ОСНОВНЫЕ ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

Максимальная скорость горизонтального полета при

весе 1 315 кг на высоте Н = 1 000 м....................................................................... 270 км/час

Максимальная рабочая высота....................................................................... 4 000 м

Время набора высоты Н = 4 000 м на I номинальном

режиме работы двигателя........................................................................................ 15 мин'

Практическая дальность полета на высоте Н = 500 м при взлетном весе 1315 кг с полной заправкой топливом при крейсерской скорости V пр. = 190 км/час с 10% резервным
остатком топлива.................................................................................................................... 500 км

Максимально-допустимые эксплуатационные перегрузки, д. -5, +7

Максимально-допустимая скорость пилотирования............................................. 360 км/час

Длина разбега с бетонной ВПП при взлетном весе 1315 кг и скорости

отрыва V отр -= 120 км/час.................................................................................................. 180 - 200 м

Длина пробега по бетонной ВППпри посадочном весе 1315 кг и скорости касания V кас = 120 км/час:

посадочные щитки выпущены............................................................................ 260 м

Максимально-допустимая скорость боковой составляющей
ветра под углом 90°к ВПП при взлете и посадке самолета...................................... 6 м/сек

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ

Условное обозначение двигателя.......................................................................... М-14П

Систола охлаждения................................................................................................. воздушная

Число цилиндров и их расположение................................................................... звездообразное в один ряд

Порядок нумерации цилиндров против часовой стрелки, верхний цилиндр № 1

Степень сжатия........................................................................................................... 6,3 +0,1

Направление вращения вала винта (левое по направлению полета)

Винт воздушный......................................................................................................... В 530 ТА-Д 35

Высотность двигателя............................................................................................... невысотный

Мощность двигателя у земли.................................................................................. 360 - 2 л.с.

Число оборотов коленчатого вала в мин ............................................................ 2900+ 1%

Время непрерывной работы двигателя:

- на взлетном режиме, не более.............................................................................. 5 мин

- на максимально-допустимых, не более............................................................ 1 мин

- на остальных............................................................................................................. не ограничено.

Время перехода (приемистость) от 700 об/мин (малый газ)
до взлетного режима на неподвижном самолете, не более 3 сек

Система запуска двигателя..................................................................................... (воздушная)

Сорт топлива, бензин................................................................................................ Б-91/115 октановое число не менее 91

Сорт масла................................................................................................................... МС-20

Давление масла на входе в двигатель.................................................................. 4 - 6 кг/см/²

Минимально-допустимое давление масла ........................................................ ³1 кг/см²

Давление топлива перед карбюратором:

- на рабочих режимах.............................................................................................. 0,2-0,5 кг/см²

- на минимальном числе оборотов, не менее..................................................... 0,15 кг/см²

Температура масла на входе в двигатель:

- минимально-допустимая....................................................................................... 40°С

- рекомендуемая......................................................................................................... 50 - 65°С

- максимальная при длительной работе двигателя, не более....................... 75°С

- максимально-допустимая в течение не более 15 мин

непрерывной работы двигателя………………………………………….85°С

Температура головок цилиндров:

- рекомендуемая......................................................................................................... 140°-190°С

- минимально-допустимая для нормальной работы двигателя................... 120°С

- максимальная при длительной работе двигателя......................................... 220°С

- максимально-допустимая при взлете и наборе высоты
не более - 15 мин и не более 5% от ресурса…………………………………………240°С

КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА ЯК-52

ФЮЗЕЛЯЖ

Фюзеляж самолета Як-52 - цельнометаллический полумонокок с работающей обшивкой.

Поперечный набор каркаса фюзеляжа состоит из девятнадцати шпангоутов и дополнительного шпангоута 0, который является противопожарной перегородкой и несет узлы крепления двигателя. Этот шпангоут представляет собой глухую дюралюминиевую стенку, окантованную по контуру и подкрепленную в местах установки узлов профилями. На передней стенке шпангоута 0 установлены узлы крепления рамы двигателя, кронштейны навески передней ноги шасси, ложементы масляного бака и кронштейны крепления капота.

Продольный набор каркаса фюзеляжа состоит из 14 бульбообразных стрингеров, расположенных равномерно по периметру.

В передней части фюзеляжа стрингеры 3 и 6 усилены. Стрингер 3 на участке между шпангоутами 2 и 11 является подфонарной рамой и служит для крепления рельсов фонаря. К стрингеру 6 крепится пол кабины.

В нижней части фюзеляжа между шпангоутами 0 и 2 расположена ниша передней ноги шасси.

Пол передней кабины расположен между шпангоутами 0 и 3, .пол задней кабины - между шпангоутами 5 и 8. Полы выполнены из дюралюминиевых листов, подкрепленных продольными профилями. В местах установки ручек управления самолетом в полу сделаны вырезы, подкрепленные окантовками. После монтажа ручки управления вырезы закрываются чехлами.

Стыковка крыла с фюзеляжем производится по шпангоутам 3, 5 и 8. С этой целью на шпангоутах 3 и 8 установлены передний и заданий стыковые узлы. В местах их установки шпангоуты подкреплены фитингами и поперечными стенками.

Средний узел стыковки крыла с фюзеляжем по шпангоуту 5 крепится к поперечной балке двутаврового сечения. Балка образована четырьмя прессованными профилями и стенкой, подкрепленной уголками. По торцам, в месте установки стыковых узлов, балка усилена фитингами. Все стыковые узлы крепятся болтами.

В передней кабине на шпангоутах 4 и 6, в задней - на шпангоутах 9 и 10 установлены узлы крепления кресел летчиков.

Оперение крепится на хвостовой части фюзеляжа: вертикальное по шпангоутам 16 и 19, горизонтальное - по шпангоутам 16 и 18.

Обшивка передней части фюзеляжа до шпангоута 12 состоит из семи дюралевых панелей толщиной 1,0 мм.

Рис. 1 Каркас фюзеляжа самолета Як-52

Обшивка хвостовой части фюзеляжа между шпангоутами 12 и 19 состоит из четырех панелей и верхней зашивки. Верхняя панель толщиной 0,8 мм крепится к каркасу между шпангоутами 11 и 16.

Две боковые панели толщиной 0,6 мм крепятся к каркасу между шпангоутами 12 и 15. Хвостовая панель толщиной 1,5 мм расположена между шпангоутами 15 и 19, химически фрезеруется л о толщины 1, 2, 1, 0 и-0,8 мм. Верхняя зашивка между шпангоутами 16 и 19 имеет толщину 2 мм. Все панели крепятся к каркасу с помощью заклепок.

В передней части фюзеляжа справа между шпангоутами 1 и 2 расположен люк подхода к агрегатам системы управления двигателем, подъемнику передней ноги и агрегатам электрооборудования.

Крышка люка съемная, в закрытом положении удерживается замками.

На обшивке фюзеляжа снизу между шпангоутами 5 и 6 расположен люк подхода к сливному крану топливной системы. Он закрыт крышкой, установленной на петле и удерживаемой в закрытом положении замками.

В хвостовой части фюзеляжа на левом борту между шпангоутами 17 и 18 расположен люк подхода к системам управления самолётом. Крышка этого люка съемная и крепится винтами.

Место стыковки крыла с фюзеляжем закрыто зализом, выполненным из дюралюминия толщиной 0,8 мм. К фюзеляжу и крылу зализ крепится винтами с анкерными гайками.

В нижних зализах расположены люки для осмотра узлов стыковки крыла с фюзеляжем и слива отстоя из проводки ПВД.