В 1998 году ОАО КнААПО получило сертификат №Р-54 на право разработки легких гражданских воздушных судов.

В рамках реализации данного направления деятельности, на базе двухдвигательного самолета-амфибии Бе-103 (серийно выпускающемся на ОАО КнААПО), был разработан и построен шестиместный (1+5) однодвигательный самолет-амфибия, получивший название СА-20П.

Самолет спроектирован в соответствии с требованиями лётной годности части 23 Авиационных правил (АП-23) для самолётов нормальной категории. Имеет патент на промышленный образец №49683, приоритет от 04.07.2000 года, выданный 16.12.2001 года.

Современный легкий многофункциональный однодвигательный самолет-амфибия предназначен для перевозки людей и грузов в труднодоступных для других видов транспорта районах Сибири и Дальнего Востока, северных районах европейской части России имеющих протяженные прибрежные территории с большим количеством рек, озер, водоемов.

Возможные варианты применения самолета:

В самолете СА-20П применен большой объем переходящих с Бе-103 систем, агрегатов и деталей. Только по каркасу преемственность достигает 70%. Изменения претерпели: силовая установка, состав бортового оборудования, горизонтальное оперение, гидродинамическая компоновка (установлен накладной редан, изменена схема глиссирования).

Сборка самолета СА-20П завершилась в мае 2002 г, после чего началась его наземная отработка. Вновь разработанные агрегаты самолета (пилон и стабилизатор) были подвергнуты статическим испытаниям неразрушающими методами (до 67% расчетных нагрузок). Новые конструкции успешно выдержали испытания эксплуатационными нагрузками, и самолет передали на летно-испытательную станцию КнААПО, где продолжились наземные испытания (осуществлялся замер тяги винта, проводились частотные испытания и др).

Наконец, в начале июня 2002 г СА-20П был впервые спущен на воду. "Крещение" новой машины состоялось по всем правилам с теплыми напутственными словами, пожеланиями чистого неба и мягкой посадки, семи футов под килем. А в день 70-летия города Комсомольск-на-Амуре 12 июня 2002 г самолет принял участие в мероприятиях водно-спортивного праздника, вызвав своим появлением неподдельный интерес и внимание зрителей

Всероссийская же (и отчасти международная) премьера СА-20П состоялась в сентябре того же года на четвертой Международной выставке "Гидро-авиасалон-2002" в Геленджике Сотрудники КОЛС КнААПО П В Полишук, О А Лосев и А Л Морозов приложили максимум усилии для того, чтобы показ в наземной экспозиции выставки самолета СА-20П был интересным для широкой публики и наглядно-информативным После возвращения из Геленджика подготовка СА-20П к летным испытаниям была продолжена

По результатам исследовании аэродинамических характеристик, продольной и боковой устойчивости и управляемости СА-20П СибНИА в июле 2002 г. было подготовлено заключение по аэродинамике, летно-техническим характеристикам, устойчивости, управляемости и штопору самолета СА-20П, позволившее сделать вывод, что самолет удовлетворяет требованиям существующих норм летной годности самолетов нормальной категории в заявленных диапазонах полетных масс и может быть допущен к первым испытаниям.

В первый полет с аэродрома КнААПО опытный самолет СА-20П был поднят 16 октября 2002 г летчиком-испытателем СибНИА В Е Барсуком. Всего в ходе первого этапа летных испытании (осень 2002 г) СА-20П совершил 11 взлетов и посадок на искусственной ВПП аэродрома, общий налет составил 1 ч 07 мин, были достигнуты высота полета 1000 м и скорость 160 км/ч.

Первый этап летных испытании подтвердил расчетное снижение массы пустого однодвигательного самолета по сравнению с серийным двухмоторным Бе-103 на 140 кг. Летчиком-испытателем Владимиром Барсуком были отмечены достаточная устойчивость и хорошая управляемость самолета, а также сравнительно небольшой шум в кабине.

Выявленные конструктивные замечания были отработаны и устранены в процессе подготовки к следующим этапам испытаний. В частности, провели изменения в дренажной системе, добавили систему обогрева карбюратора, систему аварийного открытия крышек фонаря изменили на систему их аварийного сброса, изменили конструкцию гидроруля, который стал убираемым, уменьшили размах горизонтального оперения на 400 мм и ввели роговую компенсацию руля высоты, усилив умы его навески, установили в кабине зеркало заднего обзора и т.п.

