5.3. ФОРМИРОВАНИЕ КОНЦЕПЦИИ САМОЛЕТА «ДИНГО»
        И  ОСОБЕННОСТИ  ЕГО  КОНСТРУКЦИИ
ВЫБОР АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ САМОЛЕТА «ДИНГО».
Главным критерием при выборе общей схемы и принципиальных проектных решений являлась безопасность экипажа и пассажиров во всех рассматриваемых случаях эксплуатации,  включая аварийные ситуации. Поэтому при близких решениях предпочтение во всех случаях отдавалось тому варианту, который обеспечивал большую функциональную надежность  и безопасность людей.
При выборе аэрогидродинамической компоновки (АГДК) были рассмотрены и проанализированы варианты “нормальной” ( классической) схемы, схемы “утка”, и схемы “бесхвостка”. Анализ показал, что самолеты схемы “утка” не обладают превосходством перед классической схемой в отношении диапазона скоростей Vmax / Vпос и весового совершенства, имеет низкое сбалансированное качество во взлетной конфигурации, меньшую устойчивость по крену и тангажу, более низкие  углы сваливания и  меньшую эффективность при использовании УПС. Кроме того,  переднее горизонтальное оперение затрудняет обзор при посадке, что  недопустимо для СШВП. 
Схема “бесхвостка” для легкого дозвукового самолета также не имеет значительных преимуществ перед “нормальной” схемой, обладает более высокими посадочными скоростями, меньшим диапазоном эксплуатационных центровок и весьма проблематична в условиях экранной аэродинамики при развитом в аэродинамическом отношении центроплане (куполе ВП). Некоторые рассматриваемые варианты  аэродинамических схем показаны на рис.5.24.

По результатам проектного анализа для самолета “Динго” принята “нормальная” аэродинамическая схема.  Из двух рассмотренных вариантов  этой схемы:- низкоплан (интегральная схема) и высокоплан (полутороплан), выбран низкоплан.  Сравнение достоинств и недостатков этих вариантов и оценочные расчеты по ним показали, что крейсерское качество  у полутороплана на 0,5-0,8 выше, а во взлетной конфигурации на 1.5 единицы ниже, чем у низкоплана. С другой стороны, высокоплан обеспечивает большее удаление крыла от возможных контактов с поверхностью,  позволяет разместить более эффективную механизацию крыла,  с помощью подкоса позволяет снизить массу крыла при большем его удлинении. При двухдвигательной СУ высокоплан дает возможность установить  маршевые двигатели на крыле, в наиболее чистой зоне самолета, позволяет эффективно  использовать “разнотяг” при управлении самолетом на рулежках.
    Однако,  была выбрана  низкопланная компоновка. Детальный анализ выявил ряд существенных преимуществ выбранной схемы,   а именно:

• Осуществляется большая безопасность экипажа и пассажиров при аварийной посадке,
• Обеспечивается единая,  интегральная, а не  “разорванная” аэродинамическая схема  составных крыльев -“консоли - центроплан”,
• Выполняется общая конструктивно-силовая схема  самолета с завязкой всех основных агрегатов самолета на жестком и прочном центроплане,
• Обеспечивается лучшая остойчивость и непотопляемость (с учетом герметичных отсеков консолей крыла),
•  Не “зажатость” моторного отсека  конструкцией планера и нахождение его вблизи центра масс обеспечивает хорошую способность самолета к модификациям при установке перспективных ТВД,
• Обеспечивается меньшая протяженность пневмосистем для работы различных устройств  (УПС, ПОС, подкачки п/баллонов и т.д.) , соплового управления самолетом по курсу,
• Лучшая защищенность  винто-моторного комплекса от повреждений  при посадке на необорудованные площадки, более высокий кпд винта во всех  случаях,
• В большей мере проявляется экранный эффект, улучшающий ВПХ самолета.

