АННОТАЦИЯ
Дипломная
работа состоит
из двух
основных
частей
и
одного
специального раздела.
В первом разделе рассмотрены: общие сведения о самолѐте L-410 UVP, его
лѐтно-технические и геометрические характеристики, описание конструкции, его
возможности по скорости, высоте полѐта, лѐтные ограничения, краткие сведения
о типе и марке двигателей.
Во втором разделе рассмотрены: общие сведения о самолѐте DA-42NG, его
лѐтно-технические, центровочные, геометрические и массовые характеристики.
Представлены ограничения по скорости и работе силовых установок самолѐта,
определяющие
его
технические
характеристики.
Произведено
сравнение
скоростных, взлѐтно-посадочных, лѐтно-технических характеристик самолѐтов
DA 42NG и L-410 UVP.
Спецраздел соответствует по своей тематике вопросам основного раздела.
Он включает в себя: анализ авиационных происшествий с самолѐтом L-410 UVP.
На основе разобранных в дипломной работе вопросов, сделан вывод о
целесообразности выбора данного типа воздушного судна для обучения.
Пояснительная записка к дипломной работе изложена на…страницах,
содержит
…рисунков,…
таблиц,
список
…наименований и … приложения.
2
использованных
источников
из
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ …………………………………………………………………………….3
1 Основные
данные
самолета
L-410UVP
………………………………………...4
1.1 Историческая
справка
…………….……………………………………….……….5
1.2 Описание самолѐта……………..……………………………….………………….7
1.3 Геометрические
характеристики
L-410
UVP
.…………………………………...11
1.4 Массовые характеристики…….………………………………………………….14
1.5 Скоростные характеристики ...…………………………………………………...14
1.6 Ограничения по высоте…………………………………………………………..15
1.7 Ограничения по состоянию поверхности ВПП для взлета и посадки
….............15
1.8 Особенности
конструкции
и
компоновки
самолѐта
…………………………….16
2
Сравнение ЛТХ самолётов DA-42NG и L-410 UVP…………………….....19
2.1 Описание
самолѐта
DA-42NG
…………………………………...……………….19
2.2 Описание
конструкции
……………………………………………………...........20
2.3 Геометрические характеристики …………………………………………...........23
2.4 Ограничения
по
скорости
для
DA-42NG
…………………………………..........24
2.5 Ограничения
по
силовой
установке
…………………...…...........26
3
для
DA-42NG
2.6 Масса
самолѐта
……………………………………………………………………27
2.7 Центровочные данные ……………………………………………………………28
2.8 Дополнительные данные …………………………………………………............29
2.9 Сравнение характеристик DA-42NGи L-410UVP …..……………………….…29
3
Анализ катастрофыL-410 UVPпод Хабаровском ...………………...........34
3.1 Обстоятельства
катастрофы
………………………………………………...........34
3.2 Телесные
повреждения
……………………………………………………...........37
3.3Повреждения воздушного судна………………………………………………….37
3.4Сведения об экипаже ……………..……………………………………………….41
3.5
Сведения
о
воздушном
судне
..…………………………………………...………41
3.6
Метеорологическая
информация…………………………………………………43
3.7 Данные об аэродроме посадки ………………………………………...…...........44
3.8 Повреждения воздушного судна …………………………………………...........45
3.9 Данные о выживаемости пассажиров, членов экипажа и прочих лиц при
авиационном происшествии …………………………………………………............46
3.10 Анализ катастрофы …………..………………………………………………….49
3.11Рекомендации по повышению безопасности полѐтов…..…………………….50
ЗАКЛЮЧЕНИЕ ……………………………………………………………………….53
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ …………………………...........54
4
ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
Летно-технические
характеристики
–
комплекс
количественных
показателей, определяющих возможности летного аппарата (далее – ЛА),
выполнять
свое
целевое
назначение.
К
основным
летно-техническим
характеристикам
относятся
пассажировместительность
(грузоподъемность),
крейсерская и максимальная скорость, потолок, практическая и техническая
дальность полета, радиус действия, продолжительность полета, скороподъемность
и другие характеристики маневренности.
АНЗ – аэронавигационный запас (топлива)
АП – авиационное происшествие
ВВ – воздушный винт
ВПП – взлетно-посадочная полоса
ВС – воздушное судно
ЕС ОрВД – единая система организации воздушного движения
КГУП – краевое государственное унитарное предприятие
ЛА – летательный аппарат
МАК – межгосударственныйавиационный комитет
ОПРС – отдельная приводная радиостанция
УВП – укороченный взлѐт-посадки
ПВП – правила визуальных полѐтов
ПДС – производственно-диспетчерская служба
ППП – правила полѐтов по приборам
РВ – руль высоты
РЛЭ – руководство по лѐтной эксплуатации
РН – руль направления
РУВ – рычаг управления воздушным винтом
РУД – рычаг управления двигателем
РЦ – районный центр
5
САХ – средняя аэродинамическая хорда
GE – Generalelectric
KIAS– приборная скорость в узлах
6
ВВЕДЕНИЕ
На сегодняшний день одной из главных проблем в гражданской авиации
является подготовка пилотов. Помимо вопросов теоретической подготовки,
возникает вопрос подготовки летного состава, на какой технике будет
осуществляться
подготовка
будущего
пилота.
Именно
поэтому,
тема,
раскрываемая в дипломе довольно актуальна на сегодняшний день. Так же стоит
раскрыть вопрос какой тип самолета является лучшим для выполнения
программы обучения. Выяснить преимущества предложенных типов воздушных
судов в пилотировании, летно-технических характеристиках, рабочей нагрузки на
членов экипажа.
В настоящее время происходит смена поколения воздушных судов. На
смену самолѐтам, кабина пилотов которых оснащена приборной доской с
традиционной аналоговой индикацией, приходят самолѐты, у которых вся
информация выводится на дисплеи. Они используются в обучении, и
максимально
приближенные
к концепции
переобучение
выпускников
на
GlassCockpitзаметно
современные
самолѐты,
упрощают
используемые
в
гражданской авиации. Рассмотренные мною самолѐты, отвечают этой концепции,
но имеют существенные летно-технические различия. В ходе выполнения работы
будут
рассмотрены
преимущества
и
7
недостатки
обоих
типов
ВС.
1 Основные данные самолета L-410UVP
1.1 Историческая справка
Самолет L-410 широко известен в бывшем Советском Союзе, несмотря на
свое чехословацкое прошлое. Он был разработан в конце 1960-х годов на
авиазаводе «Лет Куновице». Свою историю авиазавод ведет с 1936 года как
филиал завода AviaLetnany, построенный в рамках развития ВПК Чехословакии.
Во время оккупации завод занимался ремонтом истребителей.
После войны завод был национализирован и производился ремонт
автомобилей. В 1948 году предприятие вошло в состав только что созданной
компании Let, и в Куновице начался серийный выпуск одномоторного самолета
Zlin 22.
В 1953 году уже на новом авиазаводе было налажено лицензионное
производство
советских
учебно-тренировочных
истребителей
Як-11
и
двухмоторных гражданских самолетов Aero Ae-45.
В 1955 году в Куновице стали производить первую модель собственной
разработки,
созданную
чехословацкими
инженерами
под
руководством
ЛадиславаСмрчека, — легкий пассажирский самолет Let L-200 Morava. Завод
выпускал сельскохозяйственный самолет Z-37 Cmelak («шмель»), планеры и
учебный реактивный самолет L-29, который в 1961 году стал основным учебнотренировочным самолетом стран-участниц Организации Варшавского договора.
Однако знаковым для чехословацкого самолета стал заказ со стороны
СССР на разработку и производство 19-местного турбовинтового самолета L-410.
К концу 1960-х годов в СССР назрела необходимость в небольшом
ближнемагистральном пассажирском самолете нового поколения вместимостью
до 10 человек, способного взлетать и производить посадку на грунтовые
аэродромы. А поскольку ставка делалась на высокую экономичность, самолет
должен был строиться с турбовинтовыми двигателями.
8
CCCР стал основным заказчиком L-410, там он стал самым массовым
турбовинтовым самолетом, эксплуатировавшимся на региональных линиях,
первым самолетом зарубежного производства, вышедшим на отечественные
воздушные трассы.
L-410 выполнен по классической схеме двухмоторного высокоплана с
однокилевым хвостовым оперением. Первый опытный самолет, оснащенный
двигателями Pratt&Whitney РТ6А27, поднялся в воздух 16 апреля 1969 года.
Первой регулярное использование самолетов L-410A начала чехословацкая
авиакомпания «Слов Эйр» (Братислава) на местных линиях. В 1973 году начаты
испытания самолета L-410M с чешскими двигателями Вальтер М601А. До конца
1978 года СССР получил около сотни самолетов L-410.
В 1979 году самолет был модифицирован, и модель Л-410УВП стала
основной
серийной.
Самолет
отличался
более
длинным
фюзеляжем,
использованием интерцепторов и увеличенной площадью крыла, что позволило
улучшить одну из его главных характеристик — сокращение «УВП» означало
«укороченная взлет-посадка».
Всего было произведено более 1200 единиц L-410, большая часть которых
(862) была отправлена в СССР, где они по праву заслужили популярность за
надежность и неприхотливость. Л-410 мог перевозить до 19 пассажиров с
крейсерской скоростью 380 км/ч и не отличались большой требовательностью к
ВПП – достаточно было нормальной грунтовой полосы.
География их маршрутов охватывала всю территорию СССР, от Сухуми до
Омска. Заплатив за билет ненамного дороже, чем за поезд, пассажиры могли,
например, долететь из Краснодара в Керчь, из Ростова-на-Дону в Донецк, из
Сухуми в Кутаиси, из Рязани в Мариуполь или Полтаву.
К началу 1992 года в бывшем СССР оставалось порядка 750 таких
самолетов.
