Loe raamatut: «Самолёт DA 40 NG «Tundra». Особенности конструкции и лётной эксплуатации»

© Владимир Митрофанович Корнеев, 2019

ISBN 978-5-4483-2613-4

Создано в интеллектуальной издательской системе Ridero

Общая характеристика и основные данные самолета

Изготовителем самолета DA 40 NG «Tundra» является австрийская компания Diamond Aircraft Industries.

Самолет конструктивно выполнен в виде четырехместного однодвигательного моноплана с низкорасположенным свободнонесущим крылом и Т-образным хвостовым оперением. Самолет изготовлен из композиционных материалов на основе пластмассы, армированной волокном, что позволило обеспечить одновременно прочность и малый вес конструкции.

Фюзеляж самолета представляет собой полумонокок и состоит из обшивки, шпангоутов и элементов жесткости, выполненных из армированной стекловолокном пластмассы. Фюзеляж склеивается из левой и правой половин обшивки. Киль состоит из двух половин обшивки, выполненных из стеклопластика, которые конструктивно изготавливаются с двумя половинками обшивки фюзеляжа.

Свободнонесущее крыло выполнено в виде полумонокока. Отъемные части крыла крепятся к центроплану. В хвостовой части крыла установлены закрылки с электроприводом и элероны.

Стабилизатор выполнен в виде полумонокока. На задней кромке установлен руль высоты с триммером.

Фонарь кабины выполнен цельным и имеет панорамное остекление большой площади, что обеспечивает хорошую круговую обзорность из кабины. Одновременно фонарь кабины выполняет функцию двери для пилотов.

Доступ на задние места осуществляется через заднюю пассажирскую дверь, расположенную с левой стороны самолета.

Стойки основных опор шасси крепятся к центроплану. Носовая опора шасси крепится к носовой части фюзеляжа. На каждом колесе основной опоры шасси с внутренней стороны установлен дисковый тормоз с гидравлическим приводом.

Для основного управления самолетом используются элероны, руль высоты (РВ) и руль направления (РН). Самолет оснащен двумя ручками управления самолетом (РУС) и двумя педалями управления рулем направления, при помощи которых обеспечивается управление основными органами управления. Привод элеронов и руля высоты осуществляется жесткие тяги управления. Привод руля направления осуществляется через тросовую проводку.

Для вспомогательного управления самолетом используются закрылки. Управление закрылками осуществляется при помощи электродвигателя.

На самолете установлен дизельный двигатель Austro Engine E4-A, который представляет собой рядный четырехцилиндровый четырехтактный двигатель с жидкостным охлаждением. Привод воздушного винта осуществляется через встроенный редуктор, оснащенный демпфером крутильных колебаний. Для управления всеми элементами двигателя используется электронный блок управления двигателем (ECU).

В отъемных частях крыла самолета между лонжеронами установлены алюминиевые топливные баки.

Основные геометрические размеры

Размах крыла – 11,63 м

Длина самолета – 8,06 м

Высота самолета – 1,97 м

Площадь крыла – 13,244 м²

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) – 1,171 м

Удлинение крыла – 10,223

Поперечное V – 5^о

Стреловидность по передней кромке – 1^о

База шасси – 1,85 м

Колея шасси – 2,97 м

Примечание: Малая база шасси приводит к продольному раскачиванию самолета при пробежке на земле.

Основные массовые данные

Максимальная взлётная масса – 1280 кг

Максимальная рулёжная масса – 1284 кг

Максимальная посадочная масса – 1280 кг

Минимальная полётная масса – 940 кг

Минимальная масса пустого самолёта – 900 кг

Максимальная загрузка стандартного багажника – 30 кг

Максимальная загрузка дополнительного багажника – 18 кг

Максимальная общая загрузка обоих багажников – 45 кг

Практический потолок составляет 5000 м (16400 футов).

При полетах в странах СНГ на высоте более 3600 м (11811 футов) экипаж обязан пользоваться кислородным оборудованием. Продолжительность полета на высоте 3000 м (9843 фута) до 3600 м (11811 футов) без использования экипажем кислородного оборудования не должна превышать 30 минут.

Если продолжительность полета на высоте более 3000 м (9842 фута) превышает 30 минут, по крайней мере один пассажир должен быть обеспечен кислородом.

При эксплуатации в странах СНГ эксплуатация самолета разрешается только при температуре наземного приземного воздуха от -35°С до +45°С и только в том случае, если продолжительность стоянки самолета при температуре ниже -20°С не превышала 5 часов.