Авиационный календарь – 18.04
Эпиграф – Мы живы, пока о нас помнят
Первый полет – это как рождение ребенка. Ребенок появляется на свет из чрева матери, так и самолет, оторвавшись от чрева матери-земли, обрывает пуповину, поднимаясь ввысь. И все вокруг кричат: «С Днем Рождения».
Сегодня 18 апреля. В этот день родились
1944 год – Ил-10
Ил-10 — бронированный штурмовик, разработанный в КБ С. В. Ильюшина и выпущенный в 1944 году. Стал продолжением штурмовика Ил-2, но имел меньшие размеры, лучшую аэродинамику и более мощный мотор жидкостного охлаждения АМ-42.
Первый испытательный полёт совершил 18 апреля 1944 года лётчик-испытатель В. К. Коккинаки.
Летно-тактические данные штурмовика Ил-10, прошедшего госиспытания, оказались выдающимися: при полетном весе 6300 кг (400 кг бомб, без РС) на номинальном режиме работы мотора максимальная горизонтальная скорость полета на высоте 2300 м оказалась равной 550 км/ч - почти на 150 км/ч больше максимальной скорости Ил-2 АМ-38ф, а максимальная скорость у земли составила 500 км/ч. Время набора высоты 1000 м - 1,6 мин, а высоты 3000 м - 5,0 мин. Практический потолок машины составил 7270 м.
Максимальная техническая дальность полета Ил-10 на высоте полета 500 м при скорости полета по прибору 310 км/ч составила 800 км (продолжительность полета 2 часа 28 мин.). При этом скоростная дальность (0,9 У^) до полного выгорания горючего на высоте полета 2400 м не превышала 600 км (1 час 14 мин).
Длина разбега с отклоненными на 17 щитками и с форсажем мотора составила 475 м, при этом длина взлетной дистанции (взлет с набором высоты 25 м) равнялась 1220 м.
При посадочном весе 5380 кг длина пробега самолета с применением тормозов и отклонением щитков на 45" равнялась 460 м, а длина посадочной дистанции при тех же условиях не превышала 1040 м (с высоты 25 м).
Посадочная скорость штурмовика была почти такой же, как и у Ил-2 -при посадочном весе 5380 кг с отклоненными на 45° щитками она равнялась 148 км/ч.
Удельные нагрузки на крыло и мощность мотора при нормальном полетном весе 6300 кг, равные 210 кг/м2 и 3,15 кг/л.с. соответственно, полностью соответствовали концепции маневренного скоростного штурмовика.
16.04.1945 год - Начало боевого применения штурмовика Ил-10. Боевые действия 108-й гшап начал 16 апреля 1945 г. на Берлинском направлении. За 15 дней боев (с 16 по 30 апреля) летчики 108-го гшап совершили 450 боевых вылетов, ежедневно выявляя те или иные качества и особенности штурмовика. Их тут же фиксировала бригада ГК НИИ ВВС КА во главе с ведущим инженером-испытателем самолета Ил-10 полковником П. Т. А Брощенко;
· К 1 мая 1945 года действующей армии было передано 630 штурмовиков Ил-10;
Ил-10 состоял на вооружении не только в СССР, но и в соцстранах. В 1949 году 40 Ил-10 получили польские ВВС, кроме того, самолёт поступал на вооружение югославских и чешских ВВС.
Ил-10 применялся в боевых действиях, в том числе на Дальнем Востоке в августе 1945 года против Квантунской армии, в корейской войне на стороне Северной Кореи.
Штурмовик Ил-10 оставался в строю до 1956 года, всего было построено 6165 Ил-10.
