Легкий многоцелевой самолет Т-411 "Аист".

Легкий многоцелевой самолет Т-411 «Аист».

Разработчик: Хруничев-Авиатехника
Страна: Россия
Первый полет: 1997 г.

Легкий многоцелевой самолет Т-411 «Аист», разработанный в ЗАО «Хруничев-Авиатехника» представляет собой однодвигательный моноплан с высокорасположенным крылом с подкосом, хвостовым оперением нормальной схемы и неубирающимся трехопорным шасси с хвостовой опорой. В соответствии с классификацией «Норм летной годности самолетов», часть 23, самолет Т-411 относится к нормальной категории. Самолет предназначен для перевозки пассажиров с багажом или грузов общей массой до 360 кг. В кабине самолета возможно размещение 4-х пассажиров — один на переднем сидении и три на заднем трехместном диване, а также одного летчика. Задний диван имеет возможность складываться и откидываться вперед по полету, что увеличивает объем багажного отсека.

Самолет обладает хорошими летными качествами. Он прост в управлении, устойчив в полете и может эксплуатироваться на незначительных по размерам взлетно-посадочных площадках. Экипаж состоит из одного человека. Имеется возможность установки второго (правого) поста управления. Правый пост управления легко демонтируется. Оборудование самолета обеспечивает возможность выполнения полетов днем в простых метеоусловиях по правилам визуальных полетов при отсутствии обледенений и грозообразований. Легкосъемные капоты и большое число люков обеспечивают удобный доступ к агрегатам, деталям и оборудованию самолета.

В 1997 году на опытном производстве авиационного отделения ГКНПЦ изготовлено два прототипа. Впервые показан на авиасалоне МАКС-97 в августе 1997 года. Серийное производство организовано на РСК «МиГ».

Конструкция самолета.

Фюзеляж самолета ферменной конструкции, состоит из каркаса, сваренного из стальных труб (сталь 4130), и опалубки, собранной из набора профилей (Д16Т). Ферма фюзеляжа конструктивно выполнена из четырех продольных лонжеронов и одиннадцати рам. Рамы между собой связаны раскосами. Опалубка совместно с обшивкой создает внешние обводы фюзеляжа. Она состоит из верхнего и нижнего гаргротов, каркаса фонаря, окантовок дверей, люков и остекления.

Обшивка передней части фюзеляжа выполнена из Д16Т, хвостовая часть опалубки покрыта тканевой обшивкой (ткань «Stits»). Тканевая обшивка наклеивается на каркас фюзеляжа и по контуру прошивается нитками.

С обоих сторон фюзеляжа между рамами № 2 и № 3 расположены пассажирские двери. На левом борту фюзеляжа между рамами № 5 и № 6 имеется большая грузовая дверь, которая включена в силовую схему фюзеляжа.

Пол кабины расположен между рамами № 1 и № 6 фюзеляжа и состоит из шести панелей. Панели легко снимаются, обеспечивая свободный доступ к проводке управления и электрожгутам, проходящим под полом кабины.

Фонарь самолета выполнен из каркаса, набранного из профилей (материал Д16Т) и покрытого органическим стеклом, что обеспечивает хороший обзор и достаточное освещение кабины.

Крыло самолета разъемное, прямоугольное в плане, с постоянным профилем по размаху. Оно состоит из двух отъемных частей, каждая из которых крепится болтами к верхней части фюзеляжа посредством стыковых узлов, установленных на переднем и заднем лонжеронах. Крыло дополнительно крепится к фюзеляжу двумя подкосами (передним и задним), имеющими контрподкосы. Щель между крылом и фюзеляжем закрывается специальным зализом. На крыле установлены фиксированный предкрылок, щелевые закрылки и щелевые элероны. Конструктивно крыло выполнено двухлонжеронным, состоит из металлического каркаса и обшивки. Обшивка носка, нижней хвостовой части крыла, корневой части (бакового отсека) выполнена из Д16Т, обшивка законцовки — из стеклопластика, остальная часть крыла имеет тканевую обшивку (ткань «Stits»).

