Самолёт И-1Л

Самолет И-1L
Разработчик -"Интеравиа Ко"
Тел.8(926)-5279710

телефон Факс(095)-2075671


Возможны доработки по Вашему желанию или постановка дополнительного оборудования.

Гарантийное обслуживание предоставляется заводом изготовителем.
Обучение и переучивание лётного и технического состава на базе завода изготовителя.

Выполнение заказа на производство самолёта - 120 дней.

Поставка одного изделия в настоящее время может быть произведена сразу после оплаты
изделия со склада "Интеравиа"


СЕРТИФИКАЦИЯ САМОЛЕТА
Самолет И-1Л сертифицирован по требованиям сертификационного базиса, АП-23
(нормальная категория)
(СЕРТИФИКАТ ТИПА № СТ 193-И-1Л)

НАЗНАЧЕНИЕ САМОЛЕТА
Ресурс планера - 12000 часов.
Может использоваться в вариантах
- транспортных полетов;
- патрулирования;
- осуществления оперативной связи;
- проведения поисково-спасательных работ;
- туристических прогулок;
- aгрохимических работ.



Самолет И-1L

И-1L


Самолет И-1L

И-1Lсх


Самолет И-1L

И-1L(зимний вариант)


Самолет И-1L

И-1Lгидро


СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

Одинн поршневой оппозитный четырехцилиндровый двигатель внутреннего сгорания,
воздушного охлаждения с электро запуском.
LYCOMING O-320-E2A
(Стоимость с поставкой в Россию -20152$)
Межремонтный ресурс - 2000 часов, стоимость около 4000$.


ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ

Двухлопастной воздушный винт фиксированного шага.
MT 180R 125-3D
(Стоимость -1800$)


ТОПЛИВО

Авиационные бензины
отечественные В-91/115, В-95/130
зарубежные 100LL,100


МАСЛА

отечественные МС-20
зарубежные 15W-50, 20W-50 - при любых температурах;
SAE 30, 10W-30 - при температурах ниже 5oС (40oF) на уровне моря;
SAE 50 - при температурах выше 5oС (40oF) на уровне моря.


ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ


САМОЛЕТ
Размах, M
10.0
Длина, M
6.4
Высота, M
1.86
КРЫЛО
Размах, M
10.0
Площадь, М2
12.6
Средняя аэродинамическая хорда, М
1.26
Углы отклонения элеронов, град.
+27/-13
КАБИНА
Длинна, ММ
1100
Ширина, ММ
1060
Высота, ММ (по сидению пилота)
1000
Габариты входной двери, ММ
750х850
Объем грузового отсека, М3
0,7
ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ
Размах горизонтального оперения, М
3.3
Площадь горизонтального оперения, М2
2.8
Углы отклонения руля высоты, град.
+30/-20
Углы отклонения тримера руля высоты, град.
+20/-40
Размах вертикального оперения, М
1.64
Площадь вертикального оперения, М2
1.80
Углы отклонения руля направления, град.
+27/-27
ШАССИ
Колея стояночная, М
3.0
База стояночная, М
4.64
Размер основных колес, ММ
440х150
Размер хвостового колеса, ММ
200х80
ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ
Диаметр винта, ММ
1800
BДВИГАТЕЛЬ
Длинна, ММ
750
Ширина, ММ
819
Высота, ММ
566

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ

Условия эксплуатации
Экипаж
Ограничения скоростей
Разметка указателя скоростей
Ограничения по силовой установке
Разметка приборов силовой установки
Ограничения по массе
Ограничения по положению центра масс
Допустимые маневренные перегрузки в полете
Ограничение по маневрированию
Высота полета
Предельный ветер
Ограничение по системам
Прочие ограничения

УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА

Допускается эксплуатация в светлое время суток по правилам визуального полета в зоне аэродрома,
по воздушным трассам МВЛ и по заданным маршрутам.


МИНИМАЛЬНЫЕ УСЛОВИЯ ПОЛЕТА:

высота нижней граници облаков,м.......150
видимость,м..............................................2000



Используются аэродромы с искуственным (классов А,Б,В,Г,Д,Е) и грунтовым покрытием при условиях:

Условная плотностьгрунта
10.0
Состояние ВПП, покрыта:
снегом до
30 мм
вода, слякоть
10 мм
Коэффицент сцепления
0.4

Высота аэродрома относительно уровня моря, м..-300...1000
Барометрическое давление аэродрома, мм.рт.ст........634-806
Температура наружного воздуха на аэродроме, C...+35.-40о
Влажность при температуре +35oС,%.............................98

ВНИМАНИЕ! ПОЛЕТ В ЗОНЕ ГРОЗОВОЙ АКТИВНОСТИ И ОБЛЕДЕНЕНИЯ, А ТАКЖЕ
ВБЛИЗИ МОЩНО-КУЧЕВЫХ И КУЧЕВО-ДОЖДЕВЫХ ОБЛАКОВ ЗАПРЕШЕН.

