Интересные авиационные события.
Северка и все около нее ч.2
все,что у меня есть по Як-18А
Наш самолет это Як-18А с регистрационным номером RA-0394G. Хозяин самолета Олег Сергеевич Колесников. Заводской номер самолета 1161618. Ранее имел регистрационный номер ФЛА РФ 01776.
Олег Сергеевич Колесников 20 лет (1986−2006) собирал утерянные детали для этого самолета, чтобы добиться полной аутентичности самолета к оригиналу до последней детали, а далее Шахтинский АРЗ ДОСААФ (авиаремонтный завод) провел весь комплекс восстановительных работ и покраску.
В 2015—2016 годах самолет прошел ремонт и покраску на МАРЗ ДОСААФ. Олег Сергеевич автор-сценарист трех известных советских фильмов («Сердца трех», «Сердца трех — 2», и комедии Гайдая «Опасно для жизни»).
Насколько я знаю у нас в стране был еще один летающий Як-18А RA-1171Gв Аэрограде-Можайском. Но вроде как он слегка повредился и в каком состоянии сейчас непонятно.
Як-18А появился в 1956 году в результате оснащения Як-18У более мощным двигателем. Идея такого переоснащения возникла еще в декабре 1946 года, когда ВВС, подводя итоги контрольных испытаний Як-18, предложили для улучшения его ЛТХ и эксплуатационных качеств в дальнейших его модификациях предусмотреть установку более мощного двигателя (200 л.с).
Это требование удалось осуществить лишь через 10 лет, когда под руководством главного конструктора А.Г. Ивченко был создан двигатель АИ-14Р (мощностью первоначально в 220 л.с, в дальнейшем - 260 л.с). Замена М-11ФР на АИ-14Р буквально вдохнула в Як-18 новую жизнь.
Заплатить за это пришлось очередными переделками конструкции самолета. В частности, поскольку новый двигатель был 9-цилиндровым, пришлось в корне переделать мотораму, капот и маслосистему самолета. Капот двигателя приобрел круглую форму с лобовыми радиальными жалюзи и затем уже оставался неизменным на Як-18А и более поздних учебно-тренировочных машинах Яковлева.
Воздушный винт заменили на двухлопастный ВИШ В-530Д-35 диаметром 2,4 м, изготовленный из сосны и дельтадревесины. Управление шагом винта осуществлялось пилотом посредством ручки Шаг винта, тросовой проводки и гидропередачи. Для автоматического поддержания заданного летчиком режима на двигателе устанавливался регулятор оборотов Р-2.
Другие отличия Як-18А от Як-18У заключались в следующем: увеличены высота фонаря кабин и длина ручки управления самолетом, уменьшены усилия на ней от элеронов за счет большей аэродинамической компенсации, применен обогрев кабин. Изменились очертания киля, передняя кромка которого стала плавно сопрягаться с небольшим форкилем.
Позади фонаря кабины поставили наклонную штыревую антенну (общая для радиостанции и радиокомпаса). Произошла также полная замена радиооборудования. Авиагоризонты АГК-47Б заменены на АГИ-1, дополнительно поставлены электрические указатели поворота ЭУП-53. Были внесены изменения и в электросхему самолета. Вместо переговорной трубки поставили СПУ телефонного типа.
Все это вместе привело к некоторому увеличению массы машины, в связи с чем потребовалось усилить отдельные элементы фюзеляжа, крыла, оперения и т.д. Работы по модификации Як-18У в Як-18А выполнялись под руководством ведущего инженера А.А. Синицына.
Новый вариант Як-18 сначала называли модифицированный Як-18У, затем Як-20 (второй с этим названием - первым был опытный учебно-тренировочный самолет 1949 года с размещением пилотов рядом друг с другом), и лишь к концу 1957 года за самолетом закрепилось название Як-18А.
Первый опытный Як-18А (модифицированный Як-18У с АИ-14Р) был получен путем переоборудования серийного Як-18У 1161311, построенного в феврале 1956 года. Заводские испытания машина проходила в октябре 1956 года, Государственные - с 26 февраля по 22 марта 1957 года. Самолет был рекомендован в серийное производство в первую очередь для оснащения летных школ ВВС.
Испытания показали, что Як-18А обладает более высокими летными данными, чем Як-18У. К ним относились: улучшенные взлетно-посадочные свойства, более высокие скороподъемность и максимальная горизонтальная скорость, способность выполнять комплекс вертикальных фигур (переворот, петля Нестерова и полупетля) без потери высоты. Все это позволяло сократить время на отработку полетных заданий курсантов и расширяло возможности Як-18А как учебного самолета.
В частности, в отличие от Як-18У с М-11ФР, на котором бочка выполнялась методом самовращения (штопорная), Як-18А был способен выполнять управляемую бочку. При планировании на посадку с выпущенным шасси и посадочным щитком самолет легко уходил на второй круг при полной даче газа.
