Museum Sil Powietrznych в Deblin : транспортно-пассажирский Ил-14.
В польских вооруженных силах эксплуатировалось 17 самолетов Ил-14. Они служили до конца 1980 годов. При этом последний самолет был списан лишь в 1997 году.
Ил-14 (по кодификации НАТО: Crate - «Ящик» или «Контейнер») - советский ближнемагистральный самолёт. Разработан в конце 1940-х годов для замены устаревшего самолёта Ли-2, как дальнейшее развитие технических решений, реализованных в самолёте Ил-12. Первый полёт Ил-14 совершил 13 июля 1950 года.
Museum Sil Powietrznych в Deblin .
все, что у меня есть по Ил-14
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Наш самолет это Ил-14 с бортовым номером 0916 и заводским 146000916. Истории его я обнаружить не сумел, но предполагаю, что всю свою летную жизнь он провел на службе у государства Польского...
Самолет в музее установлен на постаментах и подставках. Те планируется, что двигать по музею его уже не будут никогда.
По своей схеме, аэродинамическим и компоновочным особенностям первый вариант нового пассажирского самолета Ил-14 повторял самолет Ил-12, отличаясь от него только несколько большими размерами и массой.
Под крылом какой то древний трактор, который заинтересовал Дмитрия Славовича больше, чем самолет...
Главная особенность крыла самолета Ил-14 заключалась в его аэродинамической компоновке, разработанной совместно с ЦАГИ. Крыло имело постоянный по всему размаху профиль СР-5 (Я. М. Серебрийского и М. В. Рыжковой), профильное сопротивление которого было значительно меньшим, чем у профилей Кларк YH и ЦАГИ К-4, примененных на самолете Ил-12, а несущие свойства практически такими же. Для улучшения срывных характеристик и исключения возможности появления срывов потока на концах крыла при выполнении самолетом маневров на малой скорости новое крыло имело обратную стреловидность по линии четвертей хорд, равную 3 град.
Благодаря обратной стреловидности на крыле появлялась составляющая скорости воздушного потока направленная вдоль размаха крыла от его концевой части к борту фюзеляжа. Пограничный слой в корневой части крыла становился толще, и в этой зоне появлялся срыв потока, область которого по мере увеличения угла атаки перемещалась к концу крыла, благодаря чему высокая эффективность элеронов, работавших в несорванном потоке, и хорошая поперечная управляемость самолета, столь важная для выполнения продолженного взлета с одним работающим двигателем, сохранялись до очень больших углов атаки и на минимальной скорости полета.
Табличка с описанием самолета.
На крыле устанавливали только закрылки, и его аэродинамическое качество с выпущенными закрылками в диапазоне от скорости отрыва и до 175 км/ч, т. е. на самом напряженном участке продолженного взлета с одним работающим двигателем, стало выше, чем у крыла с неотклоненными закрылками. Это позволяло самолету быстрее оторваться от земли, набрать скорость и высоту.
Закрытые отсеки передней и основных опор самолета уменьшили лобовое сопротивление самолета Ил-14 в полете с выпущенным шасси. Дополнительному уменьшению лобового сопротивления нового самолета на взлете, особенно в критической зоне взлетной траектории с одним отказавшим двигателем, а также увеличению вертикальной скорости самолета стали способствовать и такие факторы, как сокращение времени уборки шасси и флюгирования воздушного винта.
Применение двухнасосной гидросистемы с рабочим давлением 10,8МПа (110 кгс/см2) и с уменьшенными гидравлическими потерями в системе подъема и выпуска шасси позволило более чем в 2 раза сократить время уборки шасси и довести его до 5 с.
Вредное сопротивление незафлюгированного воздушного винта отказавшего двигателя снижалось установкой усовершенствованного воздушного винта АВ-50. По своей конструкции АВ-50 являлся винтом двойного действия: перевод его лопастей как на большой, так и на малый шаг происходил под действием давления масла без использования центробежных сил. Перевод лопастей во флюгерное положение, а также вывод из него производился принудительно с помощью мощного флюгернасоса и цилиндровой группы винта специальной конструкции. Это обеспечивало установку лопастей винта АВ-50 во флюгерное положение за 4...5 с, т. е. в 2 раза быстрее, чем у воздушных винтов АВ-9В, использовавшихся на самолетах Ил-12.
