PZL-130 Orlik

Kraków 5.09.2008r.
271c Rozdział 1984.10.12.
PZL-130 Orlik
Polska

Konstrukcja 


PZL-130 Orlik TC-I nr 044 w Radomiu. 2007r. zdj. Karol Placha Hetman.

Konstrukcja PZL-130
Jednosilnikowy, dwumiejscowy samolot szkolno-treningowy w układzie dolnopłata, o konstrukcji metalowej. Silnik tłokowy.
Skrzydło o profilu NACA 642215 zmodyfikowany dla uzyskania stałej cięciwy lotek i klap. Wznos +50 , kąt zaklinowania przy kadłubie 00 , 
skręcenie geometryczne 30 . Konstrukcja metalowa, niedzielona, kesonowa, wielopodłużnicowa, nitowany keson i zgrzewana część spływowa. Lotki 
typu Frise wychylane 20 stopni w górę i 12 stopni w dół. Klapy szczelinowe wychylane do startu 10 stopni do startu i 40 stopni do lądowania. Końcówki z kompozytu 
szklano-epoksydowego.
Kadłub. Od dołu płaski. Sklepiony eliptycznie od góry. Konstrukcja półskorupowa metalowa, nitowana ze zgrzewanych podzespołów. Oszklenie 
kabiny z plexi klejonego do ram z kompozytu szklano-epoksydowego. Osłona kabiny otwierana na prawy bok. Oslona kabiny może być odrzucona 
awaryjnie. Dla ułatwienia wsiadania do samolotu zastosowano stały, przytwierdzony do kadłuba podnóżek, aby stanąć na lewym skrzydle. 
Kabina dwumiejscowa w układzie tandem. Tylny fotel z niewielkim przewyższeniem. Fotele są przestawiane elektrycznie i są przystosowane do 
korzystania ze spadochronów zarówno plecowych jak i siedzeniowych.
Usterzenie klasyczne, z wyraźnym wyprzedzeniem usterzenie poziomego przez pionowe. Konstrukcja metalowa częściowo zgrzewana. Ster kierunku 
wychylany po 300 w obie strony. Rozpiętość usterzenia poziomego wynosi 3,50 m.
Podwozie trójpodporowe z kołem przednim, chowane w locie. Wszystkie koła pojedyncze. Podwozie przednie teleskopowe z kołem na półwidelcu i 
tłumikiem drgań poprzecznych. Koła podwozia głównego na wahaczach z hamulcami tarczowymi hydraulicznymi. Amortyzatory olejowo-gazowe. 
Ogumienie bezdętkowe niskociśnieniowe. Hamulec postojowy. Baza podwozia wynosi 2,22 m. Rozstaw podwozia głównego wynosi 3,10 m.
Sterowanie. Lotki popychaczowe z rurą skrętną przy prawej burcie kadłuba. Ster wysokości – popychaczowo-linkowy. Ster kierunku – linkowo. 
Klapy, klapki wyważające i zasłonki wlotów powietrza chłodzącego silnik sterowanie elektryczne. Zespół napędowy sterowany cięgnami 
elastycznymi dwustronnego działania ( arensami ). Sektory dźwigni sterujących. 
Tablica przyrządów zawiera; busolę magnetyczną, prędkościomierz, wysokościomierz, sztuczny horyzont, żyrobusolę, zakrętomierz z 
chyłomierzem, wariometr, zegar, manowakuometr, wskaźnik kontroli pracy silnika który pokazuje ciśnienie paliwa, ciśnienie oleju, temperaturę 
oleju. Kolejne przyrządy to; obrotomierz, termometr temperatury głowic silnika, termometr gaźnika, dwa paliwomierze, termometr gaźnika, 
sygnalizator przeciągnięcia, przyspieszeniomierz, układ sygnalizacji awarii, sygnalizator położenia klap, sygnalizator położenia podwozia, 
rakietnicę sygnalizacyjną, manometr obwodu głównego instalacji pneumatycznej, manometr obwodu awaryjnego instalacji pneumatycznej, manometr 
hamulców. 

Napęd PZL-130
Silnik gwiazdowy 9-cylindrowy typu Wiedieniejew M-14 Pm o mocy 243 kW. Rozruch silnika pneumatyczny.
Śmigło metalowe trójłopatowe nastawialne. Średnica śmigła wynosi 1,95 m.

Instalacje PZL-130
Paliwowa – 4 integralne zbiorniki w kesonie płata o pojemności 2 x 100 litrów i 2 x 110 litrów. Zbiornik rozchodowy o pojemności 9 litrów 
w kadłubie.
Pneumatyczna. Instalacja pneumatyczna jest dwuobwodowa. Obwód zasadniczy i awaryjny. Ciśnienie robocze 4,9 Mpa. 
Elektryczna. Instalacja elektryczna o napięciu 24/28 V. Prądnica o mocy 3 kW. Akumulator 24 V / 18 Ah.
Instalacja hydrauliczna. Wyposażona w zbiornik oleju o pojemności 26 litrów, chłodnica z termostatem.

