Let L-410 Turbolet

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Это старая версия этой страницы, сохранённая 130.255.59.134 (обсуждение) в 19:03, 19 июня 2021 (→Авиационные происшествия и катастрофы). Она может серьёзно отличаться от текущей версии.
Перейти к навигации Перейти к поиску
L 410
L 410UVP-E20 ВВС России на авиасалоне МАКС-2011
L 410UVP-E20 ВВС России на авиасалоне МАКС-2011
Тип лёгкий многоцелевой самолёт
Разработчик Флаг Чехословакии Let Kunovice
Производитель

Флаг Чехословакии Let Kunovice → Флаг Чехии Aircraft Industries

Флаг России Уральский завод гражданской авиации
Первый полёт 16 апреля 1969 года
Начало эксплуатации 1971 год
Статус эксплуатируется, производится[1][2]
Эксплуатанты  Россия
 Ливия
 Чехия
см. эксплуатанты
Годы производства с 1969
Единиц произведено 1207 (31 мая 2021 года)[3]
Стоимость единицы

150 млн рублей (на 2011 год, в т. ч. НДС)[4]

400 млн рублей (на 2020 год, в т. ч. НДС 0%)
Логотип Викисклада Медиафайлы на Викискладе

Let L 410 «Turbolet» (другие названия: Л 410, Лет 410, Турболёт) — многоцелевой двухмоторный самолёт для местных воздушных линий (МВЛ). Разработан конструкторским бюро чехословацкого завода Let Kunovice (ныне — чешский Aircraft Industries). Предназначен для эксплуатации на неподготовленных грунтовых, травяных, снежных площадках, а также на аэродромах с короткими ВПП. Способен перевезти до 19 пассажиров или 1800 кг груза на расстояние до 1500 км. Использует двигатели GE H80-200, после завершения сертификации двигателя ВК-800 предполагается устанавливать его[5]. Версия с улучшенными взлётно-посадочными характеристиками имеет индекс L 410 UVP-E20[6].

Начиная с 1969 года было построено 1104 L 410 различных модификаций (наибольшая часть из них — L 410 UVP), 862 из них были поставлены в Советский Союз и активно использовались для перевозок пассажиров и грузов на местных воздушных линиях. К началу 1992 года в СССР оставалось около 750 самолётов L 410.

По состоянию на 2012 год в мире эксплуатировалось более четырёхсот L 410[7]. Российский коммерческий парк на 2017 год составлял 6 единиц L 410 UVP-E и 27 единиц L 410 UVP-E20[8].

В 2018 году начата сборка L 410 в России на базе Уральского завода гражданской авиации в Екатеринбурге[9][10][11].

История создания и производства

В 1960-х годах у гражданской авиации СССР возникла необходимость создания компактного ближнемагистрального пассажирского самолёта нового поколения, способного вмещать около двух десятков пассажиров и взлетать и приземляться на сельские аэродромы с грунтовой ВПП. Ставка делалась на высокую экономичность такого самолёта, поэтому в качестве силовых установок выбирались турбовинтовые двигатели. Такой самолёт был разработан в ОКБ Бериева и получил обозначение Бе-30. Однако работу над аналогичным самолётом поручили по линии СЭВ авиационным предприятиям ЧССР.

Разработка самолёта началась в 1966 году. Первый опытный образец, оснащённый ТВД Pratt & Whitney РТ6А-27 (2 х 715 л. с.), начал проходить лётные испытания 16 апреля 1969 года. Регулярную эксплуатацию самолётов L 410А в конце 1971 года первой открыла чехословацкая авиакомпания «Слов Эйр» из Братиславы, обслуживающая местные авиалинии — к началу 1974 года она получила 12 машин. Всего был построен 31 самолёт. Пять самолётов (зав. № 720103-06 и № 720201) L 410А с двигателями РТ 6А-27, построенных к концу 1972 года под обозначением L 410АС, в следующем году были переданы в СССР. Самолёты получили советские регистрационные номера с СССР-67251 по СССР-67255. Первый из них привёл на аэродром ГосНИИ ГА чешский лётчик-испытатель Франтишек Свинка.

В 1973 году начались лётные испытания самолёта L 410M, оснащённого чешскими ТВД Вальтер М601А. L 410M стал второй серийной модификацией «Турболёта». Всего до конца 1978 года для Министерства гражданской авиации СССР поступило 100 самолётов L 410М/МУ.

