|
|
|
|
|
|
Разработчик:
Aquila |
|
Страна: Германия |
|
Первый полет: 2000
|
|
Тип: Легкий многоцелевой самолет | | А 210
- легкий двухместный, с рядным расположением пилотов, однодвигательный
самолёт, низкоплан нормальной аэродинамической схемы, предназначенный
для воздушных путешествий, тренировочных полётов и буксировки. Самолёт
разработан и выпускается Aquila Technische Entwicklungen GmbH со
штаб-квартирой в Нойенхагене, Германия.
Проектирование самолёта было начато в
1995 году, и через три года были созданы детали и узлы первого
прототипа, а в апреле 1999 г. произведена его полная сборка. В течении
следующих полутора лет проводилось усиленное тестирование и инспекция
самолёта экспертами Luftfahrt Bundesamt Германской авиационнй
администрации (German aviation authorities) и 5 марта 2000 г.
пилот-испытатель Хейнер Ньюман (Heiner Neumann) впервые поднял AQUILA A
210 в воздух с аэродрома в Нойенхагене.
Благодаря рядному расположению мест,
просторная, закрытая кабина экипажа имеет достаточное пространство даже
для высоких пилотов. Не имеющий перегородок в остеклении, цельный
фонарь самолёта позволяет осуществлять отличный круговой обзор, что
особенно важно при выполнении тренировочных полётов. Позади
регулируемых кресел пилотов располагается багажный отсек, доступ к
которому осуществляется через дверь сбоку фюзеляжа.
Крыло самолёта - трапециевидной формы в
плане с ламинарным профилем малого сопротивления, оснащено щелевым
закрылком Фаулера из серии Horstmann-Quast (HQ) специально
разработанным для этого самолёта подразделением DLR Braunschweig
Германского Аэрокосмического Центра (German Aerospace Center). Закрылки
управляются электрически и являются очень эффективными, что позволяет
на режиме посадки достичь максимальных значений подъёмной силы, а на
режиме взлёта даёт возможность безопасного управления самолётом при
старте с коротких и грунтовых взлетно-посадочных полос.
В цельнокомпозитной конструкции самолёта
широко использованы стекло- и углепластики. Обшивка крыла - трехслойная
("сэндвич"), между двумя слоями стеклопластика находится заполнитель из
пенопласта. Аналогичную структуру, но с дополнительными элементами
жёсткости из углепластика имеют хвостовое оперение, закрылки и
управляющие поверхности. Лонжерон крыла и другие элементы конструкции
крыла, воспринимающие основную нагрузку, изготовлены из углепластика.
Фюзеляж представляет собой стеклопластиковый монокок с углепластиковыми
стрингерами и стекло/углепластиковыми шпангоутами.
Неубирающееся трехопорное с носовой
опорой шасси самолёта состоит из основных стоек, изготовленных из
высокопрочной стали и передней, специальным образом подрессоренной,
поворотной стойки. Три больших и одинаковых по диаметру колеса
допускают эксплуатацию самолёта с неровных ВПП, а также в жестких
условиях осуществления тренировочных взлет-посадок.
Силовая установка самолёта состоит из
гидравлически управляемого двухлопастного винта изменяемого шага
MTV-21-A/175-05 и четырехтактного четырехцилиндрового поршневого
двигателя Rotax 912S мощностью 100 л.с. Топливные баки выполнены в виде
кессон-баков в крыле, с ёмкостью по 60 л каждый. В качестве топлива
возможно использование неэтилированного автомобильного бензина высокого
качества (с октановым числом 95).
Електрическая система самолёта,
включающая в себя аккумулятор и генератор переменного тока, рассчитана
на питание 14 В. Все электрические нагрузки контролируются по
индивидуальным цепям и подсоединяются к системе питания посредством
переключателей кулисного типа или автоматических выключателей - реле
обратного тока, соответственно. Переключатель зажигания запускает два
отдельных контура зажигания.
Aquila A 210 сертифицирован согласно
нормам лётной годности JAR-VLA для эксплуатации днём по правилам
визуального полёта. Планируется проведение дополнительного
сертифицирования самолёта для возможности осуществления буксировки
планёров.
ЛТХ: |
|
|
Модификация |
A 210 |
Размах крыла, м |
10.30 |
Площадь крыла, м |
10.50 |
Длина, м |
7.30 |
Высота, м |
2.30 |
Ширина кабины |
1.20 |
Масса, кг |
|
пустого |
490 |
максимальная взлетная |
750 |
Полезная нагрузка, кг |
260 |
Максимальный вес багажа, кг |
40 |
Максимальная нагрузка на крыло, кг/м |
71.5 |
Емкость топливных баков, л |
2 60 |
Тип двигателя |
1 ПД ROTAX 912S |
Мощность, л.с. |
100 |
Разбег, м |
250 |
Пробег, м |
200 |
Максимальная скорость, км/ч |
305 |
Макс. скорость полёта, км/ч |
240 |
Крейсерская скорость, км/ч |
191 |
Скорость сваливания на посадке, км/ч |
80 |
Скороподъемность, м/с |
3.8 |
Дальность, км |
1150 |
Расход топлива, л/ч |
16.6 |
Потолок, м |
4450 |
|