Система подкосов и контрподкосов состоит из одного переднего подкоса, одного заднего подкоса, двух контрподкосов и одного стержня, соединяющего передний и задний подкосы в местах крепления к ним контрподкосов крыла.

Предкрылок состоит из каркаса, обшивки и концевых обтекателей. Детали предкрылка выполнены из Д16Т, концевые обтекатели — из стеклопластика.

Каркас закрылка состоит из лонжерона, нервюр, носков и обвода. Обшивка носка закрылка — из Д16Т, остальная часть каркаса обтянута тканью.

Элерон щелевого типа, постоянного по размаху профиля, состоит из двух частей, соединенных между собой шарнирно. Имеется осевая аэродинамическая компенсация. Конструкция элерона подобна закрылку.

Хвостовое оперение самолета состоит из стабилизатора, руля высоты (РВ), киля и руля направления (РН). Оперение крепится к фюзеляжу посредством четырех узлов на стабилизаторе и двух узлов на киле. Стабилизатор дополнительно крепится к фюзеляжу посредством подкосов.

Стабилизатор неразрезной, нерегулируемый, имеет в плане прямоугольную форму с закруглением передней кромки. Каркас состоит из двух лонжеронов и приклепанных к нему нервюр и носков. Каркас расчален проволочными расчалками с тандерами и обтянут тканевой обшивкой.

Руль высоты состоит из двух половин, симметрично расположенных относительно продольной оси самолета. РВ подвешен к заднему лонжерону стабилизатора. На каждой половине имеется вырез для подвески триммера.

Киль клепанной конструкции состоит из каркаса, тканевой и металлической обшивки, узлов крепления к фюзеляжу и узлов подвески руля направления. Каркас киля состоит из двух лонжеронов, нервюр, носков, диафрагм и обода. На фюзеляже установлен форкиль, являющийся продолжением киля по контурам.

Руль направления подвешен к заднему лонжерону киля и состоит из каркаса, обшивок, носка, узлов подвески и узла управления рулем. РН имеет тканевую обшивку, каркас — из Д16Т.

Шасси самолета трехопорное, рессорного типа, с хвостовым колесом. На основных опорах установлены тормозные колеса КТ-96А с шинами 600×180. Управление торможением колес пневматическое, от гашетки на РУСе в кабине. Хвостовая опора неуправляемая, имеет механизм стопорения в нейтральном положении и нетормозное колесо К-290 с шиной 310×135. Рессоры всех опор изготовлены из листовой стали.

Капот закрывает двигатель и состоит из верхней и нижней крышек, соединенных четырьмя стяжными замками, расположенными на боковых сторонах капота. Каждая крышка капота установлена на двух кронштейнах рамы № 1. При закрытом положении капота штыри верхней крышки входят внутрь трубы на нижней крышке, обеспечивая центрирование крышек капота по передней кромке.

На верхней крышке капота имеется лючок для заправки маслом маслобака. Обе крышки собраны из набора профилей, к которым приклепана обшивка из Д16Т. На нижней крышке имеется вырез под входной канал маслорадиатора, всасывающий патрубок и выхлопной коллектор. Все металлические детали анодируются и окрашиваются нитроэмалями.

Силовая установка. На самолете Т-411 устанавливается один авиационный двигатель М-14П -поршневой, четырехтактный, бензиновый, с воздушным охлаждением, девятицилиндровый, однорядный со звездообразным расположением цилиндров и карбюраторным смесеобразованием. Сухая масса двигателя 214 кг. Двигатель невысотный, для улучшения эксплутационных характеристик имеет односкоростной центробежный нагнетатель.

На двигателе установлены:
-воздушный винт изменяемого шага MTV-9;
-регулятор постоянных оборотов Р-2 сер. 04-01;
-карбюратор АК-14П;
-два магнето М-9Ф;
-генератор ГСР-3000М 4 серии;
-распределитель сжатого воздуха;
-компрессор АК-50;
-датчик тахометра ДТЭ-11;
-маслонасос МН14А;
-бензонасос 702МЛ.
Двигатель крепится при помощи рамы из стальных труб.

Система запуска двигателя — воздушная, обеспечивает поворот вала двигателя сжатым воздухом от баллонов воздушной системы самолета.

