Самолет KATANA DV 20. Руководство - часть 5

 

 

5.3.6. Рисунок 5.0: Взлетная дистанция 
Условия: 

- максимальный взлетный вес; 
- взлетная скорость (скорость отрыва и набора высоты) 105 км/ч; 
- ВПП с твердым покрытием; 
- закрылки во взлетном положении (T/0); 

 

Пример: - Барометрическая высота: ....................................................3000ft. 

- Температура за бортом:.......................................................15°C 
- Масса (вес): ...........................................................................675 kg 
- Ветер:.....................................................................................10 узлов. 

Результат:  

Длина разбега: .............................................330m  

- Взлетная дистанция до высоты 15 м:.................................470 м 

ЗАМЕЧАНИЕ 

Плохое  обслуживание  самолета,  отклонение  от  данных  процедур  также  как 
неблагоприятные  внешние 

условия  (высокая  температура,  дождь, 

неблагоприятный  ветер)  могут  значительно  увеличивать  взлетную 
дистанцию. При взлете с сухого, короткой травяного покрытия длина разбега 
при взлете возрастает на 25%, по сравнению с ВПП с твердым покрытием, что 
должно быть принято во внимание. 
На  мягком  травяном  покрытии  с  травой  высотой  более  чем  10  см,  длина 
разбега на взлете может возрасти на целых 40 %. 
Пунктирные  линии  в  вышеупомянутом  графике  (проветривают  компонент) 
представляет попутный ветер. 

 

 

5.3.7. Рис 5.7: Характеристики набора / Крейсерские высоты / 
Max. Крейсерская высота (стандартные условия): ..............................................4000 m  
Наивыгоднейшая скорость набора с закрылками во взлетном положении:.....120 км/ч 

СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ (фут/мин) 

 

Пример: 
Барометрическая высота: .................................. 1520 м 
Температура воздуха за бортом: ...................... + 8° C 
Масса (Вес): ........................................................ 670 кг 
Результат. 
Скороподъемность:............................................ 2,75 м/с 

ВНИМАНИЕ. 

При  эксплуатации  самолета  без  обтекателей  колес  характеристики 
скороподъемности ухудшаются примерно на 3%. 

 

 

5.3.9. Рис. 5.9:Крейсерская скорость (истинная воздушная скорость) 
Диаграмма расчета истинной воздушной скорости (TAS) при выбранном уровне мощности. 

Полетная  масса 730 кг,  центровка  передняя,  закрылки 
убраны, самолет в хорошем состоянии. 

 

Пример: 
Барометрическая высота ................................................................... 9500 фут. 

Температура........................................................................ + 14°С 
Мощность двигателя ......................................................... 60% 

Результат: 
Фактическая (истинная) воздушная скорость (TAS) .................... 193 км/ч 

ВНИМАНИЕ: 

При  работе  без  обтекателей  колес  максимальная  крейсерская  скорость 
снижается приблизительно на 5%. 

 

 

5.3.10. Рис. 5.10: Максимальная продолжительность полета 
Диаграмма  расчета  максимальной  продолжительности  полета  в  зависимости  от  количества 
имеющегося топлива 

 

 

 

5.3.11. Рис. 5.11: Характеристики скороподъемности при уходе на второй круг 
Условия:  Скорость = 108 км/ч (58 узлов) 

Закрылки в посадочном положении (LDG) 
Масса (вес) = 730 кг 
Макс. передняя центровка, 
Макс. взлетная мощность 

 

Пример:  

Давление по высоте..............................................................3000 футов 
Температура атмосферного воздуха ..................................+15° С (59°F) 

Результат: Скорость набора высоты 

при уходе на второй круг.....................................................1,3 м/сек 

ВНИМАНИЕ: 

При  работе  без  обтекателей  колес  скорость  набора  высоты  снижается 
приблизительно на 3%. 

 

 

5.3.12. Посадочная дистанция 
Условия: 

Малый газ 
Макс. взлетная масса (вес) 
Макс. число оборотов 
Скорость захода на посадку - 110 км/ч. 
Гладкая ВПП с искусственным покрытием, 
Закрылки в посадочном положении, 
Стандартные условия, над уровнем моря 

Посадочная дистанция с высоты 15м:-..................................приблизительно 454 м (1490 фут.) 
Длина пробега – .......................................................................приблизительно 228 м (748 фут.) 
На  каждые 750 м (2500 фуг.)  дополнительной  высоты  над  уровнем  моря  посадочная 
дистанция возрастает на 10%. 

