PZL I-22 Iryda. 2018r.

Kraków 30 październik 2018 rok

271b Rozdział 05.03.1985r.

PZL I-22 Iryda M-93M

Polska

Konstrukcja

 

Samolot szkolno-bojowy.

Konstrukcja

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Przednia część kadłuba i podwozie. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Lewy przód. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Prawy przód. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Lewy chwyt powietrza. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Lewy kanał powietrzny. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Miejsce dla lewego silnika. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Miejsce lewego silnika. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Tylna część kadłuba. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Lewe podwozie. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Skrzydła. Widoczna dolna ich część. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Skrzydła. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Skrzydła. 2008 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Montaż PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2009 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2009 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2009 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2009 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. 2009 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

PZL I-22 Iryda M-93K nb 0305. Samolot na ekspozycji. 2010 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Konstrukcja PZL I-22 Iryda M-91, M-93

Dwusilnikowy grzbietopłat. Konstrukcja z blach i profili duralowych z zastosowaniem stali stopowych i kompozytów. Przystosowany do lotów w trudnych warunkach atmosferycznych i w nocy. Samolot został zaprojektowany w oparciu o wymagania Polskiego Ministerstwa Obrony Narodowej z 1992 roku. Spełniał także brytyjskie przepisy AP970. Odnośnie charakterystyk lotnych i eksploatacyjnych samolot spełniał normę MIL-F-875 B/ASG.

Skrzydło o obrysie trapezowym, krawędzi spływu prostopadłej do osi symetrii i skosie krawędzi natarcia +14,46 stopnia, konstrukcji półskorupowej, nitowanej, dwudźwigarowy, niedzielony, geometryczne i aerodynamicznie skręcony. Żebra siłowe płata frezowane z duraluminium. Profil zmienny wzdłuż rozpiętości NACA64A010 i NACA64A210. Wznios skrzydeł ujemny: -3 stopnie, kąt zaklinowania 0 stopni, skręcenie geometryczne 1,73 stopnia. Klapy jednodźwigarowe, szczelinowe o konstrukcji metalowej, wychylane do startu i lądowania, trójpodporowe. Lotki o konstrukcji metalowej, wyważane masowo, wychylane różnicowo. Światła pozycyjne umieszczone na końcach skrzydeł. Reflektory do lądowania wysuwane z dolnej powierzchni każdego skrzydła. W kesonie między dźwigarami integralne zbiorniki paliwa. Struktura płata wzmocniona w miejscach mocowania czterech belek podwieszenia uzbrojenia, węzły zewnętrzne tzw mokre (przystosowane do podwieszania dodatkowych zbiorników).

Kadłub o przekroju owalnym, spłaszczony u dołu. Konstrukcja półskorupowa z wręgami z duraluminium i podłużnicami. Technologicznie podzielony na cztery części; nosową, przednią, środkową i tylną. Nosowa mieści komorę podwozia przedniego i przedział elektroniki. Przednia zwana także kabinową obejmuje szczelne kabiny załogi, pod podłogą kabin węzły mocowania działka, zasobnik amunicyjny, elementy układu sterowania i luk wyposażenia radioelektronicznego. Środkowa część jest siłową o wzmocnionych wręgach. Tutaj przy pomocy czterech okuć mocowane jest skrzydło. Tu znajdują się chwyty i kanały powietrzne, silniki, podwozie główne i agregaty instalacji pokładowych. W rejonie silników pokrycie wykonano z blachy tytanowej stanowiącą przegrodę ogniotrwałą. Tylna cześć kadłuba o przekroju stożkowym o konstrukcji półskorupowej mieści butle instalacji pneumatycznej i gaśniczej, na grzbiecie przed usterzeniem znajdują się płytowe hamulce aerodynamiczne. W zakończeniu tylnej części kadłuba mieści się zasobnik spadochronu hamującego. W wersji M-93M na powierzchniach skrzydeł zamontowano turbulizatory. Turbulizatory - Specjalne niewielkie elementy zamontowane na górnych powierzchniach skrzydeł w rzędzie. Wytwarzają one odpowiednie zawirowania powietrza, utrudniając mu oderwanie się od płata. Wzmocniono węzły uzbrojenia, aby przenosiły ciężkie pociski przeciwokrętowe RBS-15F. Udźwig uzbrojenia miał wzrosnąć do 2 075 kg.

