2017-11-01
1591
Самолет DA42 NG конструктивно выполнен в виде четырехместного двухдвигательного моноплана с низкорасположенным свободнонесущим крылом и Т-образным хвостовым оперением, (рис. 1.1.).
Самолет изготовлен из композиционных материалов на основе пластмассы, армированной волокном, что позволило обеспечить одновременно прочность и малый вес конструкции.
Рис. 1.1. Самолет - Diamond DA 42 NG
Фюзеляж представляет собой полумонокок и состоит из обшивки, выполненной из армированной углеволокном пластмассы (углепластика), и шпангоутов и элементов жесткости, выполненных из армированной стекловолокном пластмассы (стеклопластика). Фюзеляж состоит из двух половин, которые соединяются вместе после установки силового набора фюзеляжа. Для повышения прочности и жесткости многие элементы изготавливаются из углепластика. Конструкция кабины включает в себя формовую панель кабины, обеспечивающую защиту при опрокидывании самолета. Киль объединен с обшивкой фюзеляжа.
Центроплан крепится к низу средней части фюзеляжа. На центроплане установлены 2 гондолы двигателей, корневые части крыльев и пол средней части фюзеляжа. Гондолы двигателей имеют крепления для двигателей. Корневые части крыльев имеют стыковые узлы для крепления отъемных частей крыльев. Передача нагрузок от крыльев на фюзеляж обеспечивается двумя главными лонжеронами. Удлиненные части лонжеронов крыльев крепятся к центроплану четырьмя главными и двумя вспомогательными болтами. В центроплане расположены ниши основных опор шасси и узлы крепления стоек шасси.
|
|
|
Отъемная часть крыла выполнена в виде полумонокока. Каждое крыло имеет два I-образных лонжерона со стенками из стеклопластика, жесткого пеноматериала (многослойная конструкция с заполнителем) и поясами, изготовленными из полос углепластика. Каждое крыло имеет верхнюю и нижнюю обшивку, которые изготовлены из углепластика, имеют многослойную конструкцию с заполнителем и соединены с лонжеронами. Нервюры и стенки из углепластика соединены с лонжеронами и обшивками и составляют единую конструкцию. В хвостовой части крыльев установлены закрылки с электроприводом и механические элероны.
Стабилизатор выполнен в виде полумонокока и имеет верхнюю и нижнюю обшивки, изготовленные из стеклопластика, и два главных лонжерона. Обшивки соединены с лонжеронами и нервюрами. На задней кромке установлен обычный руль высоты с механической и электрической системами триммирования.
Фонарь выполнен цельным и имеет панорамное остекление большой площади, что обеспечивает хорошую круговую обзорность из кабины. Доступ на задние места осуществляется через застекленную заднюю пассажирскую дверь, расположенную с левой стороны самолета. Для облегчения доступа пассажирская дверь откидывается вверх и в открытом положении удерживается газовым упором.
|
|
|
Самолет оснащен полностью убирающимся трехопорным шасси с гидравлическим приводом. Стойки основных опор шасси крепятся к точкам крепления в центроплане. Основные опоры шасси убираются в ниши, расположенные в центроплане. После уборки шасси ниши закрываются створками. Управляемая носовая опора шасси крепится внизу передней части фюзеляжа. Ниша носовой опоры шасси объединена с передней частью фюзеляжа. После уборки шасси ниша закрывается створками.
В системе управления самолетом используются обычные элероны, руль высоты (РВ) и руль направления (РН). Самолет DA42 NG оснащен 2 ручками управления самолетом (РУС) и педалями управления рулем направления, при помощи которых обеспечивается управление основными органами управления. Привод элеронов и руля высоты осуществляется через тяги управления. Привод руля направления осуществляется через тросы. Управление закрылками обеспечивается электродвигателем через тяги управления. Руль высоты оснащен электрической и ручной системами триммирования. Механическое управление триммером руля высоты осуществляется при помощи колеса, приводящего в действие триммер через трос в боуденовской оболочке. Руль направления имеет механическую систему триммирования. Триммер руля направления приводится в действие от колеса, расположенного под главной приборной доской, через трос в боуденовской оболочке.
На самолете установлены два двигателя Austro Engine E4-B, с жидкостным охлаждением, четырехтактные, четырех цилиндровые, расположенные вряд, с двойным верхним распредвалом, с четырьмя клапанами на цилиндр, непосредственный топливный впрыск осуществляется по технологии common rail.
DA-42 NG оборудован флюгируемым воздушным винтом MTV-6-R-C-F/CF 187-129 с изменяемым шагом, 3-х лопастным. Управление двигателем и пропеллером осуществляет EECU (электронный блок управления двигателем).
В каждом крыле самолета установлены алюминиевые топливные баки. Каждый топливный бак имеет 3 камеры, установленные между лонжеронами крыла. Внешняя топливная камера каждого бака оснащена заливной горловиной. Топливные баки при помощи гибких шлангов соединяются с системой распределения топлива. Предусмотрена система кольцевания, благодаря которой топливо из каждого бака может подаваться на любой двигатель. Во внутренней и внешней топливных камерах установлены датчики уровня топлива, подключенные к системе индикации уровня топлива в кабине. Общая емкость основных топливных баков самолета равна приблизительно 196 л (51,8 ам. галл.). Если установлены также дополнительные баки, общее количество топлива составляет приблизительно 300,8 л (79,4 ам. галл.).