В обеспечении выбора аэродинамической компоновки  кроме проектных исследований были проведены  испытания аэродинамических моделей, трех поисковых в аэродинамической лаборатории Казанского авиационного института и одной контрольной в лаборатории  2-го отделения ЦАГИ, рис.5.25.
ГИДРОДИНАМИЧЕСКА КОМПОНОВКА.
По требованиям ТЗ самолету должна быть обеспечена амфибийность и применено шасси на воздушной подушке (ШВП). Опыт ЦКБ по СПК позволил внедрить на самолете хорошо зарекомендовавшее на практике  пневмобаллонное шасси. При определении количества водоизмещающих элементов признано целесообразным совместить функционально поплавки и элементы бокового ограждения воздушной подушки. Поэтому,  в основу  ШВП заложено применение двух боковых пневмобаллонов, обеспечивающих устойчивость самолета на ВП без ее поперечного и продольного  секционирования. Таким образом  выбрана катамаранная схема гидродинамической компоновки самолета “Динго”. По результатам испытаний 4-х буксируемых моделей в опытовом бассейне ЦАГИ, рис.5.26, с целью снижения гидродинамического сопротивления на “горбе”  было увеличено на 0,5 метра  удлинения  купола ВП, выбрано рациональное давление в пневмобаллонах, обеспечивающее минимальное  сопротивление.   
Также, в опытовом бассейне ЦАГИ были проведены  гидродинамические испытания изолированного баллона  с различными системами реданирования и выбран наилучший вариант, обеспечивающий  безопасную  посадку самолета на воду и грунт во всех эксплуатационных случаях, включая посадку без работающей ВП. Выбранная гидродинамическая компоновка самолета  обеспечивает надежную и безопасную эксплуатацию  самолета с воды с уровнем волнения до 350 мм. 

СХЕМА СОЗДАНИЯ ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКИ.
Из различных схем и способов создания воздушной подушки, показанных в главе 1, выбрана камерная схема, отличающаяся максимальной конструктивной простотой и более других согласующаяся с компоновкой самолета в целом и пневмобаллонным шасси в частности. Продольными элементами ограждения воздушной подушки являются обтекаемые сигарообразные пневмобаллоны. Поперечные элементы ограждения - упруго-эластичные щитки (передний и задний). Общий вид ШВП показан на рис. 5.27.
Важнейшей проблемой при разработке шасси являлась проблема уборки эластичного ограждения. Поперечное ограждение ВП - передний и задний щитки, шарнирно закрепленные поперек центроплана, убираются по принципу уборки щитков крыла.  Более сложной задачей является уборка продольных элементов ограждения ВП - пневмобаллонов. По оценочным расчетам при убранных пневмобаллонах аэродинамическое качество увеличивается примерно на 0,7 единиц. Это ведет к увеличению дальности на 70-100 км, что эквивалентно увеличению запаса топлива на 42 кг. Последнее, приблизительно, равно приросту массы конструкции, требующейся для организации уборки пневмобаллонов ( створки системы уборки,  вакуумирования, клапаны, замки, система складывания и уборки оболочек и т.п.). При уборке возникают конструктивные и технические проблемы, например проблема флаттера оболочек в момент стравливания давления. В целом значительно снижается надежность и не обеспечивается принцип безопасной посадки с неработающей воздушной подушкой.  Поэтом, в самолете “Динго” принято решение не убирать в полете продольные элементы ШВП - пневмобаллоны, осуществляя их постоянную подпитку от маршевого двигателя. Пневмобаллоны являются наиболее важным элементом шасси на воздушной подушке. ШВП самолета имеет два пневмобаллона, представляющие собой надувные поплавки обтекаемой формы. Пневмобаллоны ШВП служат для выполнения следующих функций;

• Обеспечивают самолету требуемые гидростатические и гидродинамические характеристики ( Объем пневобаллонов суммарный - 4,28  м3. )
• Обеспечивают самолету амфибийные качества, играя роль продольных  эластичных ограждений ШВП.
• Обеспечивают самолету высокую проходимость, за счет низкого избыточного давления (400 даПа ) и возможности деформации - обтекания неровностей грунта,
• Снижают  уровень  нагруженности конструкции самолета  за счет своей  высокой энергоемкости  и  равномерного перераспределения нагрузки на корпус.
• Обеспечивают  стоянку  и торможение самолета на твердом грунте.

ВЫБОР СИЛОВОЙ  УСТАНОВКИ  САМОЛЕТА  С ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ "ДИНГО"
Важнейшим моментом формирования  аэрогидродинамической компоновки СШВП “Динго” являлось решение о выборе состава силовой установки.  Согласно классификации СУ СШВП, (смотрите главу 1),  рассматривалось  два принципиальных решения :- единая СУ  и  раздельная СУ  СШВП.  При этом учитывались предварительные требования потенциальных эксплуатантов к  двигателям самолета-амфибии, которые хотели иметь морозостойкие  более простые в эксплуатации и работающие на значительно менее дефицитном и более дешевом  топливе-керосине  газотурбинные двигатели.  Достоинства и недостатки обеих схем СУ СШВП сведены в таблицу 5.2.
Таблица 5.2.  Сравнение принципиальных схем СУ СШВП.

ЕДИНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА СШВП
Недостатки	Достоинства
1.Характеристики нагнетателя жестко  зависят от режима   работы МД, что делает ВП неэффективной  при посадках, 2.Отбор мощности на взлете приводит к росту потребной          мощности маршевых двигателей, что  ухудшает     экономичность самолета в крейсерском полете, 3. Существующие  ТВД не имеют устройств для отбора    15-25 % взлетной мощности, 4. Способ отбора воздуха за воздушным     винтом (по типу экраноплана “Волга-2”) ограничен     малыми нагрузками на купол ВП, что снижает скорость     и производительность самолета.	Отсутствует дополнительный двигатель   на борту  самолета для работы ВП, Упрощается обслуживание двигателя       СУ самолета, 3. В некоторых случаях есть возможность снизить эксплуатационные затраты на обслуживание
РАЗДЕЛЬНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА СШВП
Недостатки	Достоинства
1. Большую часть полетного времени  дополнительный   двигатель ВП является “мертвым грузом”, 2. Увеличивается  масса планера  и стоимость самолета. 3. Большие  расходы на обслуживание  СУ   самолета	Компоновочные преимущества, позволяющие достигнуть более высоких аэродинамических и       весовых характеристик, а также, показателей          надежности и безопасности СУ, Экономические преимущества по оптимизации        МД  под  условия  крейсерского полета, 3. Преимущества по  подъемному двигателю   для      обеспечения заданных условий работы ШВП, Позволяет использовать «подъемные» двигатели      ВП в качестве  самолетного бортового  энергоузла, 5. Возможность использования «подъемных» двигателей ВП для  улучшения ВПХ

По результатам  параметрического анализа  состава СУ СШВП для данной размерности самолета (По АП-23 в нормальной категории самолетов с количеством пассажиров до 9 и взлетной массой до 5700 кг), выбрана  раздельная силовая установка с одним маршевым  ТВД, расположенным по оси симметрии самолета, и одним ТВА, создающим  воздушную подушку. Это, во многом, определило выбор классической схемы самолета - низкоплана с хвостовым двухбалочным оперением.
СОСТАВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ «ДИНГО»
Силовая установка самолета «Динго» состоит из маршевого турбовинтового двигателя РТ6А-65В канадской компании «PRATT&WHITNEY CANADA» и вспомогательной установки, - специально разработанного для самолета «Динго» для создания воздушной подушки турбовентиляторного агрегата ТВА-200, созданного на  базе отечественной самолетной ВСУ  Калужским опытным   бюро моторостроения. 
 МАРШЕВАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.
Тип маршевого двигателя - ТВД был определен  в соответствие с требованием потребителя - эксплуатанта. Основными доводами в пользу ТВД были:

• Возможность использования менее дефицитного и более дешевого топлива - керосина,
• Меньшие затруднения при запуске двигателя  в условиях низких температур,
• Меньшие эксплуатационные затраты на обслуживание и значительно  больший  межремонтный ресурс,
• Меньший удельный вес ТВД по сравнению с поршневым двигателем,
• Большая мощность в одном агрегате.

