Самолёт DA 40 NG «Tundra». Особенности конструкции и лётной эксплуатации

Владимир Митрофанович Корнеев

Книга будет полезной для авиационных специалистов, изучающих конструкцию и лётную эксплуатацию планера и функциональных систем учебного самолета Diamond DA 40 NG «Tundra».

Самолёт DA 40 NG «Tundra»

Особенности конструкции и лётной эксплуатации

Владимир Митрофанович Корнеев

© Владимир Митрофанович Корнеев, 2019

ISBN 978-5-4483-2613-4

Создано в интеллектуальной издательской системе Ridero

Общая характеристика и основные данные самолета

Изготовителем самолета DA 40 NG «Tundra» является австрийская компания Diamond Aircraft Industries.

Самолет конструктивно выполнен в виде четырехместного однодвигательного 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 самолета представляет собой полумонокок и состоит из обшивки, шпангоутов и элементов жесткости, выполненных из армированной стекловолокном пластмассы. Фюзеляж склеивается из левой и правой половин обшивки. Киль состоит из двух половин обшивки, выполненных из стеклопластика, которые конструктивно изготавливаются с двумя половинками обшивки фюзеляжа.

Свободнонесущее крыло выполнено в виде полумонокока. Отъемные части крыла крепятся к центроплану. В хвостовой части крыла установлены закрылки с электроприводом и элероны.

Стабилизатор выполнен в виде полумонокока. На задней кромке установлен руль высоты с триммером.

Фонарь кабины выполнен цельным и имеет панорамное остекление большой площади, что обеспечивает хорошую круговую обзорность из кабины. Одновременно фонарь кабины выполняет функцию двери для пилотов.

Доступ на задние места осуществляется через заднюю пассажирскую дверь, расположенную с левой стороны самолета.

Стойки основных опор шасси крепятся к центроплану. Носовая опора шасси крепится к носовой части фюзеляжа. На каждом колесе основной опоры шасси с внутренней стороны установлен дисковый тормоз с гидравлическим приводом.

Для основного управления самолетом используются элероны, руль высоты (РВ) и руль направления (РН). Самолет оснащен двумя ручками управления самолетом (РУС) и двумя педалями управления рулем направления, при помощи которых обеспечивается управление основными органами управления. Привод элеронов и руля высоты осуществляется жесткие тяги управления. Привод руля направления осуществляется через тросовую проводку.

Для вспомогательного управления самолетом используются закрылки. Управление закрылками осуществляется при помощи электродвигателя.

На самолете установлен дизельный двигатель Austro Engine E4-A, который представляет собой рядный четырехцилиндровый четырехтактный двигатель с жидкостным охлаждением. Привод воздушного винта осуществляется через встроенный редуктор, оснащенный демпфером крутильных колебаний. Для управления всеми элементами двигателя используется электронный блок управления двигателем (ECU).

В отъемных частях крыла самолета между лонжеронами установлены алюминиевые топливные баки.

Основные геометрические размеры

Размах крыла – 11,63 м

Длина самолета – 8,06 м

Высота самолета – 1,97 м

Площадь крыла – 13,244 м

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) – 1,171 м

Удлинение крыла – 10,223

Поперечное V – 5

Стреловидность по передней кромке – 1

База шасси – 1,85 м

Колея шасси – 2,97 м

Примечание: Малая база шасси приводит к продольному раскачиванию самолета при пробежке на земле.

Основные массовые данные

Максимальная взлётная масса – 1280 кг

Максимальная рулёжная масса – 1284 кг

Максимальная посадочная масса – 1280 кг

Минимальная полётная масса – 940 кг

Минимальная масса пустого самолёта – 900 кг

Максимальная загрузка стандартного багажника – 30 кг

Максимальная загрузка дополнительного багажника – 18 кг

Максимальная общая загрузка обоих багажников –