САМОЛЕТ Л-39. РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ (1988 год)

ОГЛАВЛЕНИЕ

Эксплуатационные ограничения «««««««««««««««««««««... 9

Глава I. Подготовка к полету

Предполетный осмотр самолета ««««««««««««««««««««««12

Осмотр кабины ««««««««««««««««««««««««««««« 14

Проверка оборудования после посадки в кабину ««««««««««««««« 15

Проверка командной радиостанции ««««««««««««««««««««..19

Проверка радиовысотомера РВ-5 «««««««««««««««««««««.. 20

Проверка и настройка радиокомпаса РКЛ-41 ««««««««««««««««.. 20

Проверка радионавигационной станции РСБН-5С («Искра-К») ««««««««... 21

Проверка работы САРПП-12 «««««««««««««««««««««««. 22

Проверка работы СРО-2М ««««««««««««««««««««««««. 22

Проверка кислородного оборудования «««««««««««««««««.««22

Буксировка самолета ««««««««««««««««««««««««««.. 23

Подготовка к запуску двигателя ««««««««««««««««««««««23

Запуск двигателя ««««««««««««««««««««««««««««. 24

Прогрев и опробование двигателя «««««««««««««««««««.«... 26

Подготовка к выруливанию и выруливание «««««««««««««««.«... 30

Глава II. Полеты днем

Полет по кругу «««««««««««««««««««««««««««.«... 32

Взлет ««««««««««««««««««««««««««««.«« 32

Набор высоты ««««««««««««««««««««««««««.. 33

Первый разворот «««««««««««««««««««««««««. 34

Второй разворот «««««««««««««««««««««««««.. 35

Полет от второго к третьему развороту «««««««««««««««« 36

Третий разворот «««««««««««««««««««««««««.. 37

Полет от третьего к четвертому развороту ««««««««««««««.. 37

Четвертый разворот ««««««««««««««««««««««.«... 37

Снижение после четвертого разворота ««««««««««««««.«« 38

Посадка «««««««««««««««««««««««««««.«... 39

Характерные ошибки и отклонения при посадке ««««««««««.«... 40

Останов двигателя ««««««««««««««««««««««««.. 41

Уход на второй круг «««««««««««««««««««««««... 41

Взлет «конвейером» ««««««««««««««««««««««««42

Взлет и посадка при боковом ветре «««««««««««««««««.. 42

Особенности выполнения полетов с грунтовых и заснеженных ВПП «««.. 43

Расчет на посадку с задросселированным двигателем ««««««««««44

Пилотаж «««««««««««««««««««««««««««««««... 45

Общие положения ««««««««««««««««««««««««.. 45

Набор высоты при полете в зону ««««««««««««««««««.. 47

Вираж с креном до 45º «««««««««««««««««««««««47

Вираж с креном 60° ««««««««««««««««««««««.«... 49

Восьмерка ««««««««««««««««««««««««««.«... 50

Боевой разворот «««««««««««««««««««««««««.. 50

Переворот ««««««««««««««««««««««««««.«... 52

Бочка ««««««««««««««««««««««««««««.«... 53

Петля Нестерова «««««««««««««««««««««««««. 55

Косая петля «««««««««««««««««««««««««««.. 56

Полупетля ««««««««««««««««««««««««««.«... 57

Горка ««««««««««««««««««««««««««««.«... 58

Поворот на горке «««««««««««««««««««««««.««59

Переворот на горке ««««««««««««««««««««««««. 60

Пикирование «««««««««««««««««««««««««««60

Спираль ««««««««««««««««««««««««««««« 61

Штопор ««««««««««««««««««««««««««««««.««62

Поведение самолета на минимальных скоростях полета ««««««««... 63

Поведение самолета при перетягивании ручки управления на пилотаже .«... 63

Нормальный штопор «««««««««««««««««««««««.. 64

Ввод самолета в штопор «««««««««««««««««.««64

Поведение самолета в штопоре ««««««««««««««««. 64

Вывод самолета из штопора «««««««««««««««««.. 64

Ошибки при выполнении штопора ««««««««««««««... 65

Перевернутый штопор «««««««««««««««««««««««66

Ввод в перевернутый штопор «««««««««««««««.«... 66

Вывод самолета из перевернутого штопора «««««««««.«... 67

Вывод самолета из непонятного положения ««««««««««« 67

Полет на высоту более 4000 м ««««««««««««««««««««««... 67

Горизонтальный полет «««««««««««««««««««««««««... 69

Полеты на предельно допустимых приборных скоростях и числах М полета «.««70

Полеты по приборам под шторкой «««««««««««««««««««««71

Горизонтальный полет ««««««««««««««««««««««... 71

Набор высоты ««««««««««««««««««««««««««.. 72

Планирование ««««««««««««««««««««««««««. 73

Развороты и виражи «««««««««««««««««««««««« 74

Вывод самолета из сложного положения «««««««««««««««. 75

Пикирование с углом 20º «««««««««««««««««««««... 75

Горка с углом 20º «««««««««««««««««««««««.«... 76

Пилотирование по дублирующим прибора ««««««««««««««. 76

Глава III. Полеты в сложных метеорологических условиях

Подготовка к полету ««««««««««««««««««««««««««... 79

Заход и расчет на посадку с прямой ««««««««««««««««««««. 80

Заход и расчет на посадку по большой коробочке ««««««««««««««.. 81

Заход и расчет на посадку двумя разворотами на 180º ««««««««««««... 82

Исправление отклонений на посадочном курсе «««««««««««««««.. 83

Заход и расчет на посадку по радиопеленгатору «««««««««««««.«« 84

Глава IV. Самолетовождение

Подготовка к полету по маршруту «««««««««««««««««««««85

Полет по маршруту «««««««««««««««««««««««««.«« 85

Взлет и выход на исходный пункт маршрута ««««««««««««««««.. 85

Выход на линию заданного пути «««««««««««««««««««««.. 86

Контроль и исправление пути ««««««««««««««««««««««... 88

Выход на цель (контрольный ориентир) ««««««««««««««««««.. 90

Выход на КПМ и аэродром посадки ««««««««««««««««««««. 90

Использование аппаратуры «Искра-К» для решения задач самолетовождения ««.. 91

Управление аппаратурой «Искра-К» из второй кабины «««««««.«« 92

Действия летчика при потере ориентировки ««««««««««««««««... 93

Расчет дальности и продолжительности полета «««««««««««««««.. 93

Глава V. Групповые полеты

Действия ведущего и ведомых перед взлетом ««««««««««««««.«« 96

Взлет по одному ««««««««««««««««««««««««««««.. 96

Взлет в паре ««««««««««««««««««««««««««««««. 97

Пристраивание «««««««««««««««««««««««««««.«... 97

Прямолинейный полет «««««««««««««««««««««««««... 98

Перестроение пары «««««««««««««««««««««««««««. 98

Развороты и виражи группой «««««««««««««««««««««.««99

Пикирование в паре «««««««««««««««««««««««««.«... 100

Горка в паре ««««««««««««««««««««««««««««.«« 101

Посадка в паре «««««««««««««««««««««««««««.«« 102

Глава VI. Полеты ночью

Подготовка к ночным полетам ««««««««««««««««««««««.. 103

Полеты по кругу ««««««««««««««««««««««««««««..103

Полеты в зону «««««««««««««««««««««««««««««.. 105

Вираж с креном до 45° «««««««««««««««««««««««««... 105

Пикирование ««««««««««««««««««««««««««««««105

Горка «««««««««««««««««««««««««««««««.«... 106

Спираль «««««««««««««««««««««««««««««««« 106

Глава VII. Действия экипажа в особых случаях в полете

Отказ двигателя на взлете ««««««««««««««««««««««««.. 107

Самовыключение двигателя в полете «««««««««««««««««««... 107

Запуск двигателя в полете ««««««««««««««««««««««««..108

Колебания оборотов двигателя ««««««««««««««««««««««..111

Самопроизвольное изменение или зависание оборотов двигателя «««««««... 111

Особенности управления двигателем с включенной аварийной системой топливопита-

ния (включенном выключателе АВАР. ТОПЛ.) ««««««««.«««««««. 111

Помпаж двигателя «««««««««««««««««««««««««««...112

Полет в условиях обледенения ««««««««««««««««««««««.. 112

Отказ подкачивающего топливного насоса «««««««««««««««««. 113

Падение давления масла на входе в двигатель. Стружка в масле или высокая темпера-

