САМОЛЕТ GM - 17

1- фюзеляж с кабиной для пассажиров и экипажа; 2- винт; 3- мотогондола, в которой расположен двигатель и его агрегаты; 4 - переднее багажное отделение; 5- носовое шасси; 6- основные шасси; 7- входная дверь, служаш,ая трапом; 8- наплывы стабилизатора; 9- киль; 10- руль направления; 11- под фюзеляжный киль; 12- наплывы крыла; 13- крыло; 14- однощелевые выдвижные закрылки; 15-элероны; 16- стабилизатор; 17- рули высоты; 18- триммер руля высоты. Заявленный самолет - низкоплан нормальной аэродинамической схемы с двигателем, установленным в носовой части фюзеляжа. Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический полумонокок с клепаной обшивкой и состоит из носовой, средней и хвостовой частей. Средняя часть представляет собой герметически изолированную кабину. Носовая часть и носовое багажное отделение - мотогондолу, в которой размепцаются двигатель и его агрегаты, маслосистема, частично элементы топливной системы, кондиционирования и наддува кабины, система обнаружения и тушения пожара. Герметичная кабина имеет по правому борту четыре иллюминатора, по левому - три и входную монолитную дверь, которая является откидным трапом. В кабине экипажа и пассажиров могут разместиться восемь человек.
Крыло имеет трапециевидную форму с малой стреловидностью по передней кромке, профиль которого имеет относительную толщину от 14% до 12%. Силовая схема крыла - однолонжеронная. Лонжерон проходит на 30% хорды крыла. Со стороны фюзеляжа лонжероны проходят через фюзеляж, в центре которого скреплены высокопрочными стыковыми фитингами и образуют единый основной лонжерон, который в свою очередь крепится к фюзеляжу. Такая конструкция крыла имеет простые узлы крепления к фюзеляжу и позволяет рационально использовать внутренние объемы.
Крыло выполнено из алюминиевых сплавов и представляет собой цельнометаллическую свободнонесущую конструкцию полумонокока со съемной законцовкой из стекловолокна, (вместо которой можно установить дополнительные топливные баки) трапециевидной формы с малой стреловидностью -5 градусов по передней кромке. Силовая схема крыла - однолонжеронная. Лонжерон проходит на 30% хорды крыла. Со стороны фюзеляжа лонжероны проходят через фюзеляж, в центре которого скреплены высокопрочными стыковыми фитингами и образуют единый основной лонжерон, который в свою очередь крепится к фюзеляжу. Лонжерон является основным силовым элементом, воспринимающим изгиб, легкие стрингеры открытого профиля служат лишь для подкрепления обшивки крыла.
По задней кромке корневой части крыла установлены однощелевые выдвижные закрылки, имеющие относительную хорду  0,25. Угол отклонения закрылков до 40 градусов. В консольной части крыла установлены элероны с дифференциальным отклонением вверх и вниз.
Вертикальное и горизонтальное оперение трапециевидной формы выполнено из металла, свободнонесущей конструкции. Оно состоит из киля, руля высоты, правого и левого стабилизаторов и руля направления. Все перечисленные детали имеют съемные законцовки из стекловолокна. Рули направления и высоты имеют роговую компенсацию и триммеры, управляемые из кабины. Горизонтальное оперение - тра4ЙЗО// /
пециевидной формы в плане с углом установки: -2 +2 градуса. Вертикальные и горизонтальные стабилизаторы имеют два направляющих лонжерона и соединены с
задним гермошпангоутом. В задней части фюзеляжа установлен нижний подфюзеляжный киль.
Самолет оборудован гидравлической системой, которая обеспечивает уборку и выпуск шасси, механизм поворота колеса передней опоры. В качестве аварийного источника энергии установлена аварийная насосная станция переменной производительности, которая обеспечивает последовательное функционирование приводов шасси, как в полете, так и при наземных отработках гидравлической системы.
Преимушества заявленного технического решения перед известными техническими реше 1иями заключаются в следующем. Такая модификация позволяет до 20% увеличить аэродинамические характеристики самолета за счет уменьшения лобового сопротивления и увеличения эффективного удлинения крыла вследствие снятия двух двигателей, установленных на крыльях. Устранены дестабилизируюшие моменты, характерные для двух двигательных самолетов, возникаюшие в случае отказа одного двигателя. Значительно уменьшился максимальный взлетный вес самолета, увеличилась полезная нагрузка, значительно улучшились взлетно - посадочные характеристики, увеличилась скороподъемность и скорость, значительно возросла дальность полета при меньшем запасе более дешевого топлива.