Rozdział

Kraków 01.08.2008r.

271b Rozdział 05.03.1985r.

PZL Iryda I-22

Polska

 

Samolot szkolno-bojowy.

Konstrukcja

 

Konstrukcja Iskra-22 według uzupełnionego projektu wstępnego. 1979r.

  

   Samolot przeznaczony do szkolenia, treningu i wykonywania wsparcia ogniowego zwalczając cele naziemne i powietrzne. Działający w dzień i w nocy, w trudnych warunkach atmosferycznych. Załoga dwuosobowa. Dwusilnikowy grzbietopłat w klasycznym układzie. Wykonany głównie ze stopów aluminium i stali oraz kompozytów.

   Skrzydło niedzielone, mocowane w czterech punktach do kadłuba. Rozpiętość 9,60 m, powierzchnia 19,92 m2 , skos w 25 % cięciwy 14,50  , wydłużenie 4,63, kąt zaklinowania 1,50 , wznos 20 . Profil u nasady skrzydła NACA 64210, który w stronę końców skrzydła był modyfikowany przez stopniowe opuszczanie noska i podniesienie spływu. Modyfikację profilu opracowano i przebadano w Wydziale Mechanicznym, Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej. Keson skrzydła wykorzystano jako integralny zbiornik paliwa o pojemności 1 110 litrów. Konstrukcja półskorupowa z przednim dźwigarem umieszczonym w 16 % cięciwy i tylnym umieszczonym w 56 % cięciwy. Lotki i jednoszczelinowe klapy zajmują 30 % cięciwy skrzydła. Lotki skompensowane aerodynamicznie i wyważone masowo. Wychylane 170 w dół i 500 w górę. Lotki zawieszone w dwóch punktach. Klapy do startu wychylane o kąt 200 , a do lądowania 500 . Klapy zawieszone w trzech punktach. Spływy lotek i klap konstrukcji przekładkowej z wypełniaczem z pianki poliuretanowej.

   Kadłub konstrukcji półskorupowej podzielony technologicznie na cztery części; nosowa, kabinowa, środkowa i tylna. W części nosowej mieści się wnęka podwozia przedniego i wyposażenie dostępne po odchyleniu metalowej osłony do góry. Część kabinowa mieści dwóch pilotów w układzie tandem z drugim fotelem o przewyższeniu 0,39 m. Kabina ciśnieniowa i klimatyzowana z indywidualnymi osłonami odchylanymi na bok lub podnoszonymi do góry. Ostateczne rozwiązanie miało być podjęte na etapie projektu technicznego. Do części środkowej kadłuba mocowane było skrzydło, podwozie główne oraz okucia mocowania silników Kaszub-3 W 22 lub Kaszub-15. Zwróćmy uwagę, że już wówczas narzucono napęd. W środkowej części umieszczono także główny zbiornik paliwa o pojemności 1 360 litrów. Podwozie jak i pokrywy komór podwozia poruszane hydraulicznie. Wloty powietrza dobrane pod oba typy silników. Tylna część kadłuba podtrzymywała także silniki, miała zamontowane hamulce aerodynamiczne o powierzchni 2 x 0,3 m2 . Poprzez połączenie kołnierzowe utrzymywała usterzenie pionowe. W końcówce wnęka na spadochron hamujący.

   Usterzenie poziome o rozpiętości 4 m, powierzchnia 4,6 m2 , wydłużenie 3,48, skos w 25 % cięciwy 26,10 . Mocowane do statecznika pionowego na wysokości 0,895 m od jego podstawy. Układ podobny jak na samolotach Lim-5. Usterzenie poziome było przestawiane w zakresie; do góry +40 , do dołu –70 . Ster wysokości wychylany; do góry +240 , do dołu –120 . Usterzenie poziome o konstrukcji półskorupowej z dwoma dźwigarami położonymi w 12,5 % i 50 % cięciwy. Był dzielony w płaszczyźnie symetrii w celu montażu. Ster wysokości o konstrukcji podobnej do lotek, także mocowany w dwóch punktach. Usterzenie pionowe i poziome o profilu NACA 64-009. Usterzenie pionowe o powierzchni 3, 234 m2 , wysokości 1,96 m, skosie w 25 % cięciwy 41,10 . Ster kierunku wychylany o 250 w lewo i prawo. Usterzenie pionowe także o konstrukcji półskorupowej z dwoma dźwigarami umieszczonymi w 15 % i 50 % cięciwy. Tylna ścianka zamykająca w 68,5 % cięciwy. Ster kierunku o konstrukcji analogicznej do lotek.

   Podwozie o bazie 4,876 m i rozstawie 2,71 m. Rozmiar kół i opon dobrano pod kątem operowania z pasów gruntowych. Za bazę odniesienia przyjęto samolot MiG-21, którego koła główne wytwarzały w gruncie o wytrzymałości 8 daN/cm2 koleinę o głębokości 6,4 cm. Dla samolotu Iskra-22 przyjęto, że dla maksymalnej masy startowej w wersji podstawowej w gruncie o wytrzymałości 6 daN/cm2 koleina nie powinna być głębsza niż 6,5 cm. Po analizach dało to koła główne o rozmiarze 670 x 210 mm i maksymalnym ciśnieniu w pneumatykach 7 daN/cm2 . Koło przednie o wymiarach 430 x 170 mm i ciśnieniu w pneumatykach 5 daN/cm2 . Koła główne wyposażone w hamulce tarczowe. Podwozie główne o wytrzymałości na opadanie z prędkością równą 3,66 m/s przy maksymalnej masie wersji podstawowej bez podwieszeń. Podwozie główne o konstrukcji wachaczowej z dwustopniowym wyniesionym amortyzatorem i teleskopowym zastrzałem. Podwozie przednie wyposażone w dwustopniowy amortyzator umieszczony w goleni i tłumik drgań shimmy.

   Układ sterowania samolotu sztywny, popychaczowo-dźwigarowy ze wzmacniaczami w układzie lotek oraz tłumikami drgań. Instalacja hydrauliczna dwuobwodowa o ciśnieniu roboczym 210 atmosfer. Początkowo planowano tylko 140 atmosfer, co dla samolotu szkolno-bojowego okazało się niewystarczające. Obwód zasadniczy przeznaczony dla chowania i wypuszczania podwozia, hamulców aerodynamicznych, hamowania kół, poruszał klapami skrzydłowymi. Obwód wzmacniacza służył do zasilania lotek, awaryjnego wypuszczania podwozia, klap skrzydłowych do lądowania i hamowania kół głównych.

   Instalacja pneumatyczna miała służyć tylko do podnoszenia osłon kabiny w przypadku wybrania wariantu podnoszenia do góry w tył. Ciśnienie robocze 150 atmosfer.

   Klimatyzacja miała zapewnić w kabinie temperaturę w zakresie 17-270 C i nadciśnienie rzędu 0,3 daN/cm2 .

   Instalacja przeciwoblodzeniowa składała się z trzech elementów. Elektryczne ogrzewania przedniej szyby prądem zmiennym 115 V i 400 Hz. Spryskiwania szyby przedniej spirytusem. Ogrzewanie chwytów powietrza powietrzem pobieranym z upustów sprężarek.

   Instalacja tlenowa o pojemności 12 litrów, umieszczonych w trzech butlach, każda po 4 litry i ciśnieniu początkowym 150 daN/cm2 .

   Instalacja paliwowa miała zapewniać osiąganie pułapu 15 000 m oraz lot odwrócony przez minimum 30 sekund. Pojemność instalacji to 2 000 kg, a w wersji podstawowej ograniczona do 1 100 kg, gdyż samolot miał posiadać tylko zbiornik kadłubowy. W wersji wzmocnionej ( rozwojowej ) 900 kg w zbiorniku skrzydłowym i na podwieszeniach zewnętrznych 2 x 320 kg.

   Instalacja przeciwpożarowa której podstawowym elementem miały być butle z freonem umieszczone w rejonie silników.

