Авиационная техника

                        АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА

                                # 56

----------------------------------------------------------------------



Лисунов Ли-2 (ПС-84)

Транспортный самолет

15 июля 1936 г. было подписано соглашение о приобретение лицензии 
на производство самолета Douglas DC-3 в СССР. В ноябре того же года 
был приобретен один DC-3-196 (№ 1589) с двигателями Wright SGR-1820-G2, 
кроме этого в соответствии с лицензионным соглашением компания 
Douglas передавала один самолет в виде комплекта узлов и агрегатов, 
два комплекта заготовок и покупных изделий.

Производство самолета было развернуто на авиазаводе № 84 в Химках, 
разработка документации производилась силами ОКБ-1 под руководством 
главного конструктора В.М.Мясищева, а после его ареста работами 
руководили главный инженер завода Б.П.Лисунов и главный конструктор 
завода А.А.Сеньков. 16 февраля 1938 г. совместная комиссия УВВС и ГУ
ГВФ рассмотрела макет самолета, который после внесения ряда 
изменений был принят 11 января 1939 г.

Первый образец был завершен постройкой летом 1939 г., с 3 сентября 
по 17 декабря он прошел государственные испытания в НИИ ГВФ, 
выполнив 166 полетов общей продолжительностью 73 ч 45 мин. После 
испытаний этот экземпляр использовался в войне с Финляндией для 
перевозки раненых. К концу 1939 г. было выпущено 6 самолетов, 
получивших обозначение ПС-84, все они были переданы ВВС. 
В ноябре 1939 г. один из первых ПС-84 был переделан в военно-
транспортный вариант ПС-84К, но при перегонке в НИИ ВВС в сложных 
метеоусловиях самолет потерпел аварию и был срочно заменен дублером, 
который прошел государственные испытания в мая 1940 г. (летчик Предейн, 
штурман Марин-Федоров).

Для серийного производства ПС-84 была проведена модернизация завода 
№ 84 в Химках и началось строительство нового завода № 34 в Ташкенте. 
10 самолетов были построены в 1940 г. на заводе № 124 в Казани. 
Все построенные в 1940 г. машины были переданы в ГВФ. К началу войны 
в составе «Аэрофлота» было 72 ПС-84, в составе ВВС — 49 самолетов, 
в морской авиации — 5 самолетов, а также несколько ПС-84 принадлежали 
НКВД.

В начале войны все гражданские ПС-84 вошли в состав отдельных 
авиагрупп ГВФ, осуществлявших перевозку войск, грузов и вооружения. 
Начиная с сентября 1941 г. на всех ПС-84 стали монтировать верхнюю 
турель ВУС-1 с 7,62-мм пулеметом ШКАС (позднее — турель УТК-1 с 
12,7-мм пулеметом УБТ). С сентября 1942 г. Ли-2 в варианте 
бомбардировщика эксплуатировались в составе полков Авиации Дальнего 
Действия. К середине 1942 г. численность бомбардировщиков Ли-2 
составляла 180 машин, темп их серийного производства достигал 
40 самолетов в месяц.

В ходе войны Ли-2 серийно выпускался в транспортном и 
бомбардировочном вариантах. В 1945 г. началось серийное производство 
грузовой модификации Ли-2Т, сначала на заводах в Химках и Ташкенте, 
а с конца 1946 г. — на заводе № 126 в Комсомольске-на-Амуре. 

Выпуск Ли-2 на заводе в Комсомольске-на-Амуре был завершен в 
1950 г., в Ташкенте — в 1953 г. Всего было построено 4863 экземпляра 
(по другим данным — 4937 самолетов). С регулярных авиалиний Ли-2 
были сняты в 1962 г., но в системе ДОСААФ и для вспомогательных работ 
в ГВФ они применялись до начала 70-х годов.

