САМОЛЕТ ДЛЯ МЕСТНЫХ И РЕГИОНАЛЬНЫХ ВОЗДУШНЫХ ЛИНИЙ С-80ГП
Многофункциональный грузопассажирский самолёт для местных и региональных авиалиний С-80ГП предназначен для перевозки в герметичной кабине 30 пассажиров или грузов массой до 3300 кг на местных и региональных воздушных линиях в любых физико-географических условиях, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях.
МОДИФИКАЦИИ В конструкции самолета заложена возможность реализации нескольких модификаций: пассажирский самолёт - С-80П, Пассажирский самолет С-80П позволяет перевозить до 30 пассажиров с повышенным уровнем комфорта пассажирского салона по отношению к базовой модификации С-80ГП, с установкой пищевого блока. грузопассажирский самолёт - С-80ГП, С-80ГП является базовым вариантом С-80 и предназначен для перевозки пассажиров и грузов на местных и региональных воздушных линиях с обеспечением достаточного уровня комфорта для пассажиров. Конструкция самолета, позволяющая осуществлять быстрое полное или частичное переоборудование пассажирского салона для перевозок грузов, дает возможность осуществлять полеты с максимальной эффективностью. Самолет оборудован туалетным модулем. Специальное оборудование грузового отсека самолёта позволяет механизировать погрузо-разгрузочные работы. транспортный самолёт - С-80Т, учебно-тренировочный и учебно-штурманской самолет.
РАЗМЕРЫ Длина самолета 18,26 м Высота самолета 5,52 м Базовый размах крыла 22,20 м Базовая площадь крыла 44,36 м2 Стреловидность крыла 0 град. Длина грузо-пассажирского салона 7,75 м Максимальная высота грузо-пассажирского салона в проходе 1,824 м Эквивалентный диаметр 2,42 м
ЧИСЛО МЕСТ Пассажиров - до 30 человек; Экипаж - 2 пилота + 1 бортпроводник.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА Самолет оснащен двумя турбовинтовыми двигателями CT7-9B компании General Elecric (США), прямой схемы, со статической мощностью 1870 л.с., оборотами 1384 об/мин и удельным расходом топлива 211...217 г/л.с.час каждый (в зависимости от режима работы). Сухая масса двигателя 365 кг, длина - 2392 мм, высота - 736 мм. Статическая мощность на высоте H=0 и скорести V=0 (ЧР) 1870 л.с. Статическая мощность на высоте H=0 и скорости V=0 (взл. режим) 1750 л.с. Двигатель имеет богатый опыт эксплуатации, начиная с июня 1984г. Суммарная наработка составила свыше 8,5 млн. летных часов, а максимальная наработка одного двигателя - 22165 л.ч. или 25366 циклов. По всему миру эксплуатируется более 500 самолетов, оснащенных двигателями CT7-9: Saab 340, CN-235, L-610G и др. Двигатели размещены в мотоотсеках в передник частях балок и крепятся амортизационными узлами в переднем и заднем поясах. Воздух в двигатель подается воздушным каналом изогнутой формы с забором воздуха в нижней части переднего обтекателя мотогондолы. Воздушный канал снабжен защитным устройством от попадания в двигатель птиц и других посторонних предметов, а также системой противообледенительного обогрева. Воздухозаборник расположен внизу мотогондолы. Управление двигателями и винтами осуществляется из кабины перемещением рычагов управления двигателями и рычагов управления винтами, расположенных на среднем пульте между пилотами. Система управления - тросовая механическая. Запуск двигателя осуществляется за счет принудительной раскрутки ротора газогенератора двигателя электрическим стартер-генератором. Для обеспечения устойчивой работы компрессора на запуске предусмотрена система управления компрессором, обеспечивающая перепуск воздуха из-за компрессора до момента достижения 90% оборотов газогенератора. Контроль мощности двигателя и оборотов свободной турбины производится электромагнитным датчиком крутящего момента. Система зажигания импульсная, разрядная, на переменном токе, включающая в себя сдвоенный блок катушек зажигания. Электрическое питание системы зажигания автономно от двигательного генератора переменного тока. Свеча зажигания представляет собой искровую свечу поверхностного разряда. Система зажигания обесточивается при переходе стартер-генератора со стартерного на генераторный режим. Топливная система состоит из двух автономных (правой и левой) систем соответственно правого и левого двигателя. Топливо на самолете размещается в двух крыльевых баках (правом и левом). Баки представляют собой герметичные отсеки крыла. Заправляемый объем каждого топливного бака 1515 литров. В каждом баке в корневой части крыла выделен расходный отсек емкостью 346 литров. Контроль работы топливной системы выполняет система измерения топлива. Самолёт заправляется открытым или закрытым способом (централизованная заправка от топливозаправщиков ТЗ-23 с темпом заправки не более 700 л/мин.).