Система запуска состоит из воздушного компрессора, распределителя сжатого воздуха, пусковых клапанов, трубопроводов, баллона сжатого воздуха и системы заливки бензина.

Запуск двигателя может осуществляться на земле и в воздухе. Сжатый воздух из бортового баллона через нажимной клапан поступает по трубопроводу в распределитель и далее в цилиндры по порядку их работы. В момент запуска зажигание осуществляется от аэродромного источника питания или бортового аккумулятора, в процессе работы — от магнето двигателя.

Выхлопная система двигателя состоит из правого и левого выхлопных коллекторов, собирающих отработанные газы и выводящие их наружу за капот. Правый коллектор объединяет выхлопы от пяти цилиндров, левый — от четырех.

Масляная система обеспечивает смазку и охлаждение всех трущихся поверхностей двигателя. Масло одновременно является рабочей жидкостью для системы изменения шага винта. Запас масла размещается в маслобаке емкостью 24 литра. Максимальная заправка маслом составляет 22 литра. Масло из бака поступает в масляный насос двигателя, а затем, пройдя через двигатель, охлаждается в воздушном радиаторе и возвращается в бак. Для смазки двигателя используется масло МС-20 (ГОСТ 21743-76) или его зарубежные аналоги.

Приборы контроля двигателя размещаются в средней части приборной доски и включают в себя:
-индикатор тахометра ИТЭ-1ТБ;
-трехстрелочный указатель УКЗ-1 с указанием давления топлива, давления масла и температуры масла;
-указатель давления горючей смеси во всасывающем трубопроводе двигателя МВ16К 2 серии;
-указатель температуры головок цилиндров ТЦГ-1;
-указатель температуры воздуха на входе в карбюратор ТУЭ-48.

Система управления силовой установкой обеспечивает управление газом, регулятором оборотов (шагом винта), пожарным краном, заслонкой обогрева карбюратора, створками охлаждения двигателя, створкой маслорадиатора. Рукоятка управления пожарным краном размещается в левой части приборной доски, остальные органы управления размещаются слева и в центре приборной доски, а также на среднем пульте в виде рычагов и электрических переключателей.

Топливная система самолета предназначена для размещения запаса топлива и подачи его к двигателю на земле и во всех режимах полета.

Заправка производится открытым способом через заливные горловины крыльевых баков. Полная емкость двух крыльевых баков составляет 170 литров.

При работе двигателя топливо самотеком поступает из баков через обратный клапан, открытый пожарный кран, фильтр-отстойник в топливный насос двигателя. Насос под давлением 0,15-0,50 кгс/см2 нагнетает топливо в карбюратор двигателя. Перед запуском двигателя и при отказе топливного насоса топливо подается в карбюратор заливочным шприцем.

Количество топлива в баках контролируется по указателю топливомера. Давление топлива контролируется по указателю УКЗ-1 из комплекта трехстрелочного моторного индикатора ЭМИ-ЗК, который получает сигналы от датчика давления топлива П-1Б.

Общий слив топлива, а также слив отстоя осуществляется из нижних точек топливных баков через сливной кран внизу фюзеляжа.

Система дренажа топливных баков соединяет надтопливное пространство с внешней атмосферой.

В качестве топлива используется авиационный бензин Б91/115 (ГОСТ 1012-72) или его зарубежные аналоги.

Система управления (СУ) предназначена для изменения траектории полета и балансировки самолета. Она состоит из:
-системы управления элеронами;
-системы управления рулем направления (РН);
-система управления рулем высоты (РВ);
-системы управления триммером РВ.
Возможно использование легко демонтируемого правого поста управления. При использовании самолета в транспортном варианте управление осуществляется только с левого поста.

Перемещение органов управления и рулевых поверхностей ограничивается упорами. На стоянке элероны, РН и РВ фиксируются струбцинами.

Управление элеронами включает в себя ручки управления, тросовую проводку, выполненную канатом диаметром 4 мм, направляющие ролики, установленные на кронштейнах.

Управление РН состоит из механизма педалей, имеющих регулировки под рост летчика, и смешанной проводки управления, состоящей из жестких тяг, качалок и тросовой проводки с направляющими роликами и тандерами, обеспечивающими необходимое натяжение тросовой проводки.