С конца декабря 1951 по 1955 годы Ил-10 производился по лицензии на заводе «Авиа» в Соковице (Чехословакия) под наименованием В-33. В 1953—1954 годах чехословацкие штурмовики поставлялись в Польшу, Венгрию, Румынию и Болгарию. В-33 были вооружены четырьмя пушками НС-23РМ с боекомплектом 150 снарядов на пушку. Всего в Чехословакии построено 1200 самолётов В-33
Конструкция
По прочности штурмовик относился к классу "Б" с коэффициентом перегрузки на случай "А" (соответствующий наибольшему коэффициенту подъемной силы), равным 8,28 при полетном весе 6000 кг. Аэродинамическое совершенство Ил-10 достигалось улучшением обводов бронекорпуса, изменением системы уборки шасси, применением более скоростных профилей крыла, герметизацией отсеков самолета. В результате лобовое сопротивление Ил-10 по сравнению с Ил-2 уменьшилось почти в два раза.
Штурмовик Ил-10 был цельнометаллическим, двухместным, одномоторным низкопланом. Фюзеляж самолёта конструктивно делился на бронекорпус и хвостовую часть.
Распределение толщины брони было сделано с учетом опыта боевого применения штурмовика Ил-2. От огня со стороны задней полусферы воздушного стрелка защищала более эффективная бронеперегородка, образованная двумя рядом стоящими бронеплитами толщиной по 8 мм каждая с промежутком между ними. Бронеперегородка одновременно являлась и силовым шпангоутом стыка бронекорпуса с хвостовой частью фюзеляжа. Задняя бронестенка и подголовник пилота были также сделаны из двух броневых листов толщиной по 8 мм. Такая схема бронирования более эффективно защищала стрелка и пилота от поражения 20-мм снарядами немецких авиапушек.
В передних стеклах фонаря пилота ставилась прозрачная броня толщиной 64 мм с металлической окантовкой. Прозрачная броня выполнялась двухслойной: сырое силикатное стекло наклеивалось на органическую (плексигласовую) подушку. Откидывающиеся боковые крышки фонаря кабины пилота выполнялись из металлической брони (толщиной 6 мм) и плексигласа. Сверху голова пилота прикрывалась установленной на фонаре 6-мм броней.
Раздельное открытие крышек фонаря позволяло летчику вылезти из кабины при полном капоте самолета. Сбоку фонаря имелись сдвижные форточки.
Передняя и средняя части фюзеляжа, образующие броневой корпус, выполнялись из листов гомогенной броневой стали типа АБ-2 толщиной от 4 (боковые листы и крышки капота) до 6 мм (диск винта, броня бензобака). Толщина нижних боковых стенок капота мотора была увеличена до 6 и 8 мм, а толщина боковых стенок кабины пилота и стрелка уменьшена до 4 и 5 мм (нижняя боковая броня кабины пилота при этом имела толщину 4 мм).
Нижняя боковая часть и пол кабины стрелка бронировались бронелистом толщиной 6 мм. Верхняя же часть бронекорпуса, имевшая поверхность двойной кривизны (за счет этого обеспечивался небольшой угол встречи снаряда с обшивкой), выполнялась из дюралюминовых листов толщиной от 1,5 до 6,0 мм. Общий вес брони серийного самолета Ил-10 (без крепления) равнялся 914 кг.
Крыло самолета - цельнометаллическое, двухлонжеронное, трапециевидной формы в плане с закругленными концами, состояло из центроплана и двух отъемных частей консолей. Плавный переход от центроплана к бронекорпусу достигался постановкой небольших зализов. Каждая консоль соединялась с центропланом четырьмя болтами. Щель по разъему перекрывалась дюралюминиевой лентой, поставленной на винтах с анкерными гайками. Полки лонжеронов стальные, термически обработанные. Набор крыла и обшивка дюралюминиевые (толщиной 0,8 мм, 1 мм, 1,2 мм, 1,5 и 2 мм).
Крыло Ил-10 компоновалось из скоростных аэродинамических профилей: у корня НАСА-0018, далее у разъемов КАСА-230 и на концах НАСА-4410.