Пассажирские Ли-2 экспортировались в Польшу (30 Ли-2П), Румынию 
(26 самолетов), Венгрию (25 самолетов), Китай (23 Ли-2), Чехословакию 
(8 самолетов), Болгарию (10 самолетов), Северную Корею (2 самолета), 
Кубу (6 Ли-2), Югославию (6 самолетов), Вьетнам (4 самолета). Военно-
транспортные Ли-2 состояли на вооружении Венгрии, Китая, Вьетнама, 
Польши, Румынии, Северной Кореи и Чехословакии.

В настоящее время в России в летном состоянии находится один Ли-2 
(заводской номер 23441605, выпущен ташкентским авиазаводом в 1957 г.), 
списанный из ДОСААФ в 1972 г. и восстановленный силами Федерации 
легкой авиации России.



Модификации:
Ли-2 (ПС-84) — пассажирский вариант, выпущенный в 1939 г. 
Выпускался большой серией.

ПС-84К — военно-транспортный самолет. Выпущен в декабре 1939 г., 
прошел госиспытания в НИИ ВВС в мае 1940 г. Предназначен для 
перевозки 26 десантников или до 2400 кг груза как в грузовой кабине, 
так и под фюзеляжем.

ПС-84И — санитарный вариант, предназначенный для перевозки до 
18 лежачих, трех сидячих больных и одного санитара. В грузовой 
кабине устанавливались в три яруса 18 носилок, по девять с каждого 
борта. Один санитарный ПС-84 применялся во время финской войны, 
в этот вариант была переоборудована часть DC-3, закупленных в США.

Ли-2 (военный) — транспортный самолет, ночной бомбардировщик. 
Выпускался серийно с 1943 г. до окончания Великой Отечественной 
войны. Бомбовое вооружение: до 2000 кг бомб (4 х ФАБ-250) под 
консолями крыла, иногда несколько РС. Оборонительное вооружение: 
экранированная турель типа МВ с 1 х 7,62-мм пулеметом ШКАС 
(позднее турель УБК-1 с 12,7-мм пулемет УБТ) в верхней полусфере, 
до 2 пулеметов ШКАС в бортовых установках.

Ли-2НБ (опытный вариант) — ночной бомбардировщик, отличался от 
базовой бомбардировочной модификации внутренней подвеской бомб, 
установкой ночного бомбового прицела НКПБ-4. Экипаж — один летчик, 
штурман, бортрадист и стрелок. Опытный образец Ли-2НБ (№ 1845408) 
прошел испытания в НИИ ВВС. Серийно не строился.

Ли-2НБ (серийный) — ночной бомбардировщик, переделанный из 
серийного Ли-2. Бомбовое вооружение — 4 х 250-кг бомбы под 
центропланом. Левая запасная дверь кабины экипажа была 
застеклена, в ней установили бомбовый прицел НКПБ-7; было 
усовершенствовано радиооборудование : установили радиополукомпас 
Bendix MN-26C и радиостанцию РСР-1. После испытаний опытного 
образца Ли-2НБ (№ 18411906) в НИИ ВВС (летчик М.А.Нюхтиков, 
штурман Н.П. Цветков) самолет был рекомендован к серийной 
постройке.

Ли-2ВП — опытный ночной бомбардировщик, оборудованный 
кассетными бомбовыми держателями внутри фюзеляжа и 
наружными бомбодержателями, бомбовыми прицелами ОПК-1р 
(дневной) и НКПБ-7 (ночной). Максимальная бомбовая нагрузка 
1500 кг. После испытаний был рекомендован к производству, 
но серийно не строился.

Ли-2 (с двигателями М-88, по 1100 л.с.) — военно-транспортный 
вариант, рассчитанный на перевозку до 25 солдат с вооружением. 
Оборонительное вооружение — один 7,62-мм пулемет ШКАС 
(позднее — 12,7-мм пулемет УБТ) в верхней турели. Максимальная 
скорость на высоте 2000 м — 350 км/ч. 

Ли-2 (c дополнительными баками) — модификация базового Ли-2 
с двигателями АШ-62ИО и 4 х 350-л дополнительными топливными 
баками.

