Файл: Задорожный Я.Н. Конструкция и летная эксплуатация турбовинтового самолета АН-24 конспект лекций.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 06.07.2024
Просмотров: 112
Скачиваний: 0
МИШ1СТЕРСТВ0 ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ С С С Р
Кировогрздоная школа высшей летной подготовки
Я.Н. ЗЛДОРОЖШЙ, П.Н. МАМОШИН
На правах РУВОПИОИ
КОНСТРУКЦИЯ И ЛЕТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА АН-24
Конспект лекций
Кировоград - 1973
43
В конспекте лекций кратко изложены основные во конструкции и летной эксплуатации турбовинтового са АН-24. Учтены все основные изиенения и доработки ции самолета по состоянию на I.12.1972 года. Вопро ной эксплуатации самолета ровещены в соответствии бованиями "Руководства по летной эксплуатации и пи ванию самолета АН-24 с двумя двигателями АИ-24П (Изд Ш) и приказов Министра гражданской авиации, касающих самолета АН-24.
Конспект лекций рекомендуется пилотам и бортме jновь изучающим самолет АН-24 и экипажам, уже эксп
щим этот самолет.
Все рисунки к конспекту приведены в приложени
ГЛАВА I
Пассажирский турбовинтовой самолет Ан-24 предназначен для перевозки пассажиров и гругов на местных воздушных лини Он оборудован воен необходимый для. перевозки 52 пассажиров с багажом.
Кроне основного пассажирского варианта, самолет может быть переоборудован в следующие варианты:
1.Грузопассажирский о любым уменьшением количества пас сажирских мест я увеличением количества багажа или грузов.
2.Деловой повышенного комфорта с небольшим количеством
мест.
3.Транипортннй (грузовой), специально оборудованный для перевозки грузов, а также ладей на бортовых откидных сидени
Переоборудование самолета в указанные варианты осуществ ляется снятием соответствующего количества пасоажирских кре сел и установкой необжшимого оборудования и перегородок по шпангоутам 15 й 20.
Самолет Ан-24 представляет собой цельнометаллический свободнонесуший. моноплан е высоким расположением крыла.
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ СAllОЛЕГА АН-24
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ |
|
|
Высота самолета, w |
.v8,32 |
|
Длина самолета, м . |
|
23,53 |
Размах крыла, м |
|
29,2 |
Площадь крыла, н^ |
|
74,98 |
Средняя аэродинамическая хорда (САХ), н |
|
2,813 |
Установочный угол крыла, град' |
• |
+3 |
Угол поперечногоУкрыла, град : |
|
|
-на участке центроплана и средних частей крыла ....
-на участках отъемных частей крыла
,Угол установки стабилизатора, град |
|
О |
Поперечное V стабилизатора, град |
|
+ 9 |
Стреловидность стабилизатора по линии 25% хорд,град. |
1 |
|
Стреловиднооть киля по линии-25$ хорд.град |
|
2£, |
Стояночный угол самолета |
-0 17' |
|
Общий объем гермокабины, м3 |
|
73,23 |
Наибольшая ширина пассажирской кабины (между шпанго |
|
|
утами 9 4 28), м v |
2,7В |
|
Наибольшая высота пассажирской кабины, и |
|
Г |
Колея шасси по осям стоек, м |
|
|
База шасси, м |
7,85 |
|
-Клиренс при стояночном обжатии шасси, н |
|
0 |
Расстояние от конца лопасти винта до земли, и |
|
|
Размер аварийных люков пассажирского салона, м |
0,5x |
|
Размер двери, м: |
|
|
- передней грузовой |
1,1x1,2 |
|
~ эьдней грузовой |
1,4ГхО,75 |
|
- пассажирской |
1,4x0,75 |
|
Л Е Т Н Ы Е |
|
|
Крейсерская скорость полета на высоте 6000 v о км/час.. |
450 |
|
Максимальная дальность полета с полной заправкой |
|
|
топлива при аэронавигационном запасе топлива на |
|
|
45 мин. полета, нм |
Около 2000 |
|
Зремя набора высоты 6000 м, ш-н |
|
1а, |
Практический потолок при двух работающих двигателях |
|
|
на номинальном режиме со взлетным весом 2Т000 кг,м |
|
|
Практический потолок при одном работающем двигателе |
|
|
яа номинальном режиме С винт отказавшего дрчгателя |
|
|
зафлюгирован) со взлетным весом 2ГОО0кг,м |
|
275 |
С-.ориСть отрыва при взлетном весе 21000 кг,км/час,. |
|
Длина разбега при взлетном весе 2IOOO вг,м:
- на бетонной ВПИ |
, |
635 |
- на грунтовой ВШТ р.условной прочнеетыз грунта; |
|
|
более- 8,0 кГ/ом2...' |
|
700 |
Скорость приземления при посадочном веое 20000 кг и |
||
отклоненных закрылках на |
38°, км/чао |
Г75 |
Длина пробега при посадочном веое 20000 кг на бетонной ВПП и на грунтовой ВТШ с условной прочностью грунта 8,0 кГ/см2, и ' 580
В Е С О В bi Е
Взлетный вес самолета слагается из веоа пустого са молета, служебного снаряжения, экипажа, коммерческой
нагрузки, |
топлива. |
|
|
Максимальный взлетный вес самолета, кг |
21000 |
||
Нормальный посадочный вес, кг |
20500 |
||
Максимальный посадочный вес, кг |
21000 |
||
Максимальный вес загруженного самолета |
без топлива,кг 19400 |
||
Максимальный вес коммерческой нагрузки, кг s |
|||
- в пассажирском варианте |
5000 |
||
- в грузовомварианте |
5400 |
||
Вео служебного |
снаряжения, кг |
133 + 143 |
|
Вес пуотого самолета C6paij из формуляра самолета) |
|||
кг |
, |
|
13750 |
|
|
ЦЕНТРОВОЧНЫЕ |
|
Предельно передняя центровка, % САХ |
15 |
||
Предельно задняя |
центровка, % САХ |
33 |
Уборка шасси смещает центровку впередна 2,3 * 3,4 % САХ в зависимости от полетного веса самолета.
