El Learjet 25 es un avión comercial a reacción de alta velocidad, bimotor y con capacidad para diez pasajeros (dos tripulantes y ocho pasajeros) fabricado por Learjet . Es una versión alargada del Learjet 24 .
El primer Modelo 25 voló el 12 de agosto de 1966 y la primera entrega fue en noviembre de 1967. [1]
El Learjet 25 es similar al modelo 24, pero es 1,27 m (4 pies 2 pulgadas) más largo, lo que permite llevar a tres pasajeros adicionales. En 1970, se fabricó el Learjet 25B junto con el Learjet 25C en el mismo año. El desarrollo del tipo continuó con los modelos 25D y 25G, que incluían motores CJ610-8A más avanzados y un aumento del techo a 51.000 pies.
En 2018, los Learjet 25 de la década de 1970 se vendieron por menos de 200.000 dólares. [2]
Dos motores turborreactores de flujo axial de un solo rotor General Electric CJ610-6 están montados en pilones en el fuselaje de popa. Cada motor tiene una potencia nominal de 2950 libras de empuje a nivel del mar. Los compartimentos del motor constan de un compresor de flujo axial de ocho etapas acoplado directamente a una turbina de dos etapas, un sistema de combustión anular de flujo continuo, álabes guía de entrada variables, purga entre etapas controlada del compresor, tobera de escape y sistema de accionamiento de accesorios. El encendido inicial lo proporciona un sistema de descarga de condensador de salida doble. A medida que se completa el ciclo de encendido, las bujías de encendido dejan de producir chispas y la combustión se vuelve autosostenida. Un sistema de medición de control de combustible selecciona la velocidad de flujo de combustible hacia la cámara de combustión del motor. [3]
El tacómetro de RPM operado eléctricamente consta de un generador de señales en el motor y un indicador ubicado en el centro del panel de instrumentos. Las marcas del dial se basan en el porcentaje de la velocidad máxima permitida del motor. Las marcas grandes están graduadas en incrementos del 2% desde el 0% hasta el 100% y el dial pequeño está graduado en incrementos del 1% desde el 0% hasta el 10% para permitir que los pilotos logren ajustes más precisos de la velocidad del motor. El sistema de relación de presión del motor (EPR) permite al piloto obtener la potencia necesaria para cumplir con el rendimiento certificado de la aeronave sin exceder las limitaciones del motor. Las presiones de entrada del compresor del motor y de descarga de la turbina son detectadas por el transmisor EPR y transformadas en una señal eléctrica que se transmite al indicador EPR.
El flujo de combustible se indica mediante un sistema de flujo de combustible. El flujo de combustible a través de una turbina de rotor en cada motor hace que el rotor gire y una bobina captadora emite pulsos a medida que las palas del rotor pasan a través del campo de bobinas. El voltaje de CC pulsante se promedia y se envía a través del interruptor selector al indicador de flujo de combustible.
Los sistemas de tren de aterrizaje, freno, flaps y spoilers funcionan hidráulicamente. En las aeronaves 25-061 a 25-180, las bombas hidráulicas accionadas por motor suministran fluido a una presión de 1500 psi al sistema, la presión se mantiene entre 1250 y 1500 psi mediante un regulador de presión. En las aeronaves 25-181 y posteriores, la bomba accionada por motor de volumen variable suministra fluido a una presión de 1450 psi al sistema y la presión estática se mantiene entre 1500 y 1550 psi. La sobrepresurización se evita mediante una válvula de alivio de presión que se abre a 1700 psi. Un acumulador precargado amortigua y absorbe los picos de presión. Dos válvulas de cierre accionadas por motor detendrán el flujo hidráulico a las bombas accionadas por motor en caso de emergencia. Las válvulas están controladas por el interruptor FIRE y la activación de estas válvulas se indica con luces con forma de cabeza de alfiler ubicadas en la cabina junto al interruptor FIRE.
En los aviones equipados con una bomba hidráulica auxiliar, el interruptor de la bomba hidráulica ubicado en la parte central inferior del panel de instrumentos activa la bomba hidráulica auxiliar para proporcionar presión hidráulica de reserva durante el vuelo. Un interruptor de presión activará la bomba si la presión hidráulica cae por debajo de un nivel preestablecido y desactivará la bomba cuando la presión vuelva a la normalidad. Se requiere un ciclo de trabajo de 3 minutos de encendido y un período de enfriamiento de 20 minutos de apagado para evitar el sobrecalentamiento del motor de la bomba.