тура масла (по сигналу от ТСС) «««««««««««««««««««««« 114

Отказ регулятора температуры ««««««««««««««««««««««..114

Засорение топливного фильтра в ТМА «««««««««««««««««.««114

Резервный остаток топлива ««««««««««««««««««««««««114

Повышенная вибрация двигателя «««««««««««««««««««««. 115

Пожар в отсеке двигателя ««««««««««««««««««««««««.. 115

Неуборка шасси ««««««««««««««««««««««««««««...116

Невыпуск шасси от основной системы (аварийный выпуск шасси) «««««««. 116

Невыпуск шасси от аварийной системы ««««««««««««««««««.. 117

Аварийная уборка шасси «««««««««««««««««««««««««117

Невыпуск закрылков от основной гидросистемы «««««««««««««««118

Неуборка тормозных щитков «««««««««««««««««««««.««118

Отказ основной системы торможения колес «««««««««««««««««119

Разгерметизация кабины в полете «««««««««««««««««««.«« 119

Отказ системы автоматического регулирования температуры воздуха в кабине «« 120

Отказ системы автоматического регулирования температуры воздуха на входе в снаря-

жение (на выходе из насадка индивидуальной вентиляции) ««««««.««««.120

Обмерзание фонаря «««««««««««««««««««««««««««.120

Отказ системы автоматического регулирования давления воздуха в кабине «««.. 121

Понижение избыточного давления в кабине «««««««««««««««««121

Повышение избыточного давления в кабине «««««««««««««... 121

Разрушение остекления фонаря. Срыв откидной части фонаря «««««««.«... 121

Появление дыма или запаха гари в кабине «««««««««««««««««.. 122

Отказ кислородного оборудования ««««««««««««««««««««... 122

Запотевание смотрового щитка гермошлема ««««««««««««««««... 122

Отказ системы противоперегрузочного костюма ««««««««««««««« 123

Отказ основного генератора «««««««««««««««««««««««.. 123

Отказ основного и запасного генератора ««««««««««««««««««. 123

Отказ преобразователя ЛУН 2457.8 ««««««««««««««««««««.. 124

Отказ преобразователя ЛУН 2456-01-8 «««««««««««««««««.«... 124

Отказ одного преобразователя ЛУН 2458.8 «««««««««««««««««. 124

Срабатывание сигнализатора аварийных режимов ««««««««««««.«« 125

Отказ авиагоризонта АГД-1 «««««««««««««««««««««««...125

Отказ системы ПВД ««««««««««««««««««««««««««« 125

Отказ гиромагнитного компаса ГМК-1АЭ «««««««««««««««««...126

Отказ радиосвязи ««««««««««««««««««««««««««.«... 126

Отказ радиокомпаса РКЛ-41 «««««««««««««««««««««««.. 127

Отказ аппаратуры ближней навигации и посадки РСБН-5С («Искра-К») «««««128

Отказ навигационной части РСБН-5С при выполнении маршрутного полета по

заданному азимуту ««««««««««««««««««.««««««. 128

Отказ навигационной части РСБН-5С при выполнении полета в режиме «Проби-

вание облачности» ««««««««««««««««««««««««.. 128

Отказ аппаратуры посадки РСБН-5С «««««««««««««««««129

Отказ в системе красного света светотехнического оборудования при ночных полетах

«««««««««««««««««««««««««««««««««««... 129

Отказ системы комбинированного освещения ««««««««««««««.«... 129

Вынужденная посадка ««««««««««««««««««««««««.«... 129

Вынужденное покидание самолета ««««««««««««««««««««... 133

Покидание управляемого самолета катапультированием ««««««««.. 133

Действия при приземлении ««««««««««««««««««««« 134

Действия при приводнении «««««««««««««««««««««135

Покидание неуправляемого самолета катапультированием «««««««.. 136

Покидание самолета без катапультирования «««««««««««««... 137

Покидание самолета на земле ««««««««««««««««««««137

Автономный сброс откидной части фонаря в полете ««««««««««. 138

Глава VIII. Облет самолета

Облет после выполнения 100- и 200-ч регламентных работ ««««««««««.. 139

Первый полет после замены двигателя ««««««««««««««««««« 140

Второй полет после замены двигателя (полет после замены агрегатов топливорегули-

рующей аппаратуры) ««««««««««««««««««««««««««.. 141

Облет самолета для оценки его балансировки, устойчивости и управляемости ««. 141

Полет для проверки АГД-1 «««««««««««««««««««««««« 143

Глава IX. Боевое применение самолета Л-39

Условия эксплуатации самолета Л-39 в полетах на боевое применение «««««.. 144

Подготовка к полету ««««««««««««««««««««««««««... 145

Предполетный осмотр и проверка бомбардировочного вооружения ««««145

Предполетный осмотр и проверка учебного управляемого ракетного вооружения

««««««««««««««««««««««««««««««««... 146

Предполетный осмотр и проверка фотоконтрольного и прицельного оборудова-

ния (перед полетом на фотострельбу по воздушным и наземным целям или фо-

тобомбометание) «««««««««««««««««««««««««. 148

Предполетный осмотр и проверка кассеты сигнальных ракет ЭКСР-46 ««.. 149

Выполнение полетов на боевое применение «««««««««««««««««149

Полеты на бомбометание «««««««««««««««««««««... 149

Полеты на стрельбу неуправляемыми ракетами ««««««««««««. 151

Полеты на имитацию пуска управляемых ракет по воздушной цели «««... 154

Полеты на фотострельбу по воздушной цели «««««««««««««. 155

Применение сигнальных ракет «««««««««««««««««««. 158

Действия летчиков в особых случаях полета на боевое приземление «««.. 159

Основные сведения о выполнении прицеливания при боевом применении вооружения

«««««««««««««««««««««««««««««««««««... 160

Стрельба неуправляемыми ракетами ««««««««««««««««« 160

Расчет прицельных данных «««««««««««««««««««««160

Прицеливание ««««««««««««««««««««««««««..165

Особенности прицеливания по малоразмерным целям «««««««««.. 166

Бомбометание ««««««««««««««««««««««««««.. 166

Расчет прицельных данных «««««««««««««««««««««166

Прицеливание ««««««««««««««««««««««««««..168

Имитация пуска управляемых ракет по воздушным целям «««««««... 168

Фотострельба по воздушным целям «««««««««««««««««. 169

Глава X. Краткое описание самолета, двигателя, их систем, оборудования

и вооружения

Самолет ««««««««««««««««««««««««««««««.«... 170

Геометрические данные ««««««««««««««««««««««. 170

Планер самолета «««««««««««««««««««««««««. 170

Взлетно-посадочное устройство «««««««««««««««««««172

Гидравлическая система ««««««««««««««««««««.««173

Контур шасси «««««««««««««««««««««««.. 174

Контур закрылков «««««««««««««««««««««... 174

Контур тормозных щитков ««««««««««««««««.«... 174

Контур торможения колес шасси «««««««««««««««.. 176

Контур воздушной турбины «««««««««««««««««.. 176

Аварийный контур «««««««««««««««««««««.. 177

Воздушная система ««««««««««««««««««««««.«« 177

Топливная система ««««««««««««««««««««««««..178

Средства противопожарной защиты «««««««««««««««.«« 180

Двигатель АИ-25ТЛ «««««««««««««««««««««««««««180

Вспомогательный двигатель «Сапфир-5» ««««««««««««««««.«... 185

Авиационное и радиоэлектронное оборудование ««««««««««««««... 187

Электрооборудование ««««««««««««««««««««««««.««187

Светотехническое и светосигнальное оборудование «««««««««««««.. 191

Пилотажно-навигационное оборудование «««««««««««««««««... 192

Радиоэлектронное оборудование «««««««««««««««««««««.. 194

Радионавигационное оборудование ««««««««««««««««««««.. 195