Среди
них
были
транспортные,
транспортно-десантные
и
тренировочные самолеты, использовавшиеся военными, в том числе в СССР.
После распада Восточного блока куновицкий завод пришел в упадок, серийное
9
производство Л-410 было свернуто и завод несколько раз сменил владельцев.
Темпы производства упали в десять раз — с 50 машин в год до двух-пяти.
В 2008 году 51% акций LetKunovice (Aircraft Industries) выкупило
российское общество «Уральская горно-металлургическая компания», после чего
темп выпуска составил восемь-десять самолетов в год. Сегодня компания,
докупив оставшиеся акции, является единственным собственником производства.
В 2017 году было начато производство самолетов L-410 в России на
Уральском авиационном заводе гражданской авиации в городе Екатеринбург.
Самолѐт
имеет
популярность
среди
отечественных
перевозчиков,
совершающих полеты по местным воздушным линиям. Согласно данным,
предоставленным на официальном сайте Федерального Агентства Воздушного
транспорта РФ (прил.1), 8 предприятий имеют в своем парке самолеты L-410 UVP
в различных конфигурациях,общее количество которых составляет 28 единиц.
Также завод изготовитель имеет твердые заказы на поставку самолѐтов в
распоряжение Министерства обороны РФ для подготовки курсантов военнотранспортной авиации.
В рамках программы по импортозамещению самолѐты L-410 UVP
планируется оборудовать двигателями отечественного производства ВК-800С.
1.2 Описание самолета L-410 UVP
Цельнометаллический высокоплан L-410 UVP, выпускаемый серийнона
заводах Чешской республики Aircraft Industries и на Уральском заводе
гражданской авиации, оснащен двумя турбовинтовыми двигателями GE H80-200
и предназначен для перевозки от 17 до 19 пассажиров, груза или для
специфических целей. Самолеты семейства L-410 эксплуатируются в более чем 50
странах на пяти континентах, причем большая часть была поставлена в Россию,
также в Африку, Юго-Восточную Азию, Южную Америку и Европу. До
сегодняшнего дня выпущено более 1200 самолетов данного типа.
10
Рисунок 1 – Изображение самолета L-410UVPE-20
Фюзеляж цельнометаллической конструкции состоит из 27 шпангоутов
фюзеляжа, продольных стрингеров, продольных ребер пола и потолка, пола,
внешней обшивки и гондол шасси.Передняя часть фюзеляжа начинается
передним конусом из стеклопластика и кончается шпангоутом№ 8. В этой части
фюзеляжа
размещены
пространства
для
переднего
шасси,
аппаратура
оповещенияпассажиров, передний багажный отсек и между шпангоутами № 4 и 7
размешена кабина пилотов.В центральной части фюзеляжа, между шпангоутами
№ 8 до 18, размещен салон пассажиров.Четыре подвески крыла установлены на
шпангоуте №12 и 14. Задняя часть фюзеляжа распространяется от шпангоута №
18 до шпангоута № 27 и закончена концевым конусом из стеклопластика. В
задней части фюзеляжа находятся задний багажный отсек и туалет. За
шпангоутом № 21 находится пространство для приборов (специальные варианты).
Подвескиоперения размещены на укрепленных шпангоутах № 25 и 26.
Крыло цельнометаллической конструкции состоит из двух лонжеронов,
ребер и обшивки с продольными стрингерами. Крыло прикреплено к фюзеляжу
четырьмя подвесками, установленными на ребре№ 3. Четыре подвески для
двигателя размещены на ребрах № 8 и 10. На ребре № 31 размещены триподвески
11
для крепления концевого бака. Резиновые топливные баки установлены между
передним и задним лонжеронами. Двухщелевые закрылки делятся на внутренние
(между ребрами № 4 и 10)и внешние (между ребрами № 10 до 20). Элероны
размещены между ребрами № 20 до 31. Интерцепторы размещены между ребрами
№ 11 до 20. Между ребрами № 27 и 31 установлены щитки автоматического
управления креном. Элероны покрыты полотном, на левом элероне установлен
триммер.
Система хвостового оперения состоит из горизонтального оперения,
содержащего стабилизатор и руль высоты, и из вертикального оперения,
образованного жестким килем и рулем направления.
Самолет оснащен сдвоенным управлением. Элероны и руль высоты
управляются при помощи рычагов посредством тяг.Руль направления управляется
от двух самостоятельных соединенных блоков педалей посредствомтяг и
тросовых соединений. При помощи ножного управления управляются клапаны
тормозов колес главного шасси. Триммер руля высоты управляется механически
при помощи тросовой передачи.Триммер руля направления и триммер левого
элерона управляются электрически.Интерцепторы, закрылки и щитки автомата
крена управляются электрогидравлически.Управление колеса носового шасси
выполнено при помощи электрогидравлического узла,управляемого вручную
(рычажком на штурвальной колонке) или педалями ножного управления
Шасси самолета - трѐхопорного типа. Состоит из носового и главного
шасси и ряда гидравлических, механических и электрических устройств и
приборов, при помощи которых шасси выпускается иубирается, поворачивается
колесо
носового
шасси
и
тормозятся
колеса.
На
случай
отказа
главногогидравлического контура система оснащена аварийным контуром для
выпуска главного шасси иторможения колес.
Самолет оснащен двумя двигателями модели GE H80-200 с воздушными
винтами
модели
AV-725-1-E-C-F-R(W)/CFR230-433.
Этот
двигатель
конструирован кактурбовинтовой, с двумя валами, реверсным потоком и
свободной турбиной.
12
Пилотажно-навигационное
оборудование
самолета
обеспечивает
эксплуатацию в условиях как визуальных полетов, так и полетов по приборам в
дневной и ночное время.
Самолеты Л 410УВП используются авиационными предприятиями,
эксплуатирующими
авиалинии
и
авиатакси,
а
также
множеством
правительственных агентств во всем мире.
Широкий овальный фюзеляж с салоном объемом 17,9
предоставляет
наивысший уровень комфорта для пассажиров в стандартном варианте малого
пассажирского самолета, а также обеспечивает максимальную универсальность и
применение самолета для множества иных целей и специальных миссий. Самолѐт
может выпускаться в таких версиях как представительская, грузовая, скорой
медицинской помощи, амбулатория, десантная, фотограмметрическая, патруль и
наблюдение и пр.
Самолет Л 410 – это идеальное техническое и наилучшее экономическое
решение для авиаперевозок пассажиров и грузов на короткие расстояния, а также
идеальная авиабаза для множества иных специальных миссий.
Аббревиатура UVP (от рус. УВП) расшифровывается как укороченный
взлет – посадка. Появление данной аббревиатуры ознаменовано тем что, перед
конструкторами была поставлена задача модернизировать самолѐт так, чтобы он
мог совершать взлет и посадку с грунтовых полос ограниченной длинны. Для
решения этой задачи L-410 UVPбыл оборудован интерцепторами, щелевыми
закрылками, реверсом, а также была увеличена площадь крыла.
13
1.3 Геометрические характеристики L-410 UVP
Рисунок 2 ‒ Изображение самолѐта в трѐх проекциях
14
Длина самолета: …………………………………………………………14,42
м
Размах крыла: ………………………….………………………...……....19,98
м
Площадь
крыла:
…..…………………..………………………………..34,86
Средняя аэродинамическая хорда: .…………………………….………1,918
м
Удлинение крыла: .…...………………………………………………….10,45
м
Угол
стреловидности
25%
глубины:
корневого
профиля:
……..…….…………………………….
Угол
установки
..……...………………………………...
Угол
поперечного
Vкрыла:
…..………..……………………………….…
Аэродинамическая
закрученность:
..…...…………………………………….
Элероны
Длина: ...………………………………..………………………………..3822мм
15
Площадь:
..……………………………...……………………..................1,45
Отклонение элеронов
-вверх:
……………............…………...………………………………….27
1
-вниз:
…………………………………………………..………………...14
1
Закрылки
Длина:
...........……………………………………………………………4830
Площадь:
..…………………...…………………………………………..2,96
мм
Отклонение закрылка
взлета:
-для
………………………………………………………………..18 1
посадки:
-для
…………………………….……………….……….………42 1
Интерцепторы
Длина:
…..……………………………………………………………….2695
Площадь:
..……………………………………………………………….0,44
мм
Отклонение:
..…………………………………………………..……72 30
16
2
Щитки автомата крена
Длина:
...…………………………………………………………………1360
Площадь:
..……………………………………………………………...0,245
Отклонение:
…………………………………………………………….55
мм
2
Горизонтальное оперение
Размах: .................................................................................................... 6 736
мм
Площадь
(общая):
....................................................................................
9,56
Угол стреловидности на 25% глубины: ..........................................................