   Układ kabiny, rozmieszczenie wskaźników, przyrządów, przełączników, generalnie jak w samolocie MiG-21. Było to logiczne, gdyż większość z pilotów miała po samolocie Iskra-22 przesiadać się na MiG-21. Fotele wyrzucane czechosłowackiej produkcji VS-1BRI miały zapewniać ratunek od wysokości 0 m i prędkości minimum 150 km/h.

   Instalacje elektryczne dostarczać miały prąd; stały 28 V, prąd zmienny jednofazowy 115 V 400 Hz, prąd zmienny trójfazowy 3 x 36 V 400 Hz. Źródłem podstawowym miały być dwie prądnice-rozruszniki GSR-St-6000A o mocy 6 kW. Szybko jednak okazało się to za mało, dlatego postulowano moc  2 x 9 kW. Wybór modelu prądorozrusznika miał się dokonać na etapie projektu technicznego. Zapasowym źródłem energii były dwa akumulatory.

   W zakresie wyposażenia pilotażowo-nawigacyjnego i urządzeń ( systemów ) radioelektronicznych uzupełniony projekt wstępny precyzował tylko wyposażenie wersji podstawowej. Do łączności sowiecka radiostacja R-832 M, którą z czasem miała zastąpić Polska radiostacja firmy UNIMOR. Do nawigacji radiokompas ARK-15 M i radiowysokościomierz RW-5. Oba w przyszłości zastąpione urządzeniami opracowanymi w Polsce.  Odbiornik sygnałów radiolatarni ORS-2 i radiopółkompas APRK-7K, oba urządzenia nowe Polskiej konstrukcji i produkcji. Samolot miał być wyposażony w zestaw systemów specjalnych jak samolot bojowy; układ aktywnej odpowiedzi SOD-57M, rozpoznania SRO-2 ( 20 ) i ostrzegania o opromieniowywaniu wiązką radiolokacyjną SPO-10 ( Syrena ). Celownik AFP-21 PFD z samolotu MiG-21.

   Uzbrojenie lufowe stanowi działko GSz-23 kal 23 mm z zapasem 200 naboi. Pod skrzydłami 4 węzły o nośności po 500 kg, ale udźwig całkowity dla wersji podstawowej 1 100 kg, a dla rozwojowej 2 000 kg. W uzbrojeniu podwieszanym bomby o wagomiarze do 500 kg. Pociski niekierowane S-5 w zasobnikach po 8, 16 lub 32 sztuki. Pociski samonaprowadzające na podczerwień R-3 S klasy p-p.

   Wersja rozwojowa miała otrzymać znacznie bogatsza awionikę. Między innymi system nawigacyjny pracujący na falach metrowych SNM-72, który miano opracować.

 

   Dane Iskra-22 przedstawiać się maiły następująco; długość – 13,435 m, wysokość – 3,85 m, rozpiętość 9,60 m, kąt postojowy 20 , masa własna 3 650 kg, czyli już o 250 kg więcej niż w projekcie wstępnym ocenionym przez MON. Masa startowa bez podwieszeń 5 100 kg w wersji podstawowej i 6 000 kg w wersji rozwojowej. Masa maksymalna w wersji podstawowej 6 200 kg i 7 200 kg w wersji rozwojowej. Podstawowe osiągi bez podwieszeń dla masy około 4 550 kg wynosiły odpowiednio dla wersji podstawowej i rozwojowej; prędkość maksymalna na H-0 m - 920, 990 km/h, dopuszczalna liczba Ma - 0,85, 0,85, prędkość minimalna w locie poziomym - 210, 210 km/h, wznoszenie maksymalne przy ziemi - 42, 65 m/s, wznoszenie maksymalne przy jednym pracującym silniku - 12, 22 m/s, pułap praktyczny - 13 500, 15 100 m, czas wznoszenia na 11 000 m – 446, 250 sekund, zasięg techniczny ( obliczeniowy ) samolotu z 1 100 kg paliwa na wysokości 0 m – 500, 463 km, a na 11 000 m – 1 210, 1 187 km, przy zwiększonej ilości paliwa do 2 000 kg na wysokości 11 000 m – 2 550, 2 500 km. Dla wersji rozwojowej maksymalny zasięg miał wynieść 3 100 km. Przy masie 5 100 kg bez podwieszeń dla wersji podstawowej i rozwojowej rozbieg miał wynieść – 700, 490 m, długość startu na H-15 m – 985, 785 m, długość lądowania z H-15 m – 1 280, 1 330 m, prędkość przyziemienia - 203 km/h, dobieg – 830, 860 m. Przy masie startowej 6 000 kg rozbieg wersji podstawowej miał wynieść 950 m, rozwojowej 670 m. Przy masie 7 150 kg rozbieg 1 080 m. Taktyczny promień działania na małej wysokości dla wersji podstawowej i rozwojowej z czterema bombami 250 kg miał wynieść – 120, 300 km. Zasięg dla wersji rozwojowej z bombami 2 x 500 kg i 2 x 250 kg – 240 km.

 

.....................

 

Konstrukcja PZL I-22 1987r.

 

   W dniu 25.01.1987r. w tygodniku „Skrzydlata Polska” ukazał się pierwszy obszerny artykuł na temat PZL I-22. Wśród wielu informacji podano, że samolot przechodził właśnie próby w locie którymi kierował inż. Włodzimierz Stępień. Podano także następujące dane T-T; wymiary; rozpiętość 9,60 m, długość 13,22 m, wysokość 4,30 m, powierzchnia płata 19,92 m2, baza podwozia 4,90 m, rozstaw kół podwozia głównego 2,71 m, masa; pustego samolotu 3 962 kg, max 7 493 kg, przeciążenia +8 g, -4 g, osiągi; prędkość max na 0 m 980 km/h, max liczba Ma 0,85, pułap 12 800 m.

   Skrzydła całkowicie metalowe, konstrukcji półskorupowej, dwudźwigarowe, niedzielone. Zastosowano profil laminarny i skręcenie aerodynamiczne. Lotki wyważone masowo. Klapy szczelinowe wychylane hydraulicznie do startu o 200 i do lądowania 400. W przypadku awarii hydraulicznej klapy można wychylić pneumatycznie.

   Kadłub metalowy konstrukcji półskorupowej wręgowo-podłużnicowej. Fotele umieszczone w układzie tandem z przewyższeniem. Pod tylnym fotelem umieszczono przedział wyposażenia. Indywidualne owiewki kabin są podnoszone dźwignikami pneumatycznymi. Przednia szyba wiatrochronu jest ogrzewana elektrycznie, a jej uruchamianie jest automatyczne. Dodatkowo zastosowano natrysk spirytusu na przednią szybę z zewnątrz. Aby szyby w kabinie nie parowały stale są nadmuchiwane gorącym powietrzem. Kabina wyposażona jest w układ wentylacyjno-klimatyzacyjny. Reguluje on wartość ciśnienia i prędkość zmian tego ciśnienia w zależności od wysokości lotu. Reguluje temperaturę w kabinie. Powietrze dla klimatyzacji pobierane jest z upustów sprężarek obu silników. Zasila ono także ubiory przeciwprzeciążeniowe pilotów. Wyposażenie przedniej i tylnej kabiny jest niemal identyczne, co pozwala na pilotowanie samolotu z obu kabin. Przednia kabina jest przystosowana do ćwiczenia w locie bez widoczności według przyrządów. Instruktor z tylnej kabiny może symulować różne usterki awioniki. Chwyty powietrza do silników są także ogrzewane gorącym powietrzem pobieranym z upustów sprężarek, co chroni przed oblodzeniem.

   Usterzenie samolotu w stosunku do projektu wstępnego uległo radykalnej zmianie. Nie było już typu krzyżowego, ale klasyczne, poziome mocowane do kadłuba. Usterzenie o konstrukcji metalowej półskorupowej. Stery wyważone masowo. Usterzenie poziome z podziałem na ster i statecznik o zmiennym kącie zaklinowania, przestawianym siłownikiem hydromechanicznym.