Kabina załogi ciśnieniowa, wentylowana i klimatyzowana. Zasilana z upustów sprężarek silników. Powietrze z układu klimatyzacji/wentylacji zasila także przeciwprzeciążeniowe kombinezony pilotów, używane podczas akrobacji. Warunki ciśnieniowe i wentylacyjne zachowane są także przy jednym pracującym silniku. Przewyższenie tylnej kabiny nad przednią 0,404 m . Dwie indywidualne osłony kabin z pleksiglasu, otwierane do góry do tyłu. Pomiędzy otwieranymi osłonami kabin łuk przejściowy. Wiatrochron wzmocniony składający się z płaskiej szyby przedniej ze szkła wielowarstwowego oraz dwóch okien bocznych. Szyba wiatrochronu ogrzewana elektrycznie, pozostałe szyby ogrzewane gorącym powietrzem. Fotele wyrzucane, z awaryjnym zestawem ratunkowym, skruszenie osłon kabin następuje przez lont detonacyjny. Początkowo stosowano czeskie fotele rakietowe VS-1/BRI/P, w samolotach od nr 301 angielskie Martin-Baker 10 PL. Możliwość wyrzucenia foteli przy zamkniętych kabinach - łamacze szkła wbudowane w zagłówki foteli. Spadochrony załogi typu plecowego. Instalacja tlenowa składa się z butli pięciolitrowej oraz dwóch po dwa litry.

Usterzenie pionowe półskorupowe, trapezowe, o skosie +25 stopni i profilu NACA 64A009. Statecznik pionowy dwudźwigarowy. Ster kierunku metalowy o konstrukcji przekładkowej, trójpodporowy, jednodźwigarowy. Usterzenie poziome półskorupowe, trapezowe, o skosie +29,8 stopni, wzniosie ujemnym -6 stopni i profilu NACA 64A009. Statecznik poziomy o zmiennym kącie zaklinowania, przestawiany hydraulicznie w zakresie 0 do -8,5 stopni. Stery wysokości dwuczęściowe, o konstrukcji metalowej przekładkowej, trójpodporowe. Stery kierunku i wysokości wyważone masowo. Lampa pozycyjna na szczycie usterzenia pionowego. W wersji M-93M usterzenie pionowe jest podwyższone tak jak w wersji M-96. Podwyższone usterzenie pionowe. Przy większym kącie natarcia spadała efektywność usterzenia pionowego. Najprostszym rozwiązaniem okazało się jego podwyższenie.

Układ sterowania sztywny, popychaczowy, ze wzmacniaczami hydraulicznymi w układzie sterowania lotkami. Sterownice zdwojone (drążki i pedały) w przednim i tylnym kokpicie. Klapy, statecznik poziomy i hamulce aerodynamiczne wychylane hydraulicznie. Awaryjne wypuszczanie klap pneumatyczne. Elektryczny układ trymowania lotek, oraz steru kierunku z obu kabin. Sterowanie silnikami za pomocą układu popychaczy. Układ sterowania przystosowany do zabudowy autopilota.

Podwozie trójzespołowe, z kółkiem przednim, chowane hydraulicznie do wnęk kadłuba, amortyzatory olejowo-powietrzne dwustronnego działania, hydrauliczne hamulce tarczowe kół głównych. Pojedyncze koła główne o wymiarach 630 x 210 mm, pojedyncze kółko przednie 430 x 170 mm, sterowane w zakresie kątów -/+45 stopni.. Koła podwozia głównego zawieszone na wahaczach, kółko przednie na wahaczowym widelcu. Niskociśnieniowe bezdętkowe opony umożliwiały użytkowanie samolotu z lotnisk trawiastych i gruntowych i niwelowało opadanie pionowe samolotu z prędkością do 3,66 m/s. Podwozie przednie i główne chowane w kierunku lotu. Wnęki podwozia zakrywane sterowanymi hydraulicznie pokrywami, które po wypuszczeniu podwozia zamykają się ponownie, chroniąc komorę przed zanieczyszczeniami. Awaryjne pneumatyczne wypuszczanie podwozia. Na goleniach lampy sygnalizacyjne wypuszczenia podwozia.