На самолете имеется два источника электропитания. 24В батарея обеспечивает электропитание, когда двигатели не работают. Генераторы обеспечивают электропитание, когда работает минимум один двигатель. Для управления всеми электроприборами используются выключатели и предохранители. Система запуска двигателей включается при помощи клавишного выключателя (ELECT. MASTER).
Самолет DA-42 оснащен всеми необходимыми пилотажными приборами (см. приложение 1), которые входят в состав комплексной пилотажно-навигационной системы (ICS). В состав комплексной пилотажно-навигационной системы входят также 2 экрана, каждый из которых может использоваться для отображения информации пилотажных приборов, навигационных данных, данных о работе двигателя и данных других систем самолета, (см. приложение 7.). Комплексная пилотажно-навигационная система обеспечивает также индикацию всех аварийных, предупредительных и уведомляющих сигналов самолета. Возможно также отображение на экранах комплексной пилотажно-навигационной системы контрольных карт для проверки действий летчика на земле и в полете. Габаритные размеры см. ниже, (рис.1.2.).
|
|
|
РАЗМЕРЫ
| Размеры самолета DA 42 NG | |
| Габаритные размеры | |
| Аэродинамический профиль | Wortmann FX63-137/20-W4 |
| Площадь крыла (каждое крыло без законцовок, закрылков и элерона) | 3,91 м2 (42,09 фут2) |
| Законцовки (каждая) | 0,40 м2 (4,31 фут2) |
| Угол поперечного V (номинальный) | 5,5° |
| Относительное удлинение крыла | 11,06 |
| Стреловидность | 1° |
| Центроплан | |
| Площадь (общая без внутренних закрылков) | 6,16 м2 (66,31 фут2) |
| Внутренние закрылки | |
| Размах крыльев | 2 x 1,42 м (2 x 4,66 фута) |
| Площадь | 2 x 0,43 м2 (2 x 4,63 фут2) |
| Горизонтальное хвостовое оперение | |
| Размах | 3,50 м (11,48 фута) |
| Площадь (без законцовок и руля высоты) | 1,79 м2 (19,27 фут2) |
| Угол атаки | -1° |
| Руль высоты | |
| Длина | 2,96 м (9,71 фута) |
| Площадь (без триммера) | 0,58 м2 (6,24 фут2) |
| Триммер | 0,08 м2 (0,86 фут2) |
| Размеры самолета DA 42 NG | |
| Элерон | |
| Длина | 2 x 1,67 м (2 x 5,48 фута) |
| Площадь | 2 x 0,33 м2 (2 x 3,55 фут2) |
| Внешние закрылки | |
| Длина | 2 x 2,83 м (2 x 9,28 фута) |
| Площадь | 2 x 0,65 м2 (2 x 7,00 фут2) |
| Руль направления | |
| Длина | 1,55 м (5,09 фута) |
| Площадь | 0,79 м2 (8,50 фут2) |
| Триммер руля направления | |
| Длина | 0,71 м (2,33 фута) |
| Площадь | 0,06 м2 (0,65 фут2) |
| Шасси (типовые значения в статическом равновесии, при нормальной загрузке) | |
| Колея | 2,95 м (9,68 фута) |
| База | 1,735 м (5,7 фута) |
| Колесо основной опоры | |
| Пневматик | 15x6.0-6, 6 PR |
| Давление в пневматике | 4,7 бар (68 фунт/кв. дюйм) |
| Давление газа в амортизаторе (без нагрузки) | 19 бар (276 фунт/кв. дюйм) |
| Колесо передней опоры | |
| Пневматик | 5.00-5, 10PR |
| Давление в пневматике | 6 бар (87 фунт/кв. дюйм) |
| Давление газа в амортизаторе (без нагрузки) | 16 бар (232 фунт/кв. дюйм) |
Рис. 1.2. Габаритные размеры самолета DA 42 NG (значения приблизительные)
МАССА (ВЕС)
| Характеристика | Масса (вес) | |
| Минимальная полетная масса | 1510 кг | 3329 фунтов |
| Максимальная взлетная масса | 1900 кг | 4189 фунтов |
| Максимальная масса без топлива | 1765 кг | 3891 фунт |
| Максимальная посадочная масса (см. ПРИМЕЧАНИЕ ниже) | 1805 кг | 3979 фунтов |
| Максимальная загрузка носового багажного отсека (в носу фюзеляжа) | 30 кг | 66 фунтов |
| Максимальная загрузка багажного отсека в кабине (за задними сиденьями) | 45 кг | 100 фунтов |
| Максимальная загрузка дополнительного багажного отсека (за багажным отсеком в кабине) | 18 кг | 40 фунтов |
| Общая максимальная загрузка багажного отсека в кабине и дополнительного багажного отсека | 45 кг | 100 фунтов |
|
|
|
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ
Превышение указанных максимальных значений массы ведет к перегрузке самолета и ухудшению его пилотажных и летных характеристик.
ПРИМЕЧАНИЕ
В некоторых странах началом полета считается запуск силовой установки. В этом случае разрешенная максимальная допустимая масса при стоянке рассчитывается как максимальная взлетная масса + 8 кг (максимальная взлетная масса + 18 фунтов). Превышение максимальной допустимой взлетной массы при отрыве запрещается.
ПРИМЕЧАНИЕ
Допускается посадка с массой от 1805 кг (3979 фунтов) до 1900 кг (4189 фунтов). Такая посадка считается нештатной эксплуатационной процедурой. Проведение проверки после жесткой посадки требуется только после фактической жесткой посадки, вне зависимости от фактической посадочной массы.