Уменьшая лобовое сопротивление самолета на взлете, эти конструктивные мероприятия одновременно увеличивали его энерговооруженность. Расчеты показали, что самолет может надежно взлетать с одним отказавшим двигателем во всех возможных условиях эксплуатации при незначительном, всего лишь на 37 кВт (50 л. с.), повышении мощности серийных двигателей АШ-82ФН. ОКБ А. Д. Швецова форсировало доводку двигателей АШ-82ФН по частоте вращения и наддуву, улучшило охлаждние головок его цилиндров. Взлетная мощность этого двигателя, получившего обозначение АШ-82Т, стала равной 1397 кВт (1900 л. с.), и она сохранялась до высоты 400-500 м, что позволяло резко повысить безопасность эксплуатации нового самолета на высокогорных аэродромах и в условиях высоких температур наружного воздуха.
Введением специальной регулировки и рядом конструктивных мероприятий были улучшены также и характеристики крейсерского расхода топлива: работая в диапазоне крейсерских мощностей от 45% до 60% номинальной мощности, двигатель АШ-82Т имел на 15% меньший часовой расход топлива по сравнению с АШ-82ФН. Одновременно под руководством А. Д. Швецова развернулись работы по увеличению надежности двигателя АШ-82Т и доведению его ресурса до 500 ч, что имело большое значение как для безопасности полета, так и для экономической эффективности нового самолета в эксплуатации. Для двигателей АШ-82Т были спроектированы гондолы с капотами, конструкция которых обеспечивала легкий и свободный доступ ко всем агрегатам двигателя.
Общие виды на фоне ангаров...
На фоне МиГ-17
Характеристики путевой устойчивости и управляемости самолета, столь важные в условиях взлета с одним отказавшим двигателем, первоначально предполагалось улучшить только установкой на руле направления пружинного сервокомпенсатора. Сохраняя принципиальные компоновочные особенности пассажирской кабины самолета Ил-12 на 18 пассажирских мест, машина из-за размещения в носовой части фюзеляжа оборудования, багажного отсека и буфета имела значительно более передний диапазон эксплуатационных центровок, равный 12...19% средней аэродинамической хорды вместо 19-22% на Ил-12. В связи с этим для сохранения характеристик продольной управляемости площадь горизонтального оперения нового самолета была увеличена на 6% вследствие увеличения площади руля высоты. Более передняя центровка улучшила устойчивость нового самолета на земле. Большой запас устойчивости на земле (самолет опрокидывался на хвост лишь при центровке более 35% средней аэродинамической хорды) позволил отказаться от установки хвостовой опорной штанги, применявшейся на самолетах Ил-12. Но у нас на земле ее все равно ставят...
Работа конструкторов ОКБ по совершенствованию противообледенительной системы самолета Ил-12 завершилась созданием комплексной воздушно-тепловой противообледенительной и отопительной системы, использующей в качестве тепла выхлопные газы двигателей. Выхлопная система двигателей нового самолета состояла из выхлопных коллекторов, выполненных в виде двух несообщающихся между собой полуколец, каждое из которых соединялось со своим выхлопным патрубком на правом или левом бортах гондол двигателей.
Патрубки прямо выводили выхлопные газы двигателя в атмосферу или перепускали их через теплообменники комплексной системы. Теплообменники устанавливали в нижних частях гондол двигателей справа и слева от их масляных радиаторов. Такое размещение теплообменников хотя несколько увеличивало мидель и лобовое сопротивление гондол двигателей, но с аэродинамической точки зрения было более удачным решением по сравнению с примененным на серийных самолетах Ил-12. Нагретый в теплообменниках воздух по трубопроводам направлялся или в противообледенительную систему, защищавшую от обледенения передние кромки крыла, оперения и заборников воздуха, или в отопительную, либо в обе системы одновременно. При работающей отопительной системе холодный наружный воздух проходил через воздухо-воздушный радиатор, продуваемый горячим воздухом, поступающим из теплообменников на выхлопных патрубках, и, подогретый в радиаторе, по трубам системы отопления попадал в кабины экипажа и пассажирский салон.
Обе системы (противообледенительная и отопления) имели краны кольцевания, которые в случае отказа одного из двигателей обеспечивали нормальное функционирование систем с помощью работающего двигателя. Отказ от бензиновых обогревателей и переход на комплексную воздушно-тепловую систему позволил, в совокупности с другими конструктивными мероприятиями, резко повысить противопожарную безопасность нового самолета и безопасность его полетов в условиях обледенения.