Аппаратура ближней навигации и посадки РСБН-5С ««««««««.«... 195

Автоматический радиокомпас РКЛ-41 ««««««««««««««.«« 196

Радиовысотомер малых высот РВ-5 «««««««««««««««««. 197

Маркерный радиоприемник МРП-56ПС «««««««««««««««.. 198

Радиотехническое оборудование «««««««««««««««««««««.. 198

Вооружение самолета ««««««««««««««««««««««««.«« 198

Расположение органов управления, вооружением в кабинах самолета ««« 199

Бомбардировочное вооружение «««««««««««««««««.«... 200

Неуправляемое ракетное вооружение ««««««««««««««««.. 201

Управляемое ракетное вооружение «««««««««««««««««.. 203

Прицельное и фотоконтрольное оборудование ««««««««««««... 205

Установка кассеты сигнальных ракет ЭКСР-46 ««««««««««««.. 206

Герметическая кабина. Система кондиционирования воздуха кабины и снаряжения лет-

чиков «««««««««««««««««««««««««««««««««.206

Средства аварийного покидания «««««««««««««««««««««... 210

Кислородное оборудование и высотное спецснаряжение «««««««««««.. 211

Система противоперегрузочного костюма «««««««««««««««««.. 214

Противообледенительная система «««««««««««««««««««.«... 214

Глава XI. Летно-технические характеристики самолета

Летные данные «««««««««««««««««««««««««««.«... 216

Центровка и весовые данные «««««««««««««««««««««.«« 217

Взлетно-посадочные характеристики «««««««««««««««««««... 219

При полетах с бетонированных ВПП ««««««««««««««««... 219

Взлет «««««««««««««««««««««««««.«« 219

Посадка ««««««««««««««««««««««««.«... 220

Прекращенный взлет ««««««««««««««««««««.. 221

При полетах с грунтовых ВПП «««««««««««««««««««..221

Взлет «««««««««««««««««««««««««.«« 221

Посадка ««««««««««««««««««««««««.«... 221

Аэродинамические поправки «««««««««««««««««««««.««221

Максимальные скорости горизонтального полета ««««««««««««««.. 224

Скороподъемность, практический потолок и время набора ««««««««««...224

«УТВЕРЖДАЮ»

генерал-полковник авиации

Л. Агурин

Двухместный учебно-тренировочный самолет Л-39 (рис. 1) с двухконтурным

турбореактивным двигателем АИ-25ТЛ предназначен для первоначального обучения

курсантов летных училищ ВВС и учебных организаций ДОСААФ технике пилотирова-

ния в простых и сложных метеоусловиях днем и ночью, обучения элементам боевого

применения, связанным с перехватом воздушных целей визуально, действиям по

наземным целям, а также для тренировки летного состава летных училищ и строевых

частей ВВС.

Рис. 1. Общий вид самолета Л-39

Эксплуатационные ограничения

Ограничения

Чем ограничиваются

1. Максимальный взлетный вес:

Прочностью самолета

с бетонированной ВПП - 4700 кгс;

с грунтовой ВПП - 4600 кгс

2. Максимальный посадочный вес - 4500 кгс (в отдельных

Прочностью

случаях - 4600 кгс)

3. Максимально допустимая скорость полета по прибору (до

Прочностью самолета

высоты 1300 м) - 900 км/ч

4. Максимально допустимое число М полета по прибору (на

Устойчивостью и управляемо-

высотах более 1300 м) - 0,8

стью самолета

5. Максимально допустимые перегрузки:

Прочностью самолета

для полетного веса 4200 кгс и менее:

положительная - 8;

отрицательная - 4;

для полетного веса более 4200 кгс:

положительная - 7;

отрицательная - 3,5:

для полета с выпущенными закрылками:

положительная - 2;

отрицательная - не допускается

6. Минимально допустимая скорость полета по прибору - 200

Запасом С_У до сваливания

км/ч

7. Диапазон допустимых центровок:

Устойчивостью и управляемо-

предельно передняя - 21,0% САХ;

стью самолета

предельно задняя - 26,0% САХ

8. Максимально допустимые скорости полета по прибору:

Прочностью щитков шасси и

с выпущенным шасси - 340 км/ч;

узлов подвески закрылков

с выпущенными закрылками (во взлетном и посадочном

положении) - 310 км/ч

9. Максимально допустимая скорость полета по прибору для

Чрезмерной эффективностью

применения триммера руля высоты - 700 км/ч

триммера на больших скоро-

стях полета

10. Максимальное время перевернутого полета - 20 с

Количеством топлива в топ-

ливном аккумуляторе

11. Минимальное время горизонтального полета для повтор-

Продолжительностью запол-

ного выполнения перевернутого полета - 20 с

нения топливного аккумуля-

тора

12. Разрешенное количество витков штопора, выполняемого в

Устойчивостью работы двига-

учебных целях:

теля при выполнении перевер-

нормального - до 2;

нутого штопора, а также

перевернутого - 1

большими переменными

нагрузками на органах управ-

ления, ограниченным време-

нем перевернутого полета

13. Максимально допустимая боковая составляющая скорости

Боковой устойчивостью и

ветра при взлете и посадке - 10 м/с

управляемостью самолета

14. Максимальная скорость начала торможения колес - 190

Энергоемкостью тормозов

км/ч

15. Максимальная скорость руления на поворотах - 10 км/ч

Устойчивостью самолета

16. Максимальное количество последовательных посадок с

Нагревом тормозов и колес

торможением (с интервалом не менее 7 мин) - 10

17. Допустимая прочность грунта при эксплуатации самолета с

Условием сохранения поверх-

ГВПП - не менее 7 кгс/см². Разрешается выполнение отдель-

ности ГВПП и проходимостью

ных полетов с прочностью грунта от 6 до 7 кгс/см²

самолета

18. Толщина снегового покрова на ГВПП:

Условием обеспечения без-

свежевыпавшего - не более 15 см при температуре снега

опасности взлета и посадки

не выше -1°С;

укатанного - не более 20 см при температуре снега не вы-

ше -3°С

19. Скорости и высоты (над рельефом местности) аварийного

Временем срабатывания эле-

покидания самолета:

ментов катапультной установ-

на скоростях 150-500 км/ч на разбеге, пробеге и в горизон-

ки и парашютной системы

тальном полете - на любой высоте,

на скоростях 500-900 км/ч в горизонтальном полете - на

высотах от 50 м до практического потолка;

при пикирования самолета с углом до 90° на скоростях до

900 км/ч - с высоты не менее 1500 м

20. Максимально допустимая скорость полета по прибору со

Воздействием воздушного

сброшенным фонарем - 350 км/ч

потока на летчика

21. Максимальная высота применения взлетного режима ра-

Теплонапряженностью двига-

боты двигателя - 10000 м

теля

22. Максимальная продолжительность непрерывной работы

Прочностью двигателя

двигателя на взлетном режиме - 20 мин

23. Максимально допустимая температура газов за турбиной в

Теплонапряженностью двига-

полете:

теля

до высоты 8000 м - 685°С (при включенной противообле-

денительной системе - не более 705°С);

на высотах более 8000 м - 715°С;

на малом газе и при запуске на всех высотах - 600°С

24. Максимально допустимые обороты ротора КВД - 107,8%

Прочностью двигателя

25. Максимальная продолжительность работы двигателя на

Надежностью работы автома-

аварийной системе топливопитания - 40 мин

тики

26. Минимальные обороты ротора КВД при работе двигателя

Запасом устойчивости работы

на аварийной системе топливопитания:

двигателя

на высотах до 2000 м - 56%.