ПРИМЕЧАНИЕ: 

Плохие  условия  содержания  самолета,  несоблюдение  данных  процедур,  а 
также неблагоприятные условия окружающей среды (высокая температура, 
дождь,  неблагоприятный  ветер)  могут  значительно  увеличить  посадочную 
дистанцию. 

5.4 ДАННЫЕ ПО ШУМУ 

а) Ограничения по шуму в соответствии с Правилами FAR 36, 

Приложение G:..................................................................74,8 дБ(А) 
Измеренное значение шума:............................................65,2 дБ(А) 

б) Ограничения по шуму в соответствии с Правилами ICAO, 

Приложение 16, Гл. 10: ....................................................74,8 дБ(А) 
Измеренное значение шума:............................................63,6 дБ(А) 

 

 

ГЛАВА 6 
МАССА (ВЕС) И ЦЕНТРОВКА / ПЕРЕЧЕНЬ ОБОРУДОВАНИЯ 
6. Введение ..........................................................................................................................6-1 
6.2. Взвешивание самолета .............................................................................................6-2 
- 

Рис.6.1. Протокол взвешивания ...............................................................................6-4 

6.3. Отчет о массе (весе) и центровке............................................................................6-5 
- 

Рис.6.2. Отчет о массе (весе) и центровке...............................................................6-6 

6.4. Полетная масса (вес) и центр тяжести ..................................................................6-7 
- 

Рис. 6.3. Масса (вес) и диаграмма центровки.........................................................6-8 

- 

Рис.6.4. Допустимый диапазон центра тяжести 
 и допустимый момент полетной массы (веса) ......................................................6-9 

- 

Рис.6.5.Расчет ограничений по нагрузке.................................................................6-10 

6.5. Перечень оборудования............................................................................................6-11 

6.1. ВВЕДЕНИЕ 

Чтобы  получить  летные  характеристики  и  обеспечить  безопасную  эксплуатацию 

самолета,  как  это  описано  в  настоящем  «Руководстве  по  летной  эксплуатации»,  самолет 
должен  использоваться  в  пределах  ограничений  по  нагрузке  и  центру  тяжести,  указанных 
здесь. Летчик несет ответственность за соблюдение ограничений по нагрузкам и центровке. 
Летчик  должен  постоянно  учитывать  изменения  в  положении  по  центровкам,  которые 
зависят от расхода топлива во время полета Допустимый диапазон по центровкам во время 
полета  описывается  в  Главе 2. В  этой  же  главе  описываются  процедуры  взвешивания 
самолета, а также расчет положения центра тяжести. 

 

Перед поставкой самолета определяются масса пустого самолета (вес) и положение 

центра тяжести. Вес пустого самолета и положение центра тяжести записываются в Отчет о 
взвешивании, как показано на Рис. 6.1 и в Отчете о весах и центровке (Рис. 6.2). 

ПРИМЕЧАНИЕ: 

После  замены  оборудования  должны  быть  заново  определены  с  помощью 
расчета или взвешивания масса пустого самолета и соответствующий центр 
тяжести. 
После  ремонта  или  покраски  самолета,  также  заново  должны  быть 
определены путем взвешивания масса пустого самолета и соответствующий 
центр тяжести. 
Масса  пустого  самолета,  соответствующий  центр  тяжести  и  момент  массы 
должны быть записаны ответственным лицом в Отчет о весах и центровках, 
Ниже  приводятся  формы  отчетов  которые  могут  быть  использованы  в 
качестве образцов для отчетов о взвешивании, расчетов положения ЦТ или 
определения полезной нагрузки. 

6.2. ВЗВЕШИВАНИЕ САМОЛЕТА 

Подготовительные условия для взвешивания самолета: 

- Оборудование должно соответствовать Перечню оборудования самолета. 
-  Включить  тормозную  жидкость,  масло (3 литра),  хладагент (2,5 литра)  и  не 
вырабатываемое топливо (2 л.) 