Awionika francuskiej firmy Thales (dawniej Sextant-Avionique). Wyposażenie M-93M (M-96_ - platforma bezwładnościowa Sextant-Avionique, wyposażenie nawigacyjne ( GPS, IFF, ILS ), radiowysokościomierz RWL-750M, wyświetlacz HUD i jego repetytor, dwa monitory wielofunkcyjne ( EFIS ).

Napęd M-93M

Jako standardowy napęd przewidywano napęd jak w wersji M-93K: dwa jednoprzepływowe silniki PZL K-15 ( Kaszub-15 ) o ciągu startowym 2 x 1 500 kG ( 2 x 1 472-1 480 daN ), przy prędkości obrotowej 15 800 obr./min. Masa silnika w stanie suchym 340 kg. Resurs głównych zespołów silnika 600-1200 h. K-15 jest kolejną generacją silnika K-5. K-15 jest jednowałowym, jednoprzepływowym silnikiem wyposażonym w sześciostopniową osiową sprężarkę z naddźwiękowym pierwszym stopniem, posiada pierścieniową komorę spalania i jednostopniową turbinę. Bębnowy wirnik sprężarki posiada strukturę spawaną ze stali maraging. Łopatki wykonane z tytanu i stali nierdzewnej. Agregaty sterowane elektronicznie. Zabudowa silnika K-15 i jego instalacji na płatowcu w sposób analogiczny jak silnika PZL/K-5.

Alternatywą miały być dwa silniki Rolls Royce Viper 535 o ciągu startowym 2 x 1 500 kG ( 2 x 1 492 daN ) i masie 358 kg każdy. Zabudowa silnika Viper i jego instalacji na płatowcu w sposób analogiczny jak silnika PZL/K-5.

Instalacje M-93M.

Instalacja paliwowe składa się z siedmiu zbiorników wewnętrznych, w tym trzy skrzydłowe integralne o pojemności 1 140 litrów oraz kadłubowe: przedni, tylny i dwa rozchodowe o pojemności 1 270 litrów. Łącznie 2 419 litrów. Na wewnętrznych belkach podwieszeń od skrzydłami mogą być podwieszane zbiorniki paliwa o pojemności 2 x 380 litrów, adaptowane z samolotu Lim-6, odrzucane puste lub pełne w locie przez załogę. W przypadku odpadnięcia jednego ze zbiorników automatyczne odrzucany jest drugi. Instalacja paliwowa umożliwia lot odwrócony przez 30 sekund. Dwie pompy paliwa o napędzie elektrycznym i dwie niezależne linie podania paliwa do każdego silnika. Dodatkowo z zaworem umożliwiającym podanie paliwa przez jedną pompę do obu silników, w przypadku awarii drugiej pompy. Jedna pompa wystarcza na zasilanie obu silników. Wszystkie zbiorniki paliwowe połączone są ze sobą systemem rur i zaworów. Dzięki nim w pierwszej kolejności opróżniane są zbiorniki podwieszane, a następnie skrzydłowe. Przetaczanie paliwa ze zbiorników podwieszanych i skrzydłowych do zbiorników kadłubowych odbywa się za pomocą sprężonego powietrza. Napełnianie zbiorników centralnym zaworem lub indywidualnie do każdego zbiornika. Centralny zawór umieszczono w lewej gondoli silnikowej i jest przystosowany do typowych urządzeń lotniskowych. Indywidualne napełnianie każdego zbiornika stosowane jest w sytuacjach braku typowych urządzeń lotniskowych. Zapas paliwa kontrolowany jest za pomocą paliwomierza pojemnościowego. Wskaźnik paliwomierza umieszczony jest w obu kabinach. Podaje sumaryczną ilość paliwa w zbiornikach wewnętrznych i osobno ilość paliwa w kadłubie. Sygnalizacja świetlna podaje; opróżnienie zbiorników podwieszanych, opróżnienie zbiorników skrzydłowych i krytyczną pozostałość paliwa.

