тех. состоянию/ 10 лет

 

СОХРАНЕНИЕ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ САМОЛЕТА

Информация по обеспечению сохранения летной годности самолета помещена:

(I) В Регламенте технического обслуживания самолета (РО), являющимся основным эксплуатационным документом, определяющим необходимые обязательные виды технического обслуживания, объекты обслуживания, объем (осмотры, проверки) и периодичность выполнения на указанных объектах работ по техническому обслуживанию.

(2) Предписанные Регламентом работы по техническому обслуживанию выполняются в соответствии с технологическими картами, содержащими информацию по методике выполнения работы и указания по устранению выявленных при осмотрах, проверках, дефектов.

 

 

 006 - РАЗМЕРЫ И ПЛОЩАДИ

СОДЕРЖАНИЕ

 

00. ОБЩАЯ ЧАСТЬ........................................................................................................................6

10. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА...........................7

1. ОБЩАЯ ЧАСТЬ.......................................................................................................................7

2. РАЗМЕРЫ И ПЛОЩАДИ (РИС.1).........................................................................................7

3. ОСНОВНЫЕ МАССОВЫЕ ДАННЫЕ...................................................................................9

20. ОБЩИИ ВИД САМОЛЕТА....................................................................................................10

 

ОБЩАЯ ЧАСТЬ

В настоящем разделе приведены:

основные геометрические размеры самолета, размеры фюзеляжа, площади поверхностей управления самолета, массы самолета и другие данные, которые могут быть использованы в процессе эксплуатации и обслуживания самолета; наименование и расположение эксплуатационных люков с указанием их эксплуатационных номеров, размеров, типов замков и навесок.

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА

Общая часть

В разделе 006, подразделе приведены основные геометрические размеры, площади и массы самолета, крыла, горизонтального и вертикального оперения, а также основные размерные характеристики шасси, воздушного винта и двигателя.

2. Размеры и площади (рис.1)

(1) Самолет. Габаритные размеры

Размах, м.	9.7
Длина, м.	7.7
Высота на стоянке, м.	3.1

 

(2) Фюзеляж.

Длина, м.	6,45
Ширина (максимальная), м.	1,28
Высота, м.	1,35
Количество мест (включая места пилотов)	4
Количество проемов для аварийного покидания и их габариты, мм х мм	2, 1.05*0,70

 

(3) Крыло

Размах крыла, м. 4,1 Площадь крыла, м2 5,86 Удлинение 0 Сужение 0 Хорда корневая, м. 1,43 Хорда концевая, м. 1,43 Средняя аэродинамическая хорда, м. 1,43 Профиль крыла NACA-23014 Угол установки крыла, ° 0 Угол поперечного V крыла, ° 3.4 Геометрическая крутка крыла, ° 0 Угол стреловидности (по линии 1/4 хорд), ° 0 Размах элерона, м. 1,34 Относительная хорда элерона 0,345 Площадь элеронов, м2 0,92 Плечо элерона, м.   Площадь крыла обслуживаемая элеронами, м2 0,92 Угол отклонения элерона: вверх, ° 30                                        вниз, ° 17 Размах закрылка, м. 2,44 Относительная хорда закрылка 0,35 Площадь закрылков, м2 1,71 Площадь механизированной части крыла, м2 1,71 Угол отклонения закрылков: на взлете, ° 10                                            На посадке, ° 25’30

 

Рис.1. Три проекции самолёта

 

Размах закрылков, м.	2,44
Относительная хорда закрылка	0,35

Площадь закрылков, м2	1,71
Угол отклонения закрылков: на взлете, °	10
на посадке, °	25’30

 

(4) Горизонтальное оперение (ГО)

Размах, м.		3,58
Площадь горизонтального оперения, м2		2,92
Удлинение		0
Сужение		0
Хорда корневая, м.		0,86
Хорда концевая, м.		0,86
Угол установки горизонтального оперения, °		0
Площадь руля высоты, м2		1,36
Угол отклонения руля высоты:	вверх, °	30
	вниз, °	25

 

(5) Вертикальное оперение (ВО)

Высота, м.		1,52
Площадь, м2		1,52
Удлинение		2,2
Сужение		1,985
Площадь руля направления, м2		1,771
Угол отклонения руля направления:	влево, °	35
	вправо, °	35

 

(6) Шасси

База, м.	1,95
Колея, м.	2,3
Вынос основных колес относительно носка САХ, м.	-0,650
Размер основных колес, мм	5.00х 5
Размер носового/хвостового колеса, мм	11 х 4,00-5
Тип амортизации	Газомасл.