на высотах 2000 м и более - 60%

27. Максимальные обороты ротора КВД при работе двигателя

Запасом устойчивости работы

на аварийной системе топливопитания:

двигателя

на высотах до 2000 м - 103%;

на высотах от 2000 до 8000 м - не более 99%

28. Максимальная высота полета при работе двигателя на ава-

Высотностью топливной си-

рийной системе топливопитания - 8000 м

стемы

29. Максимальная высота полета с выключенным подкачива-

Устойчивостью работы двига-

ющим насосом - 6000 м

теля

30. Максимальная высота полета с включенной системой про-

Теплонапряженностью двига-

тивообледенения - 8000 м

теля

31. Максимальная высота запуска двигателя в полете - 6000 м

Надежностью запуска двига-

теля

32. Минимальные обороты авторотации ротора КВД при за-

Надежностью запуска двига-

пуске двигателя в полете без использования вспомогательного

теля

двигателя «Сапфнр-5» - 15%

33. Продолжительность работы двигателя на оборотах ротора

Срабатыванием клапанов пе-

КВД 74-77 и 86-89% - минимальная (использовать эти режи-

репуска воздуха из компрессо-

мы как проходные)

ра

34. Максимальная скорость ветра со стороны реактивного соп-

Надежностью запуска и

ла при запуске и опробовании двигателя - 10 м/с

устойчивостью работы двига-

теля

Глава I

ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ

1. Перед полетом летчик обязан принять доклад от техника самолета о готовно-

сти самолета к полету, о заправке его систем топливом, маслом, воздухом, кислородом

и жидкостью АМГ-10, а также о работах, проделанных на самолете после последнего

полета.

ПРЕДПОЛЕТНЫЙ ОСМОТР САМОЛЕТА

2. Произвести внешний осмотр самолета по установленному маршруту (рис. 2);

начинать с передней части самолета, после чего осмотреть правую, а затем левую сто-

рону.

Рис. 2. Маршрут осмотра самолета

3. При осмотре передней части самолета проверить:

имеются ли противопожарные средства около самолета;

одинакова ли просадка основных стоек шасси (нет ли крена);

установлены ли тормозные колодки под колеса самолета;

состояние носовой части фюзеляжа (нет ли повреждений, закрыт ли лючок запра-

вочных штуцеров воздушной и кислородной систем, исправен ли механический

указатель положения передней стойки шасси и закрыты ли левая и правая откидные

крышки люка отсека с оборудованием);

давление воздуха в системе по манометру, расположенному над лючком заправки

кислородом и воздухом; давление воздуха должно быть 120-150 кгс/см²;

состояние антенны III диапазона изделия 020;

состояние передней стойки шасси (нет ли течи из уплотнений ее штока);

состояние арматуры внешней сигнализации выпущенного положения шасси;

степень накачки пневматика переднего колеса (по обжатию - при полной заправке

основных и концевых крыльевых топливных баков оно должно быть 18 мм), состо-

яние покрышки и не провернулась ли она относительно реборды колеса (проверяет-

ся по рискам на реборде колеса и покрышке);

закрыт ли лючок СРО-2М;

состояние и чистоту остекления фонаря.

4. При осмотре правой стороны самолета проверить:

снят ли чехол с датчика температуры наружного воздуха;

закрыт ли лючок подсоединения рукава наземного кондиционера;

сняты ли заглушки с правого канала воздухозаборника и с воздухозаборников тур-

бохолодильной установки;

состояние правого канала воздухозаборника двигателя (нет ли повреждений обшив-

ки и нет ли в канале воздухозаборника посторонних предметов);

состояние радиопрозрачного обтекателя антенны РКЛ-41;

состояние тормозных щитков;

исправность правой стойки шасси (нет ли течи из уплотнений цилиндров и аморти-

зационной стойки, повреждения гидравлических шлангов, механических поврежде-

ний и грязи на деталях амортизационной стойки, состояние щитков и тяг);

исправность правого колеса (состояние и отбортовку трубопроводов, тормозной,

системы); состояние покрышки;

состояние электропроводки и крепления датчика растормаживания колес;

степень накачки пневматика правого колеса по обжатию (при полной заправке ос-

новных и концевых топливных баков оно должно быть 38 мм);

состояние арматуры внешней сигнализации выпущенного положения шасси;

нет ли течи из трубопроводов и агрегатов гидросистемы;

исправность механического указателя положения правой стойки шасси;

крепление держателей, бомб, блоков к ним;

состояние обшивки правой плоскости (нет ли вмятин, трещин, отворачивания вин-

тов, срезания заклепок и других повреждений);

состояние приемника ПВД и снят ли с него чехол;

состояние радиопрозрачных обтекателей;

состояние рулежно-посадочной фары;

состояние концевого бака (нет ли вмятин, трещин и других повреждений);

надежность закрытия и контровку пробки заправочной горловины концевого топ-

ливного бака;

остекление БАНО;

состояние электростатических разрядников;

состояние и крепление элеронов (в нейтральном ли положении находится триммер)

и закрылков;

надежность закрытия смотровых лючков на нижней поверхности крыла и правой

стороне фюзеляжа;

количество масла в маслобаке двигателя должно быть 4,5-7,5 л (по масломерному

стеклу);

наличие сигнальных ракет в ракетницах;

закрытие нижних люков капотов осмотра двигателя;

состояние остекления хвостового светильника С-39;

отсутствие люфтов и легкость хода руля высоты;

отсутствие повреждений и чистоту обшивки хвостового оперения;

в нейтральном ли положении находятся триммеры руля высоты и направления;

состояние антенны РСБН-5С, радиопрозрачного обтекателя антенны УКВ радио-

станции и антенны III диапазона СРО-2М;

состояние электростатических разрядников на хвостовом оперении.

5. Левую сторону самолета осмотреть в объеме, указанном для правой стороны,

кроме того, проверить:

закрыт ли лючок блока САРПП-12ГМ;

снят ли чехол с выхлопной трубы двигателя «Cапфир-5»;

закрытие лючка и убедиться, нет ли течи жидкости АМГ-10 из-под штуцеров под-

соединения наземной гидротележки.

