Características de diseño del Yun-12
El Yun-12 adopta el diseño convencional de un pequeño avión polivalente: bimotor, ala única, cola vertical, tren de aterrizaje fijo en los tres puntos delanteros y puede despegar y aterrizar suavemente en pistas sencillas. . La tecnología de unión se utiliza ampliamente en estructuras de aviones para reducir el peso estructural. Las alas del avión son una estructura de doble larguero con puntales diagonales, que son livianas y de planta rectangular. El fuselaje es una estructura semimonocasco de armazón largo totalmente metálico. La sección delantera es la cabina y la sección central es el compartimento de pasajeros y de carga. Puede acomodar 17 asientos de pasajeros o cargar equipos de carga, agricultura y exploración geológica. etc. La cola vertical es una estructura totalmente metálica, y las vigas delantera y trasera perpendiculares al estabilizador se insertan en el fuselaje trasero y se conectan al marco de refuerzo. El timón está equipado con un miembro de ajuste accionado por un mecanismo eléctrico montado en el borde de ataque del timón. El estabilizador horizontal también es totalmente metálico. Hay una pieza de ajuste en el borde de salida de los elevadores izquierdo y derecho, que es accionada por un mecanismo eléctrico instalado en el borde de ataque del elevador.
Estructura de doble larguero con puntales diagonales en las alas. La forma en planta es rectangular. El espesor relativo del perfil aerodinámico GAW-0417 es 17, la longitud de la cuerda es 2 m, el ángulo de instalación del ala es 4 ° y el ángulo diédrico es 1 41 ′. Hay un tanque de combustible integral entre las costillas 6 y 17 del alerón central y las vigas delantera y trasera, con una capacidad máxima de combustible de 1230 kg. Hay flaps Fuller retraídos en el interior de la sección trasera, alerones en el exterior y un anillo de tracción en el alerón derecho.
La forma de la sección transversal del fuselaje está formada por paredes laterales curvas y una parte superior que sobresale hacia afuera desde un fondo plano. La cubierta de la nariz, la puerta delantera del equipaje, la cubierta trasera y el carenado del pilar están hechos de materiales de fibra de vidrio, lo que reduce el peso estructural.
La cola vertical y la cola horizontal de la cola son ambas estructuras metálicas. Las formas planas son todas trapezoidales. Tanto el timón como el elevador están equipados con ajustes, accionados por un mecanismo eléctrico montado en el borde de ataque del timón.
El tren de aterrizaje delantero de tres puntos tiene tren de aterrizaje no retráctil, amortiguadores de aceite y gas, y todos son de ruedas simples. El tamaño de la rueda principal es de 640 mm × 230 mm y la presión de los neumáticos es de 5,5 x 105 pa (5,61 kg/cm2). La rueda delantera es orientable, mide 480 mm × 200 mm y tiene una presión de neumáticos de 3,5 x 105 pa (3,57 kg/cm2). Hay frenos con aire acondicionado. El Yun-12II está equipado con dos motores turbohélice PT6A-27 producidos por Pratt & Whitney Canadá, cada uno con una potencia de 456 kW (620 caballos de fuerza en el eje). La hélice de soporte es una variable HC-B3tn-3B/t 10173 b-3. Motor de velocidad producido por la American Hartzel Company. Hélices con paso positivo y negativo.
Para reemplazar el motor PT6A-27 importado, el Instituto de Investigación de Maquinaria de Aviación de Zhuzhou comenzó a diseñar el motor turbohélice Turboprop-9 con el Turboshaft-8A como estándar original en abril de 1983. El motor es una turbina libre de rotor único con un rango de potencia de 462~507 kW. El diseño del plano de construcción se completó en febrero de 1984. En 1985, China Southern Power Machinery Company fabricó el primer avión de verificación.
