Kraków 2010-07-09.
Konstrukcja
270b Rozdział 22.07.1984 rok.
PZL M-28 / An-28.
Konstrukcja PZL M-28.
Produkowany seryjnie w WSK PZL-Mielec na podstawie licencji z CCCP. Samolot komunikacyjny do przewozu pasażerów i towaru, w skrajnych warunkach klimatycznych. Posiada właściwości SLOT ( krótki start i lądowanie ). Dwusilnikowy turbośmigłowy górnopłat zastrzałowy, o konstrukcji metalowej.
Skrzydła klasyczne dwudźwigarowe. Podzielone technologicznie na trzy części. Centropłat i zewnętrzne doczepiane. Obrys części środkowej jest prostokątny, a części zewnętrznych trapezowy. Konstrukcja płata typu kesonowego. Keson utworzony jest przez dźwigary, żebra i pokrycie pracujące. Kesony zarówno wewnętrzny jak i w częściach doczepianych stanowią integralne zbiorniki paliwa. Części zewnętrzne mają bogatą mechanizację. Na krawędzi natarcia umieszczono dwusekcyjne skrzela. Na górnej powierzchni dwusekcyjne przerywacze ( sloty ). Na krawędzi spływu klapy i lotki. Lewa lotka ma klapkę wyważającą. Początkowo lotki były kryte płótnem. Na tym nie koniec. Do centropłata przymocowano dwie klapy, lewą i prawą i przerywacze ( sloty ). Wszystkie klapy typu dwuszczelinowego. Rozpiętość płata wynosi 22,073 m, a największa cięciwa 1,886 m.
Kadłub konstrukcji metalowej składa się z nośnego pokrycia, podłużni, belek i wręg. Integralnymi częściami konstrukcji są obramowania wzierników i okien kabiny załogi. Pod względem technologicznym kadłub podzielony jest na trzy części. Do środkowej części do dwóch wręg w górnej strefie przymocowany jest centropłat. Z kolei do dolnej części przymocowano szczątkowy płat, a do jego końców golenie podwozia głównego i zestrzały skrzydeł głównych. Podłoga kabiny ładunkowej przystosowano do zwiększonych nacisków. W tyle kadłuba umieszczono drzwi ładunkowe i schodki. Dwuskrzydłowe drzwi otwierane są na zewnątrz. Ładownia ma wymiary 5,26m x 1,74m x 1,72m. W wersji pasażerskiej umieszczono 19 foteli w układzie 1 + 2 z rozstawem 0,72 m. Przejście ma szerokość 0,354 m. W tylnej części kadłuba do dwóch wręg przymocowana jest konstrukcja usterzenia poziomego.
Usterzenie w układzie litery „H”, o stosunkowo dużej powierzchni. Ta duża powierzchnia zapewnia doskonałą sterowność na małych i dużych prędkościach. Usterzenie poziome konstrukcyjnie jest jednoczęściowe, dwudźwigarowe, mocowane czterema okuciami do wręg kadłuba. Wyposażono je w dwuczęściowy ster wysokości z klapkami wyważającymi. Usterzenie pionowe zdwojone z podziałem na ster i stateczniki. Konstrukcyjnie jednodźwigarowe. Każdy ster ma klapkę wyważającą. Początkowo wszystkie stery były kryte płótnem.
Przyjęty układ podwozia samolotu pozwala na użytkowanie go na małych lotniskach i lądowiskach o nawierzchni grząskiej, zaśnieżonej, żwirowej lub piaskowej. Samolot wyposażono w stałe podwozie z kołem przednim. Wszystkie koła pojedyncze. Opony niskociśnieniowe. Goleń podwozia przedniego przymocowana jest do dwóch belek podłogowych. Przednie koło sterowane hydraulicznie w lewo-prawo 50 stopni, niehamowane. Po oderwaniu od ziemi przednie koło automatycznie ustawia się w położeniu neutralnym, stawiającym minimalny opór. Rozmiar 595 x 320 mm. Golenia podwozia głównego mocowane są do szczątkowych płatów, które zapewniają dostateczny jego rozstaw. Rozmiar 720 x 320 mm. Rozstaw podwozia głównego wynosi 3,405 mm, a baza podwozia 4,40 m. Układ hamowania kół podwozia głównego hydrauliczny z systemem antypoślizgowy ( ABS ). Możliwe jest hamowanie każdego koła osobno.