5°
Угол
поперечного
V
крыла:
..............................................................................7°
Удлинение крыла: ..........................................................................................4,79
Средняя аэродинамическая хорда: ........................................................1469
мм
Угол установки стабилизатора: .....................................................................+2°
Руль высоты
Площадь:
...................................................................................................1,58
Отклонения руля высоты
-вверх:……………...................................................................................30° ± 1°
17
-вниз: …………….....................................................................................14° ±
1°
Площадь
триммера:
..................................................................................0,19
Отклонение триммера
-вверх: ……………...................................................................................10° ± 1°
-вниз: .........................................................................................................16° ±
1°
Вертикальное оперение
Высота:
.....................................................................................................3310
мм
Площадь (общая): .....................................................................................7,30
Угол
стреловидности
на
25%
глубины:
.........................................................35°
Удлинение крыла: ........................................................................................... 1,5
Средняя аэродинамическая хорда: ........................................................2285
мм
Руль направления
Площадь:
...................................................................................................2,81
Отклонения (по обеим сторонам): ..........................................................17° 30
18
Площадь триммера: ................................................................................. 0,43
Отклонения триммера
-налево: ......................................................................................................10° - 1°
-направо: ..............................................................................................10° - 1°
30
Фюзеляж
Размеры двери и высота порогов над землей
Вход
Размеры: ........................................................................................800 × 1 460
мм
Высота порога: ..........................................................................................792 мм
Грузовая дверь
Размеры: .......................................................................................1250 × 1460
мм
Высота порога: ..........................................................................................792 мм
Аварийный выход (передний)
Размеры: ...........................................................................................665 × 970
мм
Высота порога: ..........................................................................................872 мм
Аварийный выход под крылом
Размеры: ...........................................................................................510 × 730
мм
Высота порога: ........................................................................................1382 мм
1.4 Массовые характеристики
19
Максимальная взлетная масса: ……...……………………………….…6600
кг
Максимальная посадочная масса:……………………...……................6400 кг
Максимальная масса без топлива
-без концевых баков: ……………………………………………………6000
кг
-с концевыми баками: …………………………………………………...6060
кг
Максимальная полезная нагрузка: ……..……………………………....1800
кг
1.5 Скоростные характеристики
Максимальная
эксплуатационная
скорость:
…..................................181
KIAS
Это ограничение эксплуатации не должно быть ни в каком режиме (набор
высоты, крейсерский полет, снижение) умышленно превышено.
Расчетная
скорость
маневрирования:
……………………………….143
KIAS
Полные или резкие отклонения руля направления, руля высоты и элеронов не
должны быть использованы свыше указанной скорости.
Расчетная скорость при макс. интенсивности порывов ветра: ……..143
KIAS
Максимальная скорость полета в турбулентности.
Макс. допустимая скорость для выпуска и уборки шасси: …………135
KIAS
Макс. допустимая скорость при выпущенных закрылках:
- в положении взлета 18°………………………...................................135
KIAS
- в положении посадки 42°…………………………………………....119
KIAS
20
При скорости 111 KIAS (205 км/ч) и выше выпуск закрылков до положения
посадки автоматически блокирован.
Макс. допустимая скорость для выпуска интерцепторов: ………….102
KIAS
Минимальная эволютивная скорость:
- разбега: …………………………………………..................................60 KIAS
- взлета для закрылков 18° …………………………………………….65
KIAS
- взлета для закрылков 0° ………………………………………………77
KIAS
- захода на посадку ……………………………………………………..65
KIAS
1.6 Ограничения по высоте полета
Максимальная допустимая высота полета – 4200 м.
Максимальная высота полета при отказе топливных насосов – 4 000 м.
Предельно допустимая высота расположения аэродрома над уровнем моря
для взлета и посадки составляет 4000 м.
Максимальная высота полѐта без пассажиров составляет 6100 м.
1.7Ограничения по состоянию поверхности ВПП для взлета и посадки
Взлет и посадка разрешены на грунтовых аэродромах так же, как и на
аэродромах с искусственным покрытием, отвечающих следующим требованиям:
ВПП с искусственным покрытием:
− коэффициент сцепления ВПП не менее 0,2;
− толщина слоя воды не более 10 мм;
– толщина слоя слякоти или мокрого снега не более 12 мм;
− толщина слоя сухого снега не более 50 мм;
Грунтовые ВПП:
− прочность грунта должна быть не менее 6 кг/
21
;
− прочность укатанного снежного покрова на ВПП должна быть:
− при толщине снега 6 - 8 см….....................................................6,5 кг/
− при толщине снега 9 - 20 см.......................................................7,5 кг/
− при толщине снега 21-40 см.......................................................8,0 кг/
− при толщине снега более 40 см.................................................8,5 кг/
− толщина слоя сухого снега не более 50 мм;
− толщина слоя мокрого снега не более 12 мм;
− толщина размокшего верхнего слоя грунта не более 50 мм.
1.8 Особенности конструкции и компоновки самолѐта
1)
Применение
двухзвенных
выдвижных
щелевых
закрылков
обеспечивает большую подъемную силу за счет увеличения площади крыла и
кривизны профиля. Так же за счет эффекта эжекции происходит сдув отрывной
зоны, что в свою очередь увеличивает несущие свойства крыла. В то же время
увеличивается лобовое сопротивление для увеличения крутизны посадочной
траектории и уменьшения пробега.
Рисунок 2 – Влияние щелевых закрылков на коэффициент подъемной силы
2)
Интерцепторы
Интерцепторы предназначены для гашения скорости и уменьшения
длинны пробега за счѐт уменьшения подъемной силы крыла, увеличения лобового
22
сопротивления и увеличения силы трения колѐс о землю. Максимальная высота
применения составляет 0,5 метра. На скорости начала торможения V = 85 KIAS
(закрылки в посадочной конфигурации 42°) или
V = 89 KIAS (закрылки в
конфигурации для взлета 18°) производится выпуск интерцепторов. В результате
коэффициент
подъемной
силы
крыла
уменьшается
на
0,6,
а
лобовое
сопротивления увеличивается на 30%. Угол отклонения составляет 72°30'.
3)
Щитки автоматического управления креном −предназначены для
уменьшения угловой скорости относительно продольной оси самолѐта при полѐте
с несимметричной тягой. При отказе двигателя на крыле с работающим
двигателем на самолѐте происходит выпуск щитка. Он создаѐт дополнительное
лобовое сопротивление и частично уменьшает подъѐмную силу, в результате
возникает гасящий момент, который уменьшает угловую скорость вращения
самолѐта относительно вертикальной оси и кренящий момент относительно
продольной оси, что обеспечивает более лѐгкое управление при несимметричной
тяге.
Рисунок 3 – Система автоматического управления креном
23
4)
Дополнительные топливные баки, которые размещены на законцовках
крыла позволяют разместить дополнительно 400 литров топлива, так же
улучшают
несущие
свойства
крыла
за
счет
снижения
индуктивного
сопротивления.
5)
Так же самолет оснащен метеолокатором, радиовысотомером,
системами EGPWS и TCAS II, что повышает безопасность выполнения полетов.
6)
Наличие автопилота снижает нагрузку на экипаж.
7)
Конструкция
самолета
позволяет
пассажирам
без
труда
и
использования специальных средств (трапов) подняться на борт воздушного
судна. Также облегчается погрузка багажа и груза на борт.
8)
Расстояние от нижней кромки воздушного винта до земли составляет
1,5 м. Поэтому в процессе руления по грунту или по искусственному покрытию с
неровностями снижен риск повреждения воздушного винта. А также в процессе
аварийной посадки без шасси есть шанс избежать повреждения воздушного
винта, силовой установки и крыла с топливными баками внутри.
9)
Имеется допуск для производства взлета и посадки на грунтовых
аэродромах так же, как и на аэродромах с искусственнымпокрытием.
10) Разноцелевое применение самолета.
Пассажирский салон L-410 UVPможет быть выполнен в четырех вариантах.
Стандартный 19-местный пассажирский вариант с возможностью увеличить
заднее багажное отделение, убрав последние два или четыре сидений. Грузовой
вариант самолета предоставляет возможность перевозки до 1 700 кг груза,
который можно загрузить в контейнеры общим размером 4 х 1,08 х 1,5м,
оборудованные сетями и ремнями для крепления груза. Парашютный вариант
оснащен откидными сиденьями и ремнями безопасности для 18 парашютистов,
широкими, специально модифицированными подъѐмными дверьми, внешней
площадкой для фотографа и световой сигнализацией.Санитарный вариант
интерьера самолета оборудован шестью носилками с крепежными поясами. В
данной
компоновке
устанавливается
профессиональное
медицинское
оборудование, в том числе операционный стол, баллоны с кислородом, лампы и т.
24
д., имеются места для хранения медицинского инвентаря, сиденья для врача,
медицинского персонала и сопровождающего лица.
11) Просторная кабина самолѐта позволяет производить смену курсантов
на земле и в полѐте. Это способствует уменьшению расхода топлива, ресурса
двигателей и увеличению летных часов.
12) Противообледенительная система самолѐта позволяет выполнять
полѐты в условиях слабой и средней интенсивности обледенении. Для устранения
льда
с
передних
кромок
крыла
и
хвостового
оперения
служит
пневматическаясистема, основанная на механическом воздействии резиновых
протекторов,
приклеенных
оперения.Камеры
компрессоров
к
протекторов
переднимкромкам
наполняются
двигателей.Передние
кромки
крыла
воздухом,
и
хвостового
отбираемым
воздухозаборников
от
двигателей
обогреваются горячим воздухом, отбираемым отпоследней степени компрессоров
двигателей. Управление подачей горячего воздуха кинематическисвязано с
управлением инерционными сепараторами льда в каналах воздухозаборников и
створкамив нижней части гондолы двигателя (перед и за маслорадиаторами).
Приемники полного, статического давлений, а также лобовые стекла –
электрообогревного
типа.Лопасти
воздушных
винтов,
для
защиты
от
обледенения, обогреваются нагревательнымиэлементами.
13) Противопожарная система.Противопожарное оборудование самолета
состоит из трех самостоятельных и независимых систем,предназначенных для
тушения пожара в гондолах двигателей, в кабинах самолета и в переднем
багажнике
25
2
Сравнение ЛТХсамолётов DA-42NG и L-410 UVP
2.1 Описание самолета DA-42NG
Австрийская компанияDiamondAircraftявляется основным производителем
самолетов DA-42.
Diamond DA42 NG — это легкий, многоцелевой самолет, изготовленный
преимущественно из композитных материалов, обеспечивающих прочность
самолета и оптимальную аэродинамическую проработку планера, что создает
условия для экономии топлива.
Первый полетбыл совершен в 2002 году. Diamond DA42 – двухмоторный
низкоплан с Т-образным хвостовым оперением и трехопорным убирающимся
шасси. Планер самолета изготовлен из углепластика. Многие технологические
решения был взаимствованы с удачного однодвигательного самолета DA40. DA42 установлена интегрированная цифровая авионика Garmin G-1000 (стеклянная
кабина), которая заменяет традиционную приборную панель. Самолеты DA42
«NewGeneration» оснащаются турбодизельными 168-сильными двигателями
Austro 3-его поколения.