Управление РВ выполнено аналогично управлению элеронами и включает в себя ручки управления, тросовую проводку и направляющие ролики на кронштейнах.

Управление триммерами РВ ручное и включает в себя ручку управления, тросовую проводку с направляющими роликами, секторами и качалками, установленными на лонжеронах руля высоты. Нейтральное положение триммера обозначается риской на ручке управления.

Механизация крыла предназначена для обеспечения взлетно-посадочных характеристик самолета. Оно состоит из:
-фиксированного предкрылка;
-щелевого поворотного закрылка.

Управление закрылками электродистанционное. Отклонение левого и правого закрылков осуществляется посредством одного электропривода. Синхронизация отклонения происходит через механическую связь — жесткую трубу. Положение закрылков контролируется по индикатору на приборной доске.

Система торможения. Система торможения колес (СТК) предназначена для обеспечения раздельного и одновременного торможения колес во всем диапазоне эксплуатации самолета, включая старт и стоянку. Управление торможением осуществляется с левого поста управления самолетом.

СТК представляет собой пневмосистему, запитываемую от системы запуска двигателя и состоящую из редукционного клапана с приводом от гашетки на ручке управления самолетом, связанного с педалями дифференциала, а также из гибких и жестких трубопроводов.

Система торможения обеспечивает одновременное торможение колес при рулении, а также стояночное (стартовое) торможение. Для одновременного торможения используется гашетка на ручке управления. Стояночное торможение обеспечивается фиксацией тормозной гашетки.

Система вентиляции о обогрева. Система обогрева и вентиляции кабины состоит из теплообменника, размещенного на выхлопном коллекторе, воздуховодов вентиляции кабины, а текже обдува каждого пассажира и члена экипажа. Подача теплого воздуха производится в район ног пилота и пассажиров и регулируется посредством заслонки, связанной с ручкой обогрева. Кроме того, в состав системы входят вентиляционные форточки, установленные на боковом остеклении дверей кабины.

Оборудование кабины. Компоновка рабочего места пилота предоставляет максимум удобств в управлении самолетом и комфортные условия для летчика с различными антропометрическими данными в пределах ростовых показателей от 1560 до 1900 мм. Рабочее место оборудовано:
-адаптивным креслом с регулируемой привязной системой;
-ручкой управления самолетом;
-педалями с тормозными площадками;
-постом управления силовой установкой;
-приборной доской;
-потолочным пультом с органами управления самолетными системами.

Переплет остекления передней части фюзеляжа обеспечивает летчику хороший обзор вверх, влево, вправо и вниз, необходимый для захода на посадку по стандартной в гражданской авиации траектории. По левому и правому бортам имеются окна, служащие для естественного освещения и обеспечения обзора пассажирам.

Кресло пилота обеспечивает оптимальные условия для работы пилота в полете и на земле, фиксацию пилота с помощью привязных ремней и его безопасность в условиях грубой или аварийной посадки самолета. Конструкция кресла имеет регулировку по высоте и дистанции под рост летчика. Для освобождения максимальной ширины прохода при посадке-высадке пассажиров предусмотрена возможность отклонения спинки кресла.

Регулировка кресла по дистанции осуществляется в пределах 100 мм, по высоте -90 мм.

Система привязных ремней состоит из поясного ремня с замком и диагонально-плечевого ремня. Поясной ремень крепиться к кронштейнам на ферме фюзеляжа. Диагонально-плечевой ремень закреплен верхним концом на ферме фюзеляжа по оси симметрии, а нижним концом — на замке поясного ремня. Оба ремня регулируются по длине.

Пассажирское и грузовое оборудование. Пассажирский диван рассчитан на трех пассажиров, обеспечивает комфортное размещение во время полета и сводит к минимуму возможность травмирования пассажиров в условиях аварийной посадки самолета. Диван состоит из:
-сидения с узлами крепления к ферме самолета;
-спинки с узлами крепления к ферме самолета;
-системы привязных ремней.
Силовой каркас спинки сидения выполнен в виде сварной рамной конструкции из труб круглого сечения. Спинка и сиденье изготовленны из формованного пенополиуретана. В качестве обивки применена огнезащитная ткань.