Для того чтобы определить массу (вес) пустого самолета, самолет устанавливается (с учетом 
вышеназванных  условий)  на  весы  передней  и  основной  опорами.  Необходимо  обеспечить, 
чтобы продольная ось самолета была в горизонтальном положении, как показано в Отчете о 
взвешивании на Рис. 6.1. 
После правильного  расположения самолета  отвес опускается на переднюю кромку  крыла  с 
корневой  нервюры  до  земли,  чтобы  определить  опорную  точку (RD). Из  этой  плоскости, 
измеряются  расстояния  Х,  Х  (левое)  и  Х  (правое)  до  осей  колес  и  заносятся  в  Отчет  о 
взвешивании. Масса (вес) пустого самолета рассчитывается на основе конкретных значений 
О , G (левое) и G (правое). 
Формула расчета: 

(

)

1

1

2

2

2

2

1

x

G

x

G

x

G

G

X

re

re

l

l

L

L

i

i

⋅

−

⋅

+

⋅

⋅

=

 

показывает массу пустого самолета и положение ЦТ сзади от опорной точки (KD). 

 

Плечи Наиболее важных нагрузок указаны в метрах от передней кромки крыла^ 
- Пилот, 2-й пилот:...............................0.143 м 
- 79 литровый топливный бак: ...........0.824 м 
- Багаж (max 20 kg):  ............................0.824 м 

 

Схема центровки. 

 

6.3. МАССА (ВЕС) И ОТЧЕТ О ЦЕНТРОВКЕ 
Данные  о  массе  (весе)  пустого  самолета  и  положении  ЦТ  при  пустом  весе,  которые  были 
определены  до  поставки  самолета,  первыми  заносятся  в  отчет  о  массе  и  центровке.  Любая 
замена  установленного  оборудования,  а  также  всякий  ремонт,  имеющие  следствием 
изменение  массы  пустого  самолета  или  положения  ЦТ  пустого  самолета,  должны  быть 
записаны в отчет о массе и центровке. 
Для  расчетов  полетной  массы  (веса)  и  соответствующего  центра  тяжести,  или  момента 
полетной массы (веса), должны использоваться последняя величина массы пустого самолета 
и соответствующего ЦТ или момент пустой массы (веса). 

 

Рисунок 6.2: Масса (Вес) и центровка 

(Continuous report of structural changes or change of equipment). 

 

DV2

C 

JKA7  ^NA  Serial 

N 

^.:^  ?-</^ Regi strati

on: 

W-^<1 I^Pa  ge 

No.: 

^ 

Date 

Sara. 

Entry 

//3^ 

^No. 

h^tu 

fflt^tC^H

M^.0^^D

escriptio

n 

Chan

ge 

V^-<. 

Additi

on 

s of 

Mass 

m^r.(

+

) 

s 

(Weig

ht) 

^^^Uy

^Subt

rac 

te^- 

^•tion 

(-) 

^QC^f- Actua

l 

^Emp

ty 1 

Q^^t^

c.-'^-

c-

n\^as

s (We 

-<-e3-

^>^'S^
-»ight)

 

6^-  Uc^ 

•i/ 

v^a^iof 

part or 
H^H^^ 

Mass Arm Mome

nt 

Mass Arm Mome

nt 

Mass  Arm  Mome

nt 

 

IN  OUT  modifica

tion 

[kg] 

{V^\)

[m] 

(Ut»ft

[kgm] 

([in.lbs

]) 

[kg] 

([

IDS

])

[ml 

([inl)

[kgm] 

([in.lbs

]) 

[kg] 

(fibsl) 

[m] 

([in]) 

[kgm] 

([in.lbs

]) 

-

?t.r.flt

J- 

 

 

4tee^.d 

^ 

 

 

 

 

 

sr\^  OW  IS-^9

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

^2.-

96- 

-1 

 

W^AMr  /.e  /'^00

22^ 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

P

/^ m 

2./ 

We 

W6 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

&>tTC^6  ^ 

0.^c

W9 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

6.0 

•  If ^••C"

 

 

 