После осуществления этих доработок в сентябре-октябре 2003 г. на КнААПО были успешно проведены второй и третий этапы летных испытаний СА-20П. Первый после почти годичного перерыва полет на машине выполнил 8 сентября В.Е. Барсук. Всего в сентябре 2003 г. летчики-испытатели СибНИА Владимир Барсук и Игорь Мосейкин совершили около двух десятков полетов на СА-20П с аэродрома, вслед за которыми перешли к очередному этапу испытаний - водному. 4 октября, после первых рулежек и скоростных пробежек, Игорь Мосейкин впервые поднял СА-20П в полет с воды. До 10 октября 2003 г. было выполнено еще четыре полета с гидродрома (16 взлетов и посадок), после чего состоялось еше три полета с аэродрома.

К завершению третьего этапа летных испытаний опытного самолета-амфибии СА-20П, по состоянию на коней октября 2003 I., общий налет машины составил 20 ч 32 мин. Было совершено 45 взлетов и посадок на ВПП и 17 - на акватории гидродрома. В результате испытаний были подтверждены основные расчетные летно-технические самолета, в частности достигнуты скорость полета 230 км/ч и высота полета 4660 м. Самолет показал хорошую управляемость и устойчивость в водоизчещающем режиме и в режиме глиссирования. В процессе гидроиспытаний была также подтверждена максимальная взлетная масса СА-20П - 2270 кг. Отзывы летчиков-испытателей СибНИА о самолете СА-20П оказались самыми благоприятными.

В декабре 2002 г и феврале 2004 г. специалисты СибНИА им. С.А.Чаплыгина осуществили две летно-технических экспертизы самолета СА-20П, а в августе 2003 г. - провели исследования и подготовили заключение по аэроупругости самолета. Кроме того, в декабре 2003 г. филиалом ЦАГИ -"Московским комплексом ЦАГИ" - была проведена научно-исследовательская работа и ПОД1 отовлеыо заключение по гидродинамике самолета СА-20П.

На основе этих исследований, а также летных, мореходных, наземных и лабораторных испытаний, технических экспертиз и анализа документации ФГУП "Сибирский научно-исследовательский институт им. С.А. Чаплыгина" 28 ноября 2003 г. подготовил Заключение о допуске самолета-амфибии СА-20П к эксплуатации. В нем говорится: "Самолет СА-20П. заводской №001. с двигателем М-14Х, заводской № КЯ 043003, воздушным винтом MTV-9-B-C/CL250-27, заводской №02543, соответствует "Общим техническим требованиям к летательным аппаратам любительской постройки" и допускается к эксплуатации по техническому состоянию в варианте самолета-амфибии с установленными ограничениями по диапазону центровок от предельно задней 21% САХ до предельно передней 16% САХ, по диапазону эксплуатационных перегрузок +3,0...-1,5 при максимальной взлетной массе 2270 кг, максимальной приборной скорости полета 200 км/ч, предельно допустимой высоте волны (мореходности) 0,2 м, предельным скоростям ветра при взлете с БВПП: встречного - 10 м/с, бокового - 5 м/с, попутного - 2 м/с и при взлете с воды: встречного - 7 м/с, бокового - 2 м/с, попутного -0 м/с..."

На основании этого заключения, по итогам проведенных испытаний, однодвигательный самолет-амфибия СА-20П 24 декабря 2003 г. получил Удостоверение №3068/03 о годности к полетам (по линии Федерации любителей авиации РФ) и Свидетельство №3068 о постановке в Единый реестр учета воздушных судов с присвоением ему регистрационного номера RA-3068K.

Дальнейшими планами работ по экспериментальному самолету СА-20П предусматривается оснащение его в 2004 г. более мощным двигателем М-9Ф (дальнейшее развитие М-14Х мощностью 420 л.с).

Описание самолета.

Аэродинамическая схема однодвигательного самолета-амфибии ОСА - моноплан с низкорасположенным, водоизмещающим крылом, имеющим корневые наплывы. Реализация на самолёте классической гидродинамической компоновки в совокупности с низкорасположенным крылом позволяет получить максимально возможное гидроаэродинамическое качество в процессе разбега по воде, а отсутствие поддерживающих поплавков повышает аэродинамическое качество самолёта. Материалы, применяемые в конструкции планера самолета, выбраны с учетом обеспечения необходимых прочностных и весовых данных, заданного ресурса, а также с учетом пожаробезопасности и долговечности самолета.