Двигатель Ил-10 представлял собой 12-цилиндровый рядный V-образный двигатель Микулина АМ-42 с жидкостным охлаждением, мощностью 1320 кВт (1770 л. с.) в непрерывном режиме, взлетная мощность — 1500 кВт (2000 л. с.). Трехлопастной винт АВ-5Л-24 диаметром 3,6 м (12 футов). В фюзеляже два топливных бака: верхний на 440 л над двигателем, перед кабиной пилота, и нижний на 290 л под кабиной пилота. Смазка двигателя осуществлялась из двух маслобаков емкостью по 47 л, расположенных у блоков мотора.
Система охлаждения мотора имела расширительный бачок (20 л), устанавливаемый над редуктором мотора и водяной трубчато-пластинчатый радиатор. Емкость системы 76 л. Давление в системе 3 атмосферы.
Вооружение. Ранние модели Ил-10 оснащались двумя 23-мм ВЯ-23 автопушками (по 150 снарядов на каждую) и двумя 7,62-мм ШКАС пулеметами (по 750 снарядов на каждый), закрепленными в крыльях, а также 12,7-мм пулеметом УБТ в задней стрелковой установке БУ-8 с боезапасом 150 снарядов. Горизонтальный угол обстрела заднего пулемета составлял 100°. С 1947 года самолет был вооружен четырьмя 23-мм пушками НС-23 в крыльях (по 150 снарядов на каждую) и 20-мм пушкой Б-20Т в задней стрелковой установке БУ-9 (150 снарядов). На Ил-10М были установлены четыре 23-мм пушки НР-23 в крыльях (по 150 снарядов на каждую) и 20-мм пушка Б-20ЭН в задней стрелковой установке БУ-9М (150 снарядов). Avia B-33 был вооружен четырьмя 23-мм пушками НС-23РМ в крыльях и 20-мм пушкой Б-20Э в задней стрелковой установке БУ-9М.
Нормальная бомбовая нагрузка составляла 400 кг (880 фунтов), максимальная — 600 кг (1300 фунтов). Это могли быть небольшие осколочные или противотанковые бомбы, размещавшиеся в бомбовых отсеках, или четыре бомбы весом от 50 до 100 кг (от 110 до 220 фунтов), размещавшиеся в бомбовых отсеках и под крыльями, или две бомбы весом от 200 до 250 кг (от 440 до 550 фунтов), подвешиваемые под крыльями. Маленькие бомбы складывались в кучи прямо на полу бомбового отсека. Типичная нагрузка составляла 182 (максимум 200) 2-килограммовых (4,4 фунта) осколочных бомб АО-2,5-2 или 144 противотанковые кумулятивные бомбы ПТАБ-2,5-1,5. Помимо бомб, на рельсовых пусковых установках под крыльями можно было разместить четыре неуправляемые ракеты РС-82 или РС-132. На Avia B-33 можно было устанавливать и другие типы ракет. На поздних советских самолетах можно было размещать трубчатые пусковые установки ОРО-82 и ОРО-132. В хвостовой части располагалась пусковая установка ДАГ-10 с 10 зенитными или противопехотными гранатами АГ-2 (после броска они опускались на парашютах и взрывались, но на практике использовались редко).
Модификации
· Ил-10 пушечный — 1945 год Модификация с усиленным артиллерийским вооружением. Вооружение: четыре крыльевые пушки НС-23 (по 150 снарядов), пушечная установка БТ-20 (150 снарядов), кумулятивные бомбы ПТАБ и ракетные бронебойные снаряды РБС-132. Серийно строился до 1947 года.[3]
· Ил-10УТ (УИл-10) — Учебно-тренировочный. Кабина стрелка переоборудована в кабину инструктора с дублированием управления. Из вооружения были оставлены две пушки, направляющие для двух снарядов РС и два бомбодержателя для отработки штурмовых действий. В 1945 году была выпущена небольшая серия.