Современные правила летной годности легких самолетов «АП-23» как и американские, близкие к ним правила FAR-23, не регламентируют число маршевых двигателей на легких самолетах. Анализ показывает, что на легких самолетах масса навесного оборудования пропорциональна количеству двигателей, а не их мощности.  В силу этого, один маршевый двигатель в весовом отношении выгоднее, чем два, или три при одинаковой суммарной мощности. При установке двух двигателей, действует требование АП-23, предусматривающее  возможность продолжения полета с одним отказавшим двигателем, что приводит к “переразмериванию”  маршевой силовой установки по мощности и рассогласованию ее с крейсерским режимом по экономичности. Два двигателя, к тому же,  влекут вдвое большие эксплуатационные затраты, связанные с ремонтом и обслуживанием. Наконец,  два двигателя  увеличивают стоимость самолета по сравнению с одним, той же мощности. Теоретически и практически на примере эксплуатации самолета «Цессна –Караван», доказано, что надежность однодвигательной маршевой установки  значительно выше,  чем двухдвигательной СУ [62].   В связи с этим, и  учитывая способность самолета с ШВП совершать нормальную посаду на грунт, воду, снег, плавать и сохранять остойчивость и непотопляемость, принята маршевая силовая установка -  один ТВД.
Мощность маршевого двигателя, потребная для движения самолета на всех режимах определялась на основе аэродинамических и гидродинамических модельных исследований.  Они показали  возможность взлета самолета "Динго" с воды при заданном волнении с мощностью маршевого  двигателя около 800  л.с.  Однако заданные тактико-технические  требования безопасности и условия работы самолета в экстремальных условиях предопределили некоторое увеличение мощности  двигателей. Сверх этого брался запас мощности исходя из следующего баланса потерь:
 6 % от взлетной мощности - потери тяги ВВ из-за влияния фюзеляжа,
 4 %  “ ---” - потери на отбор  мощности на работу сепараторов  пыли и влаги,
 4 %  “ ---”   потери мощности  на одновременную  работу ПОС.
При окончательном установлении потребной мощности  учитывались, также, такие факторы, как снижение мощности при росте температуры наружного воздуха, отбор воздуха от маршевого двигателя на подкачку пневмобаллонов,  работа двигателя на взлете в условиях высокогорья и т.д. Следует отметить, что по уровню выполняемых задач СШВП близок к самолетам укороченного взлета-посадки, которые традиционно имеют повышенную энерговооруженность.  С учетом  сказанного  потребная мощность маршевого двигателя оценивалась, примерно, в 950 л.с. -1000 л.с. Поиск конкретного двигателя происходил  в  диапазоне  840-1100 л.с.
            Таблица      Рассматриваемых турбовинтовых двигателей.

Наименование двигателя	Мощность в квт (л.с.)	Страна разработчик	Страна изготовитель	Состояние выпуска
Двигатели отечественной разработки
ТВД-10 Б	990	Россия	Польша	Серийное
ТВО-100Ф	840	Россия	Румыния	Подготовка
ТВД-20	1430	Россия	Россия	НИОКР
ТВД1500	1500	Россия	Россия	НИОКР
АЛ-34	1400	Россия	Россия	НИОКР
Двигатели зарубежной  разработки
М601 Е	840 .	Чехия, Моторлет	Чехия	Серийное
РТ6А-45В	1120	Канада, Пратт Уитни	Канада	Серийное
РТ6А-65В	1100	Канада ПраттУитни	Канада	Серийное
ТРЕ 331-12	1100	США,Гарриет	США	Серийное
Астазу-16,		Франция,Турбомекка	Франция	Серийное

Проектная проработка наиболее подходящих для  создаваемого самолета двигателей (ТВД-10Б, М601Е, РТ6А-65В) позволила остановить свой выбор  на канадском двигателе - РТ6А-65В. Основные  доводы  в пользу этого двигателя были следующие:

• Двигатель полностью удовлетворял повышенным требованиям к мощности при самой низкой  удельной массе и хорошей топливной экономичности,
• Двигатель имел хороший запас по термодинамической устойчивости, что обеспечивало надежную работу в экстремальных условиях, особенно при высоких температурах воздуха,
• Двигатель отлично компоновался в самолете в схеме  с толкающим винтом и уже был рассчитан конструкторами на такую работу, имел соответствующие упорные подшипники и использовался с толкающим винтом на известных самолетах «Avanty» (Италия), «Starship» (США),
• Боковой забор воздуха в двигатели серии РТ6А позволял гармонично установить сепараторы в общем подкапотном пространстве, а боковой выхлоп не создавал проблемы с отводом выхлопных газов,
• Двигатели серии РТ6 имели модульную конструкцию, что давало возможность создавать модификации самолета “Динго” с другими двигателями меньшей (для патрульного варианта) и большей (для варианта повышенной грузоподъемности) мощности,  практически без изменения конструкции моторного отсека самолета,
• Двигатель РТ6А-65В был адаптирован для работы в условиях морской среды, имел специальную технологию обслуживания на гидросамолетах, что давало для самолета «Динго» дополнительные преимущества,
• Канадские двигатели РТ6 хорошо известны зарубежному заказчику. Компания “PRATT&WHITNEY CANADA” имела около ста центров сервисной поддержки своих двигателей во всем мире, что значительно повышало экспортные возможности самолета “Динго”,