В 1977 году началась эксплуатация L 410 в условиях Крайнего Севера и советской части Арктики. По мнению Артура Чилингарова, в настоящее время L 410 — самый перспективный самолёт для работы в российской Арктике. В 2013 году были произведены испытания L 410 с посадкой на лыжи.

В 1979 году началось производство усовершенствованной модификации L-410UVP, которая стала основной серийной моделью. От предшествующих вариантов этот самолёт отличался удлинённым фюзеляжем, увеличенными размерами крыла и вертикального оперения, применением интерцепторов и установкой ТВД Вальтер М601В (2 х 730 л. с.). Этот самолёт прошёл программу сертификации в СССР и был принят в эксплуатацию «Аэрофлотом». Дальнейшим развитием стал вариант L 410 UVP-E с более мощными ТВД М601Е. Первый полёт этого самолёта состоялся 30 декабря 1984 года. Он отличается улучшенными взлётно-посадочными характеристиками и уменьшенным уровнем шума в кабине. В марте 1986 года был сертифицирован в СССР. Разработана модификация L 420 с более мощными ТВД М601 °F (2 х 778 л. с.), увеличенной взлётной массой (6,8 т) и улучшенными лётными характеристиками (лётные испытания самолёта начались в ноябре 1993 года).

В 1990-х годах, после распада СССР и СЭВ, спрос на самолёты L 410 упал, и темп их производства снизился более чем в 10 раз (с 50 машин в год до 2—5). Ситуация значительно улучшилась с 2008 года, когда 51 % акций предприятия Let Kunovice (Aircraft Industries) купила принадлежащая российскому миллиардеру Искандеру Махмудову «Уральская горно-металлургическая компания». В 2010—2012 годах темп выпуска составил 8—10 машин в год, а за 2013 год выпущено 11 машин. Было заявлено о намерении довести темп выпуска до 16—18 машин в год[источник не указан 3162 дня]. Но это не было реализовано. В настоящий момент завод концентрируется на ремкомплектах и вторичном рынке, так как большая часть парка самолётов этого типа в очень плохом состоянии в силу их значительного возраста и длительного отсутствия снабжения запчастями и комплектующими.

По состоянию на 2013 год производится модификация L 410 UVP-E20, оборудованная цифровой или аналоговой авионикой (на выбор), автопилотом и системой предупреждения столкновения самолётов в воздухе. L 410 UVP-E20 имеет сертификат типа АР МАК[12].

В сентябре 2013 года «Уральская горно-металлургическая компания» приобрела оставшиеся 49 % акций компании Let Kunovice (Aircraft Industries). Таким образом, «УГМК» стала единственным собственником Aircraft Industries, доведя свой пакет акций до 100 %[13].

В 2016 году заместитель министра промышленности и торговли РФ Андрей Богинский объявил о планах развернуть серийное производство Л 410 на базе Уральского завода гражданской авиации (УЗГА) в Екатеринбурге[9]. В марте 2018 года глава Минпромторга Денис Мантуров заявил о начале сборки на указанном предприятии первых Л 410[14]. В ноябре 2018 года выпущен первый локализованный в России L 410, всего в 2018 году выпущено 5 машин[10] на УЗГА. В 2019 планируется ещё 18[11].

Описание

Техническое описание дано применительно к модификации Л-410УВП-Э (источник: Документация УДК 629.735.33.014.16(100) «Конструкция и эксплуатация самолёта Л-410УВП с двигателями М-601Е». Учебное пособие. Краснодарское высшее военное авиационное училище лётчиков. Краснодар: КВВАУЛ 2006 г.)

Общие сведения о самолёте

Л-410УВП — лёгкий пассажирский и транспортный самолёт, предназначенный для перевозки пассажиров или груза на расстояния в пределах одной тысячи км. Может использоваться в учебно-тренировочных целях.

Представляет собой двухдвигательный цельнометаллический высокоплан с однокилевым оперением и трёхстоечным шасси. Экипаж состоит (в военном варианте) из трёх человек: двух лётчиков и бортового техника. Кабина негерметичная, вентиляционного типа.