Ли-2В — высотный вариант с двигателями АШ-62ИР, 
турбокомпрессорами Трескина ТК-19 и четырехлопастными 
воздушными винтами В-516-П2Ф. Испытывался в 1956 г., 
на Киевском авиазаводе была построена небольшая серия. 
Четыре самолета этой модификации использовались второй 
советской антарктической экспедицией, несколько машин 
летали в «Аэрофлоте» на высокогорных маршрутах.

Ли-2  (с гусеничным шасси) — экспериментальный вариант с 
усеничным шасси конструкции С.А.Мостового и Н.А.Чечубулина, 
в 1943 г. была проведена серия испытаний. Из-за ненадежности 
шасси работы были прекращены.

Ли-2Т — военно-транспортный вариант, выпущенный в 1944 г. 
Десантники размещались на скамьях вдоль бортов фюзеляжа. 
Оборонительное вооружение отсутствовало. Опытный образец, 
построенный ташкентским заводом, прошел испытания в НИИ ВВС 
в сентябре – октябре 1945 г. Строился серийно на заводах № 84 
в Химках и № 126 в Комсомольске-на-Амуре. Широко 
эксплуатировался в ВВС и ГВФ СССР. 

Ли-2П — почтово-пассажирский вариант. Выпускался большими 
сериями с 1946 г. в трех вариантах компоновки: на 15 мест 
(с улучшенным комфортом), на 21 место (базовый вариант) и 
на 24 места (экономический вариант).

УчШЛИ-2 — учебный вариант, выпускался серийно с 1948 г. для 
ВВС. В салоне располагались рабочие места для 10 курсантов-
штурманов.

Ли-2СХ — сельскохозяйственный вариант. В 1948 г. в Ли-2СХ 
были переоборудованы 8 серийных самолетов: в фюзеляже 
установили 1500-л бак для химикатов, под фюзеляжем 
смонтировали туннельный распылитель с производительностью 
до 20 кг в секунду. Эксплуатировались в 1948 – 1955 гг.

Ли-2Д — модификация с дополнительными крыльевыми топливными 
баками емкостью до 350 л. Использовался на авиалиниях Крайнего 
Севера и Дальнего Востока, а также в полярной авиации.

Ли-2ЛП (Ли-2ППЛ) — вариант для противопожарного патрулирования 
лесов. Самолет был оборудован дополнительными блистерами 
для наблюдателей и кассетами с осветительными и сигнальными 
ракетами.

Ли-2ПР — вариант для наблюдения за ледовой обстановкой,
обнаружения скоплений промысловых рыб и морских животных 
и наведения на них промысловых и рыболовецких судов. Носовой 
обтекатель самолета был заменен остекленной кабиной наблюдателя, 
в пассажирской кабине были оборудованы рабочие места гидрологов, 
установлены дополнительные топливные баки, а также дополнительное
оборудование: сирена С-1, авиационный индикатор НИ-50, бортвизир 
АБ-52, самолетное громкоговорящее устройство СГУ-15, на некоторых 
самолетах — аэрофотосъемочное оборудование.

Ли-2Ф — вариант для аэрофотосъемки, в пассажирской кабине 
которого установили рабочие места операторов и фотоаппаратуру: 
один АФА-ТЭ-35, один АФА-33Н-20, два АФА-ТЭ-100. На обоих 
бортах установили блистеры с прицелами НКПБ.

Ли-2ФГ — вариант для аэрофотограмметрии.

Ли-2 «Метео» — метеолаборатория для исследования атмосферы 
в широком диапазоне высот. В эту модификацию были переоборудованы 
несколько серийных Ли-2, имевших регистрационные номера 
СССР-Л4890, СССР-54909, СССР-83962, СССР-84713.


Экипаж:  
в пассажирском варианте — 4 чел. (два пилота, радист, стюардесса);
в военно-транспортном варианте — 4 чел. (два пилота, 
штурман-радист, стрелок).

Количество пассажиров: 
два пассажирских варианта компоновки — на 14 и 21 чел. 
(при максимальном запасе топлива 13 чел.);
в военно-транспортном варианте — 26 чел.