   Podwozie trójpodporowe z pojedynczymi kołami. Amortyzatory olejowo-pneumatyczne dwustronnego działania. Hamulce tarczowe podwozia głównego. Wciąganie i wypuszczanie podwozia przy użyciu instalacji hydraulicznej. Awaryjnie podwozie wypuszczane jest instalacją pneumatyczną. Zastosowano dodatkowy hamulce postojowy, pełniący funkcję awaryjnego. Opony niskociśnieniowe, bezdętkowe, umożliwiają starty i lądowania na pasach betonowych, trawiastych i gruntowych.

   W układzie sterowania zastosowano wzmacniacze hydrauliczne.

 

   Zespół napędowy;

Dwa silniki turboodrzutowe jednoprzepływowe SO-3 W 22 o ciągu 2 x 1 080 daN, które otrzymały później oznaczenie PLZ K-5.

   Instalacja paliwowa;

Pojemność zbiorników paliwa wewnętrznych wynosi 2 410 litrów. Dodatkowo można podwiesić dwa dodatkowe zbiorniki o pojemności 2 x 380 litrów. Paliwo podają dwie pompy elektryczne. W przypadku awarii jednej z nich druga pokrywa zapotrzebowanie dla obu silników. Najpierw zużywane jest paliwo ze zbiorników podwieszanych, a następnie ze zbiorników w skrzydłach. Instalacja paliwowa umożliwia lot odwrócony. Ilość paliwa mierzy paliwomierz pojemnościowy. Jego wskazania przedstawione są w obu kabinach. Pilot otrzymuje informacje o całkowitej ilości paliwa, ilości paliwa w zbiornikach kadłubowych. Sygnalizacja świetlna wskazuje opróżnienie zbiorników podwieszanych, skrzydłowych i krytyczną ilość paliwa. Samolot tankuje się ciśnieniowo przez centralny wlew. Można także tankować każdy zbiornik indywidualnie.

   Instalacja przeciwpożarowa;

Przeznaczona jest do sygnalizowania i gaszenia pożaru w gondolach silnikowych. Podstawą są dwie butle wypełnione freonem. Umożliwiają dwukrotne gaszenie pożaru podczas lotu. Ciśnienie w butlach kontrolowane jest na manometrach widocznych po otwarciu luków na ziemi.

   Instalacja hydrauliczna;

Jest jedną z podstawowych siłowych instalacji w samolocie. Składa się z dwóch niezależnych obwodów; instalacji głównej i instalacji wzmacniaczy lotek. Instalacja główna powoduje; wypuszczania i wciąganie podwozia, ustawienia klap skrzydłowych i ich utrzymanie w trzech położeniach, wysuwanie i chowanie hamulców aerodynamicznych, zmianę kąta zaklinowania usterzenia poziomego, wypuszczanie i odrzucanie spadochronu hamującego, hamowanie kół podwozia głównego, a w układzie różnicowym możliwość skręcania samolotem podczas kołowania, awaryjne i postojowe hamowanie kół podwozia głównego. Instalacja pracuje przy ciśnieniu 21 Mpa. Na ziemi korzysta się z lotniskowych agregatów zasilających.

   Instalacja pneumatyczna;

Składa się z trzech niezależnych instalacji zasilanych z butli pokładowych napełnionych azotem o ciśnieniu nominalnym 15 Mpa. Instalacja pneumatyczna pełni funkcje instalacji awaryjnych. Ustawia klapy w położenie do lądowania, wypuszcza podwozie. Instalacja standardowo otwiera i zamyka osłony kabiny i hermetyzuje zamknięcie poprzez węże. Wszystkie butle ładowane są wspólnym zaworem.

   Uzbrojenie;

Stałe składa się z dwulufowego działka.

4 węzły podwieszeń pod skrzydłami, każdy o udźwigu 500 kg, ale łączny udźwig wynosi 1 200 kg.

 

...................

 

System ratunkowy samolotu I-22 M-91 Iryda. 1989r.

Filozofia jednej decyzji.

   Jednym z nowoczesnych rozwiązań samolotu jest system ratunkowy dla załogi. Podstawą systemu są dwa fotele wyrzucane VS-1 BRI konstrukcji czechosłowackiej, stosowane w znanych samolotach L-39. Są to fotele z napędem dwustopniowym. Stopień pierwszy to teleskopowa rura wysuwająca się po odpaleniu naboju prochowego umieszczonego w łusce o średnicy 38 mm. Stopień drugi to prochowy silnik rakietowy, umieszczony pod miską siedzenia i działający przez 0,2 sekundy. W samolocie I-22 przyjęto jednak inną strategię działania niż w maszynie L-39. Oparta jest ona na filozofii „jednej decyzji”. Pilot po podjęciu decyzji o skoku, chwyta za rękojeści umieszczone na misce siedzenia i pociąga je. Wszystko co następuje później odbywa się automatycznie i nie ma potrzeby wykonywać dodatkowych czynności.

   Osłona kabiny nie jest odrzucana. Oceniono, że odrzucenie osłony, które bywa zawodne, wydłuża czas opuszczenia maszyny. W I-22 zastosowano detonacyjne kruszenie szkła owiewki. W tym czasie układ kruszenia szkła stosowano już na samolotach bojowych krajów zachodnich, ale w krajach RWPG był systemem po raz pierwszy zastosowanym. Miniaturowy, o bardzo małym przekroju, lont wprasowany jest w szkło. Ułożony jest on w charakterystyczne zygzaki, których przebieg ustalono na podstawie dziesiątek przeprowadzonych prób. Lont rozpoczyna się zdwojonym zapalnikiem elektrycznym, który jest uruchamiany z własnego źródła zasilania i nawet całkowita awaria systemu zasilania w samolocie nie ma wpływu na jego użycie. Odpalenie lontu powoduje pokruszenie szkła na drobne kawałki, odsunięcie ich od kabiny i oczyszczenie drogi dla pilota w fotelu. Wyrzucony lotnik ma spadochron plecowy, spadochronowe butle tlenowe, zasobniki awaryjne i w razie potrzeby nadmuchiwane kamizelki i łódki ratunkowe. W skład zasobnika awaryjnego wchodzi radiostacja ratunkowa, uruchamiana automatycznie w trakcie wyrzucania.

   Detonacyjne kruszenie szkła poprawia bezpieczeństwo katapultowania zwłaszcza w nietypowych położeniach samolotu. Drobny zysk na czasie to powiększenie szans na prawidłowe rozwiniecie się spadochronu pilota przy skoku z małej wysokości.

   Mimo pewności systemu kruszenia szkła konstruktorzy założyli ewentualność ”awarii w awarii”. Dlatego gdyby oszklenie nie zostało skruszone, to wzmocniony zagłówek fotela rozbije szkło i pozwoli przejść pilotowi z fotelem.

   Po wydostaniu się fotela z pilotem poza samolot uruchamia się drugi stopień wyrzucania, czyli silnik rakietowy fotela. Fotel z pilotem wznosi się na wysokość 50-70 m od linii lotu. W najwyższym punkcie następuje samoczynne oddzielenie pilota od fotela i rozpoczyna się otwieranie spadochronu pilota.

   Detonacyjny system kruszenia oszklenia kabiny był dla naszych konstruktorów wielką niewiadomą. Nie wiedziano jaki materiał prochowy zastosować, jego ilość, sposób ułożenia, wpływ na załogę, wpływ warunków atmosferycznych i procesy starzenia się. Tych informacji nie publikuje żaden producent, ani użytkownik. Zakup licencji czy samego know-how nie wchodził w grę. Problem pozytywnie rozwiązali inżynierowie z Wojskowej Akademii Technicznej i Instytutu Przemysłu Organicznego. Dużej pomocy udzielili specjaliści z Ośrodka Badawczo-Rozwojowego Fabryki Samochodów Osobowych w Warszawie. Stoiska do badań zamontowano w Zakładzie Doświadczalnym Instytutu Lotnictwa.

   Wiele czasu i wysiłku poświęcono na badania jak detonacja lontu wpływa na człowieka, wszak wybuch następuje kilka centymetrów nad głową lotnika. Ma on co prawda hełm, przysłonę i maskę tlenową, ale nie wiedziano jak zadziała fala uderzeniowa. Pod detonującą osłoną umieszczano różne zwierzęta; szczury, króliki, świnie i psy. Część zwierząt poddawano sekcji, a pozostałe poddawano dłuższej obserwacji. Całość tych badań nadzorował Wojskowy Instytut Medycyny Lotniczej. Każde niepowodzenie zmuszało konstruktorów do zmian.