МАССЫ И НАГРУЗКИ. Максимальная стояночная масса 13500кг Максимальная взлетная масса 13500кг Максимальная посадочная масса 13350кг Максимальная масса самолета без топлива 12600 кг Максимальная коммерческая нагрузка 3300 кг Нормальная коммерческая нагрузка (30 пассажиров) 2730 кг Масса пустого самолета 8860 кг Масса снаряженного самолета при перевозке пассажиров 9440 кг Масса снаряженного самолета при перевозке грузов 9200 кг Максимальная масса расходуемого топлива 2350 кг
ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ. Максимальная крейсерская скорость полета 505 км/ч Экономическая крейсерская скорость полета 410 км/ч Крейсерская высота полета 7600 м Практическая дальность полета: - с максимальной коммерческой нагрузкой 600 км - с 30 пассажирами 1400 км - с максимальной заправкой топливом 2450 км Скорость отрыва 210 км/ч Скорость захода на посадку 215 км/ч Потребная длина ВПП: - для взлета с максимальной взлетной массой, на уровне моря, МСА 1400 м - для посадки с максимальной посадочной массой на уровне моря, МСА, - на сухой полосе 1415 м Максимальная эксплуатационная перегрузка - +2,7...-1,0
КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ. Самолет С-80ГП выполнен двухбалочным, по нормальной аэродинамической схеме, имеет высокорасположенное крыло большого удлинения с развитой механизацией. П-образное хвостовое оперение образовано двумя килями на балках и стабилизатором, замыкающим силовую схему. Фюзеляж самолета имеет опоры на крыле и поддерживающем пилоне и является самостоятельным модулем. В балках размещаются двигатели, отсеки оборудования и самолетных систем. В фюзеляже находятся отсек радиолокатора, кабина экипажа, отсек БРЭО и грузо-пассажирская кабина. Шасси трехопорное, убираемое в полете, с носовым колесом. Посадка-высадка пассажиров осуществляется через дверь-трап в передней части по левому борту, а загрузка грузов - через грузовой люк н хвостовой части фюзеляжа. Кабина экипажа оборудована в соответствии с требованиями размещения двух членов экипажа. Стандартная компоновка грузо-пассажирской кабины рассчитана на размещение 30 пассажирских кресел по схеме 2+2 и одного служебного места. Полный объем грузопассажирской кабины 27 м3. Багажное отделение размещается в хвостовой части фюзеляжа. Конструкция грузо-пассажирской кабины допускает ее переоборудование для перевозок грузов в поддонах или "внавал". Самолет имеет высокие взлетно-посадочные характеристики, прост и надежен в управлении на всех режимах полета, обладает высокой степенью безопасности полета: отсутствует сваливание на больших углах атаки, сохраняется устойчивость и управляемость даже при образовании льда на крыле и оперении. Высокие взлетно-посадочные характеристики, шасси с ппсвматиками низкого давления, позволяют эксплуатировать самолет на небольших аэродромах, в том числе па грунтовых, ледовых, заснеженных аэродромах. Самолет способен работать в широком диапазоне температур: от минус 50 до плюс 45 градусов по Цельсию.
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ДАННЫЕ Ресурс и сроки службы -назначенный - 25000 летных часов, 25 лет - межремонтный - 5000 летных часов, 7 лет - до первого ремонта - 5000 летных часов, 7 лет. На самолете реализована концепция эксплуатации по состоянию.
УРОВЕНЬ ШУМА. Уровни шумов, создаваемых при взлете и посадке, в районе аэродрома и подходов к нему соответствуют требованиям FAR-36, Нормам ICAO приложение 16 для винтовых самолетов со взлетным весом более 9000 кг.
СОСТОЯНИЕ ПРОГРАММЫ. На КНААПО построен статический самолёт, макет ГЧФ и первый летный образец самолёта С-80ГП. Первый полёт самолёта С-80 состоялся 6 сентября 2001 года (летчики-испытатели Вотинцев и Ващук). Получение Сертификата типа по АП-25 намечено на 2002 год, по нормам FAR-25 - в конце 2003г. После окончания испытаний и получения Сертификата типа и Сертификата производства с 2002-2003 гг. предполагается начать коммерческие поставки самолётов С-80.
ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ СВЕДЕНИЯ. Самолет подлежит сертификации по нормам летной годности транспортных самолетов АП-25. Показатели транспортной эффективности Масса пустого снаряженного самолета, приходящаяся на 1 пассажира 315 кг/пасс. Расход топлива на 1 пассажира на крейсерском участке полета 24 г/пасс.хкм Полный ресурс самолета 25 тыс. час.
Комментарии к технике (0)Материалы данного раздела получены из открытых источников и опубликованы в информационных целях. В случае неосознаного нарушения авторских прав, информация будет убрана, после получения соответсвующей просьбы, от авторов или издателей, в письменном виде.
english