Силовая установка — два турбовинтовых двигателя чехословацкого (чешского) производства «Вальтер М-601Е», с пятилопастными воздушными винтами изменяемого шага В-510

Ресурсы и сроки службы

  • срок службы самолёта до первого капитального ремонта 16 лет
  • налёт самолёта до первого капитального ремонта 4000 часов или 8000 посадок

Лётно-технические характеристики и ограничения

  • дальность полёта с макс. полезной нагрузкой 1700 кг, на Н=4200 метров, без подвесных баков, с остатком топлива на 30 мин. полёта — 990 км
  • то-же, с подвесными баками — 1390 км
  • длина разбега с бетонной ВПП и макс. допустимой взлётной массой 6400 кг — 400 м
  • длина пробега на бетонной ВПП с максимально допустимой посадочной массой 6200 кг — 300 м
  • диапазон предельных центровок — 17-28% САХ
  • максимально допустимые перегрузки:
    • положительная — 2 ед.
    • отрицательная — 0 ед.
  • максимально-допустимая расчётная скорость полёта — 400 км/ч
  • минимально-предельная скорость полёта — 140 км/ч
  • максимальная высота полёта при взлётной массе 6400 кг — 4200 м

Конструкция планера

Фюзеляж самолёта стрингерно-балочной конструкции. Силовой набор включает 27 шпангоутов, 32 стрингеров и три ряда продольных балок. Состоит из кабины лётчиков (шп. 1-8), грузовой кабины (шп.8-18) и хвостовой части фюзеляжа (шп. 18-27).

В передней части фюзеляжа расположены два рабочих места лётчиков с креслами, отсек аккумуляторных батарей, отсек электро и радиооборудования, ниша передней опоры шасси, передний багажник. Стенка по шпангоуту №7 является перегородкой между кабиной экипажа и грузовой кабиной. Справа между шпангоутами №5 и №8 находится дверь аварийного выхода, которая в грузовом варианте самолёта может использоваться как эксплуатационная.

В средней части фюзеляжа находится грузовая кабина. По правому борту кабины имеется 9 окон, по левому борту — семь (одна в двери). Слева между шпангоутами 15-18 находится главная входная дверь. В грузовой кабине могут быть установлены пассажирские кресла для 19 человек (одноместные слева и двухместные справа), или откидные лавки вдоль бортов в грузовом варианте самолёта.

Хвостовая часть фюзеляжа включает задний багажник, съёмный туалетный модуль, задний технический отсек радионавигационного оборудования и проводки управления.

Крыло свободнонесущее лонжеронное, цельнометаллическое, представляет собой единое неразъёмное изделие. Силовой набор состоит из двух лонжеронов и 63 нервюр, от 0-й в плоскости симметрии крыла, до 31-й вправо и влево. В плоскостях нервюр №3 крыло на четырёх узлах навески крепится к фюзеляжу. На нервюрах №8 и №10 установлены узлы крепления двигателей.

Механизация крыла и элементы управления полётом включают элероны, интерцепторы, щитки автоматического управления креном, двухщелевые двухсекционные закрылки.

  • элероны служат для управления по крену. Углы отклонения: вверх — 27°, вниз — 14°. На левом элероне установлен триммер с углами отклонения ± 20°.
  • интерцепторы служат для торможения, отклоняются только вверх на полный угол 72,5°
  • щитки автоматического управления креном (АУК) предназначены для парирования крена при отказе одного двигателя; отклоняются только вверх на полный угол 55°
  • закрылки служат для увеличения подъёмной силы крыла, отклоняются только вниз: на взлёте на 18°, на посадке на 42°.

Внутри крыла размещены 8 мягких топливных баков. На крыло навешиваются мотогондолы двигателей. На законцовки крыла можно подвесить два подвесных топливных бака. Размах крыла без подвесных баков 19,479 м, с подвесными баками 19,980 м. Угол установки крыла +2°, положительный угол V крыла +1°45′

Хвостовое оперение стреловидное и включает киль с рулём направления и стабилизатор с рулём высоты.

Стабилизатор представляет собой единое неразъёмное изделие. Силовой набор включает два лонжерона и пакет нервюр. К задней части крепится руль высоты из двух половин, соединённых меж собой элементами системы управления. Каждая половина руля высоты снабжена триммером. Углы отклонения РВ: вверх — 30°, вниз — 14°. Углы отклонения триммера РВ: вверх — 10°, вниз — 16°.

Силовой набор киля состоит из двух лонжеронов, стрингеров и нервюр. К задней части киля крепится руль направления со 100%-й весовой балансировкой и аэродинамической компенсацией. Углы отклонения РН: ± 17,5°. На РН установлен триммер, с углами отклонения ± 10°.