17 декабря 2004 Diamond Aircraft получил допуск EASA к эксплуатации
самолета типа DA42 Twin Star, оснащенного для полетов по приборам (IFR).
23 июля 2004 года самолет DA42 Twin Star впервые пересекает Атлантику
по пути из Австрии в Канаду, а 16 августа 2004 года состоялся обратный
беспосадочный перелет через Атлантику по маршруту Лондон – Онтарио, Канада,
минуя Сент-Джонс на Ньюфаундленде без остановки курсом на Порто,
Португалия и дальше в Винер Нойштадт, Австрия. За всю историю воздушного
сообщения данный полет является первым в мире беспосадочным перелетом
через Атлантику, который был выполнен на самолете с дизельным двигателем, со
средним расходом топлива 11,2 галлона в час.
26
Самолет используется для частных лиц, применяется как авиатакси, а
также, при установки специального оборудования, возможно ведение аэрофото- и
видеосъемки. DA-42NG стоит на вооружении некоторых для патрулирования
границ и ведения наблюдения за дорожной обстановкой. В Российской
Федерации
широкое
применение
получил,
как
самолет
первоначальной
подготовки пилотов гражданской авиации.
В Ульяновском институте гражданской авиации проводится подготовка
пилотов гражданской авиации. Будущие пилоты проходят практику на самолѐтах
DA-42 TwinStarи DA-42NG. Всего насчитывается 21 воздушное судно данного
типа. Летная практика проходит интенсивно, в связи с чем ресурс двигателя и
планера
вырабатывается
очень
быстро.
Поэтому
требуется
регулярное
техническое обслуживание, замена составных частей самолѐта и оборудования, а
также замена силовых установок. Сведение о техническом состоянии флота
УИГА представлен в приложениях 2 и 3. По результатам анализа данных
(приложение 2 и 3) мною построена круговая диаграмма, отражающая в
процентном соотношении количество ВС в исправно техническом состоянии к
общему числу флота, а также причины отсутствия самолѐтов в эксплуатации
(рисунок 4).
Рисунок 4 ‒Диаграмма состояния флота УИГА
27
Из рисунка 4 мною сделан вывод, что у 19 % самолѐтов уже выработан
ресурс силовых установок и требуется отправка двигателей на ремонт в Австрию.
К группе «Техническая неисправность» я отнѐс воздушные суда, у которых
имеются неисправности с воздушными винтами, шасси, электрооборудованием, и
прочее.
19% от общего количества ВС будут переданы в СЛУ ГА, где также
осуществляется подготовка пилотов на DA-42. Это свидетельствует о том, что в
скором времени УИГАпотребуется обновление парка самолѐтов, поэтому в своей
выпускной квалификационной работе мною рассмотрена возможность замены
DA-42NG, самолѐтом L-410 UVP E-20.
2.2 Описание конструкцииDA-42NG
Самолет DA42 NG конструктивно выполнен в виде четырехместного
двухдвигательного моноплана с низкорасположенным свободнонесущим крылом
и Т-образным хвостовым оперением.
Самолет
изготовлен
из
композиционных
материалов
на
основе
пластмассы, армированной волокном, что позволило обеспечить одновременно
прочность и малый вес конструкции.
Фюзеляж представляет собой полумонокок и состоит из обшивки,
выполненной
из армированной
шпангоутов
и
элементов
углеволокном пластмассы
жесткости,
выполненных
из
(углепластика),
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 половинам обшивки фюзеляжа и конструктивно
входит в состав фюзеляжа. На центроплане установлены стыковые узлы
крепления крыльев, гондолы двигателей и основные опоры шасси.
28
Фонарь кабины представляет собой формовой элемент из углепластика и
состоит из внутреннего и внешнего каркасов, склеенных друг с другом смолой с
наполнителем. Каждая часть каркаса состоит из нескольких слоев углеткани и
одного слоя стеклоткани. В местах воздействия повышенных
напряжений
количество слоев углеткани увеличено. Монтажные втулки, ручки и стопорные
болты приклеены к внутренней части каркаса смолой с наполнителем.
К центроплану крепятся отъѐмные части крыльев. Крыло выполнено в
виде полумонокока. Каждое крыло имеет два лонжерона. На каждом крыле
установлены два закрылка, один из которых расположен на задней кромке
отъѐмной части крыла с ее внутреннего конца, а второй – на задней кромке
корневой части крыла. С внешнего конца крыла на задней кромке отъѐмной части
каждого крыла установлен элерон.
Стабилизатор имеет верхнюю и нижнюю обшивки, изготовленные из
стеклопластика. Обшивки соединены с лонжеронами и нервюрами, которые также
выполнены стеклопластика. На задней кромке установлен обычный руль высоты с
триммером.
На самолѐте DA-42NG установлено трѐхопорное убираемое шасси.
Основные опоры шасси крепятся к центроплану. Носовая опора шасси крепиться
к кронштейну в передней части фюзеляжа. При уборке шасси в полѐте ниши всех
трѐх опор шасси закрываются створками из углепластика. Основные опоры шасси
удерживаются в убранном положении гидросистемой шасси. При выпуске
основных опор стойки фиксируются и удерживаются замками в выпущенном
положении при воздействии нагрузок от повторных ударов. Шасси оснащено
гидравлической системой выпуска и уборки с электрическим управлением.
В системе управления самолетом используются обычные элероны, руль
высоты и руль направления. Самолет DA-42NG оснащен двумя ручками
управления и двумя парами педалей управления рулем направления, при помощи
которых обеспечивается управление основными органами управления. Привод
элеронов и руля высоты осуществляется через тяги управления. Привод руля
29
направления
осуществляется
через
тросы.
Управление
закрылками
осуществляется при помощи электродвигателя.
Самолет оборудован двумя винтовыми двигателями AustroEngineE4-C. Это
четырѐхцилиндровый двигатель прямого впрыска, жидкостного охлаждения с
турбо охладителем. Двигатель работает как на авиационном керосине марки JetA1(ТС-1), так и на дизельном топливе. Заявленная мощность составляет 168 л.с.
(123,5 кВт) при 2300 об/мин. Силовая установка оснащена регулятором
постоянства оборотов, управление которой осуществляется при помощи системы
электронном управления двигателем FADEC.
Индикация всех параметров работы двигателя осуществляется на
пилотажно-навигационных дисплеях и включает в себя нагрузка на двигатель в
процентах, число оборотов в минуту, температуру редуктора, температуру
охлаждающей жидкости, температуру масла, давления масла.
В каждом крыле самолета установлен топливный бак. Каждый топливный
бак состоит из трѐх отдельных камер. Камеры соединяются гибкими шлангами
большого диаметра. Кроме того, в верхней части камеры также соединяются
шлангами меньшего диаметра, обеспечивающими вентиляцию топливных баков.
Самолет
DA-42NGоснащен
всеми
необходимыми
пилотажно-
навигационными приборами, включая мембранноанероидные приборы индикации
высоты и воздушной скорости, а также электрические приборы индикации
направления. Основная часть необходимой информации для выполнения полетов
индицируется на дисплеях комплекса Garmin G1000.
2.3 Геометрические характеристики самолета DA-42NG
Габаритные размеры
Размах крыла: ……………………………………………………………. 13,42
м
Длина: ……………………………………………………………................8,56 м
Высота: ……...……………………………………………………………...2,49 м
30
Стояночный
угол
самолета:
………………………………………………..
±0,3
Крыло: Аэродинамический профильWortmann FX 63-137/20-W4
Площадь
крыла:
…………………………………………………………16,29
Угол
геометрической
стреловидности:
……………………………………….1
Относительное
удлинение
крыла:
…………………………………………11,06
Средняя аэродинамическая хорда: ………………………………............1,271
м
Угол
поперечного
V
крыла:
…………………………………………………..+5
Установочный
угол
крыла:
…………………………………………………….3
Отклонение элеронов
-вверх:
……………………………………………………………………..….−25
-вниз:
………………………………….……………………………………...+15
Горизонтальное хвостовое оперение
Общая
площадь:
…………………………………………………………..2,35
31
Площадь
руля
высоты:
…………………………………………...........…0,66
Отклонение руля высоты
-вверх: ………………………………………………………….........–15,5
(–
13 )
…………………………..……………………………………………..
-вниз:
+13
Вертикальное хвостовое оперение
Общая
площадь:
…………………………………………………………..2,43
Площадь
руля
направления:
……………………………………………..0,78
Отклонение руля направление
-влево:
………………………………………………………………………..
-вправо:
………………………….………........................................................–
+27
29
Шасси
Колея:
…………………………………………………………………...…..2,95
База:
…………………………………………………………………..……1,735
м
м
Ограничение по путевой скорости
32
Колесо
передней
опоры:
……………………………………….……..120
основной
опоры:
……………………………………………..120
миль/ч
Колесо
миль/ч
2.4 Ограничения по скоростидля DA-42NG
В таблице 1 представлены скоростные ограничения самолѐта DA-42NG.