Конструкция самолета.
Свободнонесущий моноплан нормальной аэродинамической схемы, 
цельнометаллической конструкции.

Крыло — низкорасположенное, трехлонжеронное, состояло из 
центроплана и двух консолей. Профиль крыла — NACA 2215 (в корне), 
NACA 2206 (на конце). Угол стреловидности крыла по линии ¼ хорд 
15°. Угол поперечного V крыла +5°. Угол установки крыла +2°. 
Лонжероны крыла двутаврового сечения, со стенкой. Обшивка 
центроплана толщиной 1,0 мм, верхние панели усилены продольным 
гофром, нижние панели — съемные, на болтах. Обшивка консолей — 
панели толщиной 0,6 и 0,8 мм, подкрепленные стрингерами. 
Соединение консолей с центропланом — фланцевое, наружными 
фасонными угольниками и 8-мм болтами из стали 30ХГСА (94 поверху 
и 132 болта понизу). Элероны щелевые, с осевой аэродинамической 
компенсацией, на правом элероне предусмотрен триммер. Углы 
отклонения элеронов: вверх 27°, вниз 18°. Угол отклонения 
триммера элерона 12° относительно элерона. Механизация крыла — 
односекционные посадочные щитки Шренка с гидроприводом. 
Угол отклонения щитков: при взлете 15°, при посадке 45°.

Центровки самолета (от носа фюзеляжа):
1) пустого самолета — 6,39 м (19,75% САХ);
2) при максимальном запасе топлива и 11 пассажирах — 6,40 м 
(20,00% САХ);
3) при максимальной коммерческой нагрузке (21 пассажир, взлетная 
масса 11500 кг) — 6,57 м (24,88% САХ).
При убранном шасси ЦТ перемещается вперед на 1% САХ. Предельно 
задняя центровка будет при минимальном запасе топлива 500 л 
в передних баках и запасе масла 50 л, что составляет 
аэронавигационный запас на 45 мин. полета. 

Диапазон центровки 17,7 – 23,3% САХ. Предельный диапазон 
центровок 14 – 26% САХ, рекомендуемая центровка 22 – 25% САХ. 
При предельной передней центровке (14% САХ) посадка 
осуществляется при полном отклонении штурвала и отклонении 
триммеров на 8–9° вниз.

Расстояние от носа фюзеляжа до носка центроплана 4,890 м. 
Расстояние от носа фюзеляжа до САХ 5,700 м. Стояночный угол 
самолета 11°30’.

Фюзеляжа — типа полумонокок, балочно-стрингерной конструкции. 
Каркас состоял из 50 шпангоутов, 50 стрингеров из прессованных 
профилей и каркаса пола; обшивка гладкая, толщиной 0,6, 0,8, 
1,0, 1,2 и 1,6 мм. Шпангоуты изготавливались из отдельных 
штампованных дуг толщиной 0,8 и 1,0 мм (местами усиленных 
до 2,5 мм). Боковые дуги имели двойное швеллерное сечение, 
окантованное по наружным и внутренним ободам лентами 
толщиной 3,5 мм. 

Верхняя часть переднего обтекателя фюзеляжа откидывалась 
вверх-назад. В передней части располагались кабина экипажа, 
передний багажный отсек, рассчитанный на 800 кг груза и 
состоящий из двух левых и одного правого отделений. В задней 
части фюзеляжа размещались туалет, буфет и задний багажный 
отсек (на 680 кг). Фонарь кабины пилотов расположен между 
шпангоутами №3 и 7. Толщина триплекса фонаря 6,4 мм. Боковые 
стекла сдвигались назад. В верхней части фонаря — аварийный 
люк. 