En 1986, comenzaron las pruebas completas de componentes de máquinas y la depuración del rendimiento, que alcanzaron el éxito. En julio de 1987, el proyecto pasó al desarrollo del modelo; en febrero de 1988, se inició el diseño del prototipo; en septiembre de 1989, se completó el primer lote de prototipos y en febrero de 1992 se llevó a cabo el primer vuelo de prueba; En 1994, se completaron todas las pruebas de motor en tierra y en vuelo para la evaluación de la aeronavegabilidad. A principios de 1995, se obtuvo el certificado de tipo de aviación civil y comenzó la entrega. Hasta 1994, se habían acumulado más de 1.500 horas de pruebas, incluidas 200 horas de pruebas de vuelo, 150 horas de pruebas de resistencia y 2.000 ciclos de pruebas de vida de mantenimiento inicial. El motor fue reparado según corresponda tomando medidas como análisis del espectro de aceite, inspección de bocas de registro, taponamiento magnético e inspección de vibraciones. La vida útil de un motor maduro es de 2000 horas. Cabina La sección delantera del fuselaje es la cabina, con un gran parabrisas y ventanas izquierda y derecha, lo que proporciona al conductor un amplio campo de visión. La sección intermedia es la cabina de pasajeros (carga), que puede equiparse con 17 asientos para pasajeros, cargarse o equiparse con equipos de exploración agrícola y geológica. Hay cuatro ventanas cuadradas de 450 mm × 600 mm a ambos lados de la cabina de pasajeros (carga), lo que hace que la cabina esté muy iluminada. Hay dos salidas de emergencia a la derecha y una salida de emergencia a la izquierda.
El sistema cuenta con un sistema de control principal y un sistema de control auxiliar.
El sistema de control primario se utiliza para el control de alerones, profundidad y timón. Los alerones están controlados por varillas de dirección de disco, ruedas dentadas, cables de acero, tres juegos de poleas, balancines sectoriales y bielas. El ascensor está controlado por un cable de acero flexible, una varilla de tracción, un balancín en forma de abanico, dos juegos de cables de acero, cinco juegos de poleas, un balancín trasero en forma de abanico y una varilla de tracción. El timón está controlado por un cable flexible. El sistema de control auxiliar controla los flaps, las pestañas de los flaps auxiliares, las pestañas del elevador y las pestañas del timón, todos los cuales están controlados por mecanismos eléctricos. Sistema de energía eléctrica
La aeronave está equipada con dos arrancadores/generadores de 6000 vatios como fuente de energía principal. Batería 12HK-28, capacidad nominal 28 Ah, voltaje nominal 24 V, utilizada como fuente de energía de arranque y emergencia. Dos convertidores estáticos PC-17-3 proporcionan alimentación CA monofásica de 115 V 400 Hz para equipos eléctricos de a bordo, cada uno con una capacidad de 600 VA. 1 juego de convertidores SBL-125 de 125 VA proporciona alimentación CA trifásica para el horizonte y la brújula giromagnética. 1 convertidor SBL-40 con 115V, 400Hz y 40VA proporciona energía CA trifásica al horizonte de respaldo.
Sistema de control ambiental
El sistema de control ambiental, equipado con un sistema de ventilación y calefacción, utiliza el aire purgado del motor para calentar el parabrisas de la cabina y los pies del conductor. Hay entradas de aire a ambos lados del morro, que conducen a la cabina a través de conductos. La cabina se ventila mediante boquillas con volumen y dirección de aire ajustables instaladas en ambos lados del panel de instrumentos. Hay dos orificios de ventilación natural y dos salidas de aire en la parte superior del compartimento de carga. La calefacción de la cabina y la ventilación forzada de la cabina pueden ser opcionales.
Instrumentos indicadores
El sistema de comunicación y navegación incluye radio VHF CT-1, radio de alta frecuencia JDT-2, walkie-talkie JT-5A, radio brújula WL-7, WG- 4 Radioaltímetro y receptor de baliza XS-6. También puede elegir equipos electrónicos de Collins: radio VHF VHF-251, radio HF HF-220, radioaltímetro ALT-55B, sistema de baliza omnidireccional VHF VIR-351, telémetro DME-451, transpondedor de control de tráfico aéreo TDR-950, MCS -65 giroscopio.
La aeronave puede volar en condiciones sin formación de hielo bajo reglas de vuelo visual (VFR) y reglas de vuelo por instrumentos (IFR). Si el descongelador de cola es opcional, puede volar en condiciones de formación de hielo.