Learjet 25 — американский десятиместный (два экипажа и восемь пассажиров) двухмоторный высокоскоростной бизнес- джет производства компании Learjet . Это удлиненная версия Learjet 24 .
Первая модель 25 совершила полет 12 августа 1966 года, а первая поставка состоялась в ноябре 1967 года. [1]
Learjet 25 похож на модель 24, но на 1,27 м (4 фута 2 дюйма) длиннее, что позволяет разместить трех дополнительных пассажиров. В 1970 году Learjet 25B был выпущен вместе с Learjet 25C в том же году. Разработка типа продолжилась с моделями 25D и 25G, которые включали более совершенные двигатели CJ610-8A и увеличение потолка до 51 000 футов.
К 2018 году Learjet 25 1970-х годов продавались менее чем за 200 000 долларов. [2]
Два однороторных осевых турбореактивных двигателя General Electric CJ610-6 установлены на пилоне в хвостовой части фюзеляжа. Каждый двигатель рассчитан на тягу 2950 фунтов на уровне моря. Моторный отсек состоит из восьмиступенчатого осевого компрессора, непосредственно соединенного с двухступенчатой турбиной, кольцевой системы сгорания, регулируемых впускных направляющих аппаратов, регулируемого межступенчатого перепуска компрессора, выхлопного сопла и системы привода вспомогательных агрегатов. Стартовое зажигание обеспечивается двухвыходной конденсаторно-разрядной системой. По завершении цикла зажигания свечи зажигания перестают искрить и сгорание становится самоподдерживающимся. Система дозирования топлива регулирует скорость подачи топлива в камеру сгорания двигателя. [3]
Тахометр оборотов с электроприводом состоит из генератора сигналов на двигателе и индикатора, расположенного в центре приборной панели. Отметки на циферблате основаны на процентах от максимально допустимой частоты вращения двигателя. Большие отметки градуированы с шагом 2% от 0% до 100%, а маленький циферблат градуирован с шагом 1% от 0% до 10%, что позволяет пилотам выполнять более точную настройку частоты вращения двигателя. Система коэффициента сжатия двигателя (EPR) позволяет пилоту получать мощность, необходимую для соответствия сертифицированным характеристикам самолета, не превышая ограничений двигателя. Давление на входе компрессора двигателя и давление нагнетания турбины измеряется датчиком EPR и преобразуется в электрический сигнал, который передается на индикатор EPR.
Расход топлива указывается через систему подачи топлива. Поток топлива через ротор-турбину каждого двигателя заставляет ротор вращаться, а приемная катушка излучает импульсы, когда лопасти ротора проходят через поле катушки. Пульсирующее постоянное напряжение усредняется и через селектор подается на указатель расхода топлива.
Шасси, тормозная система, закрылки и спойлер имеют гидравлический привод. На самолетах с 25-061 по 25-180 гидравлические насосы с приводом от двигателя подают жидкость под давлением 1500 фунтов на квадратный дюйм, чтобы давление в системе поддерживалось на уровне от 1250 до 1500 фунтов на квадратный дюйм с помощью регулятора давления. На самолетах 25-181 и последующих насос переменного объема с приводом от двигателя подает жидкость под давлением 1450 фунтов на квадратный дюйм в систему, а статическое давление поддерживается на уровне от 1500 до 1550 фунтов на квадратный дюйм. Повышенное давление предотвращается с помощью предохранительного клапана, который открывается при давлении 1700 фунтов на квадратный дюйм. Предварительно заряженный аккумулятор амортизирует и поглощает скачки давления. Два запорных клапана с приводом от двигателя прекратят подачу гидравлической жидкости к насосам с приводом от двигателя в случае чрезвычайной ситуации. Клапаны управляются переключателем ПОЖАР, и активация этих клапанов обозначается световыми индикаторами в виде булавочных головок, расположенными в кабине рядом с переключателем ПОЖАР.