Пассажирская дверь (высота 1,44 м, ширина 0,657 м) расположена 
с правого борта между дистанциями 11823,7 и 12496 мм). 
Она открывалась на двух петлях (на шп.№31) против потока. 
Багажная дверь — по левому борту между шпангоутами №7 и 8, 
открывалась наружу против потока на двух петлях; люк в заднее 
багажное отделение — по левому борту между шпангоутами №37 и 
40, крепился на шомпольном соединении и открывался вверх, в 
открытом состоянии удерживался двумя подпорками. Были 
предусмотрены два аварийных выхода с левого борта и один выход — 
с правого борта, они открывались вверх на шомпольной петле. 

Стык фюзеляжа с центропланом (8 башмаков их АК-1 и продольные 
угольники) находился между шпангоутами №13 и 25. Между шп. 
№43 и 46 — вырез под конус стойки хвостового колеса.

Дистанции шпангоутов: №1 — 508,0 мм; №2 — 755,7 мм; №3 — 
1016,0 мм; №4 — 1247,8 мм; №5 — 1600,2 мм; №6 — 1943,1 мм; 
№7 — 2184,4 мм; №8 — 2616,2 мм; №9 — 2981,3 мм; №10 — 
3467,1 мм; №11 — 3975,1 мм; №12 — 4508,5 мм; №13 — 4851,4 мм; 
№14 — 4965,7 мм; №15 — 5168,9 мм; №16 — 5499,1 мм; №17 — 
5051,5 мм; №18 — 5956,3 мм; №19 — 6565,9 мм; №20 — 6946,9 мм; 
№21 — 7480,3 мм; №22 — 7937,5 мм; №23 — 8470,9 мм; №24 — 
8928,1 мм; №25 — 9232,9 мм; № 26 — 9461,5 мм; №27 — 9918,7 мм; 
№28 — 10452,1 мм; №29 — 10909,3 мм; №30 — 11442,7 мм; №31 — 
11823,7 мм; №32 — 11995,2 мм; №33 — 12166,6 мм; №34 — 
12496,8 мм; №35 — 12960,4 мм; №36 — 13309,6 мм; №37 — 
13665,2 мм; №38 — 14046,2 мм; №39 — 14427,2 мм; №40 — 
14808,2 мм; №41 — 15138,4 мм; №42 — 15484,5 мм; №43 — 
15824,2 мм; №44 — 16170,3 мм; №45 — 16535,4 мм; №46 — 
16865,6 мм; №47 — 17195,8 мм; №48 — 17526,0 мм; №49 — 
17856,2 мм; № 50 — 18246,7 мм.

На самолете ПС-84К в грузовой кабине десантники располагались 
на лавках вдоль оси самолета, спина к спине. При снятых сиденьях 
в кабине размещались две 45-мм пушки с передками или одна 
76-мм пушка, или до 2400 кг груза. Под центропланом крепился 
специальный съемный мост с бомбодержателями Дер-19 и Дер-31, 
на которые подвешивались различные грузы (парашютные мешки 
ПДММ, бензобаки ПДББ емкостью 100 – 400 л, универсальные короба. 
Сброс осуществлялся с помощью электросбрасывателя ЭСБР-3 и 
апасного механического АСБР.

Хвостовое оперение — однокилевое, с низкорасположенным 
свободнонесущим стабилизатором. Разъем стабилизатора — 
по оси самолета. Каркас оперение металлический, обшивка рулей — 
полотно АМ-100. Обшивка стабилизатора — дюраль толщиной 0,6 и 
0,8 мм. Профиль горизонтального оперения — NACA 0011 (в корне) и 
NACA 0006 (на конце), вертикального оперения — NACA 0009 (в корне) 
и NACA 0006 (на конце). Угол установки стабилизатора относительно 
строительной горизонтали фюзеляжа 0°. Расстояние от СГФ до хорды 
стабилизатора 254,0 мм. Рули направления и высоты — с осевой 
аэродинамической и неполной весовой компенсацией. Углы отклонения 
рулей высоты: вверх 30°, вниз 20°, триммера руля высоты 13°30’ 
относительно руля. Углы отклонения руля направления ± 30°, 
триммера руля направления 13°30’ относительно руля.