Под килем снизу фюзеляжа находится подфюзеляжный гребень, нижняя часть которого служит предохранительной пятой.

Шасси трёхопорное, убираемое в полёте. Передняя опора с однокамерным амортизатором, основные опоры с двухкамерными. Все амортизаторы газомаслянные, заряжаются азотом под давлением, рабочая жидкость - масло АМГ-10. На основных опорах установлено по одному бескамерному колесу модели К-38-1100-7, на передней опоре — одно колесо К-39-1200-7. Давление зарядки сжатым воздухом - 4,2 кг/см2 во всех колёсах. Колёса основных опор оборудованы дисковыми тормозами с гидравлическим приводом и антиюзовым автоматом растормаживания, давление от основной системы редуцируется до 50 кг/см2. Давление в стояночном тормозе — 25 кг/см2, гидроаккумулятора хватает на 24 часа стоянки самолёта. Колесо передней опоры управляемое, имеет три режима: взлёт-посадка (полный угол разворота ± 4°30′), руление (± 50°) и режим самоориентирования.

Силовая установка

Два турбовинтовых двигателя М-601Е с пятилопастными воздушными винтами изменяемого шага.

Авиационный двигатель М-601Е является турбовинтовым двигателем со свободной турбиной и обратным потоком воздуха и газов и относится к классу турбовальных двигателей. Состоит из газогенератора и приводной части. Конструкция двигателя модульная, то есть состоит из функционально законченных сборочных единиц. Включает следующие модули:

  • входное устройство: воздухозаборник, две противопожарные перегородки, защитная сетка
  • компрессор с клапаном перепуска воздуха
  • кольцевая камера сгорания
  • осевая двухступенчатая турбина
  • выходное устройство
  • понижающий редуктор с измерителем крутящего момента
  • коробка приводов

Основные ТТХ двигателя «Вальтер М-601Е»:

  • максимальная эквивалентная мощность двигателя на чрезвычайном режиме работы (не более 2 мин) — 630 кВт
  • максимальная тяга двигателя — 1200кг/с
  • степень повышения давления в компрессоре — 6,65
  • передаточное отношение редуктора — 14,2
  • максимальный расход топлива — 245кг/ч
  • применяемое топливо — ТС, РТ, Т-1
  • эксплуатационный расход масла — 0,1 л/ч
  • моторное масло — Б-3В (синтетическое)
  • общее количество масла в маслосистеме — 23 л
  • масса двигателя (без агрегатов систем топливопитания, ПОС винта, регулятора винта и проводки управления) — 200 кг
  • габаритные размеры:
    • длина 1,675 м
    • ширина (без выхлопных патрубков) 0,590 м
    • высота ) 0,650 м
  • диаметр винта — 2,3 м
  • срок службы двигателя 17 лет
  • наработка — 2000 часов

Двигатель М-601Е оборудован системой впрыска воды, для увеличения мощности при взлёте в условиях жаркого климата или пониженного давления, и имеет чрезвычайный режим работы для кратковременного увеличения мощности при продолжении взлёта с одним отказавшим двигателем (не более 2 мин. за весь ресурс).

Эксплуатационные ограничения: запуск двигателя при температуре ниже -20°С без подогрева запрещён.

Воздушный винт В-510В — пятилопастной винт изменяемого шага с системой флюгирования, реверсивный, правого вращения. Частота вращения воздушного винта в полёте поддерживается постоянной регулятором шага винта в пределах 1700...2080 об/мин, независимо от условий полёта и климатических условий, за счёт перестановки шага лопастей воздушного винта в диапазоне +14°...+36°. Максимальный диапазон углов установки винта составляет 103°30′, флюгерное положение — +79°30′, взлётное положение (первый промежуточный упор) — +14°, реверс — -24°.

Топливная система

Включает две конструктивно одинаковые подсистемы — левую и правую, каждая из которых питает свой двигатель. Топливная система одного двигателя состоит из 4-х мягких баков в межлонжеронном пространстве крыла, а при необходимости к концевым нервюрам могут подвешиваться по одному концевому (подвесному) баку; системы подкачки, системы перекачки, системы дренажа, системы кольцевания, системы слива топлива. Заправка баков топливом открытая (через заливные горловины). В качестве топлива применяется авиационный керосин марок Т-1, ТС-1, РТ. При температуре наружного воздуха +5°С и ниже в топливо добавляется жидкость «И» (этилцеллозольв) или «ТГФ» (тетрагидрофурфуриловый спирт) в количестве 0,1% по объёму для предотвращения образования кристаллов льда в топливе.