Silniki PZL-10 S / TWD-10 B.
Zespół napędowy zapewnia konstrukcji przewiezienie 15-20 pasażerów z prędkością 300 – 350 km/h, na odległość 375 – 690 km. Zasięg maksymalny wynosi 1 300 km. W przypadku awarii jednego z silników samolot może kontynuować start i wznoszenie z prędkością 3,2 m/s.
Składa się z dwóch silników turbośmigłowych PZL-10 S, które są licencyjnymi odpowiednikami rosyjskich silników TWD-10 B. Producent PZL-Rzeszów. Sprężarka silnika ma 6-stopni osiowych i 1-stpoień promieniowy. Komora spalania pierścieniowa, do której paliwo dostarczają wirujące wtryskiwacze. Turbina 2-stopniowa. Moc z turbiny napędowej przekazywana jest przez szybkobieżny reduktor, wał pośredniczący, reduktor planetarny do śmigła.
Jednostopniowa turbina osiowa napędza śmigło przez reduktor szybkobieżny, wał pośredniczący i wysunięty do przodu reduktor planetarny śmigła. Skrzynkę napędów agregatów samolotu – przez reduktor szybkobieżny. Z reduktora śmigła napędzane są ponadto regulator prędkości obrotowej śmigła i regulator prędkości obrotowej turbiny napędowej.
Śmigła trójłopatowe, przestawiane AW-24 AN. Przestawianie śmigieł odbywa się w dużym zakresie. Poprzez ustawienie w chorągiewkę do ujemnego ciągu.
W skład zespołu napędowego zalicza się także; skrzynka napędów agregatów samolotu, układ olejenia i odpowietrzania, układ zasilania i automatycznej regulacji silnika i regulacji skoku śmigła, układ przeciwoblodzeniowy, układ elektryczny. Agregaty silnika napędzane są ze skrzynki napędów, sprzęgniętej kinematycznie z turbosprężarką. Silnik wyposażono w układ przeciwpompażowy, który składa się z zaworu upustu powietrza za 6-stopniem sprężarki oraz dwóch upustów na kadłubie komory spalania. Zapas paliwa wyłącznie w skrzydłach 1 960 litrów, co wynosi 516 US gal. Pojemność zbiorników w centropłacie wynosi 620 litrów ( 163 US gal ), a w skrzydłach doczepianych 1 340 litrów ( 353 US gal ). Układ paliwowy typu krzyżowego zasila każdy silnik niezależnie i pozwala całe paliwo dostarczyć do jednego silnika. W sytuacji awarii pomp paliwowych można nadal zasilać silniki paliwem, ale tylko ze zbiorników umieszczonych w zewnętrznych częściach skrzydeł. Zbiorniki można napełniać indywidualnie przez wlewy górne lub ciśnieniowo przez centralny wlew. Zastosowano system zabezpieczenia przed przelaniem zbiorników z możliwością ręcznego sterowania stopniem napełnienia zbiorników. Układ smarowania złożony jest z dwóch obwodów; obwodu turbosprężarki i obwodu turbiny napędowej. Każdy z obwodów ma swój własny zespół zawierający pompę tłoczną i zespół pomp odsysających.
Do głównych zalet silnika zalicza się; niskie jednostkowe zużycie paliwa, bieżąca kontrola stanu silnika poprzez ciągły pomiar drgań i sygnalizowanie ich dopuszczalnego przekroczenia, automatyczne zabezpieczenie przed przekroczeniem dopuszczalnych temperatur gazów za turbiną sprężarki, automatyczne zabezpieczenie przed przekroczeniem maksymalnych obrotów turbiny, łatwy dostęp do poszczególnych podzespołów. Wraz z licencją silnika uzyskaliśmy dostęp do nowych technologii; precyzyjne odlewanie łopatek roboczych i łopatek kierujących. Walcowanie łopatek roboczych. Powierzchniowe utwardzanie piór łopatek roboczych metodą wibracji. Spawanie automatyczne w osłonie argonowej. Spawanie wiązką elektronów.