Таблица 1 –Скоростные параметры
1
Воздушная скорость
Приборная воздушная
скорость (узлы)
Примечания
2
3
4
3
4
Продолжение таблицы 1
1
2
Эксплуатационная
маневренная
скорость
Максимальная
скорость полета с
выпущенными
закрылками
Максимальная
скорость
Свыше 1800
кг
122 узла
(приборная)
Свыше 1700
кг до 1800 кг
119 узлов
(приборная)
До 1700 кг
112 узлов
(приборная)
Положение
LDG
(посадка)
113 узлов
(приборная)
Положение
APP (заход
на посадку)
133 узлов
(приборная)
Выпуск
188 узлов
(приборная)
33
После превышения
этой скорости
запрещается полное
или мгновенное
перемещение
поверхностей
управления
Запрещается
превышение
указанных значений
при
соответствующих
положениях
закрылков
Не следует
эксплуатировать
эксплуатации
шасси
152 узлов
(приборная)
шасси выше
указанной скорости
188 узлов
(приборная)
Превышение данной
скорости
запрещается с
выпущенными
шасси
Минимальная
Положение
эволютивная
APP (заход
скорость в полете на посадку)
68 узлов
(приборная)
Положение
UP (убрано)
71 узел
(приборная)
С одним
неработающим
двигателем,
поддерживать
скорость выше
данного предела
Уборка
Максимальная скорость с
выпущенными шасси
Окончание таблицы 1
1
2
3
151 узел
Максимальная конструкционная (приборная)
крейсерская скорость
188 узлов
(приборная)
Непревышаемая скорость в
спокойном воздухе
4
Превышение данной
скорости
допускается только в
спокойном воздухе
при соблюдении
должных мер
предосторожности
Превышение данной
скорости
запрещается вне
зависимости от
обстоятельств
Таблица2 −Обозначения на указателе воздушной скорости
Обозначение
Приборная скорость
Значение
1
2
3
34
Белая дуга
Зелѐная дуга
62 узла – 113 узла
Диапазон скорости с полностью
(приборная)
выпущенными закрылками
68 узлов – 151 узел
Нормальный рабочий диапазон
(приборная)
Жѐлтая дуга
Синяя радиальная
151 узел – 188 узлов
Критический диапазон – только в
(приборная)
спокойном воздухе
85 узлов (приборная)
Скорость для набора высоты с
дуга
наибольшей скороподъѐмностью,
с одним двигателем
Окончание таблицы 2
1
2
3
Красная
71 узел (приборная)
Минимальная эволютивная
радиальная дуга
Красная
скорость, с одним двигателем
188 узлов (приборная)
Максимальная скорость для всех
радиальная черта
режимов полета
2.5 Ограничения по силовой установке
Число двигателей: 2
Изготовитель двигателя: Austro Engine
Модель двигателя:E4-C
Ограничения на частоту вращения вала двигателя (по частотевращения
воздушного винта). Максимальная частота вращения на взлетном режиме: 2300
об/мин.
Номинальное число оборотов: 2300 об/мин
Заброс оборотов двигателя: 2500 об/мин (максимум 20 секунд)
35
Режимы работы двигателя
Максимальный взлетный режим: 100% (123,5 кВт) (не более 5 минут).
Номинальный режим: 92% (114 кВт).
Давление масла: минимальное 0,9 бар; максимальное 6,5 бар.
Количество масла для одного двигателя: минимальное 5,0 литров;
максимальное 7,0 литров. Максимальный расход масла составляет 0,1 литра в час.
Температура
масла:
+140
.
Температура редуктора: минимальная (при максимальной нагрузке) +35
;
Нормальный диапазон от +50
максимальная +120
минимальная
до +135
-30
;
максимальная
.
.
Температура охлаждающей жидкости: минимальная (при пуске) -30
минимальная (при максимальной нагрузке) +60
; максимальная +105
;
.
Напряжение: минимальное 24,1 В; максимальное 32,0 В.
Сила тока: максимальная 70 А.
Изготовитель воздушного винта: mt-Propeller. Модель воздушного винта:
MTV-6-R-C-F/CF 190-69. Диаметр винта 190 см. Угол установки лопасти винта
(при 0,75 R): малый шаг 13°±0,2°; флюгерное положение 80°±1°.
Максимальная высота для повторного запуска двигателя: барометрическая
высота 18000 футов для немедленного повторного запуска; барометрическая
высота 10000 футов для повторного запуска в течении двух минут.
2.6 Масса самолета
Минимальная полетная масса: 1450 кг
Максимальная взлетная масса: 1900 кг
Максимальная взлетная масса: 1999 кг (MÄM 42-678)
Максимальная масса без топлива: 1765 кг
Максимальная масса без топлива: 1835 кг (MÄM 42-659)
Максимальная посадочная масса: 1805 кг
Максимальная посадочная масса: 1999 кг (MÄM 42-659)
36
Примечание: Допускается посадка с массой от 1805 кг до 1900 кг. Это
предполагает наличие нештатной эксплуатационной процедуры. Проведение
проверки после жесткой посадки требуется только после фактической жесткой
посадки, вне зависимости от фактической посадочной массы.
Максимальная загрузка переднего багажного отсека (в носовой части
фюзеляжа): 30 кг.
Макс. загрузка багажного отсека салона (за задними сиденьями): 45 кг.
Максимальная загрузка удлиненного багажного отсека (за багажным
отсеком салона): 18 кг.
Общая
максимальная
загрузка
багажного
отсека
в
салоне
и
дополнительного багажного отсека: 45 кг.
Максимальная загрузка в стандартном багажном отсеке (между задними
сиденьями и багажной перегородкой): 30 кг.
Максимальная загрузка в коротком дополнительном багажном отсеке: 15
кг.
2.7 Центровочные данные
Базовая плоскость (БП) – это плоскость, перпендикулярная продольной
оси самолета, расположенная в передней части самолета по направлению его
полета. Продольная ось самолета параллельна полу багажного отсека в носовой
части фюзеляжа. Когда пол багажного отсека в носовой части расположен
горизонтально, базовая плоскость вертикальна. Базовая плоскость расположена на
расстоянии 2,196 м спереди от крайней передней точки корневой нервюры крыла.
На рисунке 5 изображено условное расположение базовой плоскости
относительно передней точки корневой нервюры.
37
Рисунок 5 – Базовая плоскость
Ограничения по центровке:
Центр тяжести (ЦТ) для полетных условий должен располагаться в
следующих пределах:
Крайнее переднее положение ЦТ:
На 2,35 м сзади от базовой плоскости при массе от 1450 кг.
На 2,35 м сзади от базовой плоскости при массе от 1468 кг.
На 2,418 м сзади от базовой плоскости при максимальной взлетной массе 1900 кг.
На 2,434 м сзади от базовой плоскости при максимальной взлетной массе 1999кг
(MÄM 42-678).
Крайнее заднее положение ЦТ:
На 2,454 м сзади от базовой плоскости при массе 1450 кг.
На 2,480 м сзади от базовой плоскости при массе 1700 кг.
На 2,480 м сзади от базовой плоскости при максимальной взлетной массе.
2.8
Дополнительные данные
38
Разрешенные маневры:
1) Все маневры, присущие нормальному полету;
2) Сваливание (за исключением динамического сваливания);
3) Плоские
восьмерки,
боевые
развороты,
крутые
развороты
и
аналогичные маневры с углом крена не более 60°.
Выполнение маневров высшего пилотажа, штопора и полетных маневров с
углом крена более 60° на самолетах нормальной категории запрещается.
Сваливание с ассиметричными режимами или одним неработающим двигателем
запрещается. Намеренное выполнение маневров с отрицательной перегрузкой
запрещается.
Таблица 3 − Коэффициенты эксплуатационной перегрузки при маневрировании
С закрылками в
–
При
При
положении APP
или LDG
Положительный
3,8
3,8
2,0
Отрицательный
-1,52
0,0
-
Превышение максимального коэффициента запаса прочности конструкции
ведет к возникновению чрезмерной нагрузки на самолет.
Эксплуатационная высота составляет 18000 футов (5486 м).
Состав летного экипажа: минимальный экипаж 1 человек.
Максимальное количество человек на борту 4 человека.
На самолете разрешены следующие виды полетов, при условии
соблюдения национальных эксплуатационных требований:
Полеты по ПВП в дневное время;
С соответствующим оборудование: полеты по ПВП в ночное время
(NVFR);
С соответствующим оборудованием: полеты по ППП;
39
Взлет с ВПП с искусственными покрытием и посадка на такие ВПП;
Взлет с ВПП без искусственного покрытия и посадка на такие ВПП;
Выполнение полетов в условиях фактического или прогнозируемой
грозовой деятельности запрещается.
2.9 Сравнение характеристик DA-42NG и L-410 UVP
В таблице 4 представлены взлетно-посадочные характеристики, которые
были рассчитаны для максимальных взлетных масс самолѐтов, при температуре
+15℃ и давлении 1013,3 гПа.
Таблица 4−Взлетно-посадочные характеристики самолетов
Характеристики
DA-42NG
1
L-410UVP
2
3
Максимальна взлетная масса, кг
1900
6600
Скорость отрыва, узлы
75
70
Длина разбега, м
540
427
2
3
Длина взлетной дистанции, м
866
510
Длина пробега, м
386
283
Длина посадочной дистанции с высоты 15м, м
645
500
Окончание таблицы 4
1
Согласно полученным данным из таблицы 4, мы видим, что L-410
UVPзначительно превосходит DA-42 NG. Максимальная взлетная масса на 70%
больше, длина разбега меньше на 20%, длина взлетной дистанции на 41% меньше,
40
длина пробега короче на 26% и длина посадочной дистанции меньше на 22% от
соответствующих характеристик DA-42.
Таблица 5 − Сравнение геометрических характеристик
Характеристики
DA-42NG
L-410 UVP
Размах крыла, м
13,42
19,98
16,29
34,86
Длина фюзеляжа, м
8,56
14,42
Высота, м
2,49
5,96
Колея шасси, м
2,95
3,65
База шасси, м
1,735
3,66
Площадь крыла,
Проанализировав данные таблицы 5, я сделал вывод, что L-410UVPимеет
большие габариты чемDA-42NG, так как самолѐты имеют разное назначение.
Если DA-42 это легкий маловместительный самолѐт, предназначенный для
производства полѐтов частных лиц или ведения фотосъемки, то L-410 разработан
для перевозки пассажиров, груза и почты в труднодоступные районы, где взлет и
посадка осуществляются на грунтовые полосы.