Благодаря отличной путевой устойчивости и хорошо подобранной аэродинамической компенсации руля направления самолет мог выполнять координированные развороты с креном до 30 градусов только с помощью элеронов при снятых с педалей ногах летчика. Руль направления в этом случае сам отклонялся на необходимую величину.
Самолет при полной полетной массе летел на одном работающем двигателе при винте неработающего двигателя во флюгере. Усилия на рычагах управления от рулей при этом полете настолько незначительно изменялись, что не требовали пользования триммерами.
При остановке одного из двигателей у самолета постепенно появлялась тенденция разворота в сторону остановившегося двигателя, которая легко парировалась отклонением руля направления без применения триммера. Взлетно-посадочные качества самолета были исключительно высокие.
По сравнению с Ил-12 в результате увеличения аэродинамического качества и уменьшения расхода горючего максимальная скорость Ил-14П увеличилась на 30 км/ч, увеличилась также его дальность. Большая, на 400 кг (главным образом, из-за дополнительного оборудования и радиосредств) взлетная масса самолета Ил-14П не вызвала снижения его скороподъемности. Вертикальные скорости обоих самолетов оказались практически одинаковыми.
Общий вид спереди.
Похоже еще не все убрали после покраски?
АШ-82Т мощностью 1900 лс с винтом во флюгере?
Общие виды в музее
Это угол наземной аэродромной техники и техники ПВО.
Крупнее
Хвостовое оперение со знаком ВВС Польши.
ЛТХ:
Модификация Ил-14М
Размах крыла, м 31.70
Длина самолета,м 22.31
Высота самолета,м 7.90
Площадь крыла,м2 99.70
Масса, кг
пустого самолета 12500
максимальная взлетная 17500
Внутреннее топливо, л 6500
Тип двигателя 2 ПД Швецов АШ-82Т
Мощность, л.с. 2 х 1900
Максимальная скорость, км/ч 416
Крейсерская скорость, км/ч 350
Практическая дальность, км 1600
Дальность действия, км 400-1500
Практический потолок, м 7400
Экипаж, чел 3-4
Полезная нагрузка: до 42 пассажиров или 3400 кг груза
Ил-14 (по кодификации НАТО: Crate - «Ящик» или «Контейнер») - советский ближнемагистральный самолёт. Разработан в конце 1940-х годов для замены устаревшего самолёта Ли-2, как дальнейшее развитие технических решений, реализованных в самолёте Ил-12. Первый полёт Ил-14 совершил 13 июля 1950 года.
Museum Sil Powietrznych в Deblin .
все, что у меня есть по Ил-14
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Наш самолет это Ил-14 с бортовым номером 0916 и заводским 146000916. Истории его я обнаружить не сумел, но предполагаю, что всю свою летную жизнь он провел на службе у государства Польского...
Самолет в музее установлен на постаментах и подставках. Те планируется, что двигать по музею его уже не будут никогда.
По своей схеме, аэродинамическим и компоновочным особенностям первый вариант нового пассажирского самолета Ил-14 повторял самолет Ил-12, отличаясь от него только несколько большими размерами и массой.
Под крылом какой то древний трактор, который заинтересовал Дмитрия Славовича больше, чем самолет...
Главная особенность крыла самолета Ил-14 заключалась в его аэродинамической компоновке, разработанной совместно с ЦАГИ. Крыло имело постоянный по всему размаху профиль СР-5 (Я. М. Серебрийского и М. В. Рыжковой), профильное сопротивление которого было значительно меньшим, чем у профилей Кларк YH и ЦАГИ К-4, примененных на самолете Ил-12, а несущие свойства практически такими же. Для улучшения срывных характеристик и исключения возможности появления срывов потока на концах крыла при выполнении самолетом маневров на малой скорости новое крыло имело обратную стреловидность по линии четвертей хорд, равную 3 град.
Благодаря обратной стреловидности на крыле появлялась составляющая скорости воздушного потока направленная вдоль размаха крыла от его концевой части к борту фюзеляжа. Пограничный слой в корневой части крыла становился толще, и в этой зоне появлялся срыв потока, область которого по мере увеличения угла атаки перемещалась к концу крыла, благодаря чему высокая эффективность элеронов, работавших в несорванном потоке, и хорошая поперечная управляемость самолета, столь важная для выполнения продолженного взлета с одним работающим двигателем, сохранялись до очень больших углов атаки и на минимальной скорости полета.