ОСМОТР КАБИНЫ

6. Перед посадкой в кабины проверить:

установлены ли предохранительные чеки в головках телескопического стреляющего

механизма и механизма сброса откидной части фонаря, а также в левой тяге систе-

мы управления катапультированием;

сняты ли предохранительные чеки с порохового ракетного двигателя, ручки ава-

рийного сброса фонаря, пиромеханизма стабилизирующего парашюта, пиромеха-

низма притяга плечевых ремней и правой тяги системы управления катапультиро-

ванием кресла;

включены ли все АЗС на дополнительном электрощитке в передней кабине;

выключены ли все АЗС и выключатели на основном электрощитке в передней и на

электрощитке в задней кабинах;

нет ли посторонних предметов в кабинах;

находятся ли в переднем положении и законтрены ли рычаги кранов аварийного

управления шасси, закрылков, тормозных щитков и соединения гидравлических си-

стем;

уложены ли на кресле парашютная система и носимый аварийный запас;

расправлена и подсоединена ли подвесная система к лентам плечевого притяга и к

замкам, расположенным на боковых стенках чашки кресла;

расправлены и закреплены ли ленты фиксации ног;

подсоединен ли трос блокировки кресла с фонарем к откидной части фонаря и уста-

новлен ли «желудь» троса в гнезде на заголовнике катапультного кресла;

правильно ли установлена чашка кресла по высоте (проверяется по указателю, рас-

положенному на левой стороне заголовника кресла);

соответствует ли весу летчика (с учетом веса обмундирования и спецснаряжения)

положение сопел реактивного двигателя (проверяется по указателю положения ме-

ханизма регулировки сопел, расположенного на левой стороне чашки кресла);

подсоединен ли трос выключения концевого выключателя КВ-9 на правой панели к

откидной части фонаря и к рычажку микровыключателя;

находится ли давление кислорода в пределах 130-150 кгс/см² (по манометру пара-

шютного кислородного прибора);

подсоединен ли боуден механизма включения парашютного кислородного прибора

КП-27М к верхней колодке объединенного разъема коммуникаций ОРК-9А, а шланг

прибора КП-27М соединен ли со шлангом кислородного прибора КП-52М;

установлены ли в положение МИН. головка и предохранительный клапан автомата

давления АД-6Е при использовании высотного компенсирующего костюма ВКК-

3М или противоперегрузочного костюма ППК-1У и в положение МАКС. - при ис-

пользовании ВКК-6М;

находится ли выключатель СИГНАЛ РАКЕТЫ в положении ОТКЛ.;

находятся ли в неутопленном состоянии кнопки управления стрельбой ракет;

закрыты ли краны вентиляции костюмов; рукоятки кранов ВЕНТИЛЯЦИЯ КО-

СТЮМА должны находиться в крайнем левом положении;

нет ли погнутостей и других повреждений телескопических соединений подвода

воздуха к шлангам герметизации откидных частей фонаря.

7. При выполнении полета одним летчиком из передней кабины в задней кабине

проверить:

правильно ли закреплены привязные ремни;

находится ли рычаг управления шасси в положении «НЕЙТРАЛЬНО»;

включен ли выключатель СЕТЬ;

на коррекционном механизме КМ-8 проверить установку стрелки магнитного скло-

нения на нулевую отметку шкалы;

выключены ли переключатели схем введения отказов КРЕН, ТАНГАЖ, ГМК, АРК

на среднем пульте;

включен ли переключатель «УКАЗАТЕЛЬ ТВГ ЗАД./ПЕРЕД.» на переднюю кабину

(на самолетах, оборудованных этим переключателем);

открыты и законтрены ли перекрывные краны статической и динамической систем

питания мембранно-анероидных приборов передней кабины;

находятся ли выключатели СТОП Д-ЛЯ, СТОП ТУРБО, АВАР. ТОПЛ. в положе-

нии ВЫКЛЮЧЕНО, закрыты и законтрены ли их предохранительные колпачки;

открыт ли вентиль КОЛЬЦЕВАНИЕ БАЛЛОНОВ;

закрыт ли кран ВЕНТИЛЯЦИЯ КОСТЮМА и насадок индивидуальной вентиляции

(душирования);

находится ли рукоятка РАЗГЕРМЕТ. КАБИНЫ в выключенном положении (в верх-

нем крайнем положении);

находится ли в нейтральном положении и законтрен ли переключатель КОНДИЦ.

(КЛИМАТ) включения отбора воздуха от двигателя на систему кондиционирова-

ния;

закрыта ли откидная часть фонаря задней кабины.

ПРОВЕРКА ОБОРУДОВАНИЯ ПОСЛЕ ПОСАДКИ В КАБИНУ

8. После посадки в кабину самолета летчик должен проверить:

расконтрены ли все органы управления, легкость хода педалей и ручки управления,

правильность отклонения рулей и элеронов, положение триммеров (должны гореть

табло сигнализации их нейтрального положения);

правильность установки чашки катапультного сиденья по высоте (глаза летчика

должны быть на уровне риски - линии на левой стороне заголовника);

находится и запломбирован ли в исходном положении рычаг аварийного сброса фо-

наря;

включен и законтрен ли переключатель разблокировки кресла РАЗБЛ. КРЕСЛА,

находящийся на правом пульте кабины;

правильность установки педалей по длине ног, для чего поставить ноги на педали

(под ремни) и при необходимости отрегулировать ножное управление по росту.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Карабин фала коробки носимого аварий-

ного запаса НД-39 без предметов комплектации к обмундированию не

присоединять.

С помощью техника надеть подвесную систему парашюта.

9. При выполнении полета в ВКК подсоединить шланг натяжного устройства

костюма к прибору КП-52М.

Надеть пряжку натяжного устройства гермошлема и тесьму крепления гофриро-

ванного шланга кислородной маски (КМ) или гермошлема (ГШ) на пряжку левого

ножного обхвата перед соединением ее с замком ТП. Закрыть замок ТП и вставить в

него пряжки грудной перемычки и ножных обхватов. Поставить предохранительную

планку в положение ЗАКРЫТО и проверить надежность закрытия замка (поверхность

должна быть гладкой).

Подсоединить шланг ППК (ВКК) и шланг вентилируемого комбинезона ВК-3М

к верхней колодке ОРК-9А, а шланг КМ (ГШ) - к прибору КП-52М, не допуская пере-

жатия и переключения шланга подпора клапана выхода.

Закрепить прибор КП-52М на замке, установленном на левом ножном обхвате

подвесной системы парашюта ниже большой полупетли.

10. Соединить электроразъемы обогрева стекла ГШ и радио со жгутом на ОРК-

9А, предварительно пропустив этот жгут под подвесную систему парашюта.

Примечание. Перед полетом без ВКК вместо шланга, соединяющего прибор КП-52М с костю-

мом, установить предохранительный клапан, прилагаемый к комплекту кислородного оборудования.

При выполнении полета в ВМСК-4 (АСЖ-58 или АСП-74) подсоединить кара-

бин фала НАЗа к полукольцу защитного снаряжения (ВМСК, ВК-ЗМ) или полетного

обмундирования, а также:

при наличии радиомаяка «Комар-2М» состыковать электроразъем Ш-6 электрожгу-

та блока питания с фалом НАЗ;

при полете с использованием спасательного пояса убедиться, что лямки подвесной

системы парашюта не закрывают поплавки и пусковые фишки, а поплавки находят-

ся между соединительными лямками и ранцем парашютной системы;

при полете с использованием жилета типа АСЖ-58 вывести мундштуки трубок под-

дува его камер наружу из-под лямок плечевых обхватов подвесной системы;

при полете в ВМСК убедиться, что клапаны сброса воздуха КС-2М открыты;

подсоединить шланги вентиляции спецснаряжения (ВМСК, ВК-3М) к верхней ко-

лодке разъема ОРК-9А;

убедиться, что рукоятка ВЕНТИЛЯЦИЯ КОСТЮМА повернута против хода часо-

вой стрелки до упора (вентиляция закрыта), если не будет использоваться вентиля-

ция спецснаряжения от наземного кондиционера.