Запрещаются полеты над водным пространством на удалении от береговой черты, превышающем
дальность планирования с отказавшим двигателем, а также, когда траектории взлета
или захода на посадку не исключают возможности вынужденного приводнения.

ЭКИПАЖ

Экипаж 1 чел.,кг. 77
Максимальная коммерческая нагрузка, кг. 174
-пассажиры, 1 чел. 77
-багаж, кг. 97

ОГРАНИЧЕНИЕ СКОРОСТЕЙ

Обозначения
Названия
Числовые выражения
Пояснения
Vmax max Расчетная предельная скорость 250км/час  
Vne Максимальная, эксплуатационная скорость 200 км/час Максимальная, никогда непревышаемая скорость
Vmax э Vno Максимальная скорость 200 км/час  
Va Маневренная скорость 185 км/час  
Vс1 Скорость срыва при максимальной взлётной массе 105 км/час  


Максимально-допустимые путевые скорости по прочности шин, км/ч

на взлете 150
на посадке 150


РАЗМЕТКА УКАЗАТЕЛЯ СКОРОСТИ

УКАЗАТЕЛЬ СКОРОСТИ

№ поз.
Разметка
Значения и диапазон скоростей
Пояснения
1
Красная радиальная линия
Vne=200 км/час
 
2
Зеленая дуга
От Vс1 до Vno
от 105 до 200 км/час
Нормальный эксплуатац-ионный диапазон: от скорости сваливания для максимальной массы до максимальной скорости крейсерского полета

ОГРАНИЧЕНИЯ ПО СИЛОВОЙ УСТАНОВКЕ

Максимальная мощность, л.с.
150
Максимальная число оборотов в полете, об/мин
2700
Максимальная число оборотов на земле, об/мин
2600
Температура головок цилиндров :  
Максимальная, град.С
260
Минимальная, град.С
66
Температура масла :  
Максимальная, град.С
118
Минимальная, град.C
50
Давление масла :  
Максимальное, PSI
90
Минимальное, PSI
60
на режиме "МАЛОГО ГАЗА", PSI
25
Давление топлива :  
Максимальное, PSI
8,0
Минимальное, PSI
0,5
Время непрерывной работы стартера, сек
10-12
Минимальная эксплуатационная перегрузка в течении 1 сек, ед.
0

РАЗМЕТКА ПРИБОРОВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ



№
Рис
Наименование Прибора
Единицы измерения
Цвет окраски
зеленый (поз.1)
желтый (поз.2)
красный (поз.3)
1
 Тахометр YWA 450-040
об/мин
700-2700
-
2700-3500
2
 Указатель давления масла YWA 450-013
PSI
60-90
-
-
3
 Указатель давления топлива YWA 450-014
PSI
0,5-8,0
-
-
4
 Указатель температуры масла YWA 450-015
оС
77-118
50-118
118-130
5
 Указатель температуры головок цилиндров YWA 450-043
оС
66-224
66-260
260+5
6
 Указатель температуры смеси ТУЭ-48
оС
10-30
-
-

ОГРАНИЧЕНИЯ ПО МАССЕ

Максимальная рулежная масса, кг
880
Максимальная взлетная масса, кг
880
Максимальная посадочная масса,кг
880
Максимальная коммерческая загрузка,кг:
- пассажиры, 1 чел.
77
- багаж
97
Максимальная масса топлива, кг
90

Допустимая удельная нагрузка на пол багажного отсека 0.5 кг/см2



ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ПОЛОЖЕНИЮ ЦЕНТРА МАСС (ЦМ)


Предельно допустимое значение передней центровки на взлете, в полете и при посадке, %САХ
25
Предельно допустимое значение задней центровки на взлете, в полете и при посадке, %САХ
25


ДОПУСТИМЫЕ МАНЕВРЕННЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ (при максимальном взлетном весе) Максимальная эксплуатационная перегрузка по прочности планера +3.8 / -1.52 . Максимальная эксплуатационная перегрузка по работоспособности двигателя +3.8 / 0 .


ОГРАНИЧЕНИЯ ПО МАНЕВРИРОВАНИЮ
Допускается выполнение фигур простого пилотажа:
-плоские восьмерки, Vпр = 140...150 км/ч;
-боевые развороты, Vпр = 200 км/ч;
-пикирование (горки), Vпр = 130...200 км/ч;
-крены - не более 60; тангаж - не более 30.

Выполнение фигур сложного, высшего пилотажа и штопора на самолете
И-1Л -ЗАПРЕЩЕНО.