На самолетах, оборудованных вспомогательным гидравлическим насосом, переключатель гидравлического насоса, расположенный в нижней центральной части приборной панели, активирует вспомогательный гидравлический насос для создания резервного гидравлического давления в полете. Реле давления подает питание на насос, если гидравлическое давление падает ниже заданного уровня, и обесточивает насос, когда давление возвращается в нормальное состояние. Во избежание перегрева двигателя насоса требуется рабочий цикл продолжительностью 3 минуты и период охлаждения 20 минут.
Гидравлически убирающееся шасси — традиционной трехопорной схемы с пневмогидравлическими носовой и основной стойками ударного типа. Главная передача имеет сдвоенные колеса и тормоза на каждой стойке. Тормозная система включает в себя четыре дисковых тормоза с усилителем и встроенной системой противоскольжения. Носовое колесо имеет специальную шину, предотвращающую попадание воды в двигатели.
Управление носовым колесом осуществляется электроникой с помощью педалей руля направления по принципу синхронизма. Гидравлическое давление на втягивание и выдвижение шестерни передается системой трубок, шлангов и исполнительных цилиндров и электрически контролируется концевыми выключателями и электромагнитными клапанами. Аварийное выдвижение может быть выполнено пневматически в случае отказа гидравлической или электрической системы. После уборки главная передача закрывается двумя дверцами. Внутренние двери имеют гидравлический привод, а наружные двери - механические с помощью рычажного механизма, соединенного со стойками главной передачи. Створки носового шасси работают механически с помощью рычажных механизмов, прикрепленных к амортизаторной стойке носового шасси.
В Learjet 25 используются колесные тормоза в качестве основного метода снижения скорости после приземления. Тормозная система использует гидравлическое давление для повышения мощности. Тормозные краны управляются через носки педали руля направления через механические связи. Два челночных клапана в напорных линиях предотвращают обратную связь между педалями пилота и второго пилота. Четыре дополнительных челночных клапана соединяют пневматическую систему с тормозной системой для экстренного торможения. Установлена встроенная противоюзовая система, обеспечивающая максимальную эффективность торможения. Чтобы свести к минимуму перегрев тормозов и уменьшить их износ, пилотам рекомендуется выдвигать интерцепторы при приземлении.
Датчики скорости колес на каждой оси основного колеса индуцируют частоту переменного тока на входе постоянного напряжения, пропорциональную скорости колес, поскольку они приводятся в движение колесами. Эта частота сравнивается с нормальной кривой замедления, и если она отклоняется, в регулирующем клапане соответствующего колеса активируется двигатель с небольшим крутящим моментом, который с помощью золотникового клапана перенаправляет тормозное давление в обратную линию. Когда скорость вращения колеса увеличивается до нормальных пределов допуска, нормальное тормозное давление восстанавливается.
.JPG/1280px-C-GBFP_Adlair_Aviation_Learjet_25_(LJ25).JPG)
Learjet 25 обычно имеет пять топливных баков. Два крыльевых бака, фюзеляжный бак и два крыльевых бака. Каждый крыльевой бак простирается от центральной переборки за борт до законцовки крыла и обеспечивает отдельное топливо для каждого двигателя. Для предотвращения перетока топлива между крыльевыми баками установлен перепускной клапан бака. Обратные клапаны створчатого типа, расположенные на различных нервюрах крыла, пропускают свободный поток топлива внутрь, но ограничивают поток наружу. В каждом крыльевом баке вблизи центральной переборки установлены водометный насос и электрический подкачивающий насос для подачи топлива под давлением в топливную систему соответствующего двигателя.
Концевые баки обеспечивают дополнительный запас топлива, позволяющий дольше находиться в воздухе. Эжекторный насос, установленный в каждом концевом баке, перекачивает топливо в крыльевые баки. Топливо также может поступать через обратные клапаны в крыльевые баки, но нижняя половина топлива в концевых баках должна перекачиваться с помощью струйного насоса.
Большинство самолетов Learjet 25 были оснащены фюзеляжным баком. Фюзеляжный бак может быть заполнен подкачивающими насосами крыла через перекачивающую линию и перекачивающий клапан топлива. Когда бак полон, поплавковый выключатель обесточивает подкачивающие насосы крыла и закрывает клапан. Во время перекачки топлива перекачивающий насос фюзеляжного бака перекачивает топливо в оба крыльевых бака.