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ

Силовая установка ШВП  “Динго”  состоит из турбовентиляторного агрегата, ТВА-200,  воздухозаборных и выходных  устройств (канализации ШВП), сепараторов очистки воздуха, и различных систем (топливной, контроля, управления, воздушной, противопожарной и т.д.) Экспериментальные исследования показали значительное влияние носового размещения нагнетателя ШВП на  увеличение ходкости и проходимости самолета, однако,  размещение ТВА-200 под маршевым двигателем дает значительные компоновочные и весовые преимущества. Кроме того, расположение осевого вентилятора  в лонжеронной коробке центроплана позволяет  эффективно использовать его для последующей реализации концепции УПС - подачи воздуха от нагнетателя в ресивер вдоль консолей крыла для выдува воздуха на закрылки с целью значительного повышения взлетно-посадочных характеристик.  Расположение ТВА в центре масс создает дополнительную подъемную силу от реакции струи и  уменьшает ее влияние на продольную балансировку самолета в случае внезапных отказов  подъемного двигателя. Принципиальная схема ШВП самолета “Динго” показана на рис.  5.27, а  схема ТВА-200 показаны на рис. 5.30.
КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТА-АМФИБИИ “ДИНГО”.
Самолет “Динго” спроектирован по двухбалочной  схеме с низкорасположенным крылом и П-образным оперением, рис.5.28. Планер выполнен из традиционных дюралевых сплавов. Метод соединения обшивки - клепка открытого типа с чечевидными заклепками. Основными агрегатами планера являются: - центроплан, консоли, фюзеляж, хвостовые балки, горизонтальное и двухкилевое вертикальное оперение.
Основным силовым элементов самолета является центроплан, к которому крепятся все крупные  элементы планера; - консоли крыла, балки оперения,   фюзеляж и не убираемые пневмобаллоны. Конструктивно центроплан состоит из крыла малого удлинения с встроенными по его бокам скегами. Фюзеляж расположен над центропланом. Фюзеляж разбит на три отсека. В передней части находиться кабина экипажа и РЛС  под носовым радиопрозрачным обтекателем. В средней части фюзеляжа располагается пассажирская кабина, которая в грузопассажирском  варианте может быть быстро переоборудована в грузовую. Другие варианты компоновки салона, - санитарный и пассажирский показаны на рис.5.31.  За пассажирской кабиной находиться отсек  силовой установки. Отсек  силовой установки отделен от пассажирской кабины шкафом приборного и радионавигационного оборудования. Фюзеляж имеет две дверцы: - основную по правому борту размерами 900-1200, и вспомогательную для летчика по левому борту.

Отсек силовой установки разделен горизонтальной переборкой на верхнюю и нижнюю части, рис.5.29. В верхней части расположен маршевый турбовинтовой двигатель РТ6А-65В канадской фирмы Пратт энд Уитни оф Канада, взлетной мощностью 1100 л.с., приводящий пятилопастный воздушный винт американской фирмы Харцелл, диаметром 2,82 м.  В нижнем отсеке расположен турбовинтовой агрегат ТВА-200, мощностью 250 л.с., имеющий встроенный осевой вентилятор с вертикально расположенной осью колеса. ТВА-200  разработан Калужским опытным бюро моторостроения специально для самолета “Динго”  для создания воздушной подушки. Воздухозаборники двигателя вынесены в самую чистую зону. Кроме того воздухозаборники имеют  в воздушном входном тракте  встроенные сепараторы, защищающие двигатели от попадания в них  посторонних предметов. пыли, песка, грязи и влаги.

