Внимание! Данное описание предварительное, следите за обновлениями!

*Показанные данные получены на основе предварительных изысканий. В процессе НИОКР геометрические и летные характеристики будут уточнятся, поэтому заявленные характеристики рассматриваются как техническое задание. На самолет возможна установка других двигателей типа BMW1100s и Subaru, а также винтов неизменяемого и фиксированного шага.


Техническое описание изделия, типа АСА-2.

Общие сведения.

АСА-2 – самолет разработанный для нужд АОН, это самолет-тандем с расположением переднего крыла ниже, чем заднее. На самолете установлено неубирающееся шасси, с хвостовым управляемым колесом. В зависимости от устанавливаемого оборудования, самолет может выполнять различные народно-хозяйственные задачи. Самолет имеет следующие конфигурации: элероны и рули высоты опущены на 20 градусов, тормозной щиток выпущен –посадочная конфигурация, элероны и рули высоты опущены на 10 градусов, щиток убран –взлетная конфигурация, элероны и рули высоты установлены на 0 градусов, щиток убран – полетная конфигурация. На самолете устанавливается двигатель воздушного охлаждения Jabiru 3300, мощностью 120 л.с. с винтом изменяемого шага. Наличие на самолете радиостанции, переговорного устройства, комплекса пилотажно-навигационного оборудования, спаренного управления, светосигнального оборудования, тормозного щитка, шасси с тормозными колесами большого диаметра дает возможность эксплуатировать самолет в простых и сложных метеоусловиях, днем и ночью. Самолет предназначен для первоначального обучения и тренировок летчиков, для аэротуризма и воздушных прогулок, патрулирования, срочной доставки малогабаритных грузов и людей. Самолет оборудуется БПС (быстродействующей парашютной системой) типа Кобра-600 или аналогичной. Оборудование самолета обеспечивает возможность выполнения полетов в районе аэродрома и по маршруту днем в простых метеоусловиях. С целью обеспечения возможности эксплуатации самолета на заснеженных аэродромах на самолете может устанавливаться неубирающееся лыжное шасси. Самолет может эксплуатироваться на грунтовых аэродромах и ограниченно подготовленных ВПП, при прочности грунта не менее 5,5 - 6,5 кгс/см2, а при установке лыж вместо колес - на заснеженных аэродромах с укатанным снегом плотностью не менее 0,45 кгс/см2.

Комплектация самолета:

- полностью собранный планер самолета с отделкой салона и остекленной кабиной, оснащенной системой вентиляции и отопления;
- указатель скорости;
- высотомер;
- вариометр;
- компас;
- авиагоризонт;
- указатель температуры;
- указатель скольжения;
- указатель перегрузки;
- тахометр;
- счетчик моточасов;
- указатели уровня топлива;
- переключатели, сигнальные и осветительные лампы, габаритные огни, посадочные фары, предохранители;
- GPS-приемник (система спутниковой навигации, с возможностью картографии). - бортовая ЭВМ с ЖКИ монитором;
- трехстоечное колесное шасси с управляемой хвостовой стойкой и гидравлической тормозной системой на основных стойках;
- систему управления тормозами на одного пилота;
- систему управления самолетом и силовой установкой для обоих пилотов;
- двигатель Jabiru 3300, мощностью 120 л.с.;
- трехлопастной воздушный винт, изменяемого полете шага, диаметром 1,7 м.;
- электрическую систему с питанием от двигателя и аккумулятором на 12 В.;
- топливную систему;
- инструментальную сумку с инструментом;
- эксплуатационную документацию: формуляр, РЛЭ (Руководство летной эксплуатации), РТО (Руководство по техническому обслуживанию);
- Вариант окраски, согласованный с заказчиком;

Самолет протестирован и облетан в течении 5 часов.


ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ, РЕГУЛИРОВОЧНЫЕ ВЕСОВЫЕ И ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА

Основные геометрические данные

Наименование	Единица измерения	Величина
Высота самолета на стоянке	м	2,14
Длина самолета	м	6,58
Стояночный угол самолета	град	10
Экипаж самолета	человек	2
Переднее крыло
Площадь	м	3,6
Длина средней аэродинамической хорды (САХ)	м	0,65
Угол поперечного «V» крыла по линии 1/4 хорд град	град	0
Стреловидность крыла по линии 1/4 хорд	град	1
Установочный угол	град	+5
Руль высоты
Тип руля	элевон
Площадь рулей высоты	м2	0,76
Геометрические характеристики заднего крыла аналогичны переднему
Установочный угол	град	+3
Тормозной щиток	Тип щитка	Возд. тормоз
Площадь щитков	м2	0,4
Вертикальное оперение	м2	0,8
Площадь руля поворота	м2	0,35
Высота	м	1
Шасси
Колея	м;	2
База	м;	4,9
Размеры колес:
основных	мм	420Х150
заднего	мм	200Х100

ОСНОВНЫЕ РЕГУЛИРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ

Наименование	Направление отклонения	Величина в градусах
Элерон	вверх-вниз	+25/-25
Руль высоты	вверх-вниз	+25/-25
Руль направления	вправо-влево	+27/-27
Триммер РВ	вверх-вниз	+12/-12
Посадочный щиток	вниз	45

ВЕСОВЫЕ И ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ.