Табличка с описанием самолета.
На крыле устанавливали только закрылки, и его аэродинамическое качество с выпущенными закрылками в диапазоне от скорости отрыва и до 175 км/ч, т. е. на самом напряженном участке продолженного взлета с одним работающим двигателем, стало выше, чем у крыла с неотклоненными закрылками. Это позволяло самолету быстрее оторваться от земли, набрать скорость и высоту.
Закрытые отсеки передней и основных опор самолета уменьшили лобовое сопротивление самолета Ил-14 в полете с выпущенным шасси. Дополнительному уменьшению лобового сопротивления нового самолета на взлете, особенно в критической зоне взлетной траектории с одним отказавшим двигателем, а также увеличению вертикальной скорости самолета стали способствовать и такие факторы, как сокращение времени уборки шасси и флюгирования воздушного винта.
Применение двухнасосной гидросистемы с рабочим давлением 10,8МПа (110 кгс/см2) и с уменьшенными гидравлическими потерями в системе подъема и выпуска шасси позволило более чем в 2 раза сократить время уборки шасси и довести его до 5 с.
Вредное сопротивление незафлюгированного воздушного винта отказавшего двигателя снижалось установкой усовершенствованного воздушного винта АВ-50. По своей конструкции АВ-50 являлся винтом двойного действия: перевод его лопастей как на большой, так и на малый шаг происходил под действием давления масла без использования центробежных сил. Перевод лопастей во флюгерное положение, а также вывод из него производился принудительно с помощью мощного флюгернасоса и цилиндровой группы винта специальной конструкции. Это обеспечивало установку лопастей винта АВ-50 во флюгерное положение за 4...5 с, т. е. в 2 раза быстрее, чем у воздушных винтов АВ-9В, использовавшихся на самолетах Ил-12.
Уменьшая лобовое сопротивление самолета на взлете, эти конструктивные мероприятия одновременно увеличивали его энерговооруженность. Расчеты показали, что самолет может надежно взлетать с одним отказавшим двигателем во всех возможных условиях эксплуатации при незначительном, всего лишь на 37 кВт (50 л. с.), повышении мощности серийных двигателей АШ-82ФН. ОКБ А. Д. Швецова форсировало доводку двигателей АШ-82ФН по частоте вращения и наддуву, улучшило охлаждние головок его цилиндров. Взлетная мощность этого двигателя, получившего обозначение АШ-82Т, стала равной 1397 кВт (1900 л. с.), и она сохранялась до высоты 400-500 м, что позволяло резко повысить безопасность эксплуатации нового самолета на высокогорных аэродромах и в условиях высоких температур наружного воздуха.
Введением специальной регулировки и рядом конструктивных мероприятий были улучшены также и характеристики крейсерского расхода топлива: работая в диапазоне крейсерских мощностей от 45% до 60% номинальной мощности, двигатель АШ-82Т имел на 15% меньший часовой расход топлива по сравнению с АШ-82ФН. Одновременно под руководством А. Д. Швецова развернулись работы по увеличению надежности двигателя АШ-82Т и доведению его ресурса до 500 ч, что имело большое значение как для безопасности полета, так и для экономической эффективности нового самолета в эксплуатации. Для двигателей АШ-82Т были спроектированы гондолы с капотами, конструкция которых обеспечивала легкий и свободный доступ ко всем агрегатам двигателя.
Общие виды на фоне ангаров...
На фоне МиГ-17
Характеристики путевой устойчивости и управляемости самолета, столь важные в условиях взлета с одним отказавшим двигателем, первоначально предполагалось улучшить только установкой на руле направления пружинного сервокомпенсатора. Сохраняя принципиальные компоновочные особенности пассажирской кабины самолета Ил-12 на 18 пассажирских мест, машина из-за размещения в носовой части фюзеляжа оборудования, багажного отсека и буфета имела значительно более передний диапазон эксплуатационных центровок, равный 12...19% средней аэродинамической хорды вместо 19-22% на Ил-12. В связи с этим для сохранения характеристик продольной управляемости площадь горизонтального оперения нового самолета была увеличена на 6% вследствие увеличения площади руля высоты. Более передняя центровка улучшила устойчивость нового самолета на земле. Большой запас устойчивости на земле (самолет опрокидывался на хвост лишь при центровке более 35% средней аэродинамической хорды) позволил отказаться от установки хвостовой опорной штанги, применявшейся на самолетах Ил-12. Но у нас на земле ее все равно ставят...