Полная заправка топливом составляет 1000 кг, с концевыми баками — 1320 кг.

Противопожарное оборудование

Включает противопожарное оборудование двигателей, переднего багажника и ручные переносные огнетушители.

В гондолах двигателей установлено по 9 датчиков противопожарной сигнализации системы ССП-2А. При срабатывании датчика (любого) в кабине экипажа включается световая и звуковая сигнализация о пожаре, при этом требуется нажатием кнопки активировать подачу огнегасящего состава — жидкий фреон марки 114В2 (тетрафтордибромэтан), которых находится в двух шарообразных баллонах ППЛ-8 с пироголовками. Ёмкость каждого баллона составляет 2 литра. Баллоны разряжаются в первую и вторую очереди пожаротушения (тушение «основное» и тушение «запасное»).

В переднем багажнике имеется фотоэлектрический дымосигнализатор ДС-3м2. При его срабатывании правый лётчик вручную приводит в действие затвор огнетушителя Т-7607, заряженного также фреоном 114В2.

Для тушения в других местах на борту самолёта имеется два переносных огнетушителя, заряженных водным раствором углекислого калия.

Противообледенительная система

ПОС крыла и хвостового оперения пневмомеханического типа, принцип действия которой основан на механическом воздействии на отложившийся на поверхности лёд за счёт периодического изменения формы поверхности, что приводит к разрушению корки льда и сбрасыванию его с поверхности самолёта набегающим потоком воздуха. С этой целью на передних кромках крыла и хвостового оперения закреплён резиновый протектор, образующий продольные эластичные камеры, в которые при необходимости подаётся под давлением горячий воздух (до 250°С) от компрессоров двигателей. Также горячий воздух подаётся на обогрев передней части воздухозаборников двигателей.

Лобовые стёкла кабины лётчиков, приёмники воздушного давления и передние кромки лопастей воздушных винтов имеют электрические нагревательные элементы.

Энергосистемы самолёта

Гидравлическая система состоит из основной системы и аварийной. Система предназначена для:

  • выпуска и уборки шасси
  • поворота переднего управляемого колеса
  • торможения колёс шасси
  • выпуска и уборки закрылков
  • выпуска и уборки интерцепторов
  • выпуска и уборки щитков АУК
  • привода стеклоочистителей обзорных стёкол лётчиков

Рабочая жидкость — гидравлическое масло АМГ-10, рабочее давление 150 кг/см2 создаётся двумя насосами переменной производительности, смонтированными на коробках приводов двигателей. Для снятия пульсаций в линии нагнетания и подпитки при провалах давления служат два гидроаккумулятора, заряжаемые азотом с давлением 50 кг/см2. Запас гидравлического масла в количестве 10 литров хранится в гидробаке. Для предотвращения вспенивания масла на высоте бак наддувается воздухом с давлением 1 кг/см2 от двигателей. При отказах в полёте может использоваться аварийная гидросистема, которая служит для принудительного выпуска шасси, закрылков и аварийного торможения колёс. Давление создаётся ручным поршневым насосом в кабине экипажа. На случай потери масла в основной системе аварийная система имеет свой гидробак с запасом масла в количестве 3,2 литра.

Электрическая система включает источники и потребители электроэнергии. Первичная сеть на самолёте постоянного тока на 28,5 вольт, питается от двух стартер-генераторов ЛУН 2132.02-8 на двигателях, с номинальным током нагрузки в полёте до 200 А на каждый (на земле ограничение не более 30 мин). Для питания бортсети на земле при неработающих двигателях, для запуска двигателей и в аварийных ситуациях служат две щелочные никель-кадмиевые батареи 20НКБН-25, каждая ёмкостью 25 ампер-час.

Для питания электрообогрева лобовых стёкол и противообледенительной системы воздушных винтов на самолёте установлены два генератора переменного тока номинальной мощностью 3 кВА, приводимые от двигателей. Генератор левого двигателя является рабочим, к нему подключены все потребители. Генератор правого двигателя является резервным. Мощности одного генератора достаточно для питания всех потребителей.