- 21.04.1945 год - Заместителем командующего ВВС КА маршалом Ф.Я. Фалалеевым утверждены технические требования к самолету УИл-10 (Ил-10У). В соответствии с Постановлением ГОКО № 7560 от 21.02.45 г. и приказом НКАП № 76 от 26.02.45 года учебно-тренировочный вариант штурмовика Ил-10 строился на авиазаводе № 1;
В 1951 году, основываясь на боевом опыте, приобретённом в ходе Корейской войны, было решено возобновить производство улучшенной модификации штурмовика, получившей обозначение Ил-10М. Первый полёт Ил-10М состоялся 2 июля 1951 года.
От своего предшественника Ил-10М отличался незначительно увеличенными длиной фюзеляжа и размахом крыла, большей площадью управляемых поверхностей, наличием фальшкиля в хвостовой части фюзеляжа и более тонким профилем крыла для улучшения пилотажных качеств машины. Бронирование сохранено как у Ил-10, бронекорпус изготавливался из стальных бронедеталей толщиной 4, 5, 6 и 8 мм, толщина бронеспинки 16 мм. Установлено новое лобовое бронестекло К-5 толщиной 64 мм. В консолях крыла установили четыре более совершенные пушки НР-23. Масса полезной нагрузки — как у предшественника. Установлено более совершенное навигационное оборудование.
Общее число выпущенных Ил-10М составило 146 штук. С января 1955 года прекращено производство, а с весны 1956 года Ил-10М снят с вооружения в связи со сменой приоритетов в пользу истребителей-бомбардировщиков.
Некоторые характеристики Ил-10:
· Экипаж: 2 человека.
· Мотор: АМ-42, мощность — 2000 л. с..
· Длина самолёта: 11,12 м.
· Размах крыла: 13,4 м.
· Нормальный взлётный вес: 6300 кг.
· Максимальный взлётный вес: 6500 кг.
· Максимальная скорость у земли: 507 км/ч, на высоте 2800 м — 551 км/ч.
· Дальность полёта с нормальной бомбовой нагрузкой: 800 км.
· Бомбовая нагрузка максимальная: 600 кг.
· Вооружение: 2 пулемёта — 7,62 мм, 1 пулемёт — 12,7 мм, 2 пушки — 23 мм, 4 реактивных снаряда, 10 авиагранат.
14 апреля 1951 года группа советских самолетов Ил-10 16-й воздушной армии вылетела из Рейнсдорфа на полигон для бомбометания и обстрела с бреющего полета в Либеросер-Хайде. Тринадцать самолетов разбились на обширной территории в окрестностях Кемлица, погибли 26 членов экипажей. Причина катастрофы — диверсия, ошибка при заправке или что-то еще — до сих пор не установлена. Экипажи похоронены на советском кладбище в Потсдаме. В апреле 2011 года на деревенской площади в Кемлице был установлен памятный камень.
Об этом здесь - Самолеты-памятники в Новосибирске.
***
1968 год – МиГ-21И «Аналог»
В 1964г. методы математического моделирования были в зачаточном состоянии, зато натурное моделирование применялось очень широко, особенно для программы, имеющей общегосударственное значение – создание сверхзвукового пассажирского самолёта.
Самолет предназначался для исследований взлетно-посадочных характеристик "бесхвостки".
· Разработка "Аналога" осуществлялась в конструкторском бюро Горьковского авиационного завода No. 21, впоследствии переименованного в "Сокол".
Использован был фюзеляж истребителя МиГ-21С, вертикальное оперение и шасси. Крыло переменной по размаху стреловидности (78 градусов на одной трети размаха и 55 градусов на остальной части крыла).
Замена крыла повлекла за собой практически полную перекомпоновку машины. Управление самолетом в каналах крена и тангажа осуществлялось с помощью двухсекционных элеронов. Поскольку самолет был экспериментальным, то вместо РЛС разместили 277-килограммовые центровочные грузы. Общий запас топлива составил 3700 литров, 2271 литров из которых заливали в шесть фюзеляжных баков, 1025 литров - в крыло и 450 литров - в подвесной бак.
В 1968 году на Горьковском авиазаводе построили планер, предназначенный для статических испытаний и выпустили первый летный экземпляр. 18 апреля 1968г. летчик-испытатель ЛИИ О.В.Гудков опробовал машину в воздухе (ведущий инженер И.В.Фрумкин).