Основные массовые данные

(1) Максимальная взлетная масса самолета........................1150 кг

(2) Максимальная посадочная масса.................................. 1092 кг

(3) Масса пустого самолета……………………………….......700 кг

(4) Масса снаряженного самолета, кг…………..…………….715 кг

(5) Максимальная масса груза, размещаемая в багажнике....65 кг

(6) Максимальная заправка топлива (225 л)….................... 150 кг  

 

 

ОБЩИЙ ВИД САМОЛЕТА

 007. УСТАНОВКА НА ПОДЪЕМНИКИ

Вес пустого самолета – небольшой, поэтому подъем одного основного колеса может быть выполнен без гидравлического подъемника. Для этого выворачивают швартовочные болты на левом и правом крыле, на их место вворачивают болты под подъемники. Один-два человека поднимают самолет за одно полукрыло, держа за лонжерон сразу же за законцовкой крыла, в то время как другой человек подкладывает подходящую опору под основание болта под подъемник. Аналогично поднимается другое крыло. Передняя стойка поднимается путем нажатия на хвостовую часть фюзеляжа в районе киля и установки деревянной подставки под основание вилки передней стойки шасси. При подъеме передней стойки необходимо под основные стойки установить упорные колодки.

 008. НИВЕЛИРОВКА И ВЗВЕШИВАНИЕ.

 

Взвешивание самолета для определения крайнего переднего центра тяжести:

- в кресле летчика сидит летчик с минимальной допустимой массой тела;

- на самолете отсутствует какая-либо нагрузка, топливный бак должен быть пустым;

- при установке устройств для взвешивания под главной опорой шасси, вычтите массу устройств из общей массы. Массу, воздействующую на колеса главной опоры шасси Gp, вы можете определить как сумму данных от обоих устройств для взвешивания;

- вычтите массу, воздействующую на колесо передней опоры Go из показания устройства для взвешивания, установленного под колесом передней опоры;

- общая масса самолета Gvzl. равна сумме Gp+Go;

- измерьте расстояние оси главной опоры шасси от оси колеса передней опоры Lb в миллиметрах;

- измерьте расстояние до передней кромки крыла (с отвесом) от оси главной опоры шасси La в миллиметрах;

- измерьте расстояние по вертикали до точки балансировки от оси главной опоры шасси Lt используя формулу: Lt=Go*Lb/Gvzl;

- измерьте расстояние до точки балансировки от передней кромки крыла Xt используя формулу: Xt=La-Lt;

- рассчитайте передний центр тяжести в процентах используя формулу: X%=Xt/SAT*100.

 

Взвешивание самолета для определения крайнего заднего центра тяжести:

Кресло летчика и соседнее кресло должны быть заняты, причем людьми с максимальным допустимым весом. Топливный бак должен быть заполнен и масса полезной нагрузки должна быть максимальной.

Процедура измерения и взвешивания идентична той, которая указана для определения переднего центра тяжести.

Корневая хорда крыла, м	В 0	1,43 м
Концевая хорда крыла, м	ВК	1,43 м
Смещение концевой хорды относительно корневой, м	ХК	0 м
Размах крыла, м	lкр	9,7 м
Расстояние от оси основных колёс до лобика крыла, м	К	0,609 м
База шасси	L	1,95 м

 

Всах=

М

 

 

Z_сах=

М

 

 

 

 

 

 

 

 

Х_сах=

М

                                                                               

                                                                     

                                                                                          

 

                                                            

№ п/п	Варианты загрузки ЕЭВС	Суммарные показания весов под основными опорами	Показания весов под носовой опорой	Общий вес самолёта	Центровка
		Gш (кг)	Gн (кг)	G (кг)	Хц.т.  (% Вэкв)
1	Пустой (без пилотов и топлива)	590 кг	105 кг	705 кг	19,2%
2	Заправленный с-т без пилотов	707 кг	138 кг	795 кг	18,0%
3	В кабине 1 пилот 80кг, топливо полный бак	733 кг	142 кг	875 кг	19,1%
4	В кабине 2 пилота 150кг, топливо полный бак, багаж 20кг.	825 кг	140 кг	965 кг	21,0%
5	В кабине 2 пилота 150кг, 2 пассажира 160 кг, топливо полный бак, багаж 20 кг.	969 кг	156 кг	1125 кг	21,5%
6	В кабине 2 пилота 150кг, 2 пассажира 160 кг, топливо полный бак, багаж 65 кг.	1036 кг	149 кг	1145 кг	23,1%

Заявленный расчётный диапазон центровок:……………..	от 15,0%	до 30,0%
Полученный диапазон центровок:…………………………	от 18,0%	до 23,1%
Ограничения и выводы:
Полученный экспериментальным путём диапазон центровок самолёта не выходит за диапазон заявленных расчётных центровок.

 

 

Нивелировка самолёта

                                                                                      

 

 

Разница не более + 20 мм.

 

 009. БУКСИРОВКА И РУЛЕНИЕ

Буксировка

Буксировка самолёта по грунту и ИВП не предусмотрена. Перемещение самолёта на небольшие расстояния (до 100 м) осуществляется вручную на собственном шасси.