Самолет оснащен электрическими системами переменного тока (переменного тока) и постоянного тока (постоянного тока). Система постоянного тока питается от двух стартер-генераторов с приводом от двигателя напряжением 28 В, 400 А. Две батареи напряжением 24 В обеспечивают резервное питание системы постоянного тока и используются для запуска двигателя. Переменный ток обеспечивается двумя твердотельными инверторами по 1000 Вольт-Ампер (ВА). Выходы инвертора синхронизируются по частоте через параллельную шину. Некоторые самолеты оснащены вспомогательным инвертором мощностью 1000 ВА, который используется в качестве опции для увеличения мощности системы.
Основное управление полетом достигается за счет использования сдвоенных штурвалов и педалей руля направления. Колеса управления управляют рулем высоты и элеронами механически через систему тросов, шкивов, толкающе-тяговых трубок и рычагов. Функции триммирования, управление микрофоном, переключение автопилота и переключатели системы рулевого управления расположены на штурвалах управления. Педали руля направления механически управляют рулем направления для управления рысканьем по направлению. Управление носовым колесом осуществляется электрически с помощью педалей руля направления.
Обычные закрылки используются для улучшения характеристик полета на малых скоростях и снижения скоростей приземления и взлета. Заслонки имеют гидравлический привод. Соединительные тросы синхронизируют закрылки по всему диапазону их хода, а концевой выключатель, расположенный в левом секторе закрылков, предотвращает перебег. Предупреждающий звуковой сигнал звучит, если закрылки выпущены более чем на 25 градусов, если только шасси не опущено и не заблокировано.
В системе предупреждения о сваливании используются флюгеры, предупреждающие о сваливании, с каждой стороны носовой части. Лопасти обеспечивают регулируемый вход напряжения на датчики угла атаки, модифицированный блоком смещения предупреждения о сваливании для компенсации положения закрылков. Датчик угла атаки подает напряжение, пропорциональное углу атаки самолета. Когда скорость самолета на 7% превышает скорость сваливания, система предупреждения о сваливании подает питание на встряхиватель колонки управления, который производит низкочастотный сигнал через колонку управления для предупреждения экипажа. Когда оба лопасти датчика угла атаки увеличиваются до 5% над сваливанием, сервопривод тангажа выдает команду на положение носа самолета вниз. Усилие, приложенное к штурвалу в направлении носа вниз, составляет 80 фунтов. Когда лопатки датчика угла атаки опускаются ниже точки сваливания, команда опускания носа отменяется. Индикатор угла атаки преобразует сигналы системы предупреждения о сваливании в визуальные указания угла атаки самолета и позволяет экипажу контролировать близость зоны предупреждения о сваливании. Лицевая панель индикатора разделена на зеленый (безопасный), желтый (внимание) и красный (опасность) сегменты.
Индикация воздушной скорости осуществляется с помощью одного указателя, измерителя воздушной скорости/махов с двойной шкалой. Указатель реагирует на динамическое давление головок Пито на носовой отсек. Обычная шкала воздушной скорости калибруется в узлах, а шкала Маха калибруется в процентах от Маха и соединена с анероидом, который перемещает шкалу для компенсации изменений барометрической высоты.
Отбираемый из двигателя воздух подается через клапан регулирования расхода в теплообменник. Температура в кабине регулируется путем регулирования температуры отбираемого под давлением воздуха, проходящего через кабину. Отбираемый воздух охлаждается в теплообменнике набегающим воздухом, поступающим во входное отверстие спинного плавника и проходящим через теплообменник. Количество охлаждаемого отбираемого воздуха в теплообменнике можно контролировать с помощью перепускного клапана горячего воздуха (H-клапан). Положение H-клапана может быть отрегулировано экипажем для увеличения или уменьшения количества охлаждаемого воздуха, поступающего в теплообменник.
Система охлаждения рефрижераторного типа используется для охлаждения и осушения воздуха, когда самолет находится на земле или работает на высоте ниже 18 000 футов. Холодильная система состоит из компрессора, ресивера-осушителя и испарительного охладителя, расположенных над багажным отделением.