ВЫСОТА ПОЛЕТА Барометрическое давление в полете должно соответствовать диапазону высот от -300 до +3000 м.


ПРЕДЕЛЬНЫЙ ВЕТЕР

Максимальная скорость :
- встречная состовляющая, м/с.
до 15
- боковая состовляющая под углом 90 град, м/с.
до 7
-попутная состовляющая, м/с.
до 2



ОГРАНИЧЕНИЯ ПО СИСТЕМАМ

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

- Никогда не допускать превышения максимальной температуры цилиндров выше 2600, на крейсерском режиме температуру головок цилиндров удерживать ниже 2240; на экономическом крейсерском режимениже -2050;

-Поддерживать температуру головок цилиндров при длительной работе в пределах 660-2240 в целях обеспечения максимального срока службы двигателя;

-Устанавливать регулятор качества смеси на режимах взлета, набора, а также на максимальном крейсерском режиме в крайнее переднее положение "БОГАТАЯ". Неровная работа из-за переобoгащенной смеси наиболее вероятна на высотах более 1500 м. Обязателен переход на богатую смесь перед изменением режима работы двигателя.


УПРАВЛЕНИЕ
Убедитесь перед взлетом и посадкой что хвостовое колесо застопорено.


ШАССИ И ТОРМОЗА
1. При максимально допустимых путевых скоростях в особых ситуациях возможны перегрев тормозов колес, шин и повреждения их отдельных элементов. Дальнейшая эксплуатация колес в таких случаях не допускается.

2. Торможение на стоянке обеспечивается вытягиванием и фиксацией ручки стояночного торможения. Если предполагаемое время стоянки превышает 0,5 часа, под колеса следует установить упорные колодки.


БАГАЖНИК
Максимальные размеры груза - не более:
-длина 580 мм;
-ширина 560 мм;
-высота 570 мм.
Максимальный масса груза
-не более 97 кг.
Максимально допустимая удельная нагрузка на пол багажного отсека не более0.5 кг/см.


ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ


ОБЩЕЕ

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ
Самолет И-1Л представляет собой подкосный высокоплан нормальной аэродинамической схемы с однокилевым хвостовым оперением, трехопорным неубирающимся шасси с хвостовым колесом содним поршневым двигателем расположенным в передней части фюзеляжа. Самолетустойчив по скорости и перегрузке во всем эксплуатационном диапазоне скоростей. Самолет статически устойчив в путевом и поперечном отношении. Эффективность продольного поперечного и путевого управления обеспечивает выполнение необходимых маневров и не вызывает затруднения в пилотировании самолета на всех режимах полета. Усилия на рычагах управления в продольном, поперечном и путевом каналах приемлемы и гармоничны; однако, в поперечном канале (по элеронам) несколько увеличены. Пилотирование самолета при выполнении взлета и посадки сложности не представляет. При торможении и потери скорости ниже минимально допустимой при отсутствии крена и скольжения сваливание протекает с эффектом "парашютирования" (самолет опускает нос). Вывод из сваливания осуществляется путем отдачи ручки управления "от себя" при нейтральном положении органов управления по крену и направлению. После разгона до скорости Vпр=130 км/ч самолет выводится из крена и скольжения и затем переводится в горизонтальный полет, не превышая допустимой для данной скорости перегрузки.


СВОДКА ХАРАКТЕРНЫХ СКОРОСТЕЙ

Расчетная скорость пикирования Vd
250 км/ч
Расчетная крейсерская скорость Vкр (Vс)
200 км/ч
Расчетная маневренная скорост Vа
185 км/ч
Максимально допустимая эксплуатационная скорость Vne
200 км/ч
Скорость сваливания с максимальной массой (880 кг) в посадочной конфигурации Vсо
110 км/ч
Скорость отрыва самолета на взлете Vотр (VLOF)
115 км/ч
Скорость момента подъема хвоста Vп.хо
50 км/ч
Скорость начального набора высоты (Н=15 м) V2
130 км/ч
Максимальная высота полета
3000 м



ДОПУСТИМЫЕ ВЗЛЕТНЫЕ И ПОСАДОЧНЫЕ МАССЫ

Максимальная взлетная масса
880 кг
Максимальная посадочная масса
880 кг


Исходя из условий прочности шасси в любом варианте загрузки самолета допускается посадка сразу после взлета.
ВЗЛЕТ

Скорость подъема хвоста
50 км/ч
Скорость отрыва на взлете
115 км/ч
Длина разбега с бетонной ВПП
280 м
Длина разбега с грунтовой ВПП (при прочности грунта 4-5 кг/с2)
330 м
Длина разбега указана для максимальной массы самолета 880 кг


Взлетные характеристики
Взлетные характеристики

Высота
Н,м
Характеристики
Температура -0С относительно МСА
мса
-40
мса
-30
мса
-20
мса
-10
MCA
мса
+10
мса
+20
0
Разбег, м
взл.дист.,
М
245
510
250
540
260
565
270
595
280
625
290
655
300
690
1000
Разбег, м
взл.дист.,
М
330
660
340
705
360
750
375
805
390
862
405
930
420
1000

НАБОР ВЫСОТЫ

СКОРОСТЬ НАБОРА ВЫОТЫ 130 КМ/Ч

Характеристики набора высоты.