El tren de aterrizaje retráctil hidráulicamente es de configuración triciclo convencional con tren delantero y tren principal de tipo amortiguador neumático-hidráulico. El tren principal tiene ruedas dobles y frenos en cada puntal. El sistema de frenos incorpora cuatro frenos de disco reforzados con sistema antideslizante integrado. La rueda delantera tiene un neumático especialmente moldeado para evitar que el agua salpique los motores.
La dirección de la rueda de morro se controla electrónicamente mediante los pedales del timón, utilizando el principio sincronizado. La presión hidráulica para la retracción y extensión del tren de aterrizaje se transmite mediante un sistema de tubos, mangueras y cilindros de accionamiento y se controla eléctricamente mediante interruptores de límite y válvulas solenoides. La extensión de emergencia se puede lograr neumáticamente en caso de falla del sistema hidráulico o eléctrico. El tren de aterrizaje principal está encerrado por dos puertas después de la retracción. Las puertas interiores se operan hidráulicamente, mientras que las puertas exteriores se operan mecánicamente mediante un varillaje conectado a los puntales del tren de aterrizaje principal. Las puertas del tren de aterrizaje delantero funcionan mecánicamente con varillajes unidos al puntal amortiguador del tren de aterrizaje delantero.
El Learjet 25 utiliza frenos de rueda como método principal para reducir la velocidad después del aterrizaje. El sistema de frenos utiliza presión hidráulica para aumentar la potencia. Las válvulas de freno se controlan a través de los frenos de punta del pedal del timón mediante conexiones mecánicas. Dos válvulas de lanzadera en las líneas de presión evitan la retroalimentación del fluido entre los pedales del piloto y el copiloto. Cuatro válvulas de lanzadera adicionales conectan el sistema neumático al sistema de frenos para el frenado de emergencia. Se instala un sistema antideslizante integral para lograr la máxima eficiencia de frenado. Para minimizar la acumulación de calor en los frenos y reducir el desgaste de los mismos, se recomienda a los pilotos desplegar los alerones al aterrizar.
Los transductores de velocidad de las ruedas en cada eje de la rueda principal inducen una frecuencia de CA en la entrada de voltaje de CC proporcional a la velocidad de las ruedas a medida que son impulsadas por las ruedas. Esta frecuencia se compara con una curva de desaceleración normal y, si se desvía, activa un pequeño motor de par en la válvula de control de la rueda afectada, que desvía la presión de frenado a la línea de retorno por medio de una válvula de carrete. A medida que la velocidad de rotación de la rueda se acelera hasta los límites de tolerancia normales, se restablece la presión de frenado normal.
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El Learjet 25 tiene generalmente cinco tanques de combustible: dos tanques de ala, un tanque de fuselaje y dos tanques de punta de ala. Cada tanque de ala se extiende desde el mamparo central hacia el exterior hasta la punta del ala y proporciona combustible independiente para cada motor. Se instala una válvula de flujo cruzado en el tanque para evitar la transferencia de combustible entre los tanques de ala. Las válvulas de retención de tipo aleta, ubicadas en las distintas costillas de las alas, permiten el flujo libre de combustible hacia el interior pero restringen el flujo hacia el exterior. Una bomba de chorro y una bomba de refuerzo eléctrica están montadas en cada tanque de ala cerca del mamparo central para suministrar combustible a presión al sistema de combustible del motor respectivo.
Los tanques de punta proporcionan capacidad de combustible adicional para permitir tiempos más prolongados en el aire. Una bomba de chorro instalada en cada tanque de punta transfiere combustible a los tanques de las alas. El combustible también puede fluir a través de las válvulas de retención de las aletas hacia los tanques de las alas, pero la mitad inferior del combustible en los tanques de punta debe transferirse con la bomba de chorro.
La mayoría de los aviones Learjet 25 estaban equipados con un tanque de combustible en el fuselaje. El tanque de combustible se puede llenar con las bombas de refuerzo de las alas a través de la línea de transferencia y la válvula de transferencia de combustible. Cuando el tanque está lleno, un interruptor de flotador desactiva las bombas de refuerzo de las alas y cierra la válvula. Durante la transferencia de combustible, la bomba de transferencia del tanque de combustible del fuselaje bombea combustible a ambos tanques de las alas.