   Cały długi cykl badań musiał zakończyć się próbą z udziałem człowieka. Miejsce w kabinie doświadczalnej zajął kaskader z Filmu Polskiego Jacek Kadłubowski, który przeszedł stosowne badania lekarskie przed i po próbie. Pan Jacek po wykonaniu testu stwierdził, że pieniądze które otrzyma były zarobione najszybciej i najbezpieczniej w jego życiu.

   Trzeba dodać, że prace nad systemem ratunkowym były prowadzone w świetle dwóch zasad; system ma być pewny i bezpieczny dla załogi oraz badania muszą być możliwie mało kosztowne, co w tym czasie było normą. Świadectwem oszczędności jest fakt, że stanowisko badawcze zamontowane na Lim-2 powstało drogą przeróbki z makiety kabiny I-22, wykonanej dla oceny projektu wstępnego samolotu. Ponieważ do prób należało używać sprawnego nowego fotela wyrzucanego, dlatego był to najdroższy element w próbach. Innych foteli zresztą nie było. W normalnych warunkach pilot po wystrzeleniu i oddzieleniu od fotela opada na własnym spadochronie, a fotel spada na ziemię uszkadzając się przy zderzeniu z ziemią. Dlatego specjaliści z Zakładów Aviotex w Legionowie opracowali układ odzyskowy dla fotela. Fotel otrzymał własny spadochron i po oddzieleniu się od manekina opada na tym spadochronie. System zdał egzamin i przyczynił się do obniżenia kosztów.

   Ponieważ fotel VS-I-BRI gwarantuje ratunek przy prędkości powyżej 150 km/h, dlatego postanowiono wykonać próby kompleksowe; kruszenie osłony, wyrzucenie fotela z manekinem. Próby postanowiono wykonywać na ziemi, gdyż dawało to otrzymanie granicznych wartości, czyli minimalna prędkość 150 km/h i wysokość 0 m. Gdzie jednak znaleźć pojazd, który rozpędzi całą kabinę i utrzyma prędkość 150 km/h? Początkowo próbowano ustawić stanowisko testowe w strumieniu gazów wylotowych innego samolotu. Było to jednak kłopotliwe i trudne dla pomiarowców.

   Bardziej zasadne okazało się umieszczenie stanowiska badawczego na grzbiecie innego samolotu. Wojska Lotnicze przekazały do prób wysłużony egzemplarz MiG-15 UTI. I te próby nie przebiegły bez niespodzianek. Już podczas pierwszej jazdy samolot ze stanowiskiem badawczym bardzo szybko osiągnął prędkość 150 km/h, a silnik pracował na minimalnych obrotach. Spowodowało to nie uruchomienie się prądnicy, która miała dostarczać energię elektryczną dla kamer filmujących przebieg próby. Dlatego za samolotem dodano spadochron hamujący, który zmusił silnik do pracy na wyższych obrotach.

   Próby zakończono sukcesem i wdrożono do produkcji seryjnej. Próbami kierował kierownik Zakładu Badań w Locie Instytutu Lotnictwa mgr inż. Władysław Wyszyński.

 

....................................

Konstrukcja PZL I-22 M-91, M-93 Iryda

   Dwusilnikowy grzbietopłat. Konstrukcja z blach i profili duralowych z zastosowaniem stali stopowych i kompozytów. Przystosowany do lotów w trudnych warunkach atmosferycznych i w nocy. Samolot został zaprojektowany w oparciu o wymagania Polskiego Ministerstwa Obrony Narodowej z 1992r., spełniał także brytyjskie przepisy AP970. Odnośnie charakterystyk lotnych i eksploatacyjnych samolot spełniał normę MIL-F-875 B/ASG.

   Skrzydło o obrysie trapezowym, krawędzi spływu prostopadłej do osi symetrii i skosie krawędzi natarcia +14,46 stopnia, konstrukcji półskorupowej, nitowanej, dwudźwigarowy, niedzielony, geometryczne i aerodynamicznie skręcony. Żebra siłowe płata frezowane z duraluminium. Profil zmienny wzdłuż rozpiętości NACA64A010 i NACA64A210. Wznios skrzydeł ujemny: -3 stopnie, kąt zaklinowania 0 stopni, skręcenie geometryczne 1,73 stopnia. Klapy jednodźwigarowe, szczelinowe o konstrukcji metalowej, wychylane do startu i lądowania, trójpodporowe. Lotki o konstrukcji metalowej, wyważane masowo, wychylane różnicowo. Światła pozycyjne umieszczone na końcach skrzydeł. Reflektory do lądowania wysuwane z dolnej powierzchni każdego skrzydła. W kesonie miedzy dźwigarami integralne zbiorniki paliwa, struktura płata wzmocniona w miejscach mocowania czterech belek podwieszenia uzbrojenia, węzły zewnętrzne tzw mokre ( przystosowane do podwieszania dodatkowych zbiorników).

   Kadłub o przekroju owalnym, spłaszczony u dołu. Konstrukcja półskorupowa z wręgami z duraluminium i podłużnicami. Technologicznie podzielony na cztery części; nosową, przednią, środkową i tylną. Nosowa mieści komorę podwozia przedniego i przedział elektroniki. Przednia zwana także kabinową obejmuje szczelne kabiny załogi, pod podłogą kabin węzły mocowania działka, zasobnik amunicyjny, elementy układu sterowania i luk wyposażenia radioelektronicznego. Środkowa część jest siłową o wzmocnionych wręgach. Tutaj przy pomocy czterech okuć mocowane jest skrzydło. Tu znajdują się chwyty i kanały powietrzne, silniki, podwozie główne i agregaty instalacji pokładowych. W rejonie silników pokrycie wykonano z blachy tytanowej stanowiącą przegrodę ogniotrwałą. Tylna cześć kadłuba o przekroju stożkowym o konstrukcji półskorupowej mieści butle instalacji pneumatycznej i gaśniczej, na grzbiecie przed usterzeniem znajdują się płytowe hamulce aerodynamiczne. W zakończeniu tylnej części kadłuba mieści się zasobnik spadochronu hamującego.

   Kabina załogi ciśnieniowa, wentylowana i klimatyzowana. Zasilana z upustów sprężarek silników. Powietrze z układu klimatyzacji/wentylacji zasila także przeciwprzeciążeniowe kombinezony pilotów, używane podczas akrobacji. Warunki ciśnieniowe i wentylacyjne zachowane są także przy jednym pracującym silniku. Przewyższenie tylnej kabiny nad przednią 404 mm . Dwie indywidualne osłony kabin z pleksiglasu, otwierane do góry do tyłu. Pomiędzy otwieranymi osłonami kabin łuk przejściowy. Wiatrochron wzmocniony składający się z płaskiej szyby przedniej ze szkła wielowarstwowego oraz dwóch okien bocznych. Szyba wiatrochronu ogrzewana elektrycznie, pozostałe szyby ogrzewane gorącym powietrzem. Fotele wyrzucane, z awaryjnym zestawem ratunkowym, skruszenie osłon kabin następuje przez lont detonacyjny. Początkowo stosowano czeskie fotele rakietowe VS-1/BRI/P, w samolotach od nr 301 angielskie Martin-Baker 10 PL. Możliwość wyrzucenia foteli przy zamkniętych kabinach - łamacze szkła wbudowane w zagłówki foteli. Spadochrony załogi typu plecowego. Instalacja tlenowa składa się z butli pięciolitrowej oraz dwóch po dwa litry.