Высота
Н,м
Характеристики
Температура -0С относительно МСА
мса
-40
мса
-30
мса
-20
мса
-10
MCA
мса
+10
мса
+20
0
градиент,
% Vy, M/C
13,9
4,65
13,4
4,5
13,0
4,3
12,5
4,2
12,1
4,0
11,7
3,9
11,3
3,8
1000
градиент,
% Vy, M/C
10,8
3,8
10,4
3,65
10,0
3,5
9,6
3,35
9,2
3,2
8,8
3,1
8,5
3,0
2000
градиент,
% Vy, M/C
8,1
3,0
7,7
2,85
7,4
2,7
7,0
2,6
6,7
2,5
6,3
2,35
6,0
2,2




Топливо, дальность,ивремя при наборе высоты.

КРЕЙСЕРСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Высота
Н,м
Характеристики
Обороты двигателя, об/мин
2700
2450
2350
2200
0
Скорость,км/чрасход
топлива, кг/ч
200
36,0
176
27,0
166
23,4
153
19,8
1000
Скорость,км/чрасход
топлива, кг/ч
196
32,3
174
24,2
163
21,0
150
17,8
2000
Скорость,км/чрасход
топлива, кг/ч
193
28,9
169
21,7
158
18,8
144
15,9



Крейсерская скорость.



Дальность полета.



Продолжительность полета.


СНИЖЕНИЕ

Снижение рекомендуется выполнять на скорости 140-160 км/ч
Скорость снижения на предпосадочной прямой 130-140 км/ч



Топливо, дальность и время при снижении.


ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Посадочная скорость
115 км/ч
Длина пробега по бетонной ВПП
220 м
Длина пробега по грунтовой ВПП
(при прочности грунта 4-5 кг/см2)
180 м
Длина пробега указана для максимальной массы самолета 880 кг



ПРЕДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ

Материалы данного подраздела обеспечивают экипажу возможность определения всех необходимых для эксплуатации самолета данного типа параметров полета во всех ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе параметров, необходимых для контроля и корректировки режимов полета на установившихся этапах в фактических условиях, а также возможность учета технических отказов и неисправностей, влияющих на летные характеристики.

По скоростям:

Обозначения
Названия
Числовые выражения
Пояснения
Vd
Расчетная предельная скорость
250 км/час

Vmax max Vne
Максимальная эксплуатационная скорость
200 км/час
Максимальная, никогда непревышаемая скорость
Va
Маневренная скорость
185 км/час

Vс1
Скорость срыва при максимальной массе, полученная в конкретной конфигурации
105 км/час



Максимально-допустимые путевые скорости по прочности шин, км/ч
на взлете 150
на посадке 150
По скорости ветра:

Максимальная скорость :
- встречная составляющая, м/с.
до 15
- боковая составляющая под углом 90 град, м/с.
до 7
-попутная составляющая, м/с.
до 2



По максимальной массе:

Максимальная взлетная масса
880 кг
Максимальная посадочная масса
880 кг

По взлетно-посадочным дистанциям:

Длина разбега с бетонной ВПП
280 м
Длина разбега с грунтовой ВПП (при прочности грунта 5-6 кг/см2)
330 м

Определение взлетно-посадочных характеристик производится с использованием соответствующих таблиц данного раздела.

Барометрическое давление в полете должно соответствовать диапазону высот от -300 до +3000 м.

ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ САМОЛЕТА

- - - -
КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА

ФЮЗЕЛЯЖ представляет собой цельнометаллическую конструкцию, состоящую из передней и хвостовой части, между которыми выполнен технологический стык.

Передняя часть состоит из ряда силовых рам - шпангоутов и окантовок дверей кабины экипажа.

Пилот и пассажир в кабине самолета размещаются бок о бок, при этом кабина экипажа спереди ограничивается наклонным шпангоутом, одновременно выполняющим роль противопожарной перегородки, сзади - рамным шпангоутом, к которому крепятся спинки кресел, узлы крепления подкосов крыла, а в верхней части фюзеляжа на этот шпангоут опираются продольные силовые балки. Между пилотом и пассажиром в кабине экипажа расположен силовой короб, воспринимающий нагрузки от верхних узлов навески моторамы. Внутри короба размещены механизмы управления самолетом, на его верхней панели расположены электрощитки и органы управления электрооборудованием и силовой установкой.