Шасси — трехопорное, с хвостовым колесом. Колеса основных опор — 
полубаллонного типа, размером 1200 х 450 мм, хвостовое колесо — 
600 х 250 мм. Уборка и выпуск основных опор осуществлялся с 
помощью гидросистемы, хвостовое колесо — неубираемое. 
Амортизация основных стоек — масляно-пневматическая, ход 
амортизаторов 250 мм. Тормоза колес двухколодочные 
гидравлические.

Основные конструкционные материалы: крыло, фюзеляж, оперение — 
Д16Т; литые детали — АЛ-7 и АЛ-9; сталь — 30ХГСА, С20 и С25; 
в выхлопной системе применялась жаропрочная сталь ЭЯ1Т.

Система управления сдвоенное, с тросовой проводкой.

Гидравлическая система (емкость 23 л) предназначена для уборки-
выпуска шасси (рабочее давление 56 ат) и механизации, привода 
тормозов колес (рабочее давление 12–16 ат), привода силовых 
агрегатов автопилота.

Питание электросистемы осуществлялось от двух генераторов 
ГС-1000 и аккумуляторов.

Емкость бака антиобледенительной системы — 11,4 л.

Радиосвязное оборудование (Ли-2П): радиостанция РСБ-3бисА.

Приборное и пилотажно-навигационное оборудование (Ли-2П): 
- магнитный компас А-4;
- часы АЧХО;
- два высотомера В-12000;
- два указателя поворота и крена УП-1;
- два указателя скорости УС-350;
- вариометр;
- два моновакууметра МВ-1600;
- магнитный компас КИ-11;
- трубка Пито с электрообогревом на 26,5 В;
- электрический бензиномер БЭ-100 с двумя датчиками;
- два газоанализатора ГЭА-52;
- два электротахометра переменного тока ТЭ-44;
- два термоэлектрических термометра головок цилиндров ТЦТ-9;
- два электротермометра ТКЭ-41;
- автопилот АП-42;
- две вакуумпомпы АК-4 для питания гироприборов;
- электротермометр наружного воздуха ТВЭ-41;
- два электротермометра масла ТМЭ-41;
- два манометра масла;
- два манометра бензина;
- групповой пылефильтр ГПФ-1.

Силовая установка:  2 х ПД АШ-62ИР, взлетная мощность 
2 х 1000 л.с., номинальная мощность у земли 2 х 820 л.с., 
номинальная мощность на высоте 1500 м 2 х 840 л.с., 
эксплуатационная мощность 2 х 738 л.с.

Воздушные винты —АВ-7Н-161 или АВ-7НЕ-161 (позднее ВИШ-21), 
трехлопастные, изменяемого шага, металлические, диаметром 3,40 м 
(ВИШ-21). Расстояние от концов лопастей винта до фюзеляжа — 
0,202 м. Угол установки оси винта относительно хорды — –2°.

Моторамы сварные, из стальных труб (30ХГСА). Капоты двигателя — 
NACA, с управляемыми жалюзи.

Топливные баки сварные, из листов АМц толщиной 0,8 мм. 
Максимальный запас топлива 3110 л (2320 кг), в том числе: 
два передних бака — 1590 л (1200 кг), два задних бака — 
1520 л (1120 кг). Порядок выработки баков: сначала задние, 
потом передние.Запас масла в двух маслобаках — 256 л (225 кг).

При полетной массе самолета до 10000 кг и отказе одного 
двигателя возможен горизонтальный полет, при этом винт 
неработающего двигателя затяжеляется до 700 об/мин.