   Usterzenie pionowe półskorupowe, trapezowe, o skosie +25 stopni i profilu NACA 64A009. Statecznik pionowy dwudźwigarowy. Ster kierunku metalowy o konstrukcji przekładkowej, trójpodporowy, jednodźwigarowy. Usterzenie poziome półskorupowe, trapezowe, o skosie +29,8 stopni, wzniosie ujemnym -6 stopni i profilu NACA 64A009. Statecznik poziomy o zmiennym kącie zaklinowania, przestawiany hydraulicznie w zakresie 0 do -8,5 stopni. Stery wysokości dwuczęściowe, o konstrukcji metalowej przekładkowej, trójpodporowe. Stery kierunku i wysokości wyważone masowo. Lampa pozycyjna na szczycie usterzenia pionowego.

   Układ sterowania sztywny, popychaczowy, ze wzmacniaczami hydraulicznymi w układzie sterowania lotkami. Sterownice zdwojone ( drążki i pedały ). Klapy, statecznik poziomy i hamulce aerodynamiczne wychylane hydraulicznie. Awaryjne wypuszczanie klap pneumatyczne. Elektryczny układ trymowania lotek, oraz steru kierunku z obu kabin. Sterowanie silnikami za pomocą układu popychaczy. Układ sterowania przystosowany do zabudowy autopilota.

   Podwozie trójzespołowe, z kółkiem przednim, chowane hydraulicznie do wnęk kadłuba, amortyzatory olejowo-powietrzne dwustronnego działania, hydrauliczne hamulce tarczowe kół głównych. Pojedyncze koła główne o wymiarach 630 x 210 mm, pojedyncze kółko przednie 430 x 170 mm, sterowane w zakresie kątów -/+45 stopni.. Koła podwozia głównego zawieszone na wahaczach, kółko przednie na wahaczowym widelcu. Niskociśnieniowe bezdętkowe opony umożliwiały użytkowanie samolotu z lotnisk trawiastych i gruntowych i niwelowało opadanie pionowe samolotu z prędkością do 3,66 m/s. Podwozie przednie i główne chowane w kierunku lotu. Wnęki podwozia zakrywane sterowanymi hydraulicznie pokrywami, które po wypuszczeniu podwozia zamykają się ponownie, chroniąc przed zanieczyszczeniami. Awaryjne pneumatyczne wypuszczanie podwozia. Na goleniach lampy sygnalizacyjne wypuszczenia podwozia.

 

...............

 

Konstrukcja PZL I-22 M-96 Iryda. 1997r.

   Kolejna próba rozwiązania problemu wprowadzenia na uzbrojenie Lotnictwa Polskiego samolotów Iryda doprowadziła do powstania kolejnej wersji tym razem oznaczonej M-96. były dwa zasadnicze elementy modernizacji. Pierwszym nowoczesna awionika, ale nie firmy Sagem. Drugim elementem była poprawa własności lotnych.

   Największe zmiany poczyniono w aerodynamice płatowca poprzez dodanie nowych elementów, których ogólny cel można sprowadzić do możliwości lotu na większych kątach natarcia.

-          Napływy ( pasma ) umieszczone przed skrzydłami, przy kadłubie. Powodują one że, skrzydła otrzymują cechy aerodynamiczne tzw skrzydeł pasmowych , powszechnie stosowanych w samolotach bojowych.

-          Turbolizatory. Specjalne niewielkie elementy zamontowane na górnych powierzchniach skrzydeł w rzędzie. Wytwarzają one odpowiednie zawirowania powietrza, utrudniając mu oderwanie się od płata.

-          Nowe klapy. Dają one większa siłę nośną przy mniejszych prędkościach.

-          Podwyższone usterzenie pionowe. Przy większym kącie natarcia spadała efektywność usterzenia pionowego. Najprostszym rozwiązaniem okazało się jego podwyższenie.

 

................

 

Wersja M-93 M.

   Wersja ta, to nie jest nic innego jak próba doprowadzenia do wspólnego standardu wszystkich ( prawie wszystkich ) wyprodukowanych samolotów I-22 i wprowadzeniu ich do uzbrojenia Polskiego Lotnictwa Wojskowego, ze wskazaniem na Marynarkę Wojenną. Była to próba ratowania majątku narodowego, w czasie gdy Program już został zamknięty.

   Samolot maił mieć podwyższone usterzenie pionowe i turbolizatory na górnej powierzchni płata, ale bez napływów ( pasm ) przed skrzydłami i nowych klap skrzydłowych. Udźwig uzbrojenia miał wzrosnąć do 2 075 kg.

 

................


Zespół napędowy - zależny od wersji.

   I-22 M-91 : dwa jednoprzepływowe silniki turboodrzutowe PZL/K-5 ( Kaszub-3 W 22 ), będące rozwojowym wariantem silnika SO-3 W z samolotu TS-11 Iskra , o masie w stanie suchym 357 kg . Ciąg startowy 2 x 1 100 kG ( 2 x 1 080 daN ). Silniki umieszczone na płatowcu pod kątem 4 stopni w dół. Dysze wylotowe silników nieregulowane. Rozruch silnika elektryczny z wykorzystaniem prądorozrusznika, który spełnia również funkcję prądnicy prądu stałego. Rozruch automatyczny ze źródła lotniskowego o napięciu 28 V lub akumulatorów pokładowych samolotu. Silniki posiadają rejestratory parametrów pracy i sygnalizatory uszkodzeń. Sygnalizacja przeciwpożarowa silników, gaśnice automatyczne w gondolach silnikowych dwukrotnego zastosowania w czasie lotu. Gaśnice uruchamiane ręcznie ( po uprzednim zamknięciu dopływu paliwa do silnika ). Wloty powietrza z kanałami owalnymi przechodzącymi w kołowe, odsunięte od kadłuba dla oddzielenia warstwy przyściennej.

   I-22 M-93 K : dwa jednoprzepływowe silniki PZL K-15 ( Kaszub-15 ) o ciągu startowym 2 x 1 500 kG ( 2 x 1 472-1 480 daN ), przy prędkości obrotowej 15 800 obr./min. Masa silnika w stanie suchym 340 kg. Resurs głównych zespołów silnika 600-1200 h. K-15 jest kolejną generacją silnika K-5. K-15 jest jednowałowym, jednoprzepływowym silnikiem wyposażonym w sześciostopniową osiową sprężarkę z naddźwiękowym pierwszym stopniem, posiada pierścieniową komorę spalania i jednostopniową turbinę. Bębnowy wirnik sprężarki posiada strukturę spawaną ze stali maraging. Łopatki wykonane z tytanu i stali nierdzewnej. Agregaty sterowane elektronicznie. Zabudowa silnika K-15 i jego instalacji na płatowcu w sposób analogiczny jak silnika PZL/K-5.


   I-22 M-93 V. W 1994r. jeden samolot prototypowy ( 1 ANP 01-06 reje SP-PWE ) został wyposażony w brytyjskie silniki. Zmieniono mu nr na nr 1 ANBP 01-01 pozostawiając rejestrację SP-PWE.
   I-22 M-93 V : dwa silniki Rolls Royce Viper 535 o ciągu startowym 2 x 1 500 kG ( 2 x 1 492 daN ) i masie 358 kg każdy. Zabudowa silnika Viper i jego instalacji na płatowcu w sposób analogiczny jak silnika PZL/K-5.

 

...............