Podstawowe dane silnika PZL-10 S i śmigła. Silnik turbośmigłowy ze swobodną turbiną i wysuniętym reduktorem śmigła. Moc startowa na wale śmigła 705 kW ( 960 KM ). Moc nominalna na wale śmigła 574 kW ( 780 KM ). Temperatura otoczenia od minus 50 stopni C do plus 40 stopni C. Śmigło ciągnące z automatycznym i przymusowo zmiennym skokiem, przestawiane w chorągiewkę i rewers. Średnica śmigła 2,8 m. Z końcem 90-tych lat do silników PZL-10 S zaczęto montować śmigła 5-łopatowe firmy Hartzell. Taki napęd został zastosowany w wielu Polskich wojskowych M-28 Bryza.
Silniki PT6A-65B. 1993 rok.
Aby uzyskać wejście samolotu na zachodnie rynki należało zastosować inne silniki. Wybór padł na firmę Pratt-Whitney z Kanady. Z tą firmą łączyła nas wieloletnia współpraca. Sięgnięto po silnik oznaczony PT6A-65B. Silniki mają moc 2 x 809 kW, a nominalną 2 x 736 kW. Dla silników są dedykowane 5-łopatowe śmigła HC-B5MP firmy Hartzell. Pierwszy lot z tymi silnikami M-28 wykonał w 1993 roku.
Układ sterowania i instalacje.
Samolot jest przystosowany do sterowania przez dwóch pilotów. Początkowo był typowo mechaniczny. Układ sterowania w 80-latach przeszedł pewną ewolucję. Ostatecznie układ sterowania zapewnia przy wychyleniu klap automatyczne wychylenie lotek, o kąt proporcjonalny do kąta wypuszczenia klap. O położeniu klap informuje wskaźnik umieszczony w kabinie pilotów. Ster kierunku, ster wysokości, lewa lotka posiadają klapki wyważające sterowane elektrycznie. Sterowanie przerywaczami jest hydrauliczne. Sterowanie klapami za pomocą dźwignika hydraulicznego poprzez układ mechaniczny.
Samolot otrzymał układ zapewniający redukcję asymetrii ciągu w przypadku defektu jednego z silników. Wówczas automatyczne po stronie pracującego silnika wychylane są przerywacze.
Instalacja hydrauliczna - Zapewnia poruszanie kołem przednim, hamuje kołami podwozia głównego, otwiera i zamyka klapy, otwiera przerywacze. Ciśnienie robocze w instalacji wynosi 14,7 MPa.
Instalacja elektryczna - Zasilanie elektryczne prądem zmiennym trójfazowym o nacięciu 200/115 V zapewniają dwie prądnice. Zasilanie prądem zmiennym trójfazowym o napięciu 36 V zapewniają dwie prądnice awaryjne. Awaryjne i rozruchowe źródło zasilania to dwa akumulatory kadmowo-niklowe o pojemności 25 Ah i napięciu 27 V.
Instalacja przeciwoblodzeniowa jest bardzo rozbudowana. Uruchamia się automatycznie poprzez czujniki lub ręcznie. Gorące powietrze ze sprężarki silników służy do odladzania slotów, krawędzi natarcia centropłata, usterzenia, chwytu powietrza chłodnicy oleju i chwytu powietrza klimatyzacji. Instalacja przeciwoblodzeniowa silników ogrzewa wloty powietrza do silników oraz rozruszniki silników. Wloty powietrza będące ścianami zbiorników oleju są ogrzewane gorącym olejem instalacji olejowej. Elektrycznie odlodzone są; łopaty i kołpaki śmigieł i szyby kabiny załogi.
Awionika.
Samolot jest zdolny do wykonywania lotów w trudnych warunkach atmosferycznych w dzień i w nocy. Może startować i lądować bez widoczności ziemi. Zapewniają mu to trzy grupy urządzeń; aneroidowo-membramowe – dwa prędkościomierze, dwa wysokościomierze, dwa przyrządy zespolone złożone z wariometru, wskaźnika zakrętu, chyłomierza. Nawigacyjne – dwa sztuczne horyzonty, trzeci rezerwowy, dwa przyrządy pilotażowo nawigacyjne współpracujące z systemem kursowym magnetycznym. Radionawigacyjne – dwa radiokompasy, radiowysokościomierz, sygnalizator przelotu nad radiolatarnią.