11. Подтянуть концы лямок ножных и наспинно-плечевых обхватов подвесной

системы. Оставшиеся свободные концы уложить под резиновые шлевки.

12. Проверить работу механизма стопорения плечевых ремней, для чего:

рычаг стопорения плечевых ремней, находящихся на левой стороне чашки кресла,

переместить в крайнее переднее положение;

наклонив корпус вперед, проверить степень натяжения ремней и возможность рабо-

ты с переключателями и оборудованием кабины;

придерживая рычаг стопорения плечевых ремней в переднем положении, прижаться

к спинке кресла;

отпустить рычаг стопорения плечевых ремней, который под действием пружины

должен вернуться в исходное положение, и застопорить плечевые ремни;

расстопорить ремни и убедиться, что предметы обмундирования и снаряжения не

мешают работе в кабине и катапультированию.

13. Соединить разъемную колодку шлемофона с колодкой шнура радиостанции,

а затем проверить:

законтрен ли рычаг управления пожарным краном в положении ОТКРЫТО;

открыт ли вентиль КИСЛОРОД;

установлены ли рукоятки регулятора подачи кислорода РПК-52 100% О₂-СМЕСЬ и

АВАРИЯ соответственно в положения СМЕСЬ и ВЫКЛ.;

давление кислорода в системе по манометру индикатора кислорода ИК-52 должно

быть в пределах 130-150 кгс/см²;

установлена ли в положение ВЫКЛ. рукоятка крана ВЕНТИЛЯЦИЯ ШЛЕМА;

установлена ли в положение, соответствующее температуре воздуха в кабине в по-

лете, ручка реостата обогрева смотрового стекла ГШ, а переключатель обогрева

смотрового стекла ГШ РУЧН.-АВТ. - в положение АВТ.;

легкость хода, надежность стопорения и фиксации рычага управления двигателем

(РУД) в различных положениях от малого газа до максимала; после проверки уста-

новить его в положение СТОП;

находится ли флажок крана переключения основной и аварийной систем ПВД в по-

ложении РАБОТА, выключены ли лампы-кнопки обогрева ПВД;

находятся ли выключатели СТОП Д-ЛЯ, СТОП ТУРБО, АВАР. ТОПЛ. в выклю-

ченных положениях, закрыты и законтрены ли их предохранительные колпачки;

находится ли переключатель ХОЛОД. ПРОКР.-ЛОЖ. ЗАПУСК-ЗАПУСК в положе-

нии ЗАПУСК (предохранительный колпачок должен быть закрыт);

законтрен ли предохранительный колпачок кнопки пожаротушения;

находится и законтрен ли рычаг аварийного торможения АВАРИЙНЫЙ ТОРМОЗ в

крайнем переднем положении (на самолетах с 37 серии в среднем положении;

находятся ли рукоятки кранов управления уборкой и выпуском шасси в передней

кабине в крайнем нижнем положении на выпуск, в задней кабине - в среднем поло-

жении;

стоит ли переключатель сигнальных ракет в положении ОТКЛ., и находятся ли в

исходном положении кнопки пуска сигнальных ракет;

находятся ли в выключенном положении переключатели ОРУЖИЕ и АСП ФКП на

среднем пульте;

находится ли переключатель АВАР. СБРОС в среднем положении и законтрен ли

его предохранительный колпачок;

внешнее состояние оборудования и приборов на приборной доске кабины (состоя-

ние шкал, остекления, стрелок и положения последних);

установилась ли стрелка указателя перегрузки на деление +1;

установлены ли стрелки барометрического высотомера на нуль, при этом показания

давления на шкале прибора должны совпадать с фактическим давлением у земли

или отличаться от него на величину не более ±2 мм рт. ст.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Устранять рассогласования между по-

казаниями давления на приборе и фактическим давлением у земли с по-

мощью отворачивания гайки кремальеры прибора запрещается.

2. В случаях, когда расхождение между показанием давления на

приборе и фактическим давлением у земли (по данным метеостанции)

превышает ±2 мм рт. ст., полет выполнять запрещается.

правильность показания часов, подготовить их к полету;

положение выключателя КВАНТ (должен быть в положении ВЫКЛ.);

показания магнитного компаса (он должен показывать компасный курс самолета);

крепление прицела АСП-3НМУ-39;

давление в аварийной гидросистеме по манометрам (должно быть не менее 150

кгс/см²); если давления нет, необходимо; после запуска двигателя на оборотах КВД

85% убедиться, что давление в аварийной гидросистеме не менее 150 кгс/см²; если

давления в аварийной гидросистеме нет, вылетать запрещается;

контровку кранов аварийного выпуска шасси и закрылков;

находится ли переключатель КОНДИЦ. (КЛИМАТ) в положении ЗАКР. (ВЫКЛ.), а

переключатель АНТИОБЛЕД. - в положении ВЫКЛ. (на самолетах с 37 серии пе-

реключатель КОНДИЦ. (КЛИМАТ) отсутствует;

установлены ли четырехпозиционные переключатели ТЕПЛО-АВТОМАТ автома-

тического регулятора температуры воздуха в кабине и на входе в снаряжение (на

выходе из насадка индивидуальной вентиляции) в положение АВТОМАТ; устано-

вить задатчики на поддержание желаемой температуры в кабине и на входе в сна-

ряжение (на выходе из насадка индивидуальной вентиляции);

находится ли рукоятка КОНДИЦ.-ГЕРМЕТ. В крайнем заднем положении;

закрыт ли предохранительный колпачок выключателя ВКЛЮЧЕНИЕ РТ-12.

14. Включить на основном электрощитке передней кабины выключатель АК-

КУМ. (при этом на указателе АГД-1 загорается красная лампа, сигнализирующая об

отсутствии питания по 36 В 400 Гц), и АЗС ДВИГАТЕЛЬ (при этом включается топ-

ливный подкачивающий насос), на электрощитке задней кабины - выключатель СЕТЬ

и проверить напряжение бортовой аккумуляторной батареи (оно должно быть не менее

24 В), выключить АЗС ДВИГАТЕЛЬ.

Проверку электроприборов и агрегатов производить от наземного источника

электроэнергии.

15. Подать команду «Включить электропитание» и, получив от техника самолета

ответ «Электропитание включено», проверить, горит ли сигнальное табло дымчатого

цвета с символом тележки наземного источника.

16. Включить АЗС ДВИГАТЕЛЬ и проверить напряжение сети при подключен-

ном источнике электроэнергии по бортовому вольтамперметру. Напряжение должно

быть 27-29 В.

17. Проверить исправность цепи сигнализации пожара, для чего переключатель

КОНТР. ССП на среднем пульте в передней кабине установить вверх (положение I) -

должно загореться светосигнальное табло. Аналогично проверить сигнализацию уста-

новкой переключателя вниз (положение II).

18. Проверить работу измерителя вибрации двигателя, для чего включить АЗР

ПРЕОБРАЗ. 115 В (АЗР-70 ПРЕОБРАЗ. I 115 В для самолетов с 37 серии) и нажать на

кнопку КОНТРОЛЬ ИВ-ЗОО на левом пульте, при этом стрелка указателя вибрации

должна отклониться в положение 75-100 мм/с и на сигнальном табло высветится

транспарант ВИБРАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ.