 

Instalacje.
   Instalacja paliwowe składa się z siedmiu zbiorników wewnętrznych, w tym trzy skrzydłowe integralne o pojemności 1 140 litrów oraz kadłubowe: przedni, tylny i dwa rozchodowe o pojemności 1 270 litrów. Łącznie 2 419 litrów. Na wewnętrznych belkach podwieszeń od skrzydłami mogą być podwieszane zbiorniki paliwa o pojemności 2 x 380 litrów, adaptowane z samolotu Lim-6, odrzucane puste lub pełne w locie przez załogę. W przypadku odpadnięcia jednego ze zbiorników automatyczne odrzucany jest drugi. Instalacja paliwowa umożliwia lot odwrócony przez 30 sekund. Dwie pompy paliwa o napędzie elektrycznym i dwie niezależne linie podania paliwa do każdego silnika. Dodatkowo z zaworem umożliwiającym podanie paliwa przez jedną pompę do obu silników, w przypadku awarii drugiej pompy. Jedna pompa wystarcza na zasilanie obu silników. Wszystkie zbiorniki paliwowe połączone są ze sobą systemem rur i zaworów. Dzięki nim w pierwszej kolejności opróżniane są zbiorniki podwieszane, a następnie skrzydłowe. Przetaczanie paliwa ze zbiorników podwieszanych i skrzydłowych do zbiorników kadłubowych odbywa się za pomocą sprężonego powietrza. Napełnianie zbiorników centralnym zaworem lub indywidualnie do każdego zbiornika. Centralny zawór umieszczono w lewej gondoli silnikowej i jest przystosowany do typowych urządzeń lotniskowych. Indywidualne napełnianie każdego zbiornika stosowane jest w sytuacjach braku typowych urządzeń lotniskowych. Zapas paliwa kontrolowany jest za pomocą paliwomierza pojemnościowego. Wskaźnik paliwomierza umieszczony jest w obu kabinach. Podaje sumaryczną ilość paliwa w zbiornikach wewnętrznych i osobno ilość paliwa w kadłubie. Sygnalizacja świetlna podaje; opróżnienie zbiorników podwieszanych, opróżnienie zbiorników skrzydłowych i krytyczną pozostałość paliwa.


   Instalacja hydrauliczna – jest podstawową instalacją siłową w samolocie. Medium jest olej AMG-10 o ciśnieniu 21 Mpa. Instalacja składa się z dwóch niezależnych układów; instalacja główna i instalacja wzmacniaczy. Obwód główny służy do; chowania i wypuszczania podwozia, ustawienie i utrzymanie klap zaskrzydłowych w trzech położeniach, wysuwanie i chowanie hamulców aerodynamicznych,  zmiany kąta zaklinowania statecznika poziomego, hamowania kół z zastosowaniem systemu przeciwpoślizgowego ( ABS ) oraz awaryjne i postojowe hamowanie kół podwozia głównego, sterowania kółkiem przednim, zrzutu spadochronu hamującego. Natomiast obwód wzmacniaczy służy do napędu wzmacniaczy lotek, w przypadku jego awarii sterowanie lotkami ręczne. Układ ten zmniejsza wysiłek pilota. W każdym z obwodów znajduje się hydroakumulator zapobiegający pulsacji cieczy roboczej oraz zapewnia pokrycie gwałtownego wzrostu zapotrzebowania wydatków obwodów wykonawczych. Trzeci hydroakumulator podtrzymuje ciśnienie w odrębnym obwodzie awaryjnego i postojowego hamowania kół podwozia głównego. Ciśnienie we wszystkich trzech hydroakumulatorach oraz położenie zaklinowania statecznika poziomego jest uwidocznione w każdej kabinie. Lampki sygnalizacyjne informują o położeniu podwozia, klap, hamulców aerodynamicznych i nadmiernym spadku ciśnienia w obu instalacjach. Możliwość zasilania z lotniskowej instalacji hydraulicznej jest wykorzystywana przy prowadzeniu prób systemów z wyłączonymi silnikami.


   Instalacja pneumatyczna – składa się z trzech odrębnych obwodów zasilanych azotem z butli o ciśnieniu 15 Mpa. Pierwszy obwód służy do - awaryjne wypuszczanie podwozia, drugi - klap skrzydłowych w położenie do lądowania, trzeci - pozwala na otwieranie i uszczelnianie kabin załogi, zasilanie instalacji przeciwoblodzeniowej cieczowej wiatrochronu oraz ciśnieniowanie zbiorników płynu hydraulicznego dla zapewniania niezawodnej pracy instalacji na większych wysokościach. Aktualne ciśnienie w obwodach wypuszczania podwozia i klap wskazywane jest w obu kabinach. Ciśnienie w butli zasilającej trzeci obwód jest widoczne na manometrze obok końcówki centralnego ładowania wszystkich butli.

   Instalacja elektryczna – Urządzenia elektryczne samolotu zasilane są; 1 prądem stałym 28 V, gdzie przewodem minusowym jest konstrukcja płatowca. 2 prądem przemiennym jednofazowym 115 V 400 Hz. 3 prądem przemiennym trójfazowym 36 V 400 Hz. Głównym źródłem zasilania prądem stałym są dwa prądorozruszniki typu PR-9 o mocy 9 kW każdy. W warunkach normalnych prądnice są obciążone najwyżej 50 % mocy znamionowej. W sytuacji awarii jednej z nich druga przejmuje całkowicie pracę. W sytuacji awarii obu prądnic, niezbędny prąd do ukończenia bezpiecznie lotu pochodzi z dwóch akumulatorów kadmowo-niklowych typu 20 NKBN-25. Prąd przemienny 115 V 400 Hz wytwarzają dwie przetwornice tranzystorowe o mocy 1 kVA każda. Po awarii pierwszej przetwornicy druga załącza się automatycznie. Prąd przemienny trójfazowy 36 V 400 Hz produkują dwie przetwornice elektromaszynowe o mocy 500 VA każda. Podobnie jak wyżej stale pracuje jedna, a druga załącza się automatycznie w przypadku awarii pierwszej. Te awaryjne przełączenia sygnalizowane są w obu kabinach.

   Instalacja elektryczna zasila wyposażenie pilotażowo-nawigacyjne, oświetlenie wewnętrzne i zewnętrzne, pokładowy system diagnostyczno-sterujący. Możliwość zasilania z lotniskowej instalacji elektrycznej. Światła pozycyjne umieszczono na końcach skrzydeł oraz usterzeniu pionowym. Mogą być przyciemniane. Zapala się je i gasi przyciskiem na dźwigni sterowania silnikami. Na górnej i dolnej powierzchni kadłuba umieszczono błyskowe światła antykolizyjne. Reflektory do lądowania w liczbie dwóch sztuk są wysuwane z dolnej powierzchni skrzydeł. Po wypuszczeniu i zablokowaniu podwozia zapałają się na goleniach białe światła, które są sygnalizacją dla lotniskowej kontroli lotów. Obsługa techniczna na ziemi korzysta z przenośnych lamp podłączanych do siedmiu gniazdek rozmieszczonych w różnych miejscach płatowca. Gondole silnikowe i dwa przednie przedziały awioniki wyposażono w stałe lamp, które zapalają się po odchyleniu osłony.

 

   Układ diagnostyczny - Odrębną istotną częścią instalacji elektrycznej jest pokładowy system diagnostyczno-rejestrujący. Składa się on z wielu czujników na różnych instalacjach i silnikach. Czujniki te przetwarzają parametry tych instalacji na analogowe lub binarne sygnały elektryczne, te zaś są zapisywane w rejestratorze pokładowym umieszczonym u nasady statecznika pionowego. Po połączeniu z naziemną częścią systemu można z tych zapisów wnioskować o stanie technicznym urządzeń i podejmować profilaktyczne działania.

 

   Instalacja przeciwoblodzeniowa - obejmująca wloty powietrza do silników oraz wiatrochron, odladzane gorącym powietrzem za sprężarek silników. Wiatrochron posiada instalację natrysku spirytusu oraz elektryczną instalację ogrzewania szyby przedniej.

 

   Instalacja przeciwpożarowa – przeznaczona do sygnalizowania i gaszenia pożaru w gondolach silnikowych. Pożar sygnalizowany jest świetlnie w obu kabinach i w słuchawkach obu lotników. Gaszenie jest uruchamiane, po uprzednim przestawieniu zaworu paliwowego dla palącego się silnika, poprzez naciśnięcie przycisku w pierwszej lub drugiej kabinie. Medium gaszącym jest freon. Podczas jednego lotu instalację gaśniczą można uruchomić dwukrotnie.

 

..............

 

Awionika.

   Wyposażenie awioniczne M-91.

   Wyposażenie – M-91; Pozwala na wykonywanie zadań w trudnych warunkach atmosferycznych w dzień i w nocy. System łączności zewnętrznej i wewnętrznej oparty jest na wielokanałowej radiostacji starowanej z obu kabin, pracującej w zakresie VHF 110...149,975 MHz oraz w zakresie UHF 220...399,975 MHz. W radiostację wbudowano telefon pokładowy. Telefon ten umożliwia łączność pomiędzy lotnikami, ale także na stojance z mechanikiem obsługi startowej, który własny telefon wpina w jedno z dwóch gniazd umieszczonych na lewym boku kadłuba.