Awionika.
Samolot wyposażony w zestaw przyrządów pilotażowo-nawigacyjnych oraz kontroli silnika. Zestaw przyrządów kontroli instalacji. System 
sygnalizacji awarii. Radiostacja UHF, radiokompas, telefon pokładowy, rakietnica, gaśnica, apteczka. Samolot ma możliwość zabudowy 
radiowysokościomierza.

Uzbrojenie
Samolot wyposażono w dwa węzły podwieszenia lekkiego uzbrojenia niekierowanego pod skrzydłami. Mogą to być zasobniki z pociskami 
niekierowanymi lub lekkie bomby różnego typu.

Konstrukcja PZL-130 TC-I . 1995r.

Jednosilnikowy, dwumiejscowy samolot szkolno-treningowy w układzie dolnopłata, o konstrukcji metalowej. Silnik turbośmigłowy. Konstrukcja 
wytrzymuje przeciążenie od –2 g do +6,5 g.
Skrzydła - niedzielone, wolnonośne o konstrukcji metalowej, dwudźwigarowej, kesonowej (keson nitowany), konstrukcja części spływowej 
kesonu zgrzewana. Pokrycie kesonu stanowi blacha duralowa 1,5-2 mm. Wewnątrz kesonu integralne zbiorniki paliwa. Końcówki płatów z kompozytu 
szklano-epoksydowego, odejmowane. Wznios skrzydeł 5 stopni, kąt zaklinowania 3 stopnie. Lotki typu Friese, wyważone masowo i aerodynamicznie, 
klapy metalowe szczelinowe sterowane elektrycznie. Klapy wychylane elektromechanicznie, za pomocą rury skrętnej. W strukturze skrzydła 
wzmocnione 4 punkty do mocowania belek podwieszeń. 
Kadłub - o konstrukcji półskorupowej, z 15 wręgami i ścianą ogniową za łożem silnika, o przekroju prostokątnym. Konstrukcja kadłuba 
nitowana i zgrzewana. Pod kabiną załogi komora instalacji płatowca, za kabiną komora wyposażenia elektronicznego. Kabina załogi z miejscami 
jedno za drugim. Osłona kabiny jednoczęściowa otwierana na prawa stronę, ze szkła organicznego. Obie kabiny dzieli przegroda ze szkła 
organicznego. 
Usterzenie - klasyczne z sterem kierunku. Statecznik pionowy półskorupowy, jednodźwigarowy, z wyważeniem masowym i aerodynamicznym, z 
klapkami odciążającymi i wyważającymi. Statecznik poziomy dwudżwigarowy. Ster wysokości prostokątny, dwusegmentowy, z klapką odciążającą i 
wyważającą. U dołu tylnej części kadłuba znajduje się stała duża kierownica aerodynamiczna ( płetwa ustateczniająca ), rekompensująca moment obrotowy śmigła. Końcówki 
usterzenia z kompozytu szklano-epoksydowego.
Podwozie - wciągane hydraulicznie, trójkołowe, z kołami pojedynczymi, z kółkiem przednim sterowanym. Golenie podwozia głównego z 
wahaczami, goleń przednia teleskopowa, amortyzacja olejowo-gazowa. Hamulce wielotarczowe, sterowane hydraulicznie na kołach głównych. Hamulce 
postojowe na wszystkich kołach. Awaryjne wypuszczanie podwozia pneumatycznie. Koła jednakowej średnicy z oponami Goodyear 6,50-8. Podwozie 
przednie wciągane do komory pod silnikiem, w stanie złożonym wystaje częściowo poza obrys kadłuba, podwozie główne chowane do komór w płacie 
poza kesonem, golenie zamykane pokrywami. 
Układ sterowania - konwencjonalny, linkowy (sterowanie sterem kierunku), popychaczowo-linkowy (sterowanie lotkami i sterem wysokości) i 
popychaczowy (sterowanie silnikiem), wszystkie powierzchnie sterowe wyposażone w trymery, klapki sterowane elektromechanicznie. Sterownice 
zdwojone. 