Кабина Learjet 25 находится под давлением, что позволяет выполнять полеты на большой высоте без использования дополнительного кислорода. Давление в кабине создается кондиционированным воздухом, поступающим в кабину через распределительные каналы и регулируется путем модуляции количества воздуха, выходящего из кабины. Во время наземных операций соленоид ограничивает перепад давления до 0,25 фунтов на квадратный дюйм, чтобы обеспечить нормальное функционирование двери и запасного выхода. Перепад давления на конечной крейсерской высоте будет поддерживаться на уровне 8,7 фунтов на квадратный дюйм между высотой по давлению и высотой в кабине. Регулятор нормы позволяет экипажу выбирать норму наддува кабины в заданных пределах. Нормальный предохранительный клапан откроется при перепаде давления 8,9 фунтов на квадратный дюйм, а предохранительный выпускной клапан откроется при перепаде давления 9,2 фунтов на квадратный дюйм, что является максимально допустимым перепадом давления. Кислород содержится в баллоне под давлением, расположенном в спинном киле самолета. Использование кислорода требуется только в экстренных случаях при разгерметизации кабины или загрязнении воздуха в кабине. Кислород всегда доступен для экипажа и может быть предоставлен пассажирам вручную или автоматически. Баллон для хранения кислорода имеет емкость 38 кубических футов и хранится при давлении 1800 фунтов на квадратный дюйм. Кислородный разрывной диск снизит давление кислорода, если давление в кислородном баллоне достигнет 2700–3000 фунтов на квадратный дюйм. Зеленый индикатор выхода за борт на внешней поверхности спинного плавника будет разорван или отсутствует, что указывает на то, что разрывной диск не поврежден.
Противопожарная система двигателя относится к непрерывно-элементному типу и обеспечивает предупреждение экипажа о ПОЖАРЕ в случае, если температура в зоне задней гондолы превышает 510 градусов по Фаренгейту или если температура в зоне передней гондолы превышает 480 градусов по Фаренгейту.
Два сферических контейнера для огнетушителей могут сбрасывать свое содержимое в любой двигатель. Обратный клапан предотвращает обратный поток между контейнерами. В качестве огнетушащего вещества используется монобромтрифторметан (CF3BR). Два дисковых индикатора установлены заподлицо под левым двигателем. Если желтый диск разорван, это означает, что один или оба контейнера были выброшены в гондолу двигателя. Если красный диск разорван, один или оба контейнера были сброшены за борт в результате перегрева, вызвавшего избыточное давление внутри контейнеров.
На некоторых самолетах Learjet 25 в качестве дополнительного оборудования устанавливается тормозной парашют. Парашют обеспечивает дополнительный запас безопасности, поскольку позволяет значительно сократить тормозной путь. Тормозной парашют прикреплен к самолету с помощью системы строп, которая освобождает его от самолета в случае его непреднамеренного раскрытия во время полета. Ремешок прикрепляется к самолету на переднем конце проема двери доступа в хвостовую часть хвостовой части. Эта точка находится рядом с центром тяжести самолета и сводит к минимуму флюгер при раскрытии парашюта в условиях бокового ветра. Тормозной парашют был задействован при боковом ветре скоростью до 20 узлов в реальных условиях испытаний.
Операции руления выполняются с помощью электронного управления носовым колесом. Система рулевого управления на самолетах без регулируемого рулевого управления носовым колесом требует от пилота выбора основного или основного режима рулевого управления. В мастер-режиме возможен угол поворота рулевого колеса до 10 градусов. Этот режим подходит для прямолинейного руления, взлета и пологих поворотов. Основной режим рулевого управления допускает угол поворота до 45 градусов и подходит для агрессивных маневров рулевым управлением на низкой скорости. На самолетах, оснащенных системой рулевого управления с регулируемым усилием, сила рулевого управления меняется в зависимости от путевой скорости. Двигатели CJ610-6, установленные на Learjet 25, имеют очень низкую инерцию и быстро ускоряются. Время, необходимое для ускорения с холостого хода до 100% оборотов, составляет примерно четыре секунды. Превосходная реакция дроссельной заслонки обеспечивает быстрое ускорение и точную настройку мощности. Характеристики одного двигателя хорошие: скороподъемность одного двигателя составляет около 1700 футов в минуту при полной массе на уровне моря и практический потолок одного двигателя примерно 21500 футов.