С 18 апреля 1968 года по декабрь 1968 года на самолете МиГ-21И (имитатор) выполнено 70 (64) испытательных полетов (дозвуковых и сверхзвуковых) проведены тренировочные полеты первого экипажа СПС Ту-144 (Э.В.Елян, М.В.Козлов, С.Т.Агапов) и, кроме того, выпущены летчики-испытатели А.А.Щербаков, А.П.Богородский, И.П.Волк, А.В.Федотов, Э.П.Княгиничев, П.М.Остапенко, В.В.Подхалюзин и другие. В 57 случаях машину пилотировал Гудков.
К июлю 1969 года на самолете МиГ-21И было выполнено 142 испытательных полета (на первом экземпляре этого самолета) и выпущено 16 летчиков-испытателей. В ходе испытаний достигнуты высота 19000 м, диапазон скоростей от 212 км/ч до М=2,06. Посадочная скорость серийного МиГа-21 была 290 км/ч.
Второй экземпляр МиГ-21И был закончен в конце 1969 г. Ведущим летчиком этой машины стал И.П.Волк, который и поднял ее в первый полет в конце января 1970 г. Если полеты первого экземпляра «Аналога» были направлены в основном на отработку методики управления самолетом схемы «бесхвостка», то на втором экземпляре исследовали изменение формы наплывов крыла. Для этого машину оснастили сменными наплывами: с постоянной стреловидностью 78 по передней кромке и оживальной формы. В гаргроте и на вершине киля установили кинокамеры, а правое полукрыло оклеили шелковинками для фиксации на кинопленке картины обтекания. Кроме того, на самолете смонтировали лазерную систему визуализации обтекания крыла. На верхней и нижней его поверхностях были смонтированы датчики полного и статического давления.
Полеты МиГ-21И проводились на высотах до 12 км при числах М до 2.06 Для моделирования поведения будущего пассажирского лайнера летали с разными значениями центровки, которую изменяли путем установки грузов массой от 277 до 290 кг в носовой или хвостовой частях фюзеляжа. Полетная масса первого «Аналога» находилась в пределах 6550-7930 кг, второго – 6260-7640 кг.
Летные исследования на МиГ-21И (научный руководитель – И.М.Пашковский) позволили изучить практически все особенности динамики полета и управляемости, свойственные «бесхвостке», а также в широком диапазоне углов атаки и чисел М оценить пилотажные качества, исследовать режимы сваливания и штопора. «Аналог» оказался довольно прост и удобен в пилотировании, летчикам даже нравилось летать на нем. Ввиду большей площади крыла он обладал высокой маневренностью, однако разгонялся медленней, чем истребитель.
После завершения основной программы испытаний при выполнении высшего пилотажа 28 июля 1970 г. на первом экземпляре разбился летчик-испытатель ЛИИ B.C.Константинов
По воспоминаниям очевидца, заслуженного летчика-испытателя А.А.Щербакова, в то время в ЛИИ отрабатывали элементы высшего пилотажа на самолете МИГ-21 для показа на Парижском авиасалоне в аэропорту Бурже. Летчик-испытатель B.C.Константинов в совершенстве отрепетировал на самолете МИГ-21 эффектный номер, заключающийся в выполнении на истребителе «петли» на малой высоте, заканчивающейся «полубочкой» и полетом над землей на боку. Он многократно выполнял его на самолете МИГ-21 и довел все свои действия до автоматизма. Получив разрешение на полет на аналоге и выполнив полученное задание, Константинов решил повторить свой коронный номер на экспериментальном самолете, но летчик не учел различий в пилотажных свойствах серийного истребителя и экспериментального самолета. А они были весьма существенны, тем более что на первом самолете МИГ-21И система управления была модифицирована таким образом, что отклонение ручки вперед создавало больший, чем обычно, момент на пикирование. В результате, сделав «петлю» и «полубочку» и привычно сильно отклонив ручку от себя, чтобы сбалансировать самолет, летчик создал очень большую отрицательную перегрузку, которая травмировала его. Действия летчика стали бессознательными. Аналог свечой взмыл верх и, потеряв скорость, стал плашмя падать вниз. При катапультировании основной парашют раскрыться не успел, и летчик погиб.