- ч- -
ЭЕСПЛУАТАЦЮИНЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ ДО СКОРОСТИ ПОЛЕТА
Максимально допустимая скорость по прибору в |
460 |
горизонтальной полете, км/час |
Максимально допустимая скорость по прибору с выпущен
ный шасси, км/чао |
......... 450 |
Максимально допустимая скорость по прибору при экст ренном снижении с ограниченным маневрированием,км/час 54
Максимально допустимая скорость по прибору при выпус
ке и уборке шасси; км/час. |
300 |
Выпуск шасси при механическом открытии замков убран ного положения допускается при скорости полета по
прибору, км/час |
320 |
Максимально допустимая скорость по прибору, при ко торой разрешается выпуск, уборка закрылков и полет о выпущенными закрылками, км/час:
на угол J5_i. . . Л ' |
|
300 |
на угол 38° . |
.... |
250 |
Минимально допустимая скорость по прибору при убор
ке закрылков, км/час |
220 |
СРОКИ СЛ71БЫ САМОЛЕТА
Срок службы самолета до первого7000 + 1 и и летных часов или капитального ремонта 7000 + 1 0 ° посадок, но не
лее б лет эксплуатации.
Межремонтный срок службы |
7000 летных часов или 7000 |
|
садок. |
- 5v -
Профилактическое техническое До I капитального ремонта при обслуживание .. налете 3600 "^^часов или
3600"*600 посадок; после перво го капитального ремонта через 3000 +6 0 0 часов или 3000+600 по садок.
Временный общий техническийЗООООлетных часов или 25000поресурс самолетам основного парсдок .
ка
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА АН-24РВ
Установка двигателя РУ19-300 на самолете АН-24Б позволяет:
-повысить степень безопасности полета';
-раоширить эксплуатационные возможности самолета^
-улучшить летные характеристики самолета при высоких тем пературах наружного воздуха ™, пониженном атнооферном давлении на аэродромах взлета и пооадки.
В данном разделе конспекта, указаны только те данные само лета АН-24РВ, которые отличаются от самолета АН-24Б.
1. максимально допустимый взлетный вес на |
|
уровне моря, кг....,.. |
Й1800 |
2. Максимально допустимый посадочный вес,кг .... .21800
3. Вео пустого самолета.кг |
I40I0 |
4. Служебная нагрузка, кг....... |
374 |
5. Скорооть отрывало прибору, км/час |
.......... 190 |
,б. Длина pagdfera по бетонной ВПП на уровне моря,и 630
7.ПрактическийСтолок (к. наивыгоднейших ско
ростях набора)';* !' - при работе на) 'Ярминальном режиме двигателей
АИ-24 и РЛ9*30о\м |
9000 |
- при работе двигателей АИ-24 на номинальном
режиме JM „ ... л |
8250 |
-б -
8.Практический потолок при одном работающем двига АЙ-24 на максимальной режиме и зафлюгированноы винте гсго двигателя, и:
-* двигатель РУ19-300 работает на номинальной |
|
режиме |
6000 |
- двигатель РУ19-Э00 не работает |
325 |
9. Иотинная воздушная окорооть на высоте 6000 м, |
|
обеспечивающая наибольшую дальность, ки/чао |
^ |
10. Посадочная скорость Спо прибору) при посадочной
весе 21800 кг, км/час |
18 |
11. Длина пробега на уровне моря при пооадочном |
|
21800 кг, к |
630 |
ПРИМЕЧАНИЕ, Летные, данные приведены к стандартным условиям.
-7 -
ГЛ А- В А О ПЛАНЕР САМОЛЕТА
Планер самолета состоит из фюзеляжа, крыла и хвостового
оперения.
ф В 3 3 Л Я К
Фюзеляж саиолета представляет собой цельнометаллический ба- лочно-стрингерный полунонокок. Поперечное сечение фюзеляжа об - разовано дугами различных радиусов, в точках пересечения кото рых проходит плоскость пола пассажирской кабины. Фюзеляя техно логическими разъемами по шпапгоутаы II и чО разделен на три сека: носовой Ф-I, средний Ф-2 и хвостовой Ф-3.
Участок фюзеляяа от I до чО шп выполнен герметичным. Он представляет собой гермокабину в которой размещены? кабина эки пажа, переднее грузовое помещение, пассажирская кабина, буфет, вестибюль, туалет, гардероб, .заднее багажное помещение.
Отсек -Ф-I до шпангоута I закрыт радиопрозрачным обтекателем, под которым установлены б,локи спецоборудования.
Отсек Ф-3 выполнен негерметичным. К нему крепится хвостовое оперение. В отсеке размещены блоки спецоборудования и механизмы управления самолетом.Для доступа на земле в отсек Ф-3 из отс ка Ф-2 в стенке шпангоута 40 имеется люк, крышка которого отк вается в сторону гермокабины.
Фюзеляж состоит из поперечного, и продольного силовых набо ров, пола, обшивки, фонаря кабины экипажа, окон, дверей и люко
Поперечный силовой набор фюзеляяа состоит из 49 шпангоутов, которые делятся на типовые, усиленные и силовые. К силовым шпангоутам относятся шпангоуты I, 4, 7, 17, 20, 40, 43 и 45.
Шпангоут I является передней стенкой гермокабины, на нем крепятся блоки радиооборудования и кронштейны пульта управления самолетом. Верхняя часть шпангоута герметична.