Telefon pokładowy służy do utrzymywania łączności pomiędzy członkami załogi, informowania pasażerów, odsłuchu radioodbiorników w słuchawkach załogi. Radiostacja UKF służy do łączności z ziemią i innymi samolotami. Przy wysokości lotu 1 000 m ma zasięg 100 km. Awaryjna radiostacja UKF służy do łączności załogi z grupami ratowniczymi po awaryjnym opuszczeniu samolotu. Ma zasięg 100 km. Aparatura VOR / ILS o zasięgu 100 km.
Radiowysokościomierz małych wysokości. Określa rzeczywista wysokość od ziemi.
Układ bezpieczeństwa i rejestracji danych. Działa bez ingerencji załogi. Rejestruje stan techniczny wszystkich podstawowych urządzeń samolotu. Rejestruje dane służbowe załogi, jej czynności, aktualna datę i czas. Automatyczne wysyła sygnały odpowiedzi na wezwanie stacji radiolokacyjnej, podając miedzy innymi numer samolotu. Dzięki temu samolot jest łatwy do zlokalizowania i identyfikacji. Nieustannie kontroluje wysokość lotu podając automatycznie sygnał zbyt małej wysokości. Uruchamia sygnał alarmowy o ewentualnym zagrożeniu na pokładzie.
Wyposażenie kabiny.
Dwa prędkościomierze, dwa wysokościomierze, dwa przyrządy zespolone ( wariometr, wskaźnik zakrętu, chyłomierz ). Przyrządy nawigacyjne; dwa sztuczne horyzonty, jeden awaryjny sztuczny horyzont, dwa przyrządy pilotażowo-nawigacyjne współpracujące z systemem kursu magnetycznego, dwa radiokompasy, radiowysokościomierz. Sygnalizator przelotu nad radiolatarnią.
Zalety samolotu M-28.
Samolot ma doskonałe własności pilotażowe. Do startu potrzebuje trawiastego ( gruntowego ) pasa startowego o długości zaledwie 525 m. Prędkość startu to zaledwie 135 km/h, a lądowania 125 km/h. Wysokość przelotowo to 3 000 m. Typowa prędkość wznoszenia to 8 m/s, a opadania 4 m/s, lecz w sytuacjach awaryjnych jest w stanie opadać kontrolowanie z prędkością 25 m/s.
Podstawowe różnice pomiędzy PZL An-28, a PZL M-28 B Bryza. Samolot otrzymał możliwość podwieszania bagażnika podkadłubowego o opływowych kształtach mającego udźwig do 300 kg.
Tylne drzwi uległy wielokrotnym przemianom i praktycznie powstały dwie wersje. Pierwsza wzorowana na systemie rampy w samolocie An-26. Otwiera się poprzez opuszczenie w dół, a podczas lotu może przesunąć się także pod kadłub. Takie drzwi otrzymały wersje typowo desantowe. Drugie to drzwi dwuczęściowe ( dwuskrzydłowe ). Podzielone są tak jak w An-28, wzdłuż. Hydraulicznie otwierają się do wewnątrz samolotu, co także umożliwia desant spadochronowy. Lub ręcznie otwiera się je na zewnątrz. Jest to w zasadzie otwieranie awaryjne, z zewnątrz. Oprócz drzwi są także osobne schodki. Ten rodzaj drzwi posiadają wersje transportowe.
Awionika M-28 B Bryza / M-28 B1R Bryza-1R:
Odbiornik GPS Honeywell KLN-90B/900 z systemem kursowym Griebień. Autopilot KFC-325. Odbiornik nawigacji obszarowej KNS-81. System poszukiwawczy Chelton. Radiokompas ARK-15 lub ADF-806. Transponder IFF SC10D2 systemu Supraśl. Radiostacje RS6113 lub AN/ARC-210. Radar pogodowy RDR-2000. Część samolotów ma zainstalowane odbiorniki VOR/ILS i TACAN KTU-709.
Awionika M-28 B1E:
Transponder KT-76A. Radiostacja nawigacyjna Honeywell KX-155 z systemem kursowym Griebień. Radiostacja RS-6113.
Awionika M28B1R Bryza-1R bis:
Posiada awionikę Bendix King RNAV Gold Crown. Odbiornik GPS KLN-900. Autopilot KFC-325. Radar pogodowy RDS-82VP/RDR-2000. System VOR/ILS KNR-634A. System INS LTN-101. Radiokompas KDF-806. System lotu KNS-660. Radiodalmierz DM-441B. System wskazywania EFIS-50. Żyrokompas laserowy LNS-92.
