Ватанабе E9W, 1940 г.
Екосё E14Y1, 1940 г.
Аичи М6А1 из 631-й авиагруппы. Май 1945 г.
Йокосё 2-go
Йокосё E6Y1
Кугисё Е14У1
СХЕМЫ и ТТХ Як-40
Як-40 per. RA-87997 а/к UTair
| Варианты | 24 места | 1 27 мест | 1 32 места |
| Длина, м | 20,36 | ||
| Размах крыла, м | 25,00 | ||
| Высота на стоянке, м | 6,50 | ||
| Площадь крыла, м² | 70 | ||
| Взлетная масса, кг | 13700 | 14700 | 16100 |
| Макс. коммерч. нагрузка, кг | 2280 | 2300 | |
| Дальность полета с макс. коммерч. нагрузкой, км | 508 | 865 | 1050 |
| Макс. скорость (на высоте 6000 м), км/ч | - | 580 | 558 |
| Крейс. скорость (на высоте 6000 м), км/ч | 550 | 530 | 510 |
| Практический потолок, м | 8100 | ||
| Разбег, м | 530 | 610 | 715 |
| Пробег, м: | 480 | 480 | 500 |
| — без использования реверса | |||
| — при использовании реверса | 370 | 370 | 380 |
Як-40 per. RA-87807
Як-40 салон per. RA-87659 а/к “ Центр-Авиа”
ЯК-40К per. RA-87200 ТАНТК им. Г. М. Бериева
ЯК-40ЭК
Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий низкоплан, оснащенный тремя турбореактивными двигателями, один из которых установлен внутри хвостовой части фюзеляжа, а два других закреплены посредством пилонов на бортах фюзеляжа. Конструкция выполнена в основном из высокопрочных алюминиевых сплавов. Экипаж — два пилота.
Фюзеляж типа полумонокок, круглого поперечного сечения. Диаметр фюзеляжа в регулярной зоне — 2,4 м, удлинение — 7,1. Фюзеляж герметичный, включает кабину экипажа и пассажирский салон с бытовыми помещениями. В кабине экипажа предусмотрено место для бортмеханика — откидное сиденье в проходе между креслами пилотов. В хвостовой части фюзеляжа имеется люк с откидным трапом для входа в пассажирский салон. Над входным люком в фюзеляже находится средний маршевый двигатель, воздухозаборник которого располагается над фюзеляжем перед килем. Между надфюзеляжным воздухозаборником и средним двигателем проходит S-образный воздушный канал. За срезом реактивного сопла этого двигателя располагается реверсивно-тормозное устройство, представляющее собой два вертикальных щитка, которые шарнирно закреплены на бортах фюзеляжа. В нерабочем положении эти щитки вписываются в обводы хвостового обтекателя фюзеляжа. На пробеге они поворачиваются навстречу друг другу и перекрывают выхлопную струю двигателя, направляя газы в стороны и вперед.
Крыло самолета прямое, трапециевидной формы в плане, переменной относительной толщины. Крыло не имеет центроплана, консоли стыкуются по оси фюзеляжа. Удлинение крыла — 8,93; стреловидность его по линии 25 % хорд равна нулю. Угол установки крыла +3°, угол поперечного «V» равен +5°30’. Крыло оснащено однощелевыми закрылками и двухсекционными элеронами, имеющими аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Все секции закрылков кинематически связаны между собой. Углы отклонения закрылков — 20° (на взлете) и 35° (на посадке). Элероны отклоняются на 19° вверх и на 15° вниз. Внутренние секции элеронов снабжены триммерами.
Хвостовое оперение Т-образное с переставным в полете стабилизатором. Площадь вертикального оперения — 10,2 м², угол его стреловидности по передней кромке равен 52°. Профиль ВО симметричный с относительной толщиной 11 %. Углы отклонения руля направления ±30°. PH снабжен триммером. Площадь горизонтального оперения — 13 м², угол его стреловидности по линии 25 % хорд равен 1Г. Углы отклонения руля высоты ±25°. Угол установки стабилизатора изменяется в пределах от +3° до -6°.
Шасси трехопорное с носовой управляемой опорой, убираемое в полете. Все опоры шасси — одноколесные, стойки — полурычажного типа, оснащены жидкостно-газовыми амортизаторами. Колеса основных опор размером 1120x450 мм оснащены дисковыми тормозами. Носовое колесо размером 720x310 мм нетормозное, управляемое в диапазоне ±50° (на рулении) либо ±5° (на разбеге/пробеге). Давление в пневматиках колес 3,5–4,0 кгс/см². Основные опоры убираются в крыло по направлению к оси самолета, носовая — против полета в фюзеляж. В полете ниша носовой опоры шасси полностью закрыта створками, ниши основных опор закрыты створками частично — колеса остаются открытыми.
Силовая установка включает три двухконтурных турбореактивных двигателя типа АИ-25. Тяга двигателя на взлетном режиме — 1500 кгс, на номинальном — 1120 кгс, на крейсерском (скорость 550 км/ч, высота полета 6000 м) — 356 кгс. Удельный расход топлива на крейсерской скорости составляет 0,83 кг/кгс-ч. Степень двухконтурности двигателя равна 2. Двигатель выполнен по двухвальной схеме. Он состоит из осевого двухкаскадного компрессора, включающего трехступенчатый компрессор низкого давления и восьмиступенчатый компрессор высокого давления, разделительного корпуса, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой турбины высокого давления, двухступенчатой турбины низкого давления, корпуса задней опоры с двухконтурным реактивным соплом. Запуск двигателя — воздушный от ВСУ АИ-9, которая располагается в отсеке за надфюзеляжным воздухозаборником.
Мотогондоллы боковых двигателей, отсеки среднего двигателя и ВСУ оснащены системами обнаружения и тушения пожара. Тип огнегасящего состава — фреон 114 В2.
Топливо на самолете размещается в кессонах крыла. Максимальная заправка топливом — 5140 л. Кессон каждой консоли разделен на четыре сообщающихся между собой топливных отсека и один дренажный отсек.
Система управления самолетом — механическая, безбустерная. Колонки штурвального управления и педали обоих пилотов жестко связаны между собой. Система управления перестановкой стабилизатора — электрогидравлическая. Управление рулями, элеронами и стабилизатором может осуществляться в автоматическом режиме с помощью автопилота «Кремень-40Э». Для этого в механические проводки управления включены рулевые машинки РД-7А. Проводка управления элеронами, рули высоты и направления снабжены механизмами стопорения во время стоянки самолета.