Instalacja hydrauliczna – jest podstawową instalacją siłową w samolocie. Medium jest olej AMG-10 o ciśnieniu 21 Mpa. Instalacja składa się z dwóch niezależnych układów; instalacja główna i instalacja wzmacniaczy. Obwód główny służy do; chowania i wypuszczania podwozia, ustawienie i utrzymanie klap zaskrzydłowych w trzech położeniach, wysuwanie i chowanie hamulców aerodynamicznych,  zmiany kąta zaklinowania statecznika poziomego, hamowania kół z zastosowaniem systemu przeciwpoślizgowego ( ABS ) oraz awaryjne i postojowe hamowanie kół podwozia głównego, sterowania kółkiem przednim, zrzutu spadochronu hamującego. Natomiast obwód wzmacniaczy służy do napędu wzmacniaczy lotek, w przypadku jego awarii sterowanie lotkami ręczne. Układ ten zmniejsza wysiłek pilota. W każdym z obwodów znajduje się hydro-akumulator zapobiegający pulsacji cieczy roboczej oraz zapewnia pokrycie gwałtownego wzrostu zapotrzebowania wydatków obwodów wykonawczych. Trzeci hydro-akumulator podtrzymuje ciśnienie w odrębnym obwodzie awaryjnego i postojowego hamowania kół podwozia głównego. Ciśnienie we wszystkich trzech hydro-akumulatorach oraz położenie zaklinowania statecznika poziomego jest uwidocznione w każdej kabinie. Lampki sygnalizacyjne informują o położeniu podwozia, klap, hamulców aerodynamicznych i nadmiernym spadku ciśnienia w obu instalacjach. Możliwość zasilania z lotniskowej instalacji hydraulicznej jest wykorzystywana przy prowadzeniu prób systemów z wyłączonymi silnikami.

Instalacja pneumatyczna – składa się z trzech odrębnych obwodów zasilanych azotem z butli o ciśnieniu 15 Mpa. Pierwszy obwód służy do - awaryjne wypuszczanie podwozia, drugi - klap skrzydłowych w położenie do lądowania, trzeci - pozwala na otwieranie i uszczelnianie kabin załogi, zasilanie instalacji przeciwoblodzeniowej cieczowej wiatrochronu oraz ciśnieniowe zbiorników płynu hydraulicznego dla zapewniania niezawodnej pracy instalacji na większych wysokościach. Aktualne ciśnienie w obwodach wypuszczania podwozia i klap wskazywane jest w obu kabinach. Ciśnienie w butli zasilającej trzeci obwód jest widoczne na manometrze obok końcówki centralnego ładowania wszystkich butli.

Instalacja elektryczna – Urządzenia elektryczne samolotu zasilane są; 1 prądem stałym 28 V, gdzie przewodem minusowym jest konstrukcja płatowca. 2 prądem przemiennym jednofazowym 115 V 400 Hz. 3 prądem przemiennym trójfazowym 36 V 400 Hz. Głównym źródłem zasilania prądem stałym są dwa prądorozruszniki typu PR-9 o mocy 9 kW każdy. W warunkach normalnych prądnice są obciążone najwyżej 50 % mocy znamionowej. W sytuacji awarii jednej z nich druga przejmuje całkowicie pracę. W sytuacji awarii obu prądnic, niezbędny prąd do ukończenia bezpiecznie lotu pochodzi z dwóch akumulatorów kadmowo-niklowych typu 20 NKBN-25. Prąd przemienny 115 V 400 Hz wytwarzają dwie przetwornice tranzystorowe o mocy 1 kVA każda. Po awarii pierwszej przetwornicy druga załącza się automatycznie. Prąd przemienny trójfazowy 36 V 400 Hz produkują dwie przetwornice elektromaszynowe o mocy 500 VA każda. Podobnie jak wyżej stale pracuje jedna, a druga załącza się automatycznie w przypadku awarii pierwszej. Te awaryjne przełączenia sygnalizowane są w obu kabinach.