Центроплан ограничен по размаху пневмобаллонами.  Воздушную подушку создает агрегат ТВА-200, осевой  вентилятор которого забирает воздух через боковые окна в фюзеляже и выбрасывает его под давлением под центроплан. Зона избыточного давления ограничивается с боков эластичными пневмобаллонами. а спереди и сзади - шарнирно  закрепленными упруго-эластичными щитками, убираемыми в полете в центроплан.  Конструктивно, каждый пневмобаллон напоминает автомобильную шину и состоит из герметичной  резинотканевой камеры и прочной полиуретано- тканевой  покрышки.   На нижнюю днищевую часть покрышки нанесена специальная  система реданов, снижающая гидродинамическое сопротивление.  Нижняя, наиболее контактируемая с грунтом сторона покрышки имеет несколько дополнительных  протекторных износостойких слоев, выполненных из специальной  капроновой ткани,   пропитанной полиуретаном. Покрышки крепятся к специальным ложементам-скегам, представляющим собой часть центроплана.
Центроплан  и консоли крыла имеют герметичные переборки, обеспечивающие плавание самолета в случае повреждения пневмобаллонов и любых двух смежных отсеков конструкции планера.  Центроплан и консоли надежно защищают воздушный винт от повреждений и соприкосновения с кустами  и водой. Обслуживание двигателей при этом не требует стремянок и возможно на плаву. В центроплане встроен основной топливный бак.
Конструкция крыла -двухлонжеронная. Каждая консоль имеет один основной топливный бак  с централизованной системой заправки, расположенный в корневой части консоли, и один вспомогательный  топливный бак, расположенный в середине консоли. Каждая консоль имеет двухсекционные закрылки и элерон.  Внутренние закрылки имеют встроенные в привод пружинные амортизаторы, которые обеспечивают  отклонение закрылка при соприкосновении на скорости с водой или жестким препятствием. Нормальный запас топлива в основных бака – 600 кг,  максимальный запас топлива с учетом дополнительных  баков - 1000 кг.
Хвостовое оперение выполнено в виде двух балок трапецивидного сечения с закрепленными на них килями и стабилизатором. Кили и стабилизатор двухлонжеронные. Вертикальные кили имеют каждый по рулю направления, один из них с триммером. Горизонтальное оперение имеет  руль высоты, расположенный между килями, который также имеет триммер.  Рули направления и руль высоты имеют осевую компенсацию и весовую балансировку.  В балках проложена  дублированная тросовая система управления рулями.

СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА “ДИНГО”