Napęd PZL-130 TC-I Orlik. 
Napęd - Silnik turbośmigłowy Walter M 601T z trójstopniową sprężarką, pierścieniową komorą spalania i dwoma niezależnymi turbinami, z 
których jedna napędza śmigło, druga sprężarkę. Moc startowa silnika 551 kW ( 750 KM ). Śmigło pięciołopatowe metalowe nastawne Avia V510T . 
Wlot powietrza do silnika odladzany, z separatorem zanieczyszczeń. Łoże silnika spawane z rur stalowych. Sterowanie silnikiem i śmigłem 
mechaniczne z pomocą niezależnych dzwigni. Instalacja paliwowa o pojemności 560 l (zużywane jest 530 l ), w czterech zbiornikach integralnych 
w skrzydłach. Dodatkowo zbiornik rozchodowy ( 8 l ), dwie pompy paliwa z filtrami. Zbiornik akrobacyjny umożliwia lot odwrócony 30 s. 
Instalacja paliwowa dostosowana do zbiorników podwieszanych (po 150, 230 i 340 l ). 

Instalacje - hydrauliczna (główna - sterowanie wypuszczaniem podwozia, awaryjna - hamulcami kół), elektryczna (sterowanie klapkami 
wyważającymi i klapami skrzydłowymi, oświetlenie, awionika), pneumatyczna (awaryjne wypuszczanie podwozia), tlenowa (indywidualna dla każdego 
członka załogi, fotele wyrzucane mają awaryjną instalację tlenową), wentylacji i ogrzewania (kabin i wyposażenia awionicznego).

Wyposażenie - instalacja klimatyzacji Hamilton, fotele wyrzucane Martin Baker Mk. PL.11B (w prototypie polskie fotele wyrzucane LEK-F1) 
lub inne, wyrzucane przez osłonę kabiny. Kabiny zaprojektowane zgodnie z zasadami ergonomii, tylny fotel (instruktora) zamocowany o 130 mm 
wyżej od przedniego. 

Awionika: Zdwojone zestawy analogowych przyrządów pokładowych, radiokompas, radiostacje UHF, wyposażenie radionawigacyjne, cyfrowy 
przepływomierz paliwa, satelitarny odbiornik nawigacyjny (GPS), żyroinukcyjna radiobusola, transponder, odbiornik sygnałów radiolatarni, 
radiowysokościomierz, rejestrator parametrów lotu. 

Uzbrojenie: 4 (TC-1) lub 6 (TC, TC-II) węzłów podwieszeń pod skrzydłami dla lekkiego uzbrojenia 
(zasobniki z km, npr, bomby). Samoloty zespołu "Orliki" wyposażono w wytwornice dymu Sanders . 

Dane T-T
Dane T-T                PZL-130    PZL-130        PZL-130 TP      PZL-130 TM    PZL-130 TC-1    PZL-130 TC-II     miano

                               1984r.       o większej        1986r.               1989r.               1995r.                  2003r.

                                         rozpiętości, projekt

Wymiary 
R                             8,00             9,00                8,00                  8,00                   9,00                    10,00                    M
D                             8,45             8,45                8,68                  8,73                   9,00                     9,30                     M
W                            4,00             4,00                3,35                  3,53                    3,53                     3,53                    M
Pow. Nośna            12,28            12,80              12,28               12,28                  13,00                   14,56                   M 2
Wydłużenie płata       5,21             6,33                5,21                  5,21                   5,21                      6,00                    -
Masa własna        950 – 1 110     1 112 – 1 147  1 100 – 1 150   1 350 – 1 400    1 700 - 1 750      1 825 - 1 850       Kg
Masa całkowita      1 500             1 520              1 450                 1 700                 2 153                   2 400                   Kg
Masa max               1 600             1 600              1 750                 1 977                 2 700                   2 950                   Kg
Masa ładunku          250                300                 640                     600                   600                      700                      Kg
Masa paliwa             420               420                 420                      420                   560                      560                      L 
Obciążenie powierz. 130,1             125,0        118,1 – 142,3           160,7                166                      150                      -
Obciążenie mocy       6,04               6,04           3,18 – 4,27             4,03                  3,84                        -                        -
Prędkość max       340 - 380          340              446 - 449              507                    501                 460 – 550              Km/h
Prędkość wznosze. 7,0 – 7,4           7,1             15,9 – 17,0             16,2                  13,3                    16,0                      M/s
Prędkość lądowania  116                115              116 – 151              149                      -                           -                     Km/h
Prędkość przelotowa 316                310                 454                     438                   450                      480                    M
Zasięg max          1 415 - 1 460       1 430       1 287 – 2 220          1 000           1 062 – 1 905            2 350                   M
Pułap                   4 200 - 7 000       4 300      10 000 - 10 500      10 000               10 000                  8 500                   M
Rozbieg Dobieg      300 / 240              -                       -                       -                          -                           -                    M
Silnik – typ              M-14Pm        M-14Pm     P-W PT6A25          M601E            M601T                PT6A25C               -
Silnik – moc             243                 243                   410                     490                 551                        553                   kW


W 2005r. koszt eksploatacji na jedną godzinę lotu: 4,768 zł.


Opracował Karol Placha Hetman