   Ponieważ jest to samolot treningowy, połączenie przyrządów pokładowych dostosowane jest do szkolenia ucznia w rozwiązywaniu problemów w sytuacjach awaryjnych. Instruktor przez przestawienie przełączników, może symulować uszkodzenie różnych przyrządów w kabinie ucznia. Może także odłączyć zasilanie wzmacniaczy lotek. Każda ingerencja instruktora jest automatycznie zapisywana przez rejestrator pokładowy.

Pozostałe urządzenie;

-          Automatyczny radiokompas.

-          Radiowysokościomierz małych wysokości.

-          Odbiornik sygnałów radiowych informujący o przelocie nad radiolatarnią.

-          System identyfikacji samolotu.

-          System aktywnej odpowiedzi do współpracy z naziemnymi radiolokacyjnymi systemami wykrywania, naprowadzania i lądowania.

-          System ostrzegawczy, ostrzegający świetlnie i dźwiękowo o namierzeniu samolotu przez stację radiolokacyjną.

 

   Wyposażenie awioniczne wersji M-93.

  Wyposażenie - M-93: identyczny w obu kabinach zestaw analogowych przyrządów pokładowych, radiostacja VHF/UHF RS6113, system przewodowej łączności wewnętrznej i z obsługą naziemną, radiokompas ARK-15M, radiowysokościomierz RL-750W, odbiornik markera radiolatarni ORS-2M, transponder systemu "swój-obcy" SRO-2, system ostrzegania o opromieniowaniu wiązką radiolokacyjną SPO-10, system umożliwiający tworzenie sytuacji awaryjnych przez instruktora w przedniej kabinie, fotokarabin S-13-100, ewentualnie kamera do kontroli wyników użycia uzbrojenia SSz-45-1-100-05, żyroskopowy celownik strzelecki ASP-PFD-I22 z elektronicznym blokiem sterowania, analogowy system sterowania uzbrojeniem ( UWS ).


   Wyposażenie awioniczne wersji M-93 S.

   W dniu 26.05.1994r. oblatany został przebudowany samolot nr 1 ANP 01-05 rejestracja SP-PWD z jeszcze bardziej rozbudowaną awioniką francuskiej firmy Sagem. Był to zarazem początek prób w locie najnowocześniejszego systemu celowniczo-nawigacyjnego, automatyczny, jaki był kiedykolwiek zainstalowany na samolocie wojskowym w Polsce.

   W skład nowych urządzeń awionicznych  weszły; wskaźnik przezierny HUD firmy Ferranti, dwa uniwersalne ekrany telewizyjne EFIS firmy Bendix/King oraz system nawigacyjny Uliss, złożony z; komputera nawigacyjnego, platformy żyroskopowej i centrali danych aerodynamicznych. Platforma żyroskopowa jest sprężynowa. Laserowa okazała się zbyt droga i bardziej skomplikowana.

   System nawigacyjny, choć nie widoczny na pierwszy rzut oka, stał się najistotniejszym nowym elementem zwiększający skokowo możliwości samolotu. Teraz nawigacja jest tak dokładna, że na jedną godzinę lotu odchylenie kursu wynosi zaledwie 200 metrów. Jest to pierwszy w Polsce niezależny od nadajników naziemnych system nawigacyjny, którego nie można porównać z posowieckim systemem bliskiej nawigacji RSBN. Tak duża dokładność badanego systemu jest możliwa dzięki współpracy z układem GPS, który koryguje dryf platformy żyroskopowej. Karta układu GPS została wbudowana w komputer nawigacyjny. W 1994r. Polska nie miała dostępu do wszystkich kodów układu GPS, które i tak na czas wojny byłyby zmienione. Ale nawet przy braku GPS sama platforma zapewnia dokładność rzędu 1 800 metrów na godzinę lotu. Mało tego system pozwala na korygowanie położenia samolotu względem punktów orientacyjnych o znanych współrzędnych. Można wprowadzić do 60 punktów, np.; zapasowe lotniska, planowane cele, itp. Punkty można wprowadzić przed lotem lub w jego trakcie.

   Ważnym elementem nowej awioniki jest CDU – Computer Display Unit. Pełni on rolę terminala komputerowego. Składa się on z ekranu i zestawu przełączników. W samolocie demonstracyjnym CDU umieszczono tylko w pierwszej kabinie, po lewej stroni tablicy. Na ekranie można konfigurować kompozycje obrazu, zestaw informacji, np. kolejność czynności w sytuacjach awaryjnych ( w samolocie Su-22 jest ich około 50 ). Dotychczas pilot musiał znać je na pamięć, a w stresie bywa różnie. Poprzez CDU wprowadza się współrzędne. CDU podaje automatycznie wszystkie informacje na temat trzech najbliższych lotnisk.

   CDU współpracuje z HUD. Pilot może rozpoznany cel widoczny w HUD oznaczyć specjalnym znacznikiem i po naciśnięciu jednego przycisku uzyskać informacje na temat jego współrzędnych geograficznych i jego przewyższenie. Można przechować do 15 takich informacji, a nawet przekazać je np. innej grupie uderzeniowej.

   W tylnej kabinie zamontowano RHUD, czyli tylny HUD prezentowany na ekranie. Ma to kapitalne znaczenie w procesie szkolenia. Zajmujący tylny fotel instruktor na bieżąco śledzi i koryguje ewentualne błędy szkolonego pilota. Dotychczas instruktor śledzi tylko ogólne warunki lotu i czuwa nad bezpieczeństwem. Mając RHUD na bieżąco widzi efekty pilotowania i celowania.

   HUD wyposażono w małą kamerę i wszystkie obrazy pokazane przez wskaźnik przezierny jest filmowany na standardowej kasecie VHS. Po locie można wspólnie, oglądając film, prześledzić pozytywne i negatywne zachowania.

   EFIS to dwa identyczne urządzenia-ekrany, które są nawzajem wymienne. W przypadku awarii jednego z nich drugi może przejąć jego zadania. Jeden ekran pełni rolę elektronicznej busoli, drugi jest powtórzeniem widoku HUD. Busola pełni rolę radiokompasu. Może zostać wyświetlony tylko wycinek pełnej skali. Może prezentować kierunek i siłę wiatru, odległość od punktów nawigacyjnych i inne. Należy podkreślić, że wszystkie jednostki pomiarowe są w jednostkach anglosaskich, gdyż taki standard panuje w NATO, ale nie byłoby problemu w przeskalowaniu na jednostki metryczne w układzie SI. ( Wówczas jeszcze Polska nie należała do NATO ).

   System jest zabezpieczony przed awariami w postaci systemu samokontroli. Na HUD podawana jest informacja o awarii, a na CDU można otrzymać informacje o następstwach tej awarii. Pilot ma cały czas pełny wgląd w stan poszczególnych podzespołów samolotu, zna konsekwencje awarii i może podejmować optymalne decyzje. W przypadku znacznego spadku mocy zasilania, np. awaria prądnic, system wyświetli tyko najistotniejsze informacje umożliwiające powrót na lotnisko.

   Logika kabiny jest tak przemyślana, że zachowano kilka podstawowych mechaniczno-analogowych przyrządów jako ostateczną deskę ratunku.

   Na pokładzie zamontowano standardowy rejestrator SARPP, elektroniczny rejestrator pracy silników warszawskiego ATM oraz całkowitą nowość w Polsce, urządzenie MBM, czyli moduł pamięci pęcherzykowej. Jest on zbliżony do tych stosowanych w jednostkach bojowych NATO. Za pomocą kasety wprowadza się ją do systemu pokładowego, a następnie odczytuje przebieg misji. Jest to za tym nic innego jak rejestrator eksploatacyjny.