Питание самолётных потребителей трёхфазным переменным током 36 В/400 Гц осуществляется от двух преобразователей ЛУН 2450 и одного преобразователя ЛУН 2456, который предназначен только для питания резервного авиагоризонта. Питание приборов однофазным переменным током 115 В/400 Гц обеспечивается двумя преобразователями ЛУН 2460. Все преобразователи питаются от самолётной системы постоянного тока напряжением 28 В.

Приборное, навигационное и радиоэлектронное оборудование самолёта

Также в кабине экипажа установлены два основных авиагоризонта и один резервный, анероидно-мембранные приборы индикации параметров полёта, другие указатели и сигнализаторы.

Модификации

  • L 410A — серийный вариант с двигателями Pratt & Whitney PT6A-27 и винтами Hartzell HC-B3TN-3D.
  • L 410AS — «салон», L 410A с улучшенными удобствами.
  • L 410AB — вариант L 410A с четырёхлопастными винтами Hartzell HC-B4TN-3.
  • L 410AG —
  • L 410AF — самолёт аэрофотосъёмки на базе L 410A.
  • L 410M — вариант с двигателями Walter M601A и винтами Avia V508.
  • L 410MA — двигатели Walter M601B, винты Avia V508B.
  • L 410MU —
  • L 410 UVP — вариант с сокращённым взлётно-посадочным расстоянием. Сокращение «УВП» означает «укороченная взлёт-посадка». Первый полёт состоялся в 1976 году[15]. Самолёт оснащён обычным комплексом авионики совместного советско-чехословацкого производства. От предшествующих вариантов этот отличается удлинённым фюзеляжем, увеличенными размерами крыла и вертикального оперения, применением интерцепторов и более мощными двигателями[16].
  • L 410 UVP-S — «салон», L 410UVP с улучшенными удобствами.
  • L 410FG — самолёт аэрофотосъёмки на базе L 410UVP.
  • L 410T (также L 410UVP-T) — транспортный, десантный, санитарный вариант с увеличенной до 1,25×1.46 м дверью. Может вмещать до: 1 т груза в контейнерах, 12 парашютистов, 6 больных на носилках в сопровождении 1 медработника.
  • L 410 UVP-E — двигатели Walter M601E, пятилопастные винты Avia V510, дополнительные топливные баки на законцовках крыла.
  • L 410 UVP-E9 —
  • L 410 UVP-E20 —
  • L 410LW — вариант со сниженной с 6.4 до 5.7 тонн максимальной взлётной массой.
  • L 420 —
  • L 420XXL —
  • L 410NG — дальнейшее развитие L 410 UVP-E20, отличается наличием интегральных крыльевых баков, что увеличило ёмкость топливной системы почти в два раза и, соответственно, увеличилась дальность полёта. Установлены более мощные двигатели, увеличен объём переднего багажного отсека, кабина пилотов снабжена новой авионикой. Планируется запустить серийное производство к 2017 году.[17]

Технические характеристики

Модификация L 410M L 410 UVP L 410 UVP-E L 410 UVP-E20 L 410 UVP-E20
Экипаж 2 лётчика
Коммерческая нагрузка 17 пассажиров или 1430 кг груза 15 пассажиров или 1300 кг груза 17-19 пассажиров или 1710 кг груза 19 пассажиров или 1800 кг груза
Тип двигателя 2 × ТВД Walter M601A 2 × ТВД Walter M601D 2 × ТВД Walter M601E 2 × ТВД GE H80-200
Взлётная мощность, л. с. 2 × 690 2 × 725 2 × 750 2 × 800
Тип воздушного винта 2 × Avia V508B 2 × Avia V508D 2 × Avia V510 2 × Avia AV-725
Количество лопастей 3 5
Диаметр винтов, м 2,5 2,3
Размах крыла, м 17,478 19,478 19,98
Длина самолёта, м 13,605 14,42
Высота самолёта, м 5,646 5,83
Площадь крыла, м² 32,5 34,86
Масса пустого самолёта, кг 3700 3850 4000 4050
Масса максимальная взлётная, кг 5700 5800 6400 6600
Масса топлива в основных баках, кг 1000
Масса топлива в концевых баках, кг — 313,8
Максимальная скорость, км/ч ИС 300 320 335
Практическая дальность, км 990 1040 1380 1410 1500
Практический потолок, м 4000 4200 4250 4200

Эксплуатанты

Военные

Состоит на вооружении
Состоял на вооружении

Гражданские

Современные гражданские операторы
Бывшие гражданские операторы

Авиационные происшествия и катастрофы

По данным портала Aviation Safety Network, по состоянию на 31 октября 2020 года в различных лётных происшествиях было потеряно 128 самолётов L-410[34]. Самолёт пытались угнать 4 раза при этом погиб 1 человек[35]. Всего в этих происшествиях погибло 479 человек.