(Приведены данные модификации Ли-2П)

Геометрические размеры:
Длина самолета — 19,647 м
Максимальная высота самолета:
в стояночном положении — 7,093 м
в линии полета — 5,153 м
Площадь:
крыла общая — 91,7 кв.м
центроплана — 31,16 кв.м
консолей с элеронами — 60,54 кв.м
        элеронов с триммером — 9,55 кв.м
        триммера элерона — 0,18 кв.м
        посадочных щитков — 7,76 кв.м
Размах крыла — 28,813 м
Размах центроплана крыла — 7,214 м
Хорда крыла:
        корневая — 4,318 м
        концевая — 1,305 м
        средняя аэродинамическая — 3,508 м
Площадь: 
горизонтального оперения общая — 16,71 кв.м
стабилизатора — 8,95 кв.м
рулей высоты с триммером — 7,76 кв.м
триммера руля высоты — 0,17 кв.м
Размах горизонтального оперения — 8,128 м
Площадь:
        вертикального оперения общая — 7,83 кв.м
        киля — 3,58 кв.м
        руля направления с триммером — 4,25 кв.м
        триммера руля направления — 0,28 кв.м
Длина фюзеляжа — 19,647 м
Пассажирская кабина:
        длина — 8,50 м
        максимальная ширина — 2,20 м
        максимальная высота — 1,98 м
Колея шасси — 5,639 м

Весовые данные:
Масса пустого самолета — 7600 кг
Масса топлива — 2320 кг
Масса масла — 1225 кг
Масса полной нагрузки — 3400 кг
Максимальная взлетная масса — 11500 кг
Нормальная взлетная масса — 11000 кг 
Масса агрегатов и частей самолета (координата ЦТ от носа фюзеляжа):
        крыло — 2013 кг (6,75 м)
        оперение — 235 кг (17,72 м)
        фюзеляж — 883 кг (7,91 м)
        винтомоторная группа — 2120 кг (3,80 м)
        шасси с гидравликой — 691 кг (5,25 м — выпущено)
        хвостовое колесо — 81 кг (16,45 м)
        приборы и электросветовое оборудование — 396 кг (4,59 м)
        система управления самолетом — 104 кг (6,33 м)
        бытовое оборудование — 1022 кг (7,62 м)
        невырабатываемый остаток ГСМ — 25 кг (4,25 м)
        бортовой инструмент — 30 кг (13,90 м)
Полная нагрузка при максимальном запасе топлива — 3900 кг (6,43 м)


Летно-технические характеристики:
Максимальная скорость полета (режим работы двигателей 2100 об/мин.):
        H = 0 — 300 км/ч
        H = 1000 — 310 км/ч
        H = 1760 — 320 км/ч
        H = 2000 — 318 км/ч
        H = 3000 — 312 км/ч
        H = 4000 — 300 км/ч
        H = 5000 — 275 км/ч
Скороподъемность:
        H = 0 — 3,5 м/с
        H = 1000 — 4,5 м/с
        H = 1600 — 5,0 м/с
        H = 2000 — 4,5 м/с
        H = 3000 — 3,5 м/с
        H = 4000 — 2,3 м/с
        H = 5000 — 1,2 м/с
        H = 5600 — 0,5 м/с
Время набора высоты:
        H = 1000 — 4,0 мин.
        H = 1600 — 6,0 мин.
        H = 2000 — 7,0 мин.
        H = 3000 — 12,0 мин.
        H = 4000 — 18,0 мин.
        H = 5000 — 28,0 мин.
        H = 5600 — 38,0 мин.
Практический потолок — 5600 м
Дальность полета с максимальным запасом топлива 
(13 пассажиров) — 2400 (H=1800 м, V=220 км/ч) км
Продолжительность полета — 5 ч
Расчетная перегрузка:
        случай А — 4,80g
        случай B — 3,45g
        случай Е (посадка на три точки) — 4,68g

Взлетно-посадочные характеристики:
(для Ли-2П — при массе 11000 кг)
Длина разбега — 400 м
Время разбега — 19 с
Скорость отрыва — 130 км/ч
Взлетная дистанция до высоты 25 м — 1200 м
Длина пробега — 350 м
Время пробега — 17 с
Посадочная скорость — 108 км/ч


Фотографии - http://www.aerotechnics.ru/avia/aircraft/russia/li2.asp


Вся реклама в данной рассылке вставляется автоматически сервисом subscribe.ru.

----------------------------------------------------------------------

Сайт рассылки - http://www.aerotechnics.ru

======================================================================