В тот день летчик В. Константинов, выполнив задание, снизился над аэродромом до малой высоты, сделал пару переворотов на горке, затем лег на "спину", видимо, хотел пройти над ВПП или выполнить набор высоты, но резковато дал ручку от себя.
"Бесхвостки" чрезвычайно чутко реагируют на отклонение ручки от себя на малых углах атаки и "Аналог" мгновенно выскочил на громадную отрицательную перегрузку, свалился в штопор и упал в центре аэродрома. Виктор катапультировался, но высоты для нормального срабатывания системы спасения не хватило, и он упал на землю, даже не отделившись от сидения".
Модификация МиГ-21И
Размах крыла, м 8.15
Длина, м 14.70
Высота, м 4.71
Площадь крыла, м2 43.00
Масса, кг - нормальная взлетная 8750
максимальная взлетная 9000
Тип двигателя 1 ТРДФ Р-13Ф300
Тяга нефорсированная, кгс 1 х 4070
Максимальная скорость , км/ч
на высоте 2100 (М=2.06)
у земли 1200
Практический потолок, м 20000
***
1994 год – Аккорд-201
Лёгкий многоцелевой самолёт Аккорд-201 разработан в КБ НПО "Авиа Ltd" под руководством Е.Маслова. Прототип (тогда еще принадлежащий ОКБ "Аккорд") впервые поднялся в воздух 18 апреля 1994 года (лётчик-испытатель М.Никифоров). В августе 1995 года экспонировался на МАКСе в Жуковском.
Главной ошибкой в проекте "Аккорд" оказалась ставка на отечественные роторно-поршневые двигатели, только ещё находящиеся в разработке, ВАЗ-4133А. Это мотор, который ВАЗ раньше ставил на машины ГАИ. Пермские мотористы решили снабдить его редуктором и адаптировать к авиационному использованию.
Изначально, самолёт рассчитали на те 160 л.с., которые пророчили мотористы. Но на деле оказалось совсем не то - меньше 100 л.с. на выходе, при этом двигатель сумашедшим образом грелся, да и отказы каждые 15 минут работы. В результате два года угроблено на войну с неисправностями двигателей.
В конце концов двигатель заменили на Teledyne Continental Motors IO360ES (тогда единственный поршневой двигатель, сертифицированный в России). Но он оказался избыточной мощности - 210 л.с. каждый, и самолёт подвергся основательной перепланировке.
В результате вышел "Аккорд-201" (Первый полет 17 июля 1997 года). Пассажирскую кабину несколько расширили сзади и снизу, в результате удалось поставить два дополнительных пассажирских кресла туда, где раньше был багажник, и ещё осталось достаточно много места позади них. В процессе его модифицирования были учтены и исправлены некоторые конструктивные неувязки, обнаруженные на Аккорде-прототипе, и применены более оптимальные параметры конструкции. Кроме этого, была значительно упрощена и удешевлена конструкция.
Самолёт предназначен для пассажирских перевозок. Вариант комплектации самолета предназначенный для перевозки шести пассажиров с багажом. На самолете установлен стандартный комплект бытового оборудования и выполнена стандартная отделка интерьера салона.
Самолет производился на заводе «Сокол» в Нижнем Новгороде. В конце 2005 года было собрано 5 серийных самолётов, но своего заказчика самолет так и не нашел.
Конструкция
Аккорд-201 представляет собой подкосный высокоплан с двухкилевым оперением. Крыло прямое. Шасси неубирающееся, трёхопороное с передней стойкой.
Фюзеляж самолета "Аккорд-201" - цельнометаллический.