El avión está equipado con sistemas eléctricos de corriente alterna (CA) y corriente continua (CC). El sistema de CC se alimenta mediante dos generadores de arranque de 28 voltios y 400 amperios accionados por el motor. Dos baterías de 24 voltios proporcionan energía de reserva para el sistema de CC y se utilizan para arrancar el motor. La corriente CA se proporciona mediante dos inversores de estado sólido de 1000 voltamperios (VA). Las salidas del inversor están sincronizadas en frecuencia a través de un enlace de bus en paralelo. Algunas aeronaves tienen un inversor auxiliar de 1000 VA que se utiliza como opción para aumentar la capacidad del sistema.
El control principal del vuelo se logra mediante el uso de ruedas de control duales y pedales de timón. Las ruedas de control operan el elevador y los alerones mecánicamente a través de un sistema de cables, poleas, tubos de empuje y tracción y palancas acodadas. Las funciones de compensación, manipulación del micrófono, anulación del piloto automático y los interruptores del sistema de dirección se encuentran en las ruedas de control. Los pedales del timón operan mecánicamente el timón para el control de la orientación de la guiñada. La dirección de la rueda de morro se controla eléctricamente a través de los pedales del timón.
Los flaps de ala convencionales se utilizan para mejorar las características de vuelo a baja velocidad y reducir las velocidades de aterrizaje y despegue. Los flaps se operan hidráulicamente. Los cables de interconexión sincronizan los flaps en todo su rango de recorrido y un interruptor de límite ubicado en el sector izquierdo de los flaps evita el exceso de recorrido. Una bocina de advertencia suena si los flaps se extienden más de 25 grados, a menos que el tren de aterrizaje esté bajado y bloqueado.
El sistema de advertencia de pérdida utiliza una paleta de advertencia de pérdida a cada lado del morro. Las paletas proporcionan una entrada de voltaje regulada a los transductores de ángulo de ataque, modificada por una caja de polarización de advertencia de pérdida para compensar la posición de los flaps. El transductor de ángulo de ataque suministra un voltaje proporcional al ángulo de ataque de la aeronave. Cuando la velocidad de la aeronave es un 7 % superior a la pérdida, la advertencia de pérdida activa un vibrador de la columna de control que produce una señal de sacudida de baja frecuencia a través de la columna de control para advertir a la tripulación. Cuando ambas paletas del transductor de ángulo de ataque aumentan al 5 % por encima de la pérdida, el servo de cabeceo ordena una actitud de morro abajo para la aeronave. La fuerza aplicada en la dirección de morro abajo es de 80 libras en la rueda de control. Cuando las paletas del transductor de ángulo de ataque disminuyen por debajo del punto de pérdida, se elimina el comando de morro abajo. Un indicador de ángulo de ataque traduce las señales del sistema de advertencia de pérdida en indicaciones visuales del ángulo de ataque de la aeronave y permite a la tripulación controlar la proximidad de la zona de precaución de pérdida. La cara del indicador está dividida en segmentos verde (seguro), amarillo (precaución) y rojo (peligro).
La velocidad aerodinámica se indica mediante un indicador de velocidad aerodinámica/Mach de escala dual con un solo puntero. El indicador responde a la presión dinámica de los cabezales de Pitot en el compartimento de la nariz. La escala de velocidad aerodinámica convencional está calibrada en nudos y la escala de Mach está calibrada en porcentaje de Mach y conectada a un aneroide que mueve la escala para compensar los cambios en la altitud de presión.
El aire purgado del motor se introduce a través de una válvula de control de flujo en un intercambiador de calor. La temperatura de la cabina se controla regulando la temperatura del aire purgado a presión que se dirige a través de la cabina. El aire purgado se enfría en el intercambiador de calor mediante aire de impacto que ingresa por la entrada de la aleta dorsal y pasa a través del intercambiador de calor. La cantidad de enfriamiento del aire purgado en el intercambiador de calor se puede controlar mediante la válvula de derivación de aire caliente (válvula H). La posición de la válvula H puede ser ajustada por la tripulación para aumentar o reducir la cantidad de enfriamiento del aire purgado en el intercambiador de calor.