Испытания выявили и некоторые недостатки и дефекты самолета. Так, во время ночных полетов сильно бликовало боковое остекление фонаря (на нем отражались приборные доски).
Вторым опытным Як-18А стал переоборудованный серийный Як-18У 1161003 (именно он проходил в документах как Як-20), на котором дополнительно установили гироиндукционный компас ГИК-1 и маркерный приемник МРП-48П. Это дало возможность летать в сложных метеоусловиях и производить слепую посадку.
Выполненные на втором экземпляре доработки способствовали повышению эксплуатационной надежности самолета и упрощению его технического обслуживания. Заводские испытания самолет прошел с 22 мая по 10 июня 1957 года, контрольные испытания в ГК НИИ ВВС - с 6 июля по 2 августа 1957 года.
По окончании заводских и контрольных испытаний Як-18А был запущен в серию. Первые 10 таких самолетов завод 116 сдал заказчику в июле 1957 года, а полностью предприятие перешло на выпуск этого варианта в IV квартале 1957 года. Как было заведено, первые серийные образцы нового самолета прошли войсковые испытания, первый этап которых проходил с 1 августа по 11 октября 1957 года в 24 ВАУПОЛ (Военное авиационное училище первоначального обучения летчиков, г. Павлодар).
Особое внимание испытатели уделили исследованию режима штопора. Они сделали вывод, что штопорные характеристики самолета обеспечивают ему большие возможности при выполнении фигур высшего пилотажа. Непроизвольное сваливание в штопор возможно лишь при очень грубых ошибках летчика.
Испытания выявили также ряд дефектов и недостатков самолета, подлежащих устранению. Результаты этой работы нашли отражение в серийном Як-18А 1160207, выпущенном в декабре 1957 года. Этот самолет успешно прошел контрольные испытания в ГК НИИ ВВС с 28 декабря 1957 года по 28 января 1958 года. Выпуск Як-18А, согласно архивным документам, продолжался до первого полугодия 1960 года, хотя последние 4 экземпляра Як-18А были выпущены в начале 1961 года.
В ряде источников указывается, что в 1957-1960 годах было построено 950 самолетов Як-18А, хотя статистика завода 116 показывает несколько меньшее количество - 927 штук. В процессе серийного производства увеличили максимально допустимую скорость пикирования с 310 до 340 км/ч, установили вторую аккумуляторную батарею 12-А-10, радиостанцию Р-800, маркерный приемник МРП-56П.
Во второй половине 1957 года серийные Як-18А начали поступать в училища ВВС, имея гарантийный ресурс 400 ч по налету или два года по календарному сроку службы. К началу 1963 года ресурс удалось довести до 2000 часов. После испытаний и исследований, проведенных в 1964 году, самолету назначили технический ресурс 3000 летных часов или 15 лет службы.
Самолет Як-18А стал последней поршневой учебно-тренировочной машиной Военно-Воздушных Сил, на смену ему пришли реактивные самолеты L-29 чехословацкого производства. В то же время, в ДОСААФ первоначальная летная подготовка продолжалась на Яках.
Кроме того, в 1957 году на базе Як-18А был создан и первый опытный экземпляр пилотажного варианта - Як-18П, положивший начало целому ряду серийных пилотажных самолетов - Як-18П, Як-18ПМ, Як-18ПС, использованных в системе ДОСААФ.
Базовый учебно-тренировочный Як-18А не подвергался существенным изменениям. Единственной его модификацией можно считать зимний вариант Як-18А на лыжном шасси. Этот самолет мог зимой эксплуатироваться на лыжном шасси, состоящем из двух основных и одной носовой неуправляемой лыжи.
Максимальная горизонтальная скорость самолета, оборудованного лыжным шасси, составляла на номинальном режиме работы двигателя 236 км/ч. Техническая дальность полета на высоте 500 м -640 км. Самолет имел хорошую скороподъемность. Его вертикальная скорость у земли составляла 5,4 м/с. Малое удельное давление на снежную поверхность позволяло получить хорошую проходимость. Самолет мог эксплуатироваться как с укатанных, так и с неукатанных взлетно-посадочных полос. Тормоза на основных лыжах обеспечивали хорошую маневренность при рулении. Возможность раздельного торможения лыж при рулении по плотному снежному покрову позволяло производить разворот практически на месте.
ДОСААФ впервые продемонстрировало Як-18А в августе 1959 года на выставке своей авиатехники в Тушино. В документах ДОСААФ от сентября 1960 года Як-18А уже упоминается в числе типов самолетов, находящихся в эксплуатации.
В аэроклубах и учебных центрах ДОСААФ Як-18, Як-18У и Як-18А использовались, прежде всего, как самолеты первоначального обучения. Як-18 стал воистину летающей партой для тысяч советских летчиков.