Сравнение с аналогами

Тренажёры

6 марта 2013 года Управлением лётной эксплуатации Федерального агентства воздушного транспорта (Росавиация) выдано разрешение на проведение подготовки и тренировки курсантов и специалистов ГА на комплексном тренажёре самолёта L 410 UVP-E20 в Сасовском лётном училище ГА. Тренажёр разработан и построен компанией «Фирма „НИТА“».

С 2016 действует разрешение на проведение подготовки на комплексных тренажёрах самолёта L 410 UVP-E20 H80, поставленных компанией "Фирма «НИТА» в Сасовское лётное училище ГА и Краснокутское лётное училище ГА.

Фотографии

См. также

Примечания

  1. ↑ Очередной Л-410 для ВВС РФ Архивировано 9 августа 2012 года.
  2. ↑ Новые L-410 для «Ямала» и «КрасАвиа»http://www.let.cz/index.php?sec=6 Архивировано 24 октября 2013 года.
  3. ↑ RUSSIANPLANES.NET реестр ВС
  4. ↑ Очередной Л-410 для ВВС РФ Архивировано 9 августа 2012 года.
  5. ↑ «Решает вопрос санкционных рисков»: как продвигается разработка нового российского авиационного двигателя
  6. ↑ L-410 Turbolet на www.airwar.ru
  7. ↑ Новые L-410 для России. Дата обращения: 15 сентября 2012. Архивировано из оригинала 23 октября 2013 года.
  8. ↑ Доклад. Прогноз развития и приоритеты импортозамещения парка самолетов российских авиакомпаний. ГосНИИ ГА, 2017 г.
  9. ↑ 1 2 Производство самолёта Л-410 и создание «Титановой долины» обсудили в Екатеринбурге
  10. ↑ 1 2 Что предлагает отечественная промышленность региональной авиации
  11. ↑ 1 2 Авиация России: итоги 2018, планы на 2019
  12. ↑ TYPE CERTIFICATES FOR AIRCRAFT Архивировано 19 апреля 2012 года.
  13. ↑ Второе рождение Aircraft Industries
  14. ↑ Производство турбовинтового самолета L-410 «Turbolet» локализовано в Екатеринбурге. Дата обращения: 18 января 2019. Архивировано из оригинала 19 января 2019 года.
  15. ↑ Л-410УВП
  16. ↑ Описание Л-410УВП. — Страница не доступна. Архивировано из оригинала 14 июля 2008 года.
  17. ↑ Взлетел модернизированный L-410NG // Взлёт. — М., 2015. — № 8—9. — С. 51.
  18. ↑ The Military Balance 2016, p. 195
  19. ↑ Order of Battle — Russia. Дата обращения: 15 сентября 2012. Архивировано из оригинала 20 августа 2017 года.
  20. ↑ The Military Balance 2016, p. 236
  21. ↑ The Military Balance 2016, p. 83
  22. ↑ The Military Balance 2016, p. 402
  23. ↑ The Military Balance 2016, p. 442
  24. ↑ Order of Battle — Comoros. Дата обращения: 15 сентября 2012. Архивировано из оригинала 26 апреля 2012 года.
  25. ↑ Order of Battle — Latvia. Дата обращения: 15 сентября 2012. Архивировано из оригинала 26 апреля 2012 года.
  26. ↑ Order of Battle — Libya. Дата обращения: 15 сентября 2012. Архивировано из оригинала 30 сентября 2013 года.
  27. ↑ Стоивший 6 млн литов ремонт военного самолёта вызвал подозрения // DELFI.LT от 23 марта 2012
  28. ↑ Order of Battle — Lithuania. Дата обращения: 15 сентября 2012. Архивировано из оригинала 29 марта 2012 года.
  29. ↑ The Military Balance 2016, p. 137
  30. ↑ The Military Balance 2016, p. 138
  31. ↑ The Military Balance 2016, p. 356
  32. ↑ The Military Balance 2016, p. 88
  33. ↑ The Military Balance 2016, p. 117