Se utiliza un sistema de refrigeración para enfriar y deshumidificar mientras la aeronave se encuentra en tierra o en altitud por debajo de los 18 000 pies. El sistema de refrigeración consta de un compresor, un deshidratador receptor y un enfriador evaporativo ubicados sobre el compartimento de equipaje.
La cabina del Learjet 25 está presurizada para permitir operaciones a gran altitud sin el uso de oxígeno suplementario. La presión de la cabina es proporcionada por el aire acondicionado que ingresa a la cabina a través de los conductos de distribución y se controla modulando la cantidad de aire que se expulsa de la cabina. Durante las operaciones en tierra, un solenoide limita el diferencial de presión a 0,25 psi para garantizar el funcionamiento normal de la puerta y la salida de emergencia. El diferencial de presión en la altitud de crucero final se mantendrá en 8,7 psi de diferencia entre la altitud de presión y la altitud de la cabina. Un controlador de velocidad permite a la tripulación seleccionar la velocidad de presurización de la cabina dentro de límites preestablecidos. La válvula de alivio de presión normal se abrirá a una presión diferencial de 8,9 psi y la válvula de salida de seguridad se abrirá a una presión diferencial de 9,2 psi, que es la presión diferencial máxima permitida. El oxígeno está contenido en una botella presurizada ubicada en la aleta dorsal de la aeronave. El uso de oxígeno solo es necesario en caso de emergencia en caso de despresurización de la cabina o contaminación del aire de la cabina. El oxígeno siempre está disponible para la tripulación y puede ponerse a disposición de los pasajeros de forma manual o automática. El cilindro de almacenamiento de oxígeno tiene una capacidad de 38 pies cúbicos y se almacena a 1800 psi. Un disco de ruptura de oxígeno aliviará la presión de oxígeno si la presión del cilindro de oxígeno alcanza entre 2700 y 3000 psi. Un indicador verde en la superficie exterior de la aleta dorsal estará roto o no estará presente para indicar que el disco de ruptura no está intacto.
El sistema contra incendios del motor es del tipo de elemento continuo y proporcionará una indicación de advertencia de INCENDIO a la tripulación en caso de que la temperatura del área de la góndola trasera exceda los 510 grados Fahrenheit o si la temperatura del área de la góndola delantera exceda los 480 grados Fahrenheit.
Dos contenedores esféricos de extintor de incendios pueden descargar su contenido en cualquiera de los motores. Una válvula de retención evita el flujo inverso entre los contenedores. Se utiliza monobromotrifluorometano (CF3BR) como agente extintor. Dos indicadores de tipo disco están montados a ras debajo del motor izquierdo. Si el disco amarillo está roto, uno o ambos contenedores se han descargado en la góndola del motor. Si el disco rojo está roto, uno o ambos contenedores se han descargado por la borda como resultado de una condición de sobrecalentamiento que causa una presión excesiva dentro de los contenedores.
En algunos aviones Learjet 25 se incluye un paracaídas de frenado como equipo opcional. El paracaídas de frenado ofrece un margen de seguridad adicional, ya que puede reducir significativamente la distancia de frenado. El paracaídas de frenado está unido al avión con un sistema de cordón que lo libera del avión en caso de que se despliegue inadvertidamente durante el vuelo. El cordón está unido al avión en el extremo delantero de la abertura de la puerta de acceso al cono de cola. Este punto está cerca del centro de gravedad del avión y minimiza el movimiento de la veleta cuando el paracaídas se despliega en condiciones de viento cruzado. El paracaídas de frenado se ha desplegado en un viento cruzado de hasta 20 nudos en condiciones de prueba reales.
Las operaciones de rodaje se llevan a cabo utilizando la dirección electrónica de la rueda delantera. El sistema de dirección en aeronaves sin dirección de la rueda delantera con autoridad variable requiere que el piloto seleccione el modo de dirección principal o principal. En el modo principal, es posible girar 10 grados. Este modo es adecuado para el rodaje recto, el despegue y los giros suaves. El modo de dirección principal permite un ángulo de giro de hasta 45 grados y es adecuado para maniobras de dirección agresivas a baja velocidad. En aeronaves equipadas con dirección de autoridad variable, la autoridad de dirección varía con la velocidad en tierra. Los motores CJ610-6 instalados en el Learjet 25 tienen una inercia muy baja y aceleran rápidamente. El tiempo necesario para acelerar desde el ralentí hasta el 100% de las RPM es de aproximadamente cuatro segundos. Esta excelente respuesta del acelerador permite una aceleración rápida y ajustes de potencia precisos. El rendimiento de un solo motor es bueno, con una velocidad de ascenso de aproximadamente 1700 pies por minuto con un peso bruto al nivel del mar y un techo de servicio de un solo motor de aproximadamente 21500 pies.