<

^^*  oft^  itc^a,

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

6.4. ПОЛЕТНАЯ МАССА (ВЕС) И ЦЕНТР ТЯЖЕСТИ 
Нижеприведенная информация позволяет летчику эксплуатировать самолет DV 20 в рамках 
требуемых ограничений по массе и центру тяжести. 
Для  расчета  полетной  массы  (веса)  и  центра  тяжести  следует  использовать  следующие 
диаграммы: 
Рис. 6.3: Отчет о массе и центровке. 
Рис. 6.4: Допустимый  диапазон  центра  тяжести  и  допустимый  момент  полетной  массы 
(веса). 
Рис. 6.5: Расчет схемы загрузки. 
1. Данные по массе (весу) и моменту массы (веса) самолета должны быть взяты из "Отчета о 
массе  и  центровке"  самолета  и  внесены  в  бланк  "Расчет  схемы  загрузки" ("Расчет 
ограничений по нагрузке"), (Рис. 6.5) в колонке, обозначенной "Ваш DV 20". 
2.  Используя  "Диаграмму  массы  (веса)  и  центровки" (Рис. 6.3) определите  момент  для 
каждого  загружаемого  предмета  и  запишите  в  соответствующую  колонку  на  Рис. 
6.5.каждого загружаемого предмета и запишите в соответствующую колонку на Рис. 6.5. 
3.  Суммируйте  массы  (веса)  и  моменты  из  каждой  колонки  (пункты 4 и 6 на  Рис. 6.5) и 
запишите  сумму  в  бланк  на  Рис.6.4. "Допустимый  диапазон  ЦТ  и  допустимый  момент 
полетной  массы"  для  того  чтобы  проверить,  входят  ли  значения  в  предел  ограничений  по 
нагрузке. 

 

Рисунок 6.3: Масса (Вес) и центровка 

 

Момент нагрузки [кгм] 
Example: Пилота и пассажир: 172 кг 

Топливо (0.75 кг/л): 38 kg 

Result-. Момент от пилота и пассажира: 24.6 кгм 

Момент от топлива: 32 кгм 

 

Рисунок 6.4: Допустимый диапазон центровки и допустимый момент полетной массы 
(Веса) 

 

 

Рисунок 6.5: Расчет предельной загрузки 

Calculation of the 

DV20(E Jomple) 

Your 

DV20 

Load Limits 

Mass [kg] 

(Weight 

[Ibs]) 

Moment 

[kgm] 

([in.lbs]) 

Mass [kg] 

(Weight 

[IbsD 

Moment 

[kgm] 

([in.lbs]) 

1. Empty Mass(Weight), to be 
taken from the Mass (Weight) & 
Balance Report. 

520 (1147)

148.404 

(12888) 

 

 

2. Pilot and Passenger Lever 
Arm: 0.143 m (5.63 in) 

172 (380) 

24.596 

(2112) 

 

 

3. Baggage: Lever Arm: 0.824 m 
(32.44 in) 

(-) 

(-) 

 

 

4. Total Mass (Weight) and Total 
Moment with empty fuel tank 
(add lines 1-3) 

692 (1526)

173.000 

(15000) 

 

 

5. Usable Fuel Load 0.75 kg/liter 
(6.26 lbs./US gal.) Lever Arm: 
0.824 m (32.44 in) 

38 (84) 

31.996 

(2747) 

 

 

6. Total Mass (Weight) and Total 
Moment, taking fuel into account 
(add 4. and 5.) 

730 (1609)

204.996 

(17747) 

 

 

 
17. Find the values for the total mass (weight) (692 kg and 730 kg) and the total moment (173 kgm 
and 205 kgm) in the center of gravity diagram (Fig. 6.4). Since they are within the limitation range, 
the loading is permissible. 

 

6.5. EQUIPMENT LIST 
The following table lists the equipment of the airplane. The equipment installed in your airplane is 
marked as installed in the respective column (Inst.). 
The equipment list comprises the following data: 
The item №. containing an alpha character for the equipment group and a sequential number. 
Abbreviations: 

A  

Avionics 

E  

Electric 

I  

Instruments 

T  

Powerplant 

Z  

Airframe, Landing Gear 

Mass(Weight) and lever arm of the equipment items are shown in the columns "Mass" and "Arm". 
The data corresponds to one equipment item if not specially marked, (e.g. for the ACL-Power -
Supply: each power-supply has a mass(weight) of 0.43 kg (0.95 Ibs.)). 
NOTE 
Additional installation of equipment must be earned out in compliance with the specifications in the 
Maintenance Manual. The columns "Mass" and "Arm" show the mass(weight) and the CG position 
of the equipment with respect to the reference datum. A positive value shows the distance aft of the 
reference datum, a negative value shows the distance forward of the reference datum.