В нижней части фюзеляжа под креслами проходят две поперечные силовые балки, воспринимающие нагрузки о рессор шасси, которые крепятся по бортам фюзеляжа посредством специальных кронштейнов и фитингов.

В верхней части фюзеляжа расположены шарнирные узлы навески крыла.

В передней части фюзеляжа, слева и справа имеются большие застекленные двери кабины экипажа, представляющие собой каркас, окантовывающий дверь по контуру и закрепленное на нем стекло, раздутое блистером. Дверь открывается поворотом вверх вокруг продольной оси. В закрытом положении дверь фиксируется специальным замком. В аварийной ситуации двери могут быть сброшены. Все остекление кабины, включая лобовое стекло, изготовлено из органического стекла толщиной 4 мм.

Хвостовая часть фюзеляжа четырехгранного сечения выполнена по схеме полумонокок и состоит из четырех продольных стрингеров, набора шпангоутов и обшивок. Зацело с хвостовой частью выполнен киль.

Дополнительно установлены гаргрот и форкиль.

КРЫЛО однолонжеронное подкосное, состоит из двух съемных консолей.

Продольный набор крыла составляют лонжерон и задняя стенка. Лонжерон состоит из поясов, изготовленных из прессованного дюралевого профиля уголкового сечения и стенки, изготовленной из листа Д-16Т. Задняя стенка крыла также согнута из дюралевого листа. Лонжерон крыла и задняя стенка заканчиваются шарнирными узлами стыковки крыла с фюзеляжным. В средней части объемной консоли на лонжероне расположен узел крепления подкоса, изготовленный из стали 30ХГСА.

Лобовая часть крыла обшита дюралевым листом толщиной от 0,6 до 0,8 мм, который вместе со стенкой лонжерона образует контур, работающий на кручение.

Все нервюры крыла изготовлены штамповкой из дюралевого листа.

В корневой отъемной части крыла расположены герметичные баки-отсеки (по одному в левой и правой консоли). Хвостовая часть крыла от лонжерона до задней стенки обтянута полотном типа АМ-100, которое пришивается к нервюрам и к носку крыла, затем пропитывается аэролаком марки НЦ-551 (эмалитом).

На заднюю стенку крыла навешиваются элероны, представляющие собой ажурную дюралевую конструкцию с перкалевой обшивкой и металлическими весовыми аэродинамическими компенсаторами.

Подкосы крыла изготовлены из дюралевой трубы. Для повышения критических напряжений сжатия подкосов, каждый из них снабжен трубчатым контрподкосом.

ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ крестообразной схемы состоит из вертикального и горизонтального. Cоризонтальное оперение подкосное, каждая консоль стабилизатора крепится на киле с помощью двух шарнирных узлов, расположенных на переднем и заднем лонжеронах стабилизатора.

Киль и стабилизатор двухлонжжеронные, их обшивка изготовлена из гофрированного листа Д-16Т толщиной 0,5 мм.

Рули представляют собой ажурную конструкцию, состоящую из лонжерона, лобовой обшивки, набора нервюр и задней кромки. Обшивка рулей перкалевая.



1
 Акселерометр АМ-10.
2
 Указатель скорости УС-250.
3
 Авиагоризонт IFR-85.
4
 Курсовой индикатор КИ-13К.
5
 Вариометр ВР-10М.
6
 Замок зажигания.
7
 Тахометр YWA 450-040.
8
 Указатель давления топлива YWA 450-014.
9
 Указатель температуры головок цилиндров YWA 450-043.
10
 Указатель температуры масла YWA 450-015.
11
 Указатель давления масла YWA 450-013
12
 Расходомер YWA 450-029.
13
 Указатель температуры смеси ТУЭ-48.
14
 Вольтамперметр ВА-1.
15
 Рычаг управления двигателем РУД.
16
 РУД правого пилота.
17
 Часы АЧС-1М.
18
 Гирополукомпас IFR-80.
19
 Высотомер ВД-10.
20
 Сигнальные табло ТС-5.
21
 Радиостанция "Бриз".
22
 Указатель вакуума IFR-10-5.
23
 Указатель температуры выхлопных газов.
24
 Автоматы защиты.
25
 Предохранители.
26
 Выключатели.
27
 Ручка стопора хвостового колеса.
28
 Упор ручки стопора хвостового колеса.
29
 Шприц заливной.
30
 Пожарный кран.
31
 Стопор.
32
 Ручка заслонки обогрева карбюратора.
33
 Регулятор качества смеси.
34
 Указатель скольжения 1273-59.
35
 Вещевой ящик.
36
 Ручка управления"ОБОГРЕВ".
37
 Ручка управления "ОБДУВ".
38
 Ручка управления обдувом ног.
39
 Рычаг управления триммером.
40
 Ручка стояночного тормоза.
41
 Ручка управления створкой капота.
42
 Кнопка стартера.
43
 Кнопка контроля ламп.
44
 Пульты СПУ.
45
 Выключатель подкачки топлива.


СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

Силовая установка самолета И-1Л состоит из двигателя "Лайкоминг" О-320-Е2А с двухлопастным воздушным винтом фиксированного шага и систем управления и запуска.



Двигатель О-320-Е2А - поршневой, четырехтактный, бензиновый, воздушного охлаждения, невысотный, оппозитный с горизонтальным расположением цилиндров и карбюраторным смесеобразованием.

Сухая масса двигателя - 124 кг; мощность-150л.с. при 2700 об/мин. Двигатель безредукторный.

Двигатель безредукторный.На двигателе установлены следующие агрегаты:
карбюратор;
два магнето;
бензиновый насос;
генератор;
маслонасос;
масляный фильтр;
электростартер;
дефлекторы системы охлаждения;
вакуумный насос;
смеситель воздуха карбюратора.

На головке каждого цилиндра установлены по две свечи зажигания.

Двигатель с помощью моторамы крепится к фюзеляжу.

ВОЗДУШННЫЙ ВИНТ MT180R125-3D - деревянный, двухлопастной, моноблочный, фиксированного шага, тянущий, фирмы "МТПропеллер", Германия :

Направление вращения винта при взгляде из кабины
правое
число лопастей
2
диаметр винта
1,8 м

Обтекатель втулки винта изготовлен из алюминиевого сплава.

СИСТЕМА ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ - электрическая.
Состоит из стартера, зубчатого колеса привода, пускового реле, замка зажигания, аккумулятора, проводки зажигания.
Запуск двигателя осуществляется от бортовой аккумуляторной батареи.
Запуск осуществляется стартером. Левое магнето снабжено механизмом формирования искры в период запуска. Электрические коммутации в системе запуска осуществляются с помощью замка зажигания.

ПРИМЕЧАНИЕ: При необходимости запуска двигателя в полете пилот должен воспользоваться кнопкой "СТАРТЕР", расположенной слева на приборной доске.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ

Управление двигателем состоит из проводки жесткого типа и рычага управления (РУД), тросовых проводок управления краном качества смеси на карбюраторе и воздушной заслонкой системы обогрева воздуха для карбюратора, ручки которых выведены на средний пульт.



Схема системы управления двигателем.

1 - механизм центрального пульта; 2 - механизм левого РУДа; 3 , 6 - кронштейны; 4 - гибкие тяги; 5 - жесткие тяги; 7 - тяга левого РУДа; 8 - вал левого РУДа; 11 - стопор; 12 - ручка заслонки обогрева карбюратора; 13 ­РУД; 14 - ручка регулятора качества смеси; 15 - смеситель воздуха; 16 - карбюратор; 17 - рычаг заслонки смесителя воздуха; 18 ­рычаг качества смеси; 19 - рычаг дроссельной заслонки; 21 - РУД левый.

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Топливо размещается в двух топливных отсеках емкостью 60 Л. каждый и сообщающихся между собой по линии подачи топлива низкого давления.
Заправка отсеков топливом - открытая и производится через индивидуальные горловины. Крышки горловин установлены на обшивке верхней панели крыла.

Дренажная система - открытого типа. Наружный патрубок дренажного трубопровода каждого бака-кессона расположен на нижней панели крыла. Дренажные трубопроводы двух баков сообщаются между собой.

Количество топлива в топливных отсеках определяется уровнемерами, установленными на нижних панелях крыла. Уровнемер представляет собой прозрачную трубку с контрастной бобышкой внутри, соединенной штоком с пенопластовым поплавком, который отслеживает уровень топлива в баке. На корпусе уровнемера нанесены метки полетного уровня (со стороны кабины) и наземного (с другой стороны). Индекс "R" на полетной шкале уровнемера соответствует 19 л. топлива в баке, индекс "R" на наземной шкале соответствует 28 л. топлива в баке.
Топливная система предназначена для размещения запаса топлива на самолете и подачи его к двигателю с потребным расходом на всех режимах и высотах полета.
Нормальная работа топливной системы расчитана при температуре окружающей среды от -35С до +45С на высотах до 4000 м.

Топливом для двигателя является авиационный бензин с октановым числом не ниже 80/87.

Рекомендуется авиационный бензин Б-95/130 ГОСТ 1012-75,Б91/115 ГОСТ 1012-75 или американский бензин сорта 100LL.

ВНИМАНИЕ! - Ни при каких обстоятельствах нельзя применять автомобильное топливо (только по специальному разрешению Разработчика).

СХЕМА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Фрагмент приборной доски (средняя часть).

МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА

- Масляная система предназначена для размещения запаса масла и бесперебойной его подачи к трущимся поверхностям деталей двигателя и для их охлаждения.
- Циркуляция масла в системе принудительная и осуществляется двигательным маслонасосом. Охлаждение масла происходит в воздушно-масляном радиаторе (3).
- Масляная система включает в себя маслосборную емкость в картере двигателя емкостью 7,5 л (минимальное безопасное количество масла в картере двигателя 2-2,5 л), двигательный маслонасос и полнопоточный воздушно-масляный радиатор, установленный в подкапотном пространстве.


Схема масляной системы.
1 - двигатель; 2 - заливная горловина; 3 - воздушно-масляный радиатор; 4 - датчик температуры; 5 - датчик давления; 6 - дренаж маслосборника; 7 - подвод масла к радиатору; 8 - отвод охлажденного масла; 9 - указатель температуры масла; 10 - указатель давления масла.

СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
ОПИСАНИЕ И РАБОТА

1. ОБЩАЯ ЧАСТЬ
Для питания потребителей электрической энергией на самолете имеется система электроснабжения постоянного тока (рис.1) напряжением 28 В.
Основными источниками питания электрической энергией в системе электроснабжения:
- генератор постоянного тока, установленный на двигателе;
- аккумуляторная батарея, установленная в аккумуляторном отсеке за шп. N 7.
Генератор и аккумуляторная батарея подключены к общей шине.

2. ГЕНЕРАТОР ПОСТОЯННОГО ТОКА
Основным источником электроэнергии в системе электроснабжения является генератор постоянного тока PRESTOLITE 24В, 25А.

3. АККУМУЛЯТОРНАЯ БАТАРЕЯ
Резервным и аварийным источником системы постоянного тока служит аккумуляторная батарея 20FP25Н1СТ-R. От этой батареи, в случае отказа генератора, питаются потребители, необходимые пилоту для продолжения полета. Аккумуляторная батарея установлена в аккумуляторном отсеке за шп. N 7.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

Система управления самолетом обеспечивает отклонение рулей, элеронов и триммера руля высоты с целью изменения траектории движения самолета, его балансировки и стабилизации на задаваемых пилотом режимах полета. Кроме того, система управления обеспечивает выпуск и уборку закрылков, а также расфиксацию и фиксацию хвостовой опоры шасси.
В кабине имеются ручка управления и педали. Движением ручки на себя и от себя отклоняется руль высоты, а движением ручки вправо и влево - элероны. Руль направления отклоняется при воздействии на педали.


Схема управления самолетом.

Нагрузки от ручки и педалей передаются на рули и элероны через механизм ручки управления, механизм педалей и проводку управления рулей и элеронов. Триммер, установленный на руле высоты, предназначен для снятия нагрузки с ручки управления и имеет троссовую проводку в боуденовской оболочке.

ШАССИ - ОПИСАНИЕ И РАБОТА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Шасси самолета неубирающееся, выполнено по трехопорной схеме. Оно состоит из двух основных опор (правой и левой) и хвостовой опоры. Все опоры рессорного типа и крепятся к силовым элементам конструкции фюзеляжа. На оси каждой основной опоры установлено тормозное колесо Cleveland 40-97A с тормозом Cleveland 30-63A и шиной с камерой GoodYear 6.00-6 6PR. На хвостовой опоре установлено колесо 41­3 с шиной 200х80 модель 1А. Установка колеса хвостовой опоры обеспечивает его свободное ориентирование на 360 градусов с фиксацией нейтрального положения из кабины пилота. Управление тормозами гидравлическое дифференциальное с использованием мускульной силы пилота.
- стояночное торможение в течении 30 мин., не более.

СИСТЕМА ВЕНТИЛЯЦИИ, ОБОГРЕВА КАБИНЫ И ОБДУВА ЛОБОВОГО СТЕКЛА

Система вентиляции и обогрева работает от скоростного напора в полете или от потока образованного вращающимся воздушным винтом. Горячий воздух поступает из теплообменника, где нагревается от выхлопного патрубка. Холодный воздух поступает из заборника, расположенного на верхней части капота двигателя перед лобовым стеклом. Смешение горячего и холодного воздуха происходит в коробке смесителя. Температура воздуха, подаваемого в кабину, регулируется заслонкой смесителя.


Схема системы вентиляции и обогрева кабины.