Система привязных ремней состоит из трех регулируемых поясных ремней с замками.

В отделке салона и кабины применены различные негорючие материалы и ткани из натуральных волокон. Возможны различные цветовые решения в зависимости от желания заказчика.

Пассажирская кабина и грузовой отсек разделены между собой легкосъемной панелью. На левом борту размещен грузовой люк для обеспечения погрузочно-разгрузочных работ. При использовании самолета для перевозки груза пассажирский диван складывается, панель удаляется, тем самым достигается значительное увеличение грузового отсека.

Пол грузового отсека выполнен из трехслойной панели с сотовым заполнителем. Для крепления груза имеются узлы крепления на ферме фюзеляжа.

А варийно-спасательное оборудование. Аварийно-спасательное оборудование предназначено для спасения пассажиров и членов экипажа самолета в случае аварийной посадки. Для аварийной эвакуации пассажиров используются двери кабины, имеющие механизм аварийного сброса.

Для связи с поисковыми отрядами имеется аварийная радиостанция.

Для оказания медицинской помощи на самолете установлена аптечка с набором средств для оказания медицинской помощи.

Пилотажно-навигационное оборудование. Состав пилотажно-навигационого оборудования (ПНО) соответствует требованиям АП-23 для самолетов данной категории при выполнении полетов по правилам визуальных полетов (ПВП).

В базовом варианте ПНО состоит из:
-авиагоризонта 305-2BLS;
-указателя приборной скорости УСБС-350;
-вариометра ВР-10ПБ;
-барометрического высотомера ВБМ-ШБ;
-системы восприятия воздушного давления;
-магнитного компаса C2400L4P;
-авиационных часов MD90(LET);
-акселерометра AM-9с;
-системы сигнализации о критических углах атаки и скорости сваливания SC-1500.

Авиагоризонт 305-2BLS предназначен для определения и индикации пространственного положения самолета по крену и тангажу относительно плоскости истинного горизонта. Принцип действия авиагоризонта основан на свойстве трехстепенного гироскопа сохранять ось вращения неподвижной в инерциальном пространстве. Максимальная погрешность составляет не более 5°, рабочий диапазон измерений по крену от -360° до +360°, по тангажу от -90° до +90°.

Указатель приборной скорости УСБС-350 предназначен для измерения и индикации приборной скорости. Принцип действия основан на измерении разности давления в статической и динамической камере приемника воздушного давления (ПВД) и преобразовании ее с помощью суммирующего и передаточно-множительного механизма в угловое перемещение стрелки. Диапазон измерений от 40 до 350 км/ч.

Вариометр ВР-10ПБ предназначен для измерения и индикации вертикальной составляющей скорости спуска или подъема самолета. Принцип действия основан на изменении разности давления между корпусом прибора, соединенным с атмосферой посредством капиллярной трубки, и атмосферным давлением, подаваемым в полость манометрической коробки через трубопровод. Ход чувствительного элемента через передаточный механизм передается на стрелку прибора. Диапазон измерения вертикальной скорости от -10 м/с до +10 м/с.

Барометрический высотомер ВБМ-ШБ предназначен для измерения и индикации относительной барометрической высоты, ввода и индикации атмосферного давления. Принцип действия основан на изменении деформации анероидной коробки в зависимости от изменения барометрического давления с высотой полета. Диапазон измерений — от 0 до 10000 метров.

Система восприятия воздушного давления состоит из двух приемников полного давления РН-502 (по одному на правом и левом крыле симметрично продольной оси самолета) и служит для питания указателя скорости УСБС-350. В полете и на земле для предотвращения обледенения приемники обогреваются от электрической сети самолета.

Два приемника статического давления ST-300 установлены по правому и левому борту в районе четвертой рамы. Они служат для питания указателя высоты, указателя скорости и вариометра.

Магнитный компас C2400L4P служит для определения и индикации магнитного курса самолета. Погрешность показаний компаса не более 1 градуса.

Авиационные часы MD90(LET) предназначены для индикации текущего и полетного времени. Допустимая погрешность хода в сутки не более 20 сек.