Конструкция фюзеляжа обеспечивает подходы к самолетным системам и агрегатам, удобство входа и выхода лётчика и пассажиров, хороший обзор из кабины, удобство погрузки и выгрузки.
Фюзеляж условно разделён на три части: носовая и средняя части фюзеляжа, хвостовая балка. Фюзеляж состоит из основного каркаса и обшивки.
Основной каркас фюзеляжа - рама сварной конструкции, изготовлена из высокопрочной нержавеющей стали (ВНС-2). Неразъёмная металлическая конструкция основного каркаса воспринимает большую часть нагрузок, действующих на фюзеляж. Наружная часть каркаса закрыта листами обшивки из материала Д16Т.
В средней части фюзеляжа расположена кабина с двумя дверями и грузовым люком. Кабина закрытая, рассчитана на 5-7 человек. Для погрузки/разгрузки грузов в хвостовой части имеет большая грузовая дверь. Двери расположены по обоим бортам фюзеляжа. Грузовой люк расположен в задней части кабины. Люк имеет две створки, открывающиеся в разные стороны наружу.
Между задними стойками каркаса кабины и подкосом хвостовой балки расположены окна, закрытые прозрачным листовым органическим стеклом.
Внутренняя поверхность кабины закрыта панелями из материала Д16Т. Боковые и потолочные панели съёмные и покрыты мягким отделочным материалом. Панели пола установлены неразъёмно на заклепках.
Силовая установка состоит из 2 поршневых двигателей Teledyne Continental IO-360ES7В с двухлопастными воздушными винтами фирмы "Хартцель".
Управление "Аккорд-201" - двойное, и состоит из ручного (штурвального) и ножного. Управление осуществляется с одного или двух постов. Правый пост может быть снят. Проводка управления выполнена тросовой. Связь с выходными качалками и кабанчиками рулей - трубчатыми тягами. Проводка управления закрылками - трубчатыми тягами.
Лётно-технические характеристики
- Экипаж: 1-2 пилот
- Пассажировместимость: 6-5 пассажиров
- Грузоподъёмность: 650 кг
- Длина: 8,08 м
- Высота: 3,05 м
- Площадь крыла: 17,04 м²
- База шасси: 2,85 м
- Колея шасси: 2,34 м
- Профиль крыла: P-II 12%
- Масса пустого: 1330 кг
- Максимальная взлётная масса: 2200 кг
- Масса топлива во внутренних баках: Ёмкость топливных баков: 740 л
- Силовая установка: 2 × поршневые Teledyne Continental IO-360-ES7
- Воздушный винт: Hartzell Propeller PHC-H3YF-2KUF/FC7453B
- Диаметр винта: 1.93 м
- Перегоночная дальность: 2500 км
- Практический потолок: 6100 м
- Длина разбега: 250 м
- Длина пробега: 195 м
«Аккорд-201Д» — лёгкий двухмоторный многоцелевой цельнометаллический высокоплан. Предназначен для транспортных перевозок, десантирования, оказания медицинской помощи, патрулирования, аэрофотосъёмки, тепловизионного и электронного сканирования и других задач
Некоторые характеристики:
· два рабочих места пилотов: «левый» и «правый»;
· вмещает 7 человек или полезную нагрузку весом до 700 кг при собственной взлётной массе в 2,4 тонны;
· дизельный вариант оснащён цифровым комплектом бортового оборудования и двумя двигателями мощностью по 230 л. с. каждый, бензиновый — каждый силовой агрегат выдаёт 210 л. с.;
· максимальная скорость — 260 км/час, экономическая крейсерская — 190 км/час;
· предельная высота полёта — 5600 метров (без системы жизнеобеспечения максимально допустимая эксплуатационная высота полёта — 3000 метров).
По желанию заказчика самолёт оснащается съёмными лыжами и поплавками. Такая схема позволяет самолёту взлетать с твёрдой поверхности и садиться на воду, и наоборот.
В 2019 году сообщалось, что самолёт «Аккорд-201Д» не нашёл поддержки в России.