Таблица 6 − Сравнение высотно-скоростных параметров
Параметры
DA-42NG
L-410 UVP
Максимальная эксплуатационная
151
181
скорость, узел
41
Максимальная эксплуатационная
5486
4100
Скороподъемность, фут/мин.
1065
1673
Скорость сваливания, узел
72
85
DA-42NG
L-410UVP
Расход топлива, галл/ч
14
77
Срок службы двигателя, час
1800
Не ограничен
Срок службы планера,час
6000
Не ограничен
3
19
25
29
Коммерческая загрузка, т
0,18
1,8
Стоимость, млн. руб.
90
450
высота, м
Таблица 7−Сравнение других параметров
Параметры
Число пассажиров
Максимальная боковая
составляющая ветра, узлы
На основеполученных данных таблицы 6 и 7, мною произведен расчет
производительности ЛА – это провозная способность ЛА, т.е. объем работы,
который может произвести транспортное средство в единицу времени.
Следовательно, производительность ВС - это объем авиаперевозок,
выполняемый ЛА в единицу времени (час, год).
Предельная общая часовая производительность i-го типа ЛА определяется
по формуле:
42
,(2.1)
где g - предельная коммерческая загрузка ВС i -го типа, т;
V - рейсовая скорость ВС i -го типа, км/ч. V iP
Исходя из данных таблицы 6 определим значения в формулу 2.1:
DА-42NG: 0,18×280=50,4ткм/ч
L-410 UVP: 1,8×335=603ткм/ч
Плановая общая часовая производительность:
,(2.2)
Y
–
коэффициент
использования
коммерческой
загрузки,
то
есть
грузоподъемности (можно принять равным 0,6-0,8).
Исходя из таблицы 6 определим значения, подставив данные в формулу 2.2,
получим:
DА-42NG: 50,4×0,8=40,32ткм/ч
L-410 UVP: 603×0,8=482,4ткм/ч
В результате производительность L-410 UVPв 12 раз выше, чем у самолѐта
DA-42NG. По этой причине L-410 широко применяется на местных воздушных
линиях в отличии от DA-42NG.
С точки зрения экономической составляющей, то L-410 UVPв 5 раз
дороже, чем DA-42NG и имеет больший расход топлива. Но эти затраты могут
окупиться в ходе эксплуатации.
DA-42NGимеет ресурспланера 6000 л.ч. и двигателя 1800 л.ч.
Те же параметры у L-410 имеют неограниченный ресурс, так как компания
Aircraftindustriesиспользует философию DAMAGE TOLERANCE / допустимость
повреждений, то есть срок службы планера определяется исходя из его текущего
состояния. Для этого каждый самолѐт оборудован специальным прибором,
который используется для записи вертикальной перегрузки в центре тяжести
43
самолета, а также регистрации следующих параметров: тип самолѐта, заводской
номер самолѐта, бортовой номер самолѐта, количество летных часов и количество
приземлений. Аппарат позволяет проводить непрерывное измерение и запись
локальных экстремумов вертикальной перегрузки в центре тяжести самолета на
земле и в воздухе. Для коммуникации с аппаратом и для съѐма измерений
разработано специальное программное обеспечение, которое позволяет получать
и обрабатывать данные. Полученные данные используются для проведения
технического обслуживания конкретного ВС исходя из его фактического
состояния.
.
44
3 Анализ катастрофыL-410 UVP под Хабаровском
3.1 Обстоятельства катастрофы
15.11.2017 экипаж самолета L-410UVP-E20 RA-67047 в составе: КВС и
второго пилота выполнял регулярный рейс по маршруту: Хабаровск – Чумикан –
Нелькан с целью перевозки пассажиров и грузов.
Заявка на полет была подана 14.11.2017 представителем авиакомпании
КГУП «Хабаровские авиалинии» в Хабаровский центр ОрВД. Согласно заявке,
полет планировался по маршруту Хабаровск – Николаевск-на-Амуре – Нелькан.
Предполетная подготовка проведена экипажем в аэропорту Хабаровск и началась
в 08:00 15.11.2017 по местному времени. При проведении предполетной
подготовки выяснилось, что а/п Николаевск-на- Амуре закрыт в связи с очисткой
ВПП. По согласованию с ПДСП а/п Николаевск-на-Амуре было принято решение
выполнять рейс по маршруту: Хабаровск – Чумикан - Нелькан.
Перед вылетом техническим составом КГУП «Хабаровские авиалинии»
было выполнено техническое обслуживание воздушного судна. Замечаний по
работе ВС и его систем не было. Общее количество топлива на борту перед
взлетом составило 1250 кг.
Экипаж имел необходимую информацию о фактических и прогнозируемых
метеоусловиях, которая была получена при прохождении метеоконсультации
перед вылетом. Прогноз и фактическая погода по аэродрому вылета, по маршруту
полѐта, в пункте посадки и по запасным аэродромам соответствовали
требованиям ФАП-128 и не препятствовали принятию решения на вылет.
На борту ВС находилось 5 пассажиров, 2 члена экипажа и 410 кг груза
(багаж пассажиров и почтово-грузовые отправления).
Взлетная масса самолета и центровка составляли 6368 кг и 25.5% САХ
соответственно, что не выходило за ограничения РЛЭ самолета для имеющихся
условий.
Взлѐт в аэропорту Хабаровск был выполнен в 23:33 14.11.2017.
45
Полет по установленному маршруту проходил без отклонений. За 30
минут до подлета к аэродрому Чумикан экипаж, оценив остаток топлива, передал
запрос диспетчеру сектора РЦ-2/8 Хабаровского ЕС ОрВД на изменение
маршрута полета: после прохода геоточки ОГУМИ следовать по трассе В226 в
пункт назначения Нелькан, без посадки в Чумикане. Первоначально, посадка в
Чумикане планировалась для дозаправки. В 00:32 15.11.2017 экипажем от
Хабаровского ЕС ОрВД было получено разрешение на изменение плана полета.
В 02:35 экипаж вышел на связь с диспетчером КДП посадочной площадки
Нелькан и получил от него условия захода на посадку и фактическую погоду.
Заход на посадку осуществлялся на ВПП 04 через ОПРС, по правой «коробочке»,
в соответствии с установленной схемой. Метеорологический минимум для
данного вида захода составляет 360 × 3000 метров, фактические метеоусловия не
препятствовали выполнению захода.
Заход на посадку выполнялся с закрылками 18°, шасси были выпущены.
Посадочная масса по расчету составила 5300 кг. Для данной посадочной массы и
положения закрылков скорость захода на посадку согласно РЛЭ составляет 80
узлов.
После начала снижения по глиссаде экипаж доложил о готовности к
посадке и получил соответствующее разрешение диспетчера. В процессе
снижения по глиссаде, на удалении 5 км и высоте около 400 м, был отключен
автопилот. Активное пилотирование выполнял КВС. При визуальном наблюдении
ВПП КВС принял решение на выполнение посадки.
После отключения автопилота оба РУВ были установлены на малый шаг,
после чего экипаж выполнил карту контрольных проверок перед посадкой.
Снижение по глиссаде на данном этапе выполнялось на скоростях 100-115 узлов,
что не выходило за ограничения РЛЭ в 135 узлов.
По записям бортового параметрического самописца особая ситуация
развивалась следующим образом:в 03:10:30 (за 14 с до начала регистрации
разовой команды о включении Бета- режима2) появляется разница в величине
оборотов правого и левого винтов (величина оборотов правого винта больше),
46
причем со временем эта разница продолжала увеличиваться;в 03:10:38 на
истинной высоте около 170 м и приборной скорости 108 узлов. При постоянном
положении руля направления и отсутствии крена значение магнитного курса за 5
секунд увеличилось на 10° (вправо), после чего, в 03:10:44, при положении обоих
РУД на «прямую» тягу началась регистрация разовой команды о включении Бетарежима
правого
двигателя.
Регистрация
указанной
разовой
команды
продолжалась до окончания записи параметрического самописца; в ту же секунду
положение обоих РУД было увеличено с 15 до 25%.
Практически с этого же момента времени (03:10:44) у самолета начал
развиваться правый крен, который через 4-5 секунд достиг величины 20-25°. На
протяжении следующих 7-8 секунд правый крен изменялся в диапазоне 15-25°,
при этом экипаж для балансировки самолета использовал отклонение педалей
(примерно половина хода) и элеронов (вплоть до максимального).
В 03:10:46 (через 2 с после срабатывания разовой команды о включении
Бета- режима) на правом воздушном винте наблюдается заброс скорости
вращения до приблизительно 2300 оборотов в минуту, при этом разница в
величине оборотов правого и левого воздушных винтов продолжала сохраняться.
Судя по записям бортового магнитофона, экипаж распознал причины
развития особой ситуации: КВС в 03:10:48: «Тихо, тихо. Что случилось?», на что
второй пилот в 03:10:51.5 ответил: «Бета режим работает». На момент АП, в РЛЭ
самолета действия экипажа при включении Бета-режима в воздухе описаны не
были.
Дальнейшая ситуация развивалась в течение 9 сек. Самолет продолжал
снижаться и начал энергично терять скорость. Управляющие действия экипажа
рычагом управления нормально работающего левого двигателя, а также
элеронами, рулями высоты и направления не привели к разрешению особой
ситуации. Воздушный винт правой силовой установки не флюгировался, правый
двигатель работал вплоть до окончания записи параметрического самописца.
В 03:10:53, на истинной высоте около 100 м и приборной скорости 76
узлов, при
вертикальной перегрузке
47
1.15 g сработала сигнализация о
приближении к сваливанию (определено по записи бортового магнитофона).
Через 3-4 секунды, на истинной высоте около 80 м и приборной скорости 72 узла,
при вертикальной перегрузке ~1.2 – 1.25 g, самолет начал интенсивно вращаться
по крену вправо. Судя по записям бортового параметрического самописца и
положению самолета на месте АП, на заключительном этапе полета самолет
выполнил полный переворот вокруг продольной оси («бочку»).