Характеристика самолета	Вариант с колесным шасси	Вариант с лыжным шасси
Масса пустого самолета, кг	333	340
Максимальная посадочная масса, кг	600	607

Полная нагрузка, кг:	Вариант с колесным шасси	Вариант с лыжным шасси
экипаж	160	160
топливо	107	107
топливо	107	107
масло	5	5
Допустимый эксплуатационный диапазон центровок, % ЭСАХ (эквивалентной средней аэродинамической хорды)	17,5... 28	15... 28
Центровка пустого самолета с выпущенным шасси, %ЭСАХ	20,0	19,8

Примечания: 1. Допуск: на массу пустого самолета ±1%; на центровку пустого самолета ±0,5°/о. 2. Выработка топлива в полете смещает положение центра тяжести самолета назад на 0,3 %ЭСАХ при пилотировании двумя летчиками и вперед на 0,1 % ЭСАХ при пилотировании одним летчиком.

ЕМКОСТИ СИСТЕМ САМОЛЕТА, ПРИМЕНЯЕМЫЕ ТОПЛИВО И МАСЛО

Наименование	Величина
Заправочная емкость топливной системы, л	107 ±2
Емкость масляного бака, л	5 ± 0,5
Заправляемое количество масла в бак, л
при перегоне	5
при пилотаже	5
Применяемый бензин	АИ 95-98

ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА (ПРИВЕДЕННЫЕ К СТАНДАРТНЫМ АТМОСФЕРНЫМ УСЛОВИЯМ)

Максимальная скорость горизонтального полета при массе 600/607 кг на высоте Н=1000 м составляет:
с колесным шасси - 290 км/ч;
с лыжными шасси - 245 км/ч.

Максимальная рабочая высота, м:
с колесным шасси - 4000 м;
с лыжным шасси - 4000 м.

Время набора высоты H:=4000 м на взлетном режиме работы двигателя:
с колесным шасси - 4 мин;
с лыжным шасси - 6 мин.

Максимальная практическая дальность полета на высоте 500 м и скорости 200 км/ч при взлете с массой 600 кг (запас топлива 107 л) с остатком топлива 10% составляет 1316 км. При этом продолжительность полета равна 7 ч 30 мин.

Максимальная практическая дальность полета самолета с лыжным шасси на высоте 500 м и скорости 190 км/ч при взлете с массой 607 кг (запас топлива 107 л) с остатком топлива 10% составляет. 1230 км. При этом продолжительность полета равна 6 ч 40 мин.

Длина разбега при скорости отрыва Vотр=112 км/ч:
с колесным шасси - 140... 180 м;
с лыжным шасси - 200 м.

Длина пробега при скорости касания Vкас=105 км/ч с выпущенным тормозным щитком в стандартных атмосферных условиях:
с колесным шасси -160 м;
с лыжным шасси - 145 м.

Скорости сваливания самолета с колесным шасси для полетной массы 600 кг на режиме работы двигателя МГ составляют:
в полетной конфигурации - 107 км/ч,
в посадочной конфигурации - 95 км/ч.

Скорости сваливания самолета с лыжным шасси для полетной массы 600 кг на режиме работы двигателя МГ составляют:
в полетной конфигурации - 107 км/ч;
в посадочной конфигурации - 95 км/ч.

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ

Предельно допустимая скорость самолета с колесным шасси - 400 км/ч
предельно допустимая скорость самолета с лыжным шасси - 330 км/ч.
Максимально допустимая скорость при пилотировании 360 км/ч.
Максимально допустимые эксплуатационные перегрузки самолета с колесным шасси:
положительная + 6;
отрицательная - 5.
Максимально допустимые эксплуатационные перегрузки самолета с лыжным шасси:
положительная + 5;
отрицательная - 4.
Максимально допустимая скорость полета:
с выпущенным тормозным щитком - 200 км/ч.
В связи с отсутствием на самолете кислородного оборудования выполнять полеты на высотах более 4000 м запрещается.
Максимально допустимая скорость ветра на взлете и посадке:
встречная составляющая - 15 м/с;
боковая составляющая под углом 90°-6 м/с.
Минимально допустимая скорость горизонтального полета из условия предотвращения непреднамеренного сваливания:
в прямом полете с колесным и лыжным шасси - 130 км/ч;
Фигуры обратного пилотажа и штопор выполнять запрещается.

ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ

Jabiru 3300 – шестицилиндровый четырехтактный оппозитный авиационный двигатель воздушного охлаждения. Имеет малый “лоб” (ширина 582мм, высота 502мм).

Рабочий объем	3300 см3
диаметр цилиндра	97,5мм
ход поршня	74мм
степень сжатия	8,3
направление вращения	против часовой стрелки, со стороны фланца ВВ
вес	81кг
момент зажигания	фиксированный 250
сила тока	15А продолжительно; до22А
генератор	240 вТ можно добавить ещё 240 вТ
максимальная мощность	120л.с. 3300об/мин
расход топлива на75% мощности	20л/час
топливо	АИ 95-98
масло	15W50 или эквив.
емкость масла	3,5 л
свечи	NGK D9EA-Automotive

Отправте нам запрос и мы ответим на все Ваши вопросы.
Приносим извинения за временные неудобства.