Wyposażenie specjalistyczne M-28 B1R Bryza-1R:
System obserwacji radiolokacyjnej MSC-400 (stacja radiolokacyjna ARS-400, z odbiornikiem IFF. System dowodzenia CSS-400, czyli ŁS-10M - lotniczy element systemu dowodzenia Łeba-2. Tratwy ratunkowe. Wyrzutniki bomb oświetlających (SAB-100-75, SAB-100-55, SAB-100MW).
Wyposażenie specjalistyczne M-28 E Bryza-1E:
System Ericsson MSS-5000 (skaner IR/UV, system SLAR - dwa radary boczne, system foto (aparat DCS620), video (kamera DCR-VX1000).
Wyposażenie specjalistyczne M-28 B1R Bryza-1R bis:
System SRM-800 (radar ARS-800, magnetometr MAG-10, boje HYD-10, system IFF APX-113, konsola ŁS-10M, system rozpoznania radiotechnicznego ESM-10 ). Tratwy ratunkowe. Wyrzutniki bomb oświetlających (SAB-100-75, SAB-100-55, SAB-100MW). Głowica FLIR AN/AAQ-22 Star Safire II.
Dane T-T An-28 1984 rok:
Rozpiętość 22,073 m (72,41 ft). Długość 13,10 m (43 ft). Wysokość 4,90 m (16 ft). Masa własna 3 750 kg. Masa max 6 500 kg. Masa ładunku 1 750 kg. Paliwo 1 567 kg. Prędkość max 350 km/h. Prędkość przelotowa 335 km/h. Prędkość minimalna bezpieczna 165 km/h (89 KTS). Prędkość lądowania 125 km/h. Prędkość przeciągnięcia 123 km/h (66 KTS). Prędkość wznoszenia 8 m/s. Zasięg max 1 365 km. Zasięg z ładunkiem max 560 km. Pułap 6 000 m. Rozbieg 340 m. Dobieg 490 m. Silniki PZL-10 S o mocy 2 x 705 kW.
Dane T-T M-28 B 1992 rok:
Rozpiętość 22,06 m (72,4 ft). Długość 13,10 m (43 ft). Wysokość 4,90 m (16 ft). Masa własna 4 350 kg. Masa max 7 000 kg. Masa ładunku 1 750 kg. Paliwo 1 567 kg. Prędkość max 365 km/h. Prędkość przelotowa 335 km/h. Prędkość minimalna bezpieczna 165 km/h (89 KTS). Prędkość lądowania 135 km/h. Prędkość przeciągnięcia 123 km/h (66 KTS). Prędkość wznoszenia 8 m/s. Zasięg max 1 230 km. Zasięg z ładunkiem max 560 km. Pułap 6 000 m. Rozbieg 340 m. Dobieg 490 m. Silniki PZL-10 S o mocy 2 x 705 kW
Dane T-T M-28 B/PT 1993 rok:
Rozpiętość 22,06 m (72,4 ft). Długość 13,10 m (43 ft). Wysokość 4,90 m (16 ft). Masa własna 4 090 kg. Masa własna wersja ratunkowa (SAR) 5 415 kg. Masa max 7 500 kg. Masa ładunku 2 300 kg + 300 kg w bagażniku. Paliwo 1 766 kg (2 280 litrów). Prędkość max 365 km/h. Prędkość max VMO 355 km/h (192 KTS). Przelotowa 330 km/h. Prędkość minimalna bezpieczna 160 km/h. Prędkość patrolowania dla wersji ratowniczej (SAR) 165 km/h. Prędkość lądowania 135 km/h. Prędkość przeciągnięcia 120 km/h. Prędkość wznoszenia 9 - 11 m/s. Prędkość wznoszenia 2 360 ft/minutę. Zasięg max 1 420 – 1 500 km na wysokości przelotowej 3 000 m z zapasem na 45 minut lotu. Zasięg z ładunkiem max 1 000 km. Czas loty 4 godziny 50 minut. Pułap 6 200 m (z maskami tlenowymi). Rozbieg 325 m (1 065 ft). Rozbieg wersja ratownicza (SAR) 440 m. Dobieg 560 m. Dobieg wersji ratowniczej (SAR) 330 m. Silniki PT 6 A-65 B o mocy 2 x 809 kW (2 x 1 100 kM).
Opracował Karol Placha Hetman