Работа конструкторов ОКБ по совершенствованию противообледенительной системы самолета Ил-12 завершилась созданием комплексной воздушно-тепловой противообледенительной и отопительной системы, использующей в качестве тепла выхлопные газы двигателей. Выхлопная система двигателей нового самолета состояла из выхлопных коллекторов, выполненных в виде двух несообщающихся между собой полуколец, каждое из которых соединялось со своим выхлопным патрубком на правом или левом бортах гондол двигателей.
Патрубки прямо выводили выхлопные газы двигателя в атмосферу или перепускали их через теплообменники комплексной системы. Теплообменники устанавливали в нижних частях гондол двигателей справа и слева от их масляных радиаторов. Такое размещение теплообменников хотя несколько увеличивало мидель и лобовое сопротивление гондол двигателей, но с аэродинамической точки зрения было более удачным решением по сравнению с примененным на серийных самолетах Ил-12. Нагретый в теплообменниках воздух по трубопроводам направлялся или в противообледенительную систему, защищавшую от обледенения передние кромки крыла, оперения и заборников воздуха, или в отопительную, либо в обе системы одновременно. При работающей отопительной системе холодный наружный воздух проходил через воздухо-воздушный радиатор, продуваемый горячим воздухом, поступающим из теплообменников на выхлопных патрубках, и, подогретый в радиаторе, по трубам системы отопления попадал в кабины экипажа и пассажирский салон.
Обе системы (противообледенительная и отопления) имели краны кольцевания, которые в случае отказа одного из двигателей обеспечивали нормальное функционирование систем с помощью работающего двигателя. Отказ от бензиновых обогревателей и переход на комплексную воздушно-тепловую систему позволил, в совокупности с другими конструктивными мероприятиями, резко повысить противопожарную безопасность нового самолета и безопасность его полетов в условиях обледенения.
Благодаря отличной путевой устойчивости и хорошо подобранной аэродинамической компенсации руля направления самолет мог выполнять координированные развороты с креном до 30 градусов только с помощью элеронов при снятых с педалей ногах летчика. Руль направления в этом случае сам отклонялся на необходимую величину.
Самолет при полной полетной массе летел на одном работающем двигателе при винте неработающего двигателя во флюгере. Усилия на рычагах управления от рулей при этом полете настолько незначительно изменялись, что не требовали пользования триммерами.
При остановке одного из двигателей у самолета постепенно появлялась тенденция разворота в сторону остановившегося двигателя, которая легко парировалась отклонением руля направления без применения триммера. Взлетно-посадочные качества самолета были исключительно высокие.
По сравнению с Ил-12 в результате увеличения аэродинамического качества и уменьшения расхода горючего максимальная скорость Ил-14П увеличилась на 30 км/ч, увеличилась также его дальность. Большая, на 400 кг (главным образом, из-за дополнительного оборудования и радиосредств) взлетная масса самолета Ил-14П не вызвала снижения его скороподъемности. Вертикальные скорости обоих самолетов оказались практически одинаковыми.
Общий вид спереди.
Похоже еще не все убрали после покраски?
АШ-82Т мощностью 1900 лс с винтом во флюгере?
Общие виды в музее
Это угол наземной аэродромной техники и техники ПВО.
Крупнее
Хвостовое оперение со знаком ВВС Польши.
ЛТХ:
Модификация Ил-14М
Размах крыла, м 31.70
Длина самолета,м 22.31
Высота самолета,м 7.90
Площадь крыла,м2 99.70
Масса, кг
пустого самолета 12500
максимальная взлетная 17500
Внутреннее топливо, л 6500
Тип двигателя 2 ПД Швецов АШ-82Т
Мощность, л.с. 2 х 1900
Максимальная скорость, км/ч 416
Крейсерская скорость, км/ч 350
Практическая дальность, км 1600
Дальность действия, км 400-1500
Практический потолок, м 7400
Экипаж, чел 3-4
Полезная нагрузка: до 42 пассажиров или 3400 кг груза