1 - заборник воздуха для обогрева; 2 - заборник воздуха для вентиляции; 3 - теплообменник; 4 - коробка смесителя воздуха; 5 - патрубок сброса воздуха в атмосферу; 6 закрывающая заслонка; 7 - регулирующая заслонка смесителя воздуха; 8 - коллектор обдува стекла; 9 ­коллектор обдува ног; 10 - заслонка коллектора обдува; 11 - соединительные трубы воздуховодов и эластичные муфты; 12 ­тяга управления закрывающей заслонкой "ОБДУВ"; 13 - тяга управления регулирующей заслонкой "ОБОГРЕВ";14 - поворотная рукоятка заслонки обдува ног; 15 - регулирующие втулки; 16 регулировочная гайка; 17 - трафареты; 18 - шпангоут № 1; 19 - приборная доска; 20 - лобовое стекло.

ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ - ОПИСАНИЕ И РАБОТА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Пожарная защита самолета обеспечивается выполнением на самолете конструктивных мероприятий, уменьшающих возможность возникновения пожара и установкой ручного огнетушителя для ликвидации пожара в случае его возникновения.

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ - ОПИСАНИЕ И РАБОТА

Пилотажно-навигационное оборудование(ПНО)обеспечивает летчика соответствующей индикацией о пилотажно-навигационных параметрах самолета.


ПРИБОРНАЯ ДОСКА И ЦЕНТРАЛЬНЫЙ ПУЛЬТ ПИЛОТА


СВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Связное оборудование представлено радиостанцией МВ диапазона "Бриз", предназначенной для обеспечения радиотелефонной связью пилота с диспетчерами наземных пунктов управления. В состав связного оборудования входят статические самолетные разрядники, предназначенные для снятия с самолета электростатических зарядов.

БЫТОВОЕ И АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Бытовое оборудование самолета предназначено для:
- размещения на самолете пилота и пассажира;
- создания условий, обеспечивающих нормальную работоспособность и комфорт на всех этапах полета.
Аварийно-спасательное оборудование самолета предназначено для обеспечения жизнедеятельности пилота и пассажира при вынужденном приземлемлении.
Бытовое и аварийно-спасательное оборудование размещается в кабине самолета и состоит из кресел пилота и пассажира; декоративной отделки потолка кабины, бортового аварийного запаса (БАЗа).

Пояснительная записка
по применению
самолёта И-1Л.

(СЕРТИФИКАТ ТИПА № СТ 193-И-1Л)

"Интеравиа" сертифицировано как разработчик легкомоторных пассажирских самолетов и аэростатной техники. Целью наших разработок является, прежде всего, удовлетворение внутренних потребностей рынка, обеспечение нашей огромной страны доступной по цене легкой авиацией. Кроме того, мы можем предложить дешевый самолет, способный удовлетворить интересы международного рынка.

Самолет И-1Л (западный аналог-Cesna-152) в настоящее время (в серийном производстве) выходит на рынок, не имея сильной конкуренции в своем классе, т.к. Сesna прекратила выпуск подобной техники из-за нереальной цены на рынке. И-1Л, в условиях нашего производства, дешев и поэтому принимается рынком.
Ранее СССР авиация общего назначения базировалась в основном на самолётах Ан-2 и насчитывала около 12000 самолётов, притом 8300 самолётов Ан-2 использовались в народном хозяйстве для сельхозработ.
В настоящее время парк самолётов приведён в негодность и в эксплуатации находятся около трёхсот самолетов, из которых около 130 используются для сельхозработ.
По имеющимся данным стоимость одного летного часа таких летательных аппаратов как ЯК-18Т, АН-2, МИ-2, МИ-8 составляют соответственно $260, $400, $500 и $1000.
СТОИМОСТЬ ЛЕТНОГО ЧАСА САМОЛЕТА И-1Л СОСТАВЛЯЕТ $100, что значительно меньше стоимости использования вышеуказанных самолетов. Это обусловлено значительно меньшими потребными расходами топлива, меньшим составом летного и технического экипажа и ценой самолета.

Планируется эффективное применение самолета в народном хозяйстве. (В США для патрулирования линий энергоснабжения и трубопроводов в эксплуатации находятся около 9000 самолетов подобного класса, что позволяет производить своевременный контроль объектов.) На территории России в настоящее время сертифицировано и готово к производству только три самолёта авиации общего назначения: Ил-103 воздушное такси (стоимость 170000$) -более 300 $/час, И-1Л многоцелевой самолёт вне аэродромного базирования (стоимость 84000$) -160$/час и Ан-3, готовится к производству (стоимость 600000$) -500 $/час. По желанию заказчика на самолёт И-1Л может быть установлено дополнительное оборудование для применения его в сельском хозяйстве, аэрофотосъёмке, патрулировании, экологическом контроле, также предусмотрено дооборудование самолёта для посадки на снег и воду. При переоборудовании самолёта используются проверенные сертифицированные приборы и агрегаты, например лыжное оснащение фирмы «Кливленд», это позволяет быстро и дёшево получать расширение сертификата. В настоящее время мы готовы производить до 300 самолетов данного типа в год

Hosted by uCoz