  34. ↑ Harro Ranter. Aviation Safety Network > ASN Aviation Safety Database > Type index > ASN Aviation Safety Database results. aviation-safety.net. Дата обращения: 11 ноября 2020.
  35. ↑ Harro Ranter. Aviation Safety Network > ASN Aviation Safety Database > Aircraft type index > Let L-410 > Let L-410 Statistics. aviation-safety.net. Дата обращения: 11 ноября 2020.
  36. ↑ www.airdisaster.ru: Катастрофа Л-410УВП в районе аэродрома Борки
  37. ↑ Missing aircraft found
  38. ↑ Лет Л-410УВП-Э Бортовой №: 9Q-CCN
  39. ↑ Київська область: внаслідок негоди аварійну посадку здійснив літак з парашутистами. Є жертви. Дата обращения: 10 июня 2012. Архивировано из оригинала 16 июня 2012 года.
  40. ↑ АНАЛІЗ РІВНЯ БЕЗПЕКИ ПОЛЬОТІВ ТА ВИЯВЛЕННЯ ПОТЕНЦІЙНИХ ФАКТОРІВ АВАРІЙНОСТІ З ЦИВІЛЬНИМИ ПОВІТРЯНИМИ СУДНАМИ УКРАЇНИ ЗА 9 МІСЯЦІВ 2012 РОКУ Архивная копия от 23 октября 2013 на Wayback Machine (укр.) — Отчёт о состоянии авиационной безопасности на Украине за 9 месяцев 2012 года.
  41. ↑ Лет Л-410УВП Бортовой №: 9Q-CXB
  42. ↑ Лет Л-410УВП Бортовой №: 9Q-COT
  43. ↑ An aircraft of Goma Air made a successful emergency landing at Pokhara Airport after its nose gear failed to deploy due to a malfunction. Архивировано 6 июля 2015 года.
  44. ↑ Nepal’s Goma Air takes delivery of first Let 410
  45. ↑ Photo Detail L410UVP-E20
  46. ↑ Obrovská letecká tragédia: PRVÉ FOTO pilotov, ktorí zahynuli v troskách
  47. ↑ CRASH D’UN AVION À SHABUNDA CENTRE HIER LUNDI 2/1/2017. Дата обращения: 14 января 2017. Архивировано из оригинала 16 января 2017 года.
  48. ↑ Лет Л-410УВП-Э10 Бортовой №: 5X-EIV
  49. ↑ Lukla air crash toll reaches 2 as co-pilot dies for want of treatment
  50. ↑ Воздушные суда МЧС России со спасателями приведены в готовность к убытию в Аяно-Майский район. Дата обращения: 15 ноября 2017. Архивировано из оригинала 16 ноября 2017 года.
  51. ↑ ASN Aircraft accident Let L-410UVP registration unknown Souguéta, Kindia
  52. ↑ ASN Aircraft accident Let L-410UVP UR-TWO Yirol Airstrip
  53. ↑ Момент авиакатастрофы в Непале попал на видео
  54. ↑ раненых в авиакатастрофе в Чонлэй  (недоступная ссылка)
  55. ↑ Крушение самолета с парашютистами в Кемеровской области. Главное
  56. ↑ Л-410 на сайте производителя
  57. ↑ EV-55 Outback на сайте производителя
  58. ↑ Лёгкий двухмоторный самолёт «Рысачок» Архивировано 13 января 2012 года.
  59. ↑ Twin Otter на сайте производителя Архивировано 24 февраля 2011 года.
  60. ↑ Dornier 228 New Generation
  61. ↑ PZL M28 на сайте производителя
  62. ↑ Harbin Y-12 Twin Engine Turboprop Utility Aircraft, China
  63. ↑ Beechcraft King Air 350i на сайте производителя Архивировано 13 сентября 2012 года.

Ссылки


Литература

  • «Конструкция и эксплуатация самолёта Л-410УВП с двигателями М-601Е». Учебное пособие. Краснодарское высшее военное авиационное училище лётчиков. Краснодар: КВВАУЛ 2006 г. Электронная версия.
  • Руководство по лётной эксплуатации Л-410 УВП-Э. Раздел 8: ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ. Министерство гражданской авиации СССР.
Источник — https://ru.wikipedia.org/ruwiki/w/index.php?title=Let_L-410_Turbolet&oldid=115004049