Gardan GY-120

GY-120
Rola	Dwumiejscowy ultralekki
Pochodzenie narodowe	Francja
Producent	Société des Avions Yves Gardan
Projektant	Yves Gardan
Pierwszy lot	27 kwietnia 1984
Numer zbudowany	1

Gardan GY-120 był pojedynczym silnikiem, ultralekkim skrzydłem parasolowym z dwoma miejscami siedzącymi w tandemie , zaprojektowanym i zbudowanym we Francji w latach 80. Nie wszedł do produkcji.

Projektowanie i rozwój

Prace projektowe nad GY-120, pierwszym ultralekkim samolotem Yves Gardan, rozpoczęły się w czerwcu 1982 roku. Prototyp został zbudowany w październiku tego samego roku i pojawił się bez lotu na pokazie lotniczym w Paryżu w 1983 roku. Pierwszy lot odbył się 27 kwietnia 1984 roku.

GY-120 miał konstrukcję rurową ze stopu aluminium, naprężoną zgodnie ze standardem FAR 23. Jego skrzydło parasola było proste i miało stałą cięciwę , na której znajdowały się lotki o połowie rozpiętości . Skrzydło było podparte od dołu przez parę przednich i tylnych rozpórek w kształcie odwróconej litery V, od górnych podłużnic kadłuba do jego linii środkowej. Te rozpórki podtrzymywały również podłużny odwrócony słupek w kształcie litery V , do którego przymocowano liny do lądowania . Latające druty usztywniały skrzydło od dołu do dolnej części kadłuba. Kadłub był płaski, płetwa i ster prosty. Przednia krawędź płetwy została zmieciona, a głęboki, prawie prostokątny ster sięgał między sterami wysokości , zamontowanymi na stateczniku poziomym w górnej części kadłuba, do stępki. Dwa siedzenia w tandemie zostały umieszczone pod skrzydłem w ciągłym otwartym kokpicie. GY-120 miał stałe konwencjonalne podwozie , z kołami głównymi na półosiach i ramionami promieniowymi zamontowanymi na linii środkowej kadłuba i blisko pionowych gumowych nóg kompresyjnych przymocowanych do boków kadłuba. Koła główne miały hamulce, a koło tylne było sprężynowe.

Jedyny zbudowany GY-120 był napędzany dwucylindrowym rzędowym , dwusuwowym silnikiem Hirth 270 o mocy 30 kW (40 KM ), chociaż został zaprojektowany do współpracy z różnymi silnikami o mocy 26-45 kW (35-60 KM) zakres.

Specyfikacje

Dane z Ultralight i Microlight Aircraft of the World

Charakterystyka ogólna

• Pojemność: dwa
• Długość: 5,80 m (19 stóp 0 cali)
• Rozpiętość skrzydeł: 10,00 m (32 stopy 10 cali)
• Wysokość: 2,50 m (8 stóp 2 cale)
• Powierzchnia skrzydła: 17,5 m ² (188 stóp kwadratowych)
• Współczynnik proporcji: 5,7
• Masa własna: 145 kg (320 funtów)
• Maksymalna masa startowa: 340 kg (750 funtów)
• Pojemność paliwa: 30 l (7,9 galona amerykańskiego; 6,6 galona imp)
• Silnik: 1 × Hirth 270R-03E , chłodzony powietrzem, dwucylindrowy, rzędowy , dwusuwowy , 30 kW (40 KM) przy 7000 obr./min, pasek zębaty, redukcja prędkości wyjściowej 2,7: 1
• Śmigła: 2-łopatowe, średnica 1,40 m (4 stopy 7 cali).

Wydajność

• Maksymalna prędkość: 120 kilometrów na godzinę (75 mph, 65 PLN)
• Prędkość przelotowa: ekonomiczna 75 km/h (47 mph, 40 kn).
• Prędkość przeciągnięcia: 38 kilometrów na godzinę (24 mph, 21 PLN)
• Zasięg: 400 km (250 mil, 220 mil morskich) przy średniej prędkości przelotowej
• Pułap serwisowy: serwis 2500 m (8200 stóp).
• Limity g: +6,6/-3,3 superumiejętności
• Maksymalny współczynnik schodzenia: wyłączenie zasilania 10:1 przy 65 km/h (40 mph)
• Szybkość wznoszenia: maksymalnie 2,5 m/s (490 stóp/min) na poziomie morza
• Szybkość opadania: minimum 1,8 m/s (350 stóp/min) przy 65 km/h
• Obciążenie skrzydła: maksymalnie 19,4 kg/m2 ^{( 4,0 funty/stopę kwadratową).}
• Moc/masa : maksymalnie 11,4 kW/kg (18,8 KM/funt) przy MTOW
• Odległość startu: 40 m (130 stóp)
• Odległość lądowania: 35 m (115 stóp)