Los spoilers proporcionan un medio eficaz para aumentar las velocidades normales de descenso y pueden usarse como dispositivo de arrastre para lograr una rápida desaceleración de la velocidad del aire.
La mejor distancia de planeo con los motores girando en círculo se obtiene con una configuración de avión limpia y con una velocidad de planeo de 160 a 170 nudos. A esta velocidad, el Learjet 25 planea aproximadamente 26 millas náuticas por cada 10.000 pies de pérdida de altitud. Se trata de una relación de planeo de 16 a 1 y se basa en un planeo con las alas niveladas, con el tren de aterrizaje y los flaps arriba y un peso bruto de 11.000 a 12.000 libras.
El Learjet 25 es un avión difícil de pilotar en comparación con la mayoría de los aviones de aviación general y los jets ligeros más modernos. La carga de trabajo del piloto es alta y las velocidades de aproximación, aterrizaje y despegue son superiores a la media de los aviones civiles. El Learjet 25 también requiere pistas largas a gran altitud o a temperatura ambiente. A una altitud de 6000 pies, 50 grados Fahrenheit y con una carga media de 5 pasajeros, el Learjet 25B necesitará aproximadamente 8000 pies de pista.
El Learjet 25 ofrece una plataforma de alta velocidad para viajes de negocios de seis a ocho pasajeros. Las altitudes de crucero típicas se encuentran entre el nivel de vuelo 390 y el nivel de vuelo 430, lo que significa que el Learjet 25 es capaz de sobrevolar la mayoría de los sistemas meteorológicos y el espacio aéreo congestionado. Una velocidad de crucero típica es de aproximadamente Mach 0,76.
El interior de la cabina se puede convertir en varias configuraciones diferentes para permitir el transporte de carga y evacuaciones médicas . Para convertirse en un avión de evacuación médica, se eliminan los asientos de estribor para permitir la colocación de una camilla, así como de botellas de oxígeno y equipo de goteo intravenoso . Los dos miembros de la tripulación de vuelo se complementan con un médico o una enfermera de vuelo o ambos. El Modelo 25C también tiene un compartimento opcional para dormir con dos camas.
El Learjet puede aterrizar en pistas de grava si está equipado con un "kit de grava" especial. Sin él, es posible que la grava de una pista de grava mal compactada sea succionada hacia los motores y provoque " daños por objetos extraños ", de ahí la necesidad del kit.
En 1974, la Fuerza Aérea del Perú adquirió dos 25B con un compartimento inferior que contenía una cámara de reconocimiento aéreo.
Muchos aviones Learjet 25 continúan en uso regular hoy en día, particularmente en Estados Unidos, México y Canadá.
En 2013, la FAA modificó las reglas de la parte 91 del Título 14 del CFR para prohibir la operación de aviones a reacción que pesen 75.000 libras o menos y que no cumplan con los requisitos de ruido de la etapa 3 después del 31 de diciembre de 2015. El Learjet 25 está incluido explícitamente en la lista. Cualquier Learjet 25 que no haya sido modificado mediante la instalación de motores que cumplan con los requisitos de ruido o "hushkits" no podrá volar en los 48 estados contiguos desde el 31 de diciembre de 2015. Se pueden conceder excepciones.
El designador ICAO utilizado en los planes de vuelo de todos los modelos Learjet 25 es LJ25.
Certificado por la FAA el 10 de octubre de 1967.
Versión mejorada. Certificada por la FAA el 4 de septiembre de 1970.
Versión mejorada con mayor capacidad de combustible. Certificada por la FAA el 4 de septiembre de 1970.
Versión de mayor alcance.
Introducido el 23 de septiembre de 1980. Durante una serie de vuelos de demostración que duraron del 9 al 18 de junio de 1982, el 25G rompió varios récords de velocidad y consumo de combustible en largas distancias. [1]
PerúDatos de Jane's All The World's Aircraft 1976-77 [11]
Características generales
Actuación
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