Instalacja elektryczna zasila wyposażenie pilotażowo-nawigacyjne, oświetlenie wewnętrzne i zewnętrzne, pokładowy system diagnostyczno-sterujący. Możliwość zasilania z lotniskowej instalacji elektrycznej. Światła pozycyjne umieszczono na końcach skrzydeł oraz usterzeniu pionowym. Mogą być przyciemniane. Zapala się je i gasi przyciskiem na dźwigni sterowania silnikami. Na górnej i dolnej powierzchni kadłuba umieszczono błyskowe światła antykolizyjne. Reflektory do lądowania w liczbie dwóch sztuk są wysuwane z dolnej powierzchni skrzydeł. Po wypuszczeniu i zablokowaniu podwozia zapałają się na goleniach białe światła, które są sygnalizacją dla lotniskowej kontroli lotów. Obsługa techniczna na ziemi korzysta z przenośnych lamp podłączanych do siedmiu gniazdek rozmieszczonych w różnych miejscach płatowca. Gondole silnikowe i dwa przednie przedziały awioniki wyposażono w stałe lamp, które zapalają się po odchyleniu osłony.

Układ diagnostyczny - Odrębną istotną częścią instalacji elektrycznej jest pokładowy system diagnostyczno-rejestrujący. Składa się on z wielu czujników na różnych instalacjach i silnikach. Czujniki te przetwarzają parametry tych instalacji na analogowe lub binarne sygnały elektryczne, te zaś są zapisywane w rejestratorze pokładowym umieszczonym u nasady statecznika pionowego. Po połączeniu z naziemną częścią systemu można z tych zapisów wnioskować o stanie technicznym urządzeń i podejmować profilaktyczne działania.

Instalacja przeciwoblodzeniowa - obejmująca wloty powietrza do silników oraz wiatrochron, odladzane gorącym powietrzem za sprężarek silników. Wiatrochron posiada instalację natrysku spirytusu oraz elektryczną instalację ogrzewania szyby przedniej.

Instalacja przeciwpożarowa – przeznaczona do sygnalizowania i gaszenia pożaru w gondolach silnikowych. Pożar sygnalizowany jest świetlnie w obu kabinach i w słuchawkach obu lotników. Gaszenie jest uruchamiane, po uprzednim przestawieniu zaworu paliwowego dla palącego się silnika, poprzez naciśnięcie przycisku w pierwszej lub drugiej kabinie. Medium gaszącym jest freon. Podczas jednego lotu instalację gaśniczą można uruchomić dwukrotnie.

Uzbrojenie I-22.

Stałe : dwulufowe 23 mm działko lotnicze GSz-23 Ł o masie 50,5 kg , umieszczone pod kadłubem na wysokości kabin załogi, z zapasem amunicji 200 naboi. Przy załadowaniu 50 naboi możliwe jest odzyskanie wystrzelonych łusek i ogniw taśmy.

Podwieszane : 4 belki UBP-I-22 o nośności 4 x 500 kg, jednakże maksymalny udźwig uzbrojenia dla samolotu z silnikami K-5 wynosił 1 100 - 1 200 kg , z silnikami K-15 – 1 800 kg . Możliwe było zastosowanie kilkunastu kombinacji uzbrojenia ćwiczebnego i bojowego: bomb o wagomiarze 50 kg ( P-50 ) lub 100 kg ( FAB-100, OFAB-100M ) na belkach wielozamkowych MBD2-67U, podwieszanych pojedynczo bomb 250 kg ( FAB-250TSz, FAB-250-M-46, ZAB-250-200 ) lub 500 kg ( FAB-500-400, FAB-500-M-62 ), wyrzutni 57 mm niekierowanych pocisków rakietowych S-5 na 8, 16, 32 pociski ( Mars-2, Mars-4 , UB-16-57U, UB-32A-1), wyrzutni 80 mm niekierowanych pocisków rakietowych na 20 pocisków ( B-8 M ), kierowanych pocisków powietrze-powietrze ( R-3S, R-60MK ), zasobników strzeleckich UPK-23-250 z działkami 23 mm, zasobników Zeus-1 z 7,62 mm km, zasobników rozpoznawczych Saturn.

Dane T-T PZL I-22 Iryda M-93M

Rozpiętość 9,60 m

Długość 13,22 m

Wysokość 4,80 m

Powierzchnia nośna 19,92 m2

Masa własna 4 680 kg

Masa maksymalna 9 000 kg

Masa ładunku 2 075 kg

Prędkość maksymalna 950 km/h

Prędkość wznoszenia 41 m/s

Prędkość lądowania 207 km/h

Pułap 13 450 m

Rozbieg 760 m

Dobieg 370 m

Dopuszczalne przeciążenie -4/+8

 

Opracował Karol Placha Hetman