Фюзеляж самолета выполнен по силовой схеме полумонокока с работающим продольным набором и работающей обшивкой. Для обеспечения требований непотопляемости лодка разделена гермоперегородками на пять водонепроницаемых отсеков. В носовой части лодки размещены бортовые утки для швартовки к самолету на плаву и для буксировки и подъема самолета. В нижней носовой части лодки расположен проем ниши передней опоры шасси с автоматическими створками. Основные опоры шасси крепятся к нервюрам крыла и убираются вперед по полету в нишу крыла.

Крыло конструктивно выполнено разъемным и состоит из средней части крыла (СЧК) и двух отъемных частей (ОЧК). Элементы конструкции крыла самолета соединены высокоресурсным крепежом. Между передним лонжероном, носком, промежуточной и концевой нервюрами СЧК расположены топливные отсеки. В топливных отсеках имеются съемные крышки люков, а в носовых и хвостовых отсеках крыла люки для монтажа и осмотра конструкции и оборудования в процессе эксплуатации.

Горизонтальное оперение самолета снабжено рулем высоты, установленным в зоне обдува воздушным трехлопастным винтом.

Хвостовое оперение самолета состоит из стабилизатора, руля высоты с триммером, киля, форкиля и руля направления с триммером. Конструкцией предусмотрены съемные крышки для монтажа системы управления рулем направления.

В нижней части руля направления установлен гидроруль, который имеет два положения: убранное и выпущенное. Благодаря установленному на самолете гидрорулю радиус разворота на воде не превышает 0,5 размаха крыла.

Силовая установка самолёта ОСА состоит из двигателя М-9Ф производства Воронежского МЗ, с винтом типа MTV-9, подмоторной рамы, выхлопного коллектора, приводов управления двигателем и агрегатами, а также из систем охлаждения, запуска, топливной и масляной. Запуск двигателя - сжатым воздухом.

Мощность двигателя: 420 л.с., используемое топливо: Б91/115 ГОСТ 1012-72, 100/100LL, используемое масло: МС-20 ГОСТ 21743. Возможна эксплуатация данного двигателя на автомобильных бензинах с октановым числом не ниже 85 (типа АИ-95). Тип воздушного винта MTV-9: изменяемого шага, тянущий.

Каркас фонаря металлический, профили элементов выполнены из листов алюминиевого сплава, штампованно-клёпаной конструкции, потолочная панель задней части фонаря стеклопластиковая, сотовой конструкции.

Интерьер самолёта выполнен с учетом требований эргономики, эксплуатационной технологичности, а также создания комфортных условий для пассажиров и экипажа. Боковые окна закрываются лёгкими солнцезащитными шторками. В передней части салона размещены предметы морского оборудования. В задней части салона оборудован багажный отсек объёмом 0,8 м 3. Салон самолета имеет эффективную теплозвукоизоляцию

В кабине самолёта расположены рабочие места пилотов и кресла для пассажиров - 6 кресел по два в ряду. Проход между креслами 170 мм, шаг кресел 1220 мм и 860 мм. Для удобства входа в кабину левое кресло пилота имеет откат до 310 мм.

Шасси самолёта выполнено по трёхопорной схеме с носовым колесом. Основные опоры крепятся к нервюрам крыла и убираются вперёд по полёту в нишу крыла. Передняя опора с самоориентирующимся колесом крепится к шпангоуту носовой части лодки и убирается вперёд в нишу. Уборка-выпуск шасси осуществляется гидросистемой.

Базовый вариант самолета имеет комплект приборного и радиосвязного оборудования (российского производства), необходимого для выполнения полетов по правилам визуальных полетов (ПВП). Возможна установка бортового оборудования для выполнения полетов по приборам (ППП).

Модификация	СА-20П
Размах крыла, м	12.72
Длина, м	10.65
Высота, м	3.76
Площадь крыла, м2	25.10
Масса, кг
пустого	1640
максимальная взлетная	2270
Тип двигателя	1 ПД М-14Х
Мощность, л.с.	1 х 360
Максимальная скорость, км/ч	240
Крейсерская скорость, км/ч	200
Перегоночная дальность, км	1030
Практическая дальность, км	513
Практический потолок, м	5000
Экипаж, чел	1
Полезная нагрузка:	до 5 пассажиров или 420 кг груза