Авиационное происшествие произошло в 03:11 15.11.2017, в истинном
азимуте 187° на удалении 1400 м от входного торца ВПП 04.
Местность в районе АП горная, болотистая, поросшая хвойными и
лиственными деревьями. В зимнее время местность покрыта слоем снега
толщиной от 50 до 100 см. Превышение места АП над уровнем моря составляет
304 м. Магнитное склонение - +15°.
3.2 Телесные повреждения
В таблице 8 содержится информация о повреждениях, полученных
пассажирами и членами экипажа в результате АП.
Таблица 8 – Телесные повреждения
Телесные повреждения
Экипаж
Пассажиры
Прочие
лица
Сосмертельным исходом
2
4
0
Серьезные
0
1
0
Незначительные/отсутствуют
0/0
0/0
0/0
3.3 Повреждения воздушного судна
В результате столкновения с землей ВС получило значительные
повреждения фюзеляжа, двигателей, хвостового оперения. Кабина пилотов
практически полностью разрушена, консоли крыла самолета имеют повреждения
и деформации.
48
3.4 Сведения об экипаже
Информация о КВС содержится в таблице 9.
Таблица 9 – Сведения о КВС
Должность
КВС
Пол
Мужской
Дата рождения
21.10.1975
Минимум погоды
ППП 60х800, ПВП 200х3000, взлет 300
м
Общийналет
12076 ч
Налет на самолете L410 UVP-E20
1243 ч
Налет в качестве КВС на самолете
1243 ч
L410 UVP-E20
Налетзапоследниймесяц
54 ч
Налет за последние трое суток
09 ч
Налет в день АП
03 ч 34 мин
Предварительнаяподготовка
22.08.2017, проведена заместителем
директора по летной службе КГУП
«Хабаровские авиалинии»
Медицинскийосмотрпередвылетом
Медпункт АО «Хабаровскийаэропорт»
Предполетнаяподготовка
14.10.2017, в
аэропортуХабаровск,самостоятельно
49
3.5 Сведения о воздушном судне и силовой установке
Таблица 9 – Сведения о ВС
Тип воздушного судна
L 410 UVP-E20
Дата выпуска, изготовитель
17.12.2015, AircraftIndustries
(Чешская
Республика)
Назначенный ресурс и срок службы
20000 ч, 20000 посадок, срок службы
неограничен
Наработкавоздушногосудна СНЭ
1693 ч, 1071 посадка
Ресурс и срок службы до первого
ремонта
Ревизия выполняется через 4800 ч
или 10 лет
Таблица 10 – Сведения о силовых установках и воздушных винтах
Сведения о двигателях
1
2
Тип
GE H80-200
Дата выпуска, изготовитель
левый - 19.11.2014, GE Aviation
правый - 28.11.2014, GE Aviation
Назначенный ресурс, срок службы
Не ограничены
Межремонтный ресурс, срок службы 3600 ч, 6600 циклов, срок службы не
ограничен
Наработка СНЭ
левый - 1693 ч, 1028 циклов,
правый -1693 ч,1028 циклов
Сведения о воздушных винтах
Тип
AV-725
Дата выпуска, изготовитель
левый - 11.12.2014, Avia Propeller
правый-04.12.2013, Avia Propeller
Назначенный ресурс, срок службы
12000 ч, срок службы не ограничен
50
Окончание таблицы 10
1
2
Наработка СНЭ
левый - 1693 ч,
правый - 1743 ч
Межремонтный ресурс, срок службы
3600 ч, 6 лет
Остаток межремонтного ресурса и левый - 1907 ч, до 11.12.2020,
срока службы
правый - 1857 ч, до 04.12.2019
Количество ремонтов
Не имели
3.6 Метеорологическая информация
Метеорологическое
обеспечение
полета
осуществлялось
ФГБУ
«Авиаметтелеком Росгидромета» и синоптической группой аэропорта Ургалан
Хабаровского края (лицензия № Р/2015/2731/100/Л, выдана Федеральной службой
по гидрометеорологии и мониторингу окружающей среды 11.02.2015).
Прогноз погоды по пункту посадки Чумикан сроком действия от 22:00
14.11.2017 до 03:00 15.11.2017: ветер у земли 280°-06 порывы 12 м/с, видимость
10 км, облачность разбросанная кучево-дождевая, нижняя граница 600 м,
значительная облачность, нижняя граница 2100 м, временами с 22:00 14.11 до
03:00 15.11.2017 ветер у земли 260°-10 порывы 15 м/с, видимость 5000 м, слабый
ливневый снег.
Прогноз погоды по посадочной площадке Нелькан сроком действия от
22:00 14.11.17 до 03:00 15.11.17: ветер у земли неустойчивого направления 01 м/с,
видимость 10 км, слабый снег, облачность сплошная, нижняя граница 2100 м.
Фактическая погода на посадочной площадке Нелькан 14.11.2017 за 23:00:
ветер у земли – тихо, видимость 10 км, облачность сплошная, нижняя граница 900
м, температура воздуха минус 29°С, давление QNH 1016 гПа, давление QFE
735/0980, прогноз на посадку – без изменений.
Фактическая погода на посадочной площадке Нелькан, зафиксированная
диспетчером КДП Нелькан в момент авиационного происшествия: ветер 20° до 4
51
м/с, видимость более 10 км, облачность разбросанная на высоте 900 м, сплошная
на высоте 2100 м, давление 733 мм рт. ст., температура минус 25°С.
3.7 Данные об аэродроме посадки
Посадочная площадка Нелькан расположена в 1.5 км юго-западнее н. п.
Нелькан. Координаты контрольной точки посадочной площадки 57°38'29.5" с. ш.
и 136°09'39.1" в. д. Покрытие ВПП – грунт, превышение - +306 м, магнитное
склонение - минус 15°. Магнитные курсы взлета и посадки - 41°/221°. Длина
ГВПП составляет 1522 м, прочность искусственного покрытия 8 кг/
.
Минимумы посадочной площадки:день: для вертолетов – 300х3000, для
самолетов – 360х3000. В ночное время на п. п. Нелькан полеты не производятся.
На площадке установлены схемы захода на посадку по ПВП и ППП.
Собственником посадочной площадки с 01.11.2017 является КГУП
«Хабаровские авиалинии».
Схема захода на посадку по приборам на ВПП 04, которую использовал
экипаж, представлена в приложении 4
3.8 Повреждения воздушного судна
Самолет компактно лежит в лесу. По траектории движения ВС до места
его падения элементов конструкции самолета не обнаружено. Столкновение с
земной поверхностью произошло с небольшим левым креном и малой
поступательной скоростью (удаление от места первого касания до полной
остановки ВС составляет около 3 м). На земле имеются следы касания левым
крыльевым баком, а также левой и правой стойками шасси. Правойконсолью
крыла сломано дерево (береза) диаметром в комле около 15 см, следов касания
правого крыльевого бака земной поверхности нет.
Фюзеляж ВС имеет разломы в районе 7 - 8, 13 - 14 и 24 шпангоутов (Рис.
5).
52
Рисунок 5 – Состояние фюзеляжа ВС после АП
Левый двигатель находится на своем штатном месте на крыле, со
значительным смещением влево, вниз и вперед по полету. Лопасти воздушного
винта находятся на штатных местах и деформированы, одна из лопастей
повредила кабину экипажа.
Правый двигатель находится на своем штатном месте на крыле, лопасти
воздушного винта находятся на штатных местах, 2 лопасти незначительно
деформированы.
Пластиковый концевой конус ВС оторван и находится рядом слева от
фюзеляжа. Пожара на месте АП не было.
3.9Данные о выживаемости пассажиров, членов экипажа и прочих лиц при
авиационном происшествии
В момент авиационного происшествия на борту воздушного судна
находились КВС, второй пилот и 5 пассажиров. КВС и второй пилот находились
на своих рабочих местах, были пристегнуты привязными ремнями. Пассажиры
находились в пассажирском салоне самолета (см. схему размещения пассажиров,
рис. 6) и также были пристегнуты привязными ремнями.
53
Рисунок 6 –Схема размещение пассажиров в салоне самолета
При столкновении самолета с землей КВС и второй пилот остались на
своих рабочих местах. Пассажиры после падения ВС остались в пассажирских
креслах.
В результате авиационного происшествия экипаж самолета и 4 пассажира
погибли.
Выжил один ребенок (3.5 года), госпитализирован в медучреждение
г.Хабаровска.
На земле жертв и разрушений нет.
3.10Анализ катастрофы
Ознакомившись с материалами предварительного отчѐта МАК, мною были
сделаны следующие выводы:
1)
В процессе конечного этапа захода на посадку экипажем не велся
контроль за параметрами работы двигателя. О чем свидетельствует отсутствие
54
управляющих воздействий на органы управления при самопроизвольном росте
оборов на правой силовой установке.
2)
Опасная ситуация экипажем была определена верно (включение Бета
режима), что подтверждается записью переговоров пилотов.
3)
На момент АП в РЛЭ самолѐта отсутствовала информация о
действиях при самопроизвольном включении Бета-режима в воздухе. Экипаж
пытался парировать разворачивающий момент относительно вертикальной оси
самолѐта, создаваемый левой и правой силовыми установками, при помощи
педалей (РН) и элеронами.В результате этого оказалось недостаточно, так как
разворачивающий момент от силовых установок на много больше момента,
созданного элеронами и рулѐм направления, в противоположное направление.
4)
Подъѐмная сила на правом полукрыле стремительно уменьшалась, а
на левом, наоборот, росла. Появилась разница подъемных сил полукрыльев что
привело к возникновению вращательного момента относительно продольной оси
самолѐта. Одновременно с этим самолѐт терял поступательную скорость.