Самолет “Динго” имеет следующие основные системы: - систему управления полетом (управление аэродинамическими рулями, элеронами, закрылками, щитками ВП),  противообледенительную систему, систему обогрева и вентиляции, противопожарную систему, систему защиту двигателей от грязи и пыли, систему регулирования давления в пневмобаллонах,
Система управления полетом состоит из тросовой и жесткой трубчатой механической проводки, связывающей штурвальную колонку и педали с рулем высоты, элеронами и рулями направления самолета. Привод закрылков - электромеханический.
Выпуск щитков  под центропланом осуществляется с помощью пневмоприводов. 
Противообледенительная система состоит из тепловоздушного обогрева носков крыла, воздухозаборников двигателей,  масляного радиатора и стартер-генератора. Приемники давления имеют электрический обогрев. Лобовое стекло обогревается изнутри горячим  воздухом, а снаружи очищается  дворниками и спиртом. Лобовые кромки оперения  покрыты специальными  фторопластовыми эмалями.
Система  вентилирования и обогрева салона  и кабины состоит из проточной вентиляции салона и подачи в салон и в ноги пилоту горячего воздуха. Управление смешением воздуха осуществляет пилот. Кабина пилотов и салон имею двух и трехслойную теплошумоизоляцию.  Переборка, отделяющая салон от моторного отсека также имеет шумоизоляцию, а со  стороны моторного отсека еще и виброизоляцию.
Противопожарная система состоит из бортового оборудования,  осуществляющего автоматический контроль температуры в моторных отсеках, предупреждение пилота и автоматическую подачу гасящего газа в отсеки в  две очереди. Кроме этого в  салоне,  около пилота установлен ручной огнетушитель.
Система защиты самолета и оборудования от пыли, грязи и влаги включает в себя пассивные и активные компоновочно-конструктивные мероприятия. К пассивным относятся все компоновочные решения, в результате которых надежно защищены, или удалены от источников  повышенного эрозийного износа и повреждения все  жизненно важные агрегаты самолета, как то винто-моторный комплекс, все двигатели, наиболее важное оборудование. К активным мерам относятся специальные решения конструктивного характера, в том числе  сепараторы воздухозаборников маршевого двигателя и ТВА-200,  система продувки датчиков после взлета, наддув кабины избыточным давлением воздуха при движении по земле,  спиртовой обмыв лобовых стекол,   пылезащитные  шторки, чехлы и т.д. 
РАДИОСВЯЗНОЕ И НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЯ  САМОЛЕТА.
      Радиосвязное и пилотажно-навигационное оборудование самолета на базовом, грузо-пассажирском варианте  обеспечивает пилотирование самолета  по приборам в соответствие с требованиями АП-23 и НЛГС-3 по ПВП и ППП днем и ночью по трассам, протяженностью не более 400 км при минимуме погоды 80 на 1000 метров.  Базовый комплекс приборов включает в себя: - радиосвязное оборудование : -УКВ радиостанцию “Бриз”, КВ радиостанцию “Кристалл -Б”, аварийную радиостанцию “Комар-2М”, аварийный радиобуй АРБ-ПК109, барометрический указатель высоты ВБМ-1, указатель скорости УС-450, вариометр ДА-30, авиагоризонт основной  АГБ-96Р и резервный АГБ-98Р, магнитный компас КИ-136, авиационные часы 756,  курсовую систему “Гребень-1”, автомат углов атаки и перегрузки АУАСП-14, автоматический радиокомпас АРК-22, маркерный радиоприемник А-611, радиовысотомер малых высот А-037, метеорадиолокатор А-813 “Контур”. Предусматривается установка прибора -индикатора спутниковой навигации GPS.
ВАРИАНТЫ САЛОНА И УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА.
 Базовый вариант салона – грузопассажирский. В этом варианте по бокам салона установлены сиденья по типу сидений Ан-2, которые откидываются вверх к борту для освобождения салона для груза. Кроме этого предусмотрена пассажирская версия салона с обычными креслами и  санитарная на двух лежачих больных и двух человек сопровождения, рис. 5.31.
Самолет-амфибия с шасси на воздушной подушке “Динго” может эксплуатироваться без ограничений по полезной нагрузке, дальности и производительности в следующих условиях: по предельным температурам  от - 50С до+45С, по барометрической высоте аэродрома  до 2000 м., по размерам аэродрома: взлет  с грунта 450 м, взлет с воды- 600 м.
По типу подстилающей поверхности: - допускается взлет и посадка с грунта любой влажности, песка,  дерна, гальки, заболоченных участков,  воды, снега и любого сочетания перечисленных видов поверхностей, рис.ХХ. Допускается посадка и взлет на водоемы с не промеренными глубинами, с отмелями, небольшими порогами. основные ограничения по базированию:
высота систематических препятствий - не более 350 мм., в т.ч. волнения,
высота отдельного уступа                     - не более 500 мм.,
уровень преодолеваемого уклона                     - до 9 град.,
размеры преодолеваемой канавы            - до         1,2 м.

ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА-АМФИБИИ “ДИНГО”

Геометрические	Размерность	Величина
Размах крыла	метр	14,25
Длина самолета	-	12,95
Высота самолета	-	3,94
Площадь крыла	кв. метр	25
Длина кабины	метр	4,10
Ширина кабины	-	1,30
Высота кабины	-	1,38
Объем кабины	куб. метр	6,54 .
Число мест : экипаж / пассажиры	человек	1/8
Весовые:
Взлетная масса	кг	3700 кг
Масса пустого	кг	2240 кг
Максимальная платная нагрузка	-	750 кг
Служебная нагрузка (пилот и снаряжение)	-	100 кг
Масса топлива с максим. полезной нагрузкой	-	600 кг
Масса топлива максимальная		1000 кг
Нагрузки :
Нагрузка на крыло	даН/кв.метр	148
Нагрузка на мощность	даН/л.с.	3,36
Нагрузка на купол ВП	даН/кв.метр	336 кг/ кв.м.
Нагрузка на  опорную поверхность, не более	МПа	0,0035
Летные :
Максимальная скорость	км/час	350
Крейсерская скорость	-	275
Посадочная скорость	-	115
Взлетная скорость	-	130
Практический потолок	метры	3500 м
Технический потолок (с высотным оборуд.)	-	7500 м
Высота базирования, предельная	-	2500 м
Длина разбега грунт/вода	-	275/315 м
Дальность полета с П.Н.=750, Н=2,0 км	километры	850 км
Дальность полета макс.(Gт=1000кг, Н=3,5 км)	-	1850 км
Время патрулирования макс.	часы	7,5 час.