   Całość programu zmodernizowanej Irydy obejmowała 35 lotów. Loty wykonywali piloci doświadczalni Grzegorz Warkocki ( były pilot Su-20 ) i Tadeusz Lechowicz ( były pilot MiG-21 MF ). Pierwsze trzy loty miały na celu sprawdzenie czy nowe urządzenia nie spowodowały zmiany charakterystyk lotnych maszyn. Pierwszy lot z uruchomioną awioniką Sagem został wykonany w dniu 1.06.1994r. i miał na celu kalibrowanie statyczne przyrządów oraz sprawdzenie wskazań wskaźnika kątów natarcia. Pierwszy lot nawigacyjny wykonano w dniu 15.06.1994r. i był to 10 lot testowy. Od 11 lotu rozpoczęto próby nad poligonem z zastosowaniem różnego typu uzbrojenia; działko pokładowe, bomby, niekierowane pociski rakietowe. Prowadzono także próby w nawigacji z zastosowaniem układów GPS i platformy bezwładnościowej. Systemy te pozwalały prowadzić Irydę jak po sznurku, z dokładnością do pojedynczych metrów. Tego w tym czasie nie potrafił żaden eksploatowany w naszym lotnictwie wojskowy samolot.

   Trzeba zaznaczyć, że przy użyciu nowej awioniki realne stało się użycie na I-22 kierowanych pocisków rakietowych klasy powietrze-powietrze np.; R-60 MK. W perspektywie możliwe byłoby zabudowanie układu rozpoznania i odpowiedzi produkowanego przez Radwar na licencji Thomsona, dalmierza laserowego oraz urządzeń obserwacji i rejestracji obrazu w podczerwieni.

   W razie wdrożenia systemu do produkcji seryjnej miano dokonać pewnych dalszych zmian, aby środowisko pracy pilota było bardziej czytelne. W drugiej kabinie także zamontowano by CDU. Należałoby zmienić drążek sterowy i sterownice silników w myśl układu HOTAS, przenosząc na nie część przełączników.

   Wymierne efekty z nowej awioniki to bez wątpienia możliwość wykonania ataków wcześniej niemożliwych lub małoskutecznych. Wyjście na cel punktowy w ściśle określonej porze. Wyjście na zadany punkt w „każdych” ( trudnych ) warunkach atmosferycznych. Mimo użycia niekierowanego uzbrojenia samolot okazał się skuteczniejszy od bojowego Su-22 M 4. Wnioski z badań określane są w opracowaniach jednoznacznie: I-22 M-93 S stał się maszyną szkolno-bojową, umożliwiającą realizację zadań szkolenia zaawansowanego i w ograniczonym zakresie wykowania misji bojowych - wsparcia ogniowego i rozpoznania. MON deklarowało w tym okresie zakup trzech maszyn w wersji szkolno-treningowej w 1994r., kolejnych czterech w roku następnym ( łącznie zamierzano osiągnąć stan ok. 40 szt. ).

   W dniu 31.12.1994r. samolot M-93 uzyskał świadectwo o zdolności do eksploatacji w Polskich jednostkach wojskowych. Niestety z tego niewiele wynikało.

 

Wyposażenie awioniczne wersji M-96.

   Wyposażenie M-96 - platforma bezwładnościowa Sextant-Avionique, wyposażenie nawigacyjne ( GPS, IFF, ILS ), radiowysokościomierz RWL-750M, wyświetlacz HUD i jego repetytor, dwa monitory wielofunkcyjne ( EFIS ).

   Niestety, przez dwa lata nie udało się  uzyskać scalenia awioniki. Nie osiągnięto zamierzonych rezultatów.


......................

Uzbrojenie I-22.

   Stałe : dwulufowe 23 mm działko lotnicze GSz-23 Ł o masie 50,5 kg , umieszczone pod kadłubem na wysokości kabin załogi, z zapasem amunicji 200 naboi. Przy załadowaniu 50 naboi możliwe jest odzyskanie wystrzelonych łusek i ogniw taśmy.

   Podwieszane : 4 belki UBP-I-22 o nośności 4 x 500 kg, jednakże maksymalny udźwig uzbrojenia dla samolotu z silnikami K-5 wynosił 1 100 - 1 200 kg , z silnikami K-15 – 1 800 kg . Możliwe było zastosowanie kilkunastu kombinacji uzbrojenia ćwiczebnego i bojowego: bomb o wagomiarze 50 kg ( P-50 ) lub 100 kg ( FAB-100, OFAB-100M ) na belkach wielozamkowych MBD2-67U, podwieszanych pojedynczo bomb 250 kg ( FAB-250TSz, FAB-250-M-46, ZAB-250-200 ) lub 500 kg ( FAB-500-400, FAB-500-M-62 ), wyrzutni 57 mm niekierowanych pocisków rakietowych S-5 na 8, 16, 32 pociski ( Mars-2, Mars-4 , UB-16-57U, UB-32A-1), wyrzutni 80 mm niekierowanych pocisków rakietowych na 20 pocisków ( B-8 M ), kierowanych pocisków powietrze-powietrze ( R-3S, R-60MK ), zasobników strzeleckich UPK-23-250 z działkami 23 mm , zasobników Zeus-1 z 7,62 mm km, zasobników rozpoznawczych Saturn .

   W przypadku szerszego wprowadzenia samolotu I-22 do jednostek bojowych Polskiego Lotnictwa możliwa była zapewne integracja samolotu z innymi wzorami uzbrojenia lotniczego używanymi wówczas w Polsce: zasobnikami bomb kasetowych, minowymi, rozpoznawczymi, itp.

 

 

Samolot I-22 AN 001-03 nb 103 prezentuje możliwe uzbrojenie. 1994r.

 

 

Dane T-T

 

I-22 / M-91

1985r.

M-93 K 1992r.

M-93 V

1994r.

M-96

1997r.

M-93 M

Około1999r.

 

Wymiary

 

 

 

 

 

 

Miano

R

 

9,60

9,60

9,60

9,60

9,60

M.

D

 

13,22

13,22

13,22

13,22

13,22

M.

H

 

4,30

4,30

4,30

4,60

4,80

M.

Pow. nośna

 

19,92

19,92

19,92

19,60

19,92

M2

Masa

Własna

4 675

4 600 - 4 650

4 600

4 600

4 680

Kg

 

Całkowita

6 100

5 850 – 6 700

5 850 – 6 700

6 700

 

Kg

 

Max

6 700 - 7 493

8700

 

 

9 000

Kg

 

Ładunku

1 100 – 1 200

1 800

1 800

1 800

2 075

Kg

 

Paliwo

 

 

 

 

 

Kg

Prędkość

Max

785 - 835

918 - 943

940

940

950

Km/h

 

Max z podwieszeniami

694

720

 

 

 

Km/h

 

Max

0,8

0,83

0,82

0,83

 

Ma

 

Wznoszenia

25,3-27,0

42,03

190 s na 6 000 m

41

41

41

M/s

 

Wznoszenie z uzbrojeniem

16,8

 

 

 

 

 

 

Przelotowa

 

 

 

 

 

Km/h

 

Lądowania

246

204 - 246

204 - 246

185

207

Km/h

Zasięg

Max

1 150

1 150

 

 

 

Km

 

Z ładunkiem

605

 

 

 

 

Km

Promień

Działania bojowego

200

250

 

 

 

 

Długotrwałość

lotu

2,55

2,55

 

 

 

godz

Pułap

 

11 000

13 750

13 700

 

13 450

M.

Rozbieg

 

1 200

725

740

600

760

M.

Start

Na 15 m

1 800

895

1 140

840

 

M

Dobieg

Ze spadochronem

370

380 – 415

410

380

370

M

Dobieg

Bez spadochronu

 

570

540

 

 

M

Lądowanie

Z 15 m

950

915

950

706

 

M

Przeciążenie

g.

-4/+7,3 z podwieszeniami -3/+6

-4/+8

-4/+8

-4/+8

-4/+8

 

Silnik

Typ

K-5

K-15

Viper

K-15

K-15

 

 

Ciąg

2 x 1 080 daN

2 x 1 480 daN

2 x 1 490 daN

2 x 1 480 daN

2 x 1 480 daN

 

Załoga

 

2

2

2

2

2

 

 

PZL I-22 Iryda.