Достигнув скорости сваливания, крыло перешло в режим авторотации. В
результате самолѐт столкнулся с землей.
3.11 Рекомендации по повышению безопасности полѐтов
На основе проделанного мною анализа я разработал следующие
рекомендации по повышению безопасности полѐтов:
1) Предприятиям, эксплуатирующим самолѐты L-410 UVP-E20 выполнить
проверку двигателей GEH80-200, а также всех систем, узлов и агрегатов,
отвечающих за изменение шага винта.
2) Необходимо разработать порядок действий экипажа во время включения
Бета-режима на этапе взлѐта,крейсерском полѐта и захода на посадку.
3)
Внести предложения действияв раздел № 3 РЛЭ самолѐта «Действия в
аварийных ситуациях при включении Бета-режима на различных этапах полѐта».
55
4)
Внести в программу подготовки пилотов занятия по отработке
действий на тренажере по действиям при самопроизвольном включении Бетарежима
в
56
полѐте.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Первоначальная подготовка курсанта в стенах учебного заведения является
фундаментом, на котором будет строиться его дальнейшая карьера. Успешное
прохождение лѐтной практики закрепляет необходимые навыки и облегчает
дальнейшее переучивание на другие типы воздушных судов, эксплуатируемые в
производственных предприятиях Гражданской Авиации.
По мимо всего прочего это отражается и на показателях уровня безопасности
полѐтов авиационной отрасли в целом.
Таким образом, правильный выбор конкретного типа воздушного судна
для учебных заведений первоначального обучения, является одним из ключевых
условий качественной подготовки пилотов.
Оба рассматриваемых самолѐта выполнены по принципиально разной
схеме.Если DA-42NG – это моноплан с низкорасположенным свободнонесущим
крылом, то L-410 UVP имеет высокое расположение крыла. В результате чего,
курсант получит опыт пилотирование самолѐта с данным типом крыла.
Приборное оборудование пилотской кабины обоих самолѐтов выполнено с
использованием дисплейной индикации в соответствии с концепциейGLASS
COCKPIT.При этом эргономика кабины L-410 имеет большее сходство с
современными воздушными типа Boeing, Airbus и Сухой Суперджет.
Сравнение
лѐтно-технических
характеристик
показало,
чтоL-410
UVPпревосходит DA-42NGпо всем параметрам.
С точки зрения финансовой составляющей, то L-410 UVPдороже DA-42NG. Но
расходы на поддержание самолѐта в рабочем состоянии значительно ниже за счѐт
большего ресурса двигателя и планера. Поэтому возможность применения самолѐта L410 UVPкак выпускного самолѐта можно определить только в ходе эксплуатации.
57
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМЫХ ИСТОЧНИКОВ
1.
Энциклопедия
«Авиация».
Научное
издательство
«Большая
(Конструкция
и
Российская энциклопедия».
2.
Ковалев,
А.И.
Самолѐт
Л-410
УВП
летная
эксплуатация) – М.: Транспорт,1988.– 86с.
3.
Елисеев, С.Н. Аэродинамика самолѐта Л 410 УВП Э: конспект лекций
/ С.Н.Елисеев.– Сасово : СЛУ ГА,2011.– 80с.
4.
Виноградов, А.С. Конструкция ТВД М-601: электронное учебное
пособие / А.С.Виноградов – Самара: СГАУ им. С.П. Королѐва,2013.
5.
Самолѐт L-410 UVPE-20: руководство по летной эксплуатации – Введ.
15.08.2013: М.Пешак, 2013.
6.
Сайт
Федеральногоагентствавоздушноготранспорта
эксплуатантов,
имеющих
сертификат
коммерческих
воздушных
перевозок
эксплуатанта
(январь
2018)
для
–
–
Перечень
осуществления
Режим
доступа:
http://www.favt.ru – Загл. с экрана.
7.
Сайт завода-производителя L-410 UVPкомпанииAircraftindustries –
Режим доступа: www.let.cz – Загл. с экрана.
8.
Сайт
Уральского
авиационного
завода
–
Режим
доступа:
www.uwca.ru– Загл. с экрана.
9.
Логунов,
Ю.Н.
Л
410
УВП-Э20
Методическое
пособие
по
выполнению полетов на самолѐте: метод. пособие / Ю.Н.Логунов, А.В.Самусенко
– Сасово: СЛУ ГА.
10.
Суслов, Ю.В. Летная эксплуатация систем и технология работы
экипажа самолѐта DA42: учебное пособие /Ю.В.Суслов – Ульяновск: УВАУ ГА
(И), 2010.– 187 с.
58
11.
Стариков, Ю.Н. Практическая аэродинамика самолѐта DA42: учебное
пособие / сост. Ю.Н. Стариков, В.П. Бехтир – Ульяновск: УВАУ ГА (И), 2010.–
131 с.
12.
Самолѐт DA-42NG: руководство по лѐтной эксплуатации – Введ.
18.02.2009.
13.
Сайт
завода
производителя
DA-42NG
–
Режим
доступа:
www.diamondaircraft.com – Загл. с экрана.
14.
Конструкция и летная эксплуатация самолета DA-42
15. Сайт Международного авиационного комитета – Режим доступа:
www.mak-iac.org – Загл. с экрана.
16.
Анализ состояния безопасности полѐтов в гражданской авиации
Российской Федерации в 2018 году
17. Государственная
итоговая
аттестация:
метод.
указания
по
выполнению выпускной квалификационной работы в форме дипломной работы /
сост. Е.Н.Коврижных, Е.В.Карсункин – Ульяновск: УИГА, 2018.– 45с.
59
Приложение 1
ПЕРЕЧЕНЬ ЭКСПЛУАТАНТОВ, ИМЕЮЩИХ СЕРТИФИКАТ
ЭКСПЛУАТАНТА ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ КОММЕРЧЕСКИХ ВОЗДУШНЫХ
ПЕРЕВОЗОК (ЯНВАРЬ 2018)
№
Наименование
Аэропорты
п/п
списочное
базирования
1
2
3
Государственное
1.
Типы, количество ВС
4
L-410 UVP-E20 (10)
унитарное предприятие
Оренбургской области
Оренбург
«Международный
аэропорт «Оренбург»
Общество с
2.
ограниченной
ответственностью
Чита (Кадала)
L-410 UVP-E20 (2)
«Аэросервис»
3.
4.
Акционерное общество
Петропавлоск-
«Камчатское
Камчатский
L-410 UVP-E20(2),
авиационное
(Елизово),
L-410UVP-E (2)
предприятие»
Тиличики
Акционерное общество
«Комиавиатранс»
Печора
Сыктывкар
Ухта
60
L-410 UVP-E20 (2)
1
2
3
4
Байкит, Енисейск,
Государственное
5.
предприятие
Красноярского края
«КрасАвиа»
Красноярск
(Емельяново),Красноярс
к
L-410 UVP-E20 (3)
(Черемшанка), Самара
(Курумоч), Тура(МВЛ),
Уфа, Хатанга
Акционерное общество
6.
Авиакомпания
Батагай, Зырянка, Маган,
«Полярные
Нюрба, Тикси, Якутск
L-410UVP-E (3)
Авиалинии»
7.
Акционерное общество
Екатеринбург
Авиакомпания «Уктус»
(Кольцово)
L-410 UVP-E20 (2)
Акционерное общество
8.
«2-ой Архангельский
объединенный
Архангельск (Васьково)
авиаотряд»
Окончание приложения 1
61
L-410UVP-E (2)
Приложение 2
ДАННЫЕ ОФЛОТЕ УИГА САМОЛЁТОВ DA-42NG (за01.02.2018г.)
Остатокре
№
Номер
Наработка
п/п
борта
планера
Исправность
сурса
подвигател
ю,час
1
2
3
4
5
1
01772
455
-
-/-
Причины простоя,
дополнительная
информация
6
Отработка ресурса
двигателей
Необходимо
2
02681
1678
-
117/117
восстановление после
повреждения.Отработка
ресурса двигателей
Отработка ресурса
3
02682
1662
-
132/132
4
02683
1799
-
0/0
5
02688
843
-
957/-
6
02686
1784
исправен
10/10
-
7
02685
1704
исправен
88/88
-
8
01774
1514
исправен
240/240
Окончание приложения 2
62
двигателей
Отработка ресурса
двигателей
Двигатели в резерве
отсутствуют
Планируется передача с
СЛУ ГА
1
2
3
4
5
6
9
02687
1425
исправен
370/370
Планируется
10
01773
1034
исправен
925/759
передача с СЛУ
ГА
Планируется
11
01721
2291
исправен
1309/1309
передача в СЛУ
ГА
Планируется
12
01722
2136
исправен
1442/1442
передача в СЛУ
ГА
63
Приложение 3
ДАННЫЕ О ФЛОТЕ УИГА САМОЛЁТОВ DA-42 TWIN STAR (за
01.02.2018г.)
Остаток
№
ресурса
Номербо Наработкапла Исправно
по
п/
рта
нера
сть
двигате
п
лю, час
1
01713
2353
-
649/649
2
01711
606
-
894/894
3
01712
2105
Исправен
904/904
4
01710
318
Причины простоя,
дополнительная
информация
Необходимремонтвоздушны
хвинтов
Ожидание запчастей,
сертификация ЭВС
-
1182/11 Ожидание запчастей,
-
82
сертификация ЭВС
1669/16
5
01715
1933
Исправен
69
1856/18
6
01714
1738
Исправен
56
2056/20
7
01716
1547
Исправен
56
8
01717
1523
Исправен
64
2076/20
-
76
9
01718
1501
2100/21 Необходим ремонт
-
00
65
воздушных винтов
Приложение 4
СХЕМА ЗАХОДА НА ПОСАДКУ АЭРОДРОМА НЕЛЬКАН НА ВПП 04
ПО ПРИБОРАМ
66