Интерцепторы обеспечивают эффективное средство увеличения нормальной скорости снижения и могут использоваться в качестве тормозного устройства для достижения быстрого снижения скорости полета.
Наилучшая дальность планирования с ветряными двигателями получается при чистой компоновке самолета и скорости планирования от 160 до 170 узлов. На этой скорости Learjet 25 пролетает примерно 26 морских миль на каждые 10 000 футов потери высоты. Это соотношение планирования 16 к 1, основанное на горизонтальном планировании крыльев с поднятыми шасси и закрылками и полной массой от 11 000 до 12 000 фунтов.
Learjet 25 — сложный в управлении самолет по сравнению с большинством самолетов авиации общего назначения и более современными легкими самолетами. Нагрузка на пилотов высокая, а скорости захода на посадку, посадку и взлет выше средних для гражданских самолетов. Learjet 25 также требует длинных взлетно-посадочных полос на большой высоте или при температуре окружающей среды. При высоте 6000 футов, температуре 50 градусов по Фаренгейту и средней загрузке 5 пассажиров Learjet 25B потребуется взлетно-посадочная полоса длиной около 8000 футов.
Learjet 25 представляет собой высокоскоростную платформу для деловых поездок для шести-восьми пассажиров. Типичная крейсерская высота находится между эшелоном полета 390 и эшелоном полета 430, что означает, что Learjet 25 способен пролетать над большинством погодных систем и перегруженного воздушного пространства. Типичная крейсерская скорость составляет примерно 0,76 Маха.
Интерьер кабины может быть преобразован в несколько различных конфигураций для перевозки грузов и медицинской эвакуации . Чтобы стать самолетом для медицинской эвакуации, правое сиденье убирают, чтобы можно было разместить носилки, а также кислородные баллоны и капельное оборудование для внутривенных капельниц . Затем к двум летным экипажам присоединяются либо врач , либо летная медсестра, либо и то, и другое. Модель 25C также имеет дополнительный спальный отсек с двумя кроватями.
Learjet может приземляться на гравийные взлетно-посадочные полосы , если он оснащен специальным «гравийным комплектом». Без него гравий с неправильно уложенной гравийной взлетно-посадочной полосы может засосаться в двигатели, что приведет к « повреждению посторонними предметами », поэтому необходим комплект.
В 1974 году ВВС Перу закупили два самолета 25B с подфюзеляжной подвеской, в которой находилась камера для аэросъемки.
Многие самолеты Learjet 25 продолжают регулярно использоваться и сегодня, особенно в США, Мексике и Канаде.
В 2013 году ФАУ изменило правила 14 CFR, часть 91, запрещающие после 31 декабря 2015 года эксплуатацию самолетов весом 75 000 фунтов или меньше, которые не соответствуют требованиям уровня 3 по уровню шума. Learjet 25 указан в явном виде. Любые самолеты Learjet 25, которые не были модифицированы путем установки двигателей, отвечающих требованиям по шуму, или «тихоходов», не допускаются к полетам в 48 смежных штатах с 31 декабря 2015 года. Могут быть сделаны исключения.
Обозначение ИКАО , используемое в планах полетов для всех моделей Learjet 25, — LJ25.
Сертифицирован FAA 10 октября 1967 года.
Улучшенная версия. Сертифицирован FAA 4 сентября 1970 года.
Улучшенная версия с увеличенным запасом топлива. Сертифицирован FAA 4 сентября 1970 года.
Версия с большей дальностью действия.
Представлен 23 сентября 1980 года. В ходе серии демонстрационных полетов, продолжавшихся с 9 по 18 июня 1982 года, 25G побил ряд рекордов скорости на дальние расстояния и расхода топлива. [1]
ПеруДанные Jane's All The World's Aircraft, 1976–77 гг. [11]
Общие характеристики
Производительность
Связанные разработки
.png/1280px-Flag_of_the_United_States_(23px).png){kind=small}