Акселерометр АМ-9с предназначен для измерения линейных ускорений, действующих в направлении, перпендикулярном плоскости крыла, и представляет собой индикатор маятникового типа со встроенным сигнальным устройством, выдающим электрический сигнал при достижении предельных ускорений.

Система сигнализации о критических углах атаки и скорости сваливания SC-1500 представляет собой аэрометрический прибор, размещенный в лобовой части крыла и взаимодействующий с набегающим потоком. Система выдает электрический сигнал при достижении самолетом критических углов атаки.

Радиосвязное оборудование. Установленное на самолете радиосвязное оборудование (РСО) предназначено для ведения экипажем самолета двухсторонней радиосвязи с наземными пунктами управления движения (УВД), обеспечения связи между членами экипажа (интерком), определения места аварии и наведения на него поисково-спасательных групп.

Бортовая приемо-передающая радиостанция KY-96A обеспечивает беспоисковую бесподстроечную связь экипажа с наземными пунктами УВД. Радиостанция имеет диапазон рабочих частот 118 — 136,975 МГц.

Самолетное переговорное устройство (СПУ) ISOCOM предназначено для обеспечения возможности двухсторонней связи членов экипажа. СПУ гарантирует не менее 90% словесной разборчивости речи при приеме и передаче в акустическом шуме 120 дБ и используется совместно с авиационной гарнитурой HI0-13.4.

Аварийная радиостанция Р-855А предназначена для радиосвязи экипажа самолета, потерпевшего аварию, с другими самолетами или с поисково-спасательными группами, а также для привода их к месту аварии. Обеспечивается непрерывная работа радиостанции в режиме «1 минута передача — 3 минуты прием» в течении не менее 60 часов, в режиме радиомаяка продолжительность непрерывной работы не менее 24 часов.

Система электроснабжения. Система электроснабжения предназначена для генерирования и распределения электроэнергии по потребителям и состоит из двух частей — системы генерирования и системы распределения электроэнергии.

Система генерирования состоит из:
-генератора постоянного тока ГСР-3000М 4 серии мощностью 3 кВА;
-регулятора напряжения Р-27; + Комплексного аппарата ДМР-200Д;
-стабилизирующего трансформатора ТС-9М-2;
-автомата защиты от перенапряжения АЗП-А2.

Аварийным источником постоянного тока служит кислотная аккумуляторная батарея 12САМ-28 емкостью 28 Ач, включенная параллельно генератору на одну шину.

Предусмотрено подключение наземного источника питания через разъем ШРАП-500К.

Контроль системы генерирования производится с помощью вольтметра, амперметра и системы сигнализации об отказе генератора.

Система распределения включает в себя распределительные устройства с автоматами защиты и вторичную сеть.

Светотехническое оборудование

Самолет оборудован комплектом внешнего светотехнического оборудования, включающий:

Светосигнальный маяк A470A-R/W с блоком питания;
Комплект аэронавигационных огней АНО-7М;
Хвостовой огонь ХС-39;
Посадочно-рулежную фару АПРФ-2.
Для освещения доски приборов применены светильники заливающего света СТ-2Б-1-2.

Модификации:
Т-411 — базовый вариант с двигателем М-14П.
Т-411СХ — сельскохозяйственный самолет с двигателем М-14П.
Т-411В — поплавковый вариант с двигателем М-14П.
Т-411A — сельскохозяйственный самолет с двигателем Lycoming TIO-550.
Т-421 — базовый вариант с двигателем Lycoming TIO-550.

ЛТХ:

Модификация: Т-411 «Аист»
Размах крыла, м: 13,02
Длина самолета, м: 9,45
Высота самолета, м: 2,60
Площадь крыла, м2: 24,30
Масса, кг
-пустого самолета: 1200
-максимальная взлетная: 1600
-топлива: 150
Тип двигателя: 1 х ПД М-14Х
-мощность, л.с.: 1 х 360
Максимальная скорость, км/ч: 240
Крейсерская скорость, км/ч: 204
Практическая дальность, км: 250-550
Практический потолок, м: 3000
Экипаж, чел: 1 — 2
Полезная нагрузка: до 4 пассажиров или 360 кг груза.