19. Проверить авиагоризонт АГД-1 и гиромагнитный компас ГМК-1АЭ, для че-

го:

проверить, что переключатели на пульте управления ПУ-26Э установлены: СЕВ.-

ЮЖН. в положение СЕВ., МК-ГПК в положение МК. Широта по потенциометру

должна соответствовать широте аэродрома;

на указателе АГД-1 рукояткой поправки шкалы тангажа установить треугольный

индекс на нулевую отметку крена;

включить АЗС АГД-ГМК, при этом за время не более 15 с красная лампа на указа-

теле АГД-1 должна погаснуть, указатель должен показать нулевые углы крена и

тангажа, через 1,5-2 мин - стояночные углы крена и тангажа, через 3 мин указатель

НПП должен показать стояночный магнитный курс самолета.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При включенном авиагоризонте и нор-

мальной его работе на земле и в полете пользоваться кнопкой арретиро-

вания запрещается.

На самолете, оборудованном СДУ, включить АЗС ИСКРА, СДУ и на правом

пульте передней кабины - выключатель СДУ. При этом на приборах КПП командные

стрелки тангажа перемещаются из крайнего нижнего положения в нейтральное, убира-

ются флажки-сигнализаторы «Т» и «К».

20. Убедиться в исправности световой сигнализации открытого положения от-

кидных частей фонаря и системы кондиционирования воздуха. При открытых откид-

ных частях фонаря и выключенной системе кондиционирования воздуха горят сиг-

нальные табло красного цвета ФОНАРЬ НЕ ЗАКРЫТ, КОНДИЦ. ЗАКРЫТ.

21. Проверить исправность сигнальных ламп всех табло по их загоранию при

нажатии кнопки КОНТРОЛЬ в левой части приборной доски и отрегулировать яркость

их свечения с помощью потенциометра ЯРКОСТЬ.

22. Проверить трехстрелочный индикатор, электрический указатель поворота

прибора ЛУН-1180 и топливомер, для чего после включения АЗС ДВИГАТЕЛЬ убе-

диться, что:

стрелки манометров топлива и масла трехстрелочного индикатора устанавливаются

на нулевые отметки шкалы, а стрелка указателя температуры масла покажет факти-

ческую температуру;

через 1 мин при нажатии рукой на левую и правую стороны приборной доски

стрелка указателя поворота отклоняется соответственно вправо и влево, при отпус-

кании - устанавливается в исходное положение;

через 1-2 мин стрелка указателя топливомера покажет количество топлива в фюзе-

ляжных баках.

23. На основном электрораспределительном щитке выключить все выключатели

и АЗС.

ПРОВЕРКА КОМАНДНОЙ РАДИОСТАНЦИИ

24. Для проверки работы радиостанции РТЛ-11:

включить на основном электрощитке выключатель АККУМ. и АЗС РТЛ;

установить па пульте управления радиостанцией заданный канал связи;

выключить подавитель шумов; в телефонах должны прослушиваться шумы с выхо-

да приемника радиостанции;

включить подавитель шумов;

запросить наземную радиостанцию и убедиться в работоспособности командной

радиостанции;

регулятором громкости установить необходимую громкость.

При ухудшении слышимости наземной радиостанции в полете выключить пода-

витель шумов (для увеличения чувствительности приемника).

Для проверки работы радиостанции Р-832М:

включить на основном электрощитке выключатель АККУМ., АЗР ПРЕОБРАЗ. 115

В (на самолетах Л-39 с 19-й серии и выше включить два АЗР ПРЕОБР. I и ПРЕОБР.

II 115В). АЗС РТЛ;

установить выключатели РК и ПОДАВИТЕЛЬ ШУМОВ в положение выключено;

переключателем УПРАВЛЕНИЕ взять управление Р-832М на себя и установить за-

данный канал связи;

убедиться в работоспособности приемника по появлению в телефонах характерных

шумов, после чего выключатель ПОДАВИТЕЛЬ ШУМОВ установить в положение

ВКЛ., шумы должны прекратиться;

запросить наземную радиостанцию и убедиться в работоспособности Р-832М;

по согласованию с наземной радиостанцией при необходимости проверить работу

станции на остальных рабочих каналах путем обычного радиообмена;

регулятором громкости РАД. па пульте управления СПУ-9 установить необходи-

мую громкость.

При ухудшении слышимости наземной радиостанции в полете выключатель

ПОДАВИТЕЛЬ ШУМОВ установить в положение ВЫКЛ. (для увеличения чувстви-

тельности приемника).

25. Проверить работу основного переговорного устройства СПУ (при установке

па самолете радиостанции РТЛ-11), для чего установить связь между передней и задней

кабиной при нажатых кнопках СПУ, затем регулятором ГРОМКОСТЬ на пульте РТЛ-

11 установить желаемую громкость.

Проверить работу переговорного устройства СПУ-9 (для самолетов с 13-й се-

рии), для чего установить связь между передней и заднеей кабиной при нажатых кноп-

ка СПУ, затем регулятором СПУ на пульте управления СПУ-9 установить желаемую

громкость.

26. Для проверки запасного СПУ необходимо на правом электрощитке в задней

кабине включить автомат защиты сети СПУ и установить связь между передней и зад-

ней кабиной при нажатых кнопках СПУ, установить желаемую громкость.

Для проверки запасного СПУ (для самолетов с 13-й серии) на пульте управления

СПУ-9 включить переключатель РЕЗ. в положение РЕЗ. После проверки переключатель

РЕЗ. установить в положение выключено.

Примечание. Запрещается одновременное включение в обеих кабинах переключателя РЕЗ. в

положение РЕЗ.

ПРОВЕРКА РАДИОВЫСОТОМЕРА РВ-5

27. Для проверки работы радиовысотомера РВ-5:

включить на основном электрощитке АЗС ПРЕОБРАЗ. I, II и МРП-РВ;

ручкой установки высоты на указателе радиовысотомера установить индекс

ОПАСНАЯ ВЫСОТА против риски шкалы указателя, соответствующей опасной

высоте; через 1-2 мин стрелка указателя радиовысотомера отклонится сначала впра-

во до отказа, а затем установится на ноль шкалы с точностью ±1 м; при положении

стрелки указателя радиовысотомера ниже индекса ОПАСНАЯ ВЫСОТА в телефо-

нах летчиков должен прослушиваться непрерывный звуковой сигнал в течение 4-8 с

и должна загораться лампа ОПАСНАЯ ВЫСОТА в левом табло и в ручке задатчика

высоты на указателе;

нажать лампу-кнопку КОНТРОЛЬ на указателе радиовысотомера; при этом стрелка

указателя должна установиться на отметке 15±1,5 м.

После проверки выключить АЗС МРП-РВ.

ПРОВЕРКА И НАСТРОЙКА РАДИОКОМПАСА РКЛ-41

28. Убедиться, что на основном электрощитке передней кабины включен АЗС

ПРЕОБРАЗ. I и II, на дополнительном электрощитке передней кабины - АЗС АРК, и

выполнить следующее:

а) на пульте управления радиостанцией переключатель УКВ-АРК установить в

положение АРК (РК-ВЫК. - в положение РК);

б) на пульте управления радиокомпасом:

переключатель Д-Б (дальняя-ближняя) установить в положение Д;

включить радиокомпас, переведя переключатель рода работ из положения ВЫКЛ. в

положение АНТ., при этом должен включаться и подсвет шкал;

переключатель управления радиокомпасом поставить в положение «на свою каби-

ну»;

проверить работу переключателя ТЛГ-ТЛФ и установить его в положение ТЛФ;

установить максимальную громкость, повернув ручку регулятора громкости в край-

нее правое положение;

ручками настройки на декаде Д установить частоту дальней приводной радиостан-

ции, ручкой подстройки добиться максимальной слышимости позывных ДПРМ;

перевести переключатель ТЛГ-ТЛФ в положение ТЛГ и ручкой точной настройки

подстроить радиокомпас на частоту ДПРС по максимальному отклонению стрелки

индикатора настройки вправо;

в зависимости от рода работы наземной радиостанции оставить переключатель

ТЛГ-ТЛФ в положении ТЛГ (узкая полоса) или перевести его обратно в положение

ТЛФ;

переключатель рода работ установить в положение КАВТ. (РКА) или КРУЧ. (РКР);

стрелка указателя радиокомпаса должна ппоказывать курсовой угол ДПРМ

устанавливая переключатель Л-П поочередно в положения Л и П, отвести стрелку

указателя соответственно влево и вправо на 160º; при возвращении переключателя в

нейтральное положение стрелка указателя должна показывать курсовой угол

ДПРМ;

переключатель Д-Б (дальняя-ближняя) установить в положение Б (ближняя), произ-

вести настройку радиокомпаса на ближнюю приводную или другую необходимую

радиостанцию ручками настройки декады Б и проверить его работу в порядке, ука-

занном для ДПРМ;

в) после проверки установить переключатель Д-Б в положение Д и добиться же-

лаемой громкости регулятором громкости;

г) на пульте управления радиостанцией переключатель УКВ-АРК поставить в

положение УКВ (РК-ВЫК. - в положение ВЫК.).