К сожалению сведения об использовании Як-18А в ГВФ очень скудные. Один иностранный справочник приводит заводские и регистрационные номера нескольких десятков Як-18А производства завода 116, на которых обучался летный состав ГВФ. Все они, согласно этому справочнику, получили гражданскую регистрацию в ноябре 1965 года (следует понимать, что были переданы в ГВФ из ВВС) и поступили в Сасовское, Бугурусланское, Кременчугское, Краснокутское летные училища Аэрофлота. В 1969-1972 годах их сняли с эксплуатации.
Немного о конструкции:
Як-18А - двухместный свободнонесу-щий низкоплан, оснащенный поршневым двигателем с двухлопастным воздушным винтом изменяемого шага и убираемым в полете трехопорным шасси с носовым колесом. Основными материалами, используемыми в конструкции планера, являются дюралюминий Д16 и сталь ЗОХГСА. Обшивка выполнена из листов Д16А и авиационного полотна AM-100.
Фюзеляж самолета состоит из каркаса и опалубки. Каркас представляет собой пространственную ферму прямоугольного сечения, сваренную из хромансилевых труб. Он образован двумя верхними и двумя нижними лонжеронами, соединенными между собой 10 рамами-шпангоутами ( 0-9), системой подкосов и парой ленточных растяжек по шп. 6.
Соединение каркаса фюзеляжа с центропланом крыла осуществляется посредством четырех хромансилевых трубок (по две с каждого борта), вваренных в нижние лонжероны каркаса в местах их соединения со стержнями. Эти трубки крепятся к стыковочным узлам на верхних полках переднего и заднего лонжеронов центроплана.
В местах стыковки лонжеронов каркаса и стержней вварены узлы крепления рамы двигателя. На шп.0 закреплена также трубчатая ферма навески носовой стойки шасси.
На верхних лонжеронах каркаса фюзеляжа находятся два узла крепления стабилизатора, третий (хвостовой) узел располагается по оси симметрии самолета на трубе, приваренной к верхним лонжеронам каркаса. На приваренной к шп. 8 дужке и верхних лонжеронах каркаса находятся узлы крепления киля. Все кронштейны и стыковочные узлы каркаса фюзеляжа выполнены из стали 20, за исключением узлов крепления центроплана крыла, передней стойки шасси и ее механизмов, педалей управления в передней кабине, которые изготовлены из ЗОХГСА.
Опалубка фюзеляжа включает панели обшивки, продольные стрингеры и поперечные дужки хвостовой части, противопожарную перегородку, отсек убранного положения носовой опоры шасси, зализы крыла и оперения. Боковые панели передней части фюзеляжа (три - по правому и четыре - по левому борту) выполнены открываемыми и обеспечивают доступ к оборудованию кабин и радиооборудованию.
В открытом положении они удерживаются трубчатыми складывающимися упорами. Обшивка боковин и нижнего гаргрота хвостовой части фюзеляжа - полотно AM-100. Зализы отформованы из сплава АМцА-М. Все другие элементы опалубки выполнены из Д16АТ толщиной 0,6-0,8 мм.
Кабины экипажа закрыты общим фонарем, состоящим из неподвижных козырька, средней части и заднего обтекателя, а также двух подвижных крышек. Крышки фонаря сдвигаются назад по направляющим и посредством пружинных замков могут фиксироваться в трех положениях. Фонарь выполнен из органического стекла толщиной 3 и 4 мм.
Крыло состоит из прямоугольного центроплана и двух отъемных трапециевидных консолей. Центроплан цельнометаллической конструкции, клепаный, состоит из каркаса и обшивки. Каркас образован двумя лонжеронами, восемью контурными балочными нервюрами, стрингерами и профилями жесткости, подкрепляющими верхнюю обшивку. Передний лонжерон двутаврового сечения, задний - швеллерного. К нижнему поясу заднего лонжерона шарнирно присоединен дюралюминиевый посадочный щиток типа Шренк. Щиток располагается по всему размаху центроплана, его хорда - 26,8% САХ, навеска - шомпольная.
Консоль крыла - лонжеронная, ферменно-контурной конструкции с жестким носком и полотняной обшивкой. Нервюры ферменной конструкции, за исключением распорной нервюры, отштампованной из листа.
Каркас, носок и законцовка консоли выполнены из дюралюминия, обшивка - из полотна АМ-100. Полотно приклеивается к носку и пришивается к полкам нервюр. Элерон щелевого типа с осевой компенсацией 22%. Углы его отклонения: вверх - 23'30', вниз - 16'. Навеска элерона двухточечная, каркас (трубчатый лонжерон, хвостовой стрингер и 9 штампованных нервюр) изготовлен из Д16АТ, обшивка - АМ-100.
Узлы стыковки лонжеронов центроплана и консолей, втулки кронштейнов навески основных опор шасси и узлы крепления их подкосов изготовлены из стали ЗОХГСА. В носке левой консоли крыла между нервюрами 5 и 7 размещены посадочная и рулежная фары.
Хвостовое оперение - подкосно-расчалочного типа. Киль и стабилизатор состоят из дюралюминиевых каркасов, носков и законцовок, обтянутых полотном АМ-100. Каркас киля, как и каждой консоли стабилизатора, образован двумя лонжеронами, пятью контурными нервюрами и двумя усиливающими нервюрами, расчаленными проволокой ОВС диаметром 2 мм.
Конструкция рулей высоты и направления - обшитый полотном дюралюминиевый каркас, включающий трубчатый лонжерон. Углы отклонения руля высоты: вверх - 25 градусов, вниз - 20 градусов. Руль направления отклоняется на угол 27 градусов.
РВ оснащен двумя управляемыми цельнометаллическими триммерами, а РН - триммерной пластиной. Подкосы стабилизатора изготовлены из дюралюминиевой каплевидной трубы, узлы навески рулей - из стали 20.
Шасси самолета убирается в полете не полностью. Носовая опора при уборке поворачивается назад, и ее колесо частично прячется в отсек фюзеляжа. Основные опоры убираются вперед, при этом колеса прижимаются к нижней поверхности крыла, но целиком остаются в набегающем потоке. Каждая опора шасси включает: стойку телескопического типа с воздушно-гидравлической амортизацией, складывающийся подкос, пневмоцилиндр уборки-выпуска и одно колесо. Носовая стойка оборудована гасителем колебаний типа шимми и механизмом, устанавливающим колесо в нейтральное положение при уборке.
На ней посредством вилки установлено нетормозное колесо размером 400x150 мм. Носовое колесо самоориентирующееся, угол его поворота 55 градусов. Колеса основных опор - тормозные, размером 500x150 мм, закреплены на полуосях снаружи стоек. Тормоза колес - камерные однорядные. Самолет оснащен механической и световой сигнализацией положения шасси.
На самолете установлен поршневой двигатель АИ-14Р с винтом В-530 Д-35 изменяемого шага. АИ-14Р - девятицилиндровый однорядный радиальный двигатель, развивающий мощность на номинальном режиме 220 л.с, на крейсерском режиме - 165 л.с. Максимально допустимое число оборотов в минуту - 2450. Винт В-530 Д-35 - автоматический, работающий на гидроцентробежном принципе по прямой схеме действия. На двигателе установлены: регулятор постоянных оборотов Р-2, карбюратор К-14А, два магнето М-9, электрогенератор ГСК-1500М, компрессор АК-50М, маслонасос, топливный насос 702М, распределитель сжатого воздуха и привод счетчика числа оборотов.
Двигатель закрыт обтекаемым круглым капотом с лобовым воздухозаборником для охлаждения цилиндров. Воздухозаборник оснащен регулируемыми жалюзи створчатого типа. Капот состоит из верхней и нижней крышек, шарнирно закрепленных на шпангоуте каркаса фюзеляжа и соединяемых между собой стяжными замками. Сверху капот плотно прилегает к фюзеляжу, а снизу и по бокам отстоит от его поверхности, образуя по задней кромке капота щель для выхода охлаждающего цилиндры воздуха. Выхлопная система двигателя, отводящая газы под самолет, состоит из двух отдельных коллекторов. На нижней крышке капота установлен воздухозаборник карбюратора, снабженный сеткой и пылефильтром.
Топливная система самолета включает два расположенных в центроплане бензобака клепано-сварной конструкции. Каждый бак крепится в крыле двумя дюралюминиевыми лентами. Емкость правого - 59 л, левого - 63 л. Заливные горловины баков и датчики электрических топливомеров располагаются на верхней поверхности центроплана справа и слева от кабины пилотов. В правом носке центроплана установлен маслорадиатор типа 1172.
Общий вид на фонарь кабины.
И с разных сторон самолета.
Общий вид спереди.
И справа.
А мы заглянем под капот, пока есть такая возможность. Благо тут можно снять панели обшивки.
Видны педали передней кабины.
В общем много всего...
Проводка проложена качественно, не то, что у капиталистов....
Педальный узел.
ЛТХ:
Модификация Як-18А
Размах крыла, м 10.60
Длина самолета,м 8.18
Высота самолета,м 3.35
Площадь крыла,м2 17.80
Масса, кг
пустого самолета 1025
максимальная взлетная 1316
Внутренне топливо, л 130
Тип двигателя 1 ПД Прогресс АИ-14Р
Мощность, л.с. 1 х 260
Максимальная скорость, км/ч 263
Крейсерская скорость, км/ч 215
Практическая дальность, км 725
Практический потолок, м 5000
Экипаж, чел 2