ПРОВЕРКА РАДИОНАВИГАЦИОННОЙ СТАНЦИИ РСБН-5С («Искра-К»)

29. Убедиться в том, что на основном электрощитке передней кабины включен

АЗС ПРЕОЬРА3. I и II, на дополнительном электрощитке передней кабины - АЗС ПТ-

500Ц.

30. Включить на основном электрощитке передней кабины АЗС ИСКРА и АГД-

ГМК.

Установить:

на приборе ЗДВ-30 атмосферное давление аэродрома;

на приборе КМ-8 угол магнитного склонения;

на пульте управления станцией:

частотно-кодовые комбинации каналов навигации и посадки аэродрома;

переключатель ПОСАДКА-НАВИГ.-ПРОБИВ. ОБЛАЧН. в положение НАВИГ.

Через 3 мин после включения станции на приборах НПП и ППД должны отрабо-

таться соответственно значения дальности и азимута относительно наземного радиома-

яка, а на пульте управления станцией - загореться лампы КОРР. ДАЛЬНОСТИ и КОРР.

АЗИМУТА.

31. Включить на левой панели выключатель ПРОСЛУШИВАНИЕ и прослушать

позывные наземного радиомаяка и при необходимости установить требуемую гром-

кость вращением ручки ГРОМК. ПОЗЫВНОГО на пульте управления РСБН-5С.

32. Нажать на правой панели в задней кабине кнопку ИСКРА-СОГЛАС. ЗА-

ДАННОГО АЗИМУТА, при этом на правом табло передней кабины должна загореться

лампа СОГЛАС. АЗИМУТА, стрелка заданного курса прибора НПП задней кабины

должна отработать и указать значение, которое установлено на задатчике курса НПП в

передней кабине.

Нажать на кнопку-ручку УСТАНОВКА 0 АЗИМУТА. Азимутальная стрелка

приборов НПП должна отработать контрольное значение азимута +1° и загореться лам-

па КОРР. АЗИМУТА. При необходимости установить это значение вращением ручки

УСТАНОВКА 0 АЗИМУТА.

33. Нажать на пульте управления станцией РСБН-5С ручки НАЧАЛЬН. УСТ.

АЗИМУТА и НАЧАЛЬН. УСТ. ДАЛЬНОСТИ вверх или вниз, при этом показания ази-

мута и дальности должны увеличиться или уменьшиться, а лампы КОРРЕКЦИЯ АЗИ-

МУТА и КОРРЕКЦИЯ ДАЛЬНОСТИ - погаснуть. При отпускании этих ручек показа-

ния азимута и дальности должны вернуться к исходным значениям, а лампы КОРРЕК-

ЦИЯ АЗИМУТА и КОРРЕКЦИЯ ДАЛЬНОСТИ - вновь загореться.

Нажать на правой панели передней кабины кнопку КОНТРОЛЬ, при этом кон-

трольные значения азимута и дальности должны установиться соответственно на

177±2° и 291,5±0,3 км и должны гореть лампы КОРРЕКЦИЯ ДАЛЬНОСТИ И КОР-

РЕКЦИЯ АЗИМУТА.

Отпустить кнопку КОНТРОЛЬ, при этом показания азимута и дальности долж-

ны вернуться к исходным значениям, т.е. значениям азимута и дальности до наземного

радиомаяка.

34. Установить в передней кабине на правой панели переключатель ПОСАД-

КА-НАВИГ.-ПРОБИВ. ОБЛАЧН. в положение ПОСАДКА и убедиться по закрытию

бленкеров на НПП, что сигналы наземных маяков принимаются и планки отклонены:

глиссадная - вверх, курсовая - в сторону равносигнальной зоны аэродромного маяка;

показания дальности до наземного маяка при этом должны измениться.

После проверки аппаратуры установить переключатель ПОСАДКА-НАВИГ.-

ПРОБИВ. ОБЛАЧН. в положение НАВИГ.

ПРОВЕРКА РАБОТЫ САРПП-12

35. Проверить работу системы автоматической регистрации параметров

САРПП-12ГМ, для чего:

включить выключатель РЕГИСТРАТОР на левом горизонтальном пульте (для са-

молетов до 8-й серии - выключатель НАКОПИТЕЛЬ, установленный на приборной

доске внизу слева) и по миганию сигнальной лампы, установленной рядом с вы-

ключателем, убедиться в протяжке пленки;

после проверки не позднее чем через 10 с выключить выключатель РЕГИСТРАТОР.

При достижении скорости полета 120 км/ч САРПП-12ГМ включается автомати-

чески.

ПРОВЕРКА РАБОТЫ СРО-2М

36. Для проверки работы СРО-2М выполнить следующее:

включить на основном электрощитке передней кабины АЗС СРО и сдвоенный вы-

ключатель питания на пульте управления СРО-2М;

установить заданный код;

убедиться по загоранию сигнальных ламп КОД ВКЛЮЧЕН и КОНТРОЛЬ ПИТА-

НИЯ (последняя желтого цвета) в готовности СРО-2М к работе; при наличии за-

просных сигналов должна загораться лампа с надписью ИНДИКАТОР ИЗЛУЧ.;

выключить СРО-2М.

ПРОВЕРКА КИСЛОРОДНОГО ОБОРУДОВАНИЯ

37. Для проверки исправности системы обогрева смотрового стекла ГШ в пе-

редней кабине необходимо включить электропитание и через 2-3 мин после включения

подышать на стекло ГШ и убедиться, что оно не запотевает.

38. Для проверки работы комплекта кислородного оборудования без избыточно-

го давления необходимо:

надеть маску (закрыть смотровой щиток ГШ);

подтянуть натяжное устройство ГШ с помощью тесьмы;

убедиться в том, что рукоятка РПК-52 100% О₂-СМЕСЬ установлена в положение

СМЕСЬ;

сделать два-три глубоких вдоха и выдоха и убедиться в легкости дыхания; при этом

сегменты индикатора ИК-52 не должны реагировать на вдох и выдох, так как кис-

лород на дыхание до высоты 2000 м не подается;

установить рукоятку РПК-52 100% О₂-СМЕСЬ в положение 100% О₂ и сделать два-

три глубоких вдоха и выдоха; если дыхание затруднений не вызывает и сегменты

индикатора кислорода ИК-52 при вдохе сходятся, а при выдохе расходятся, ком-

плект исправен; после проверки рукоятку 100% О₂-СМЕСЬ установить в положе-

ние СМЕСЬ;

установить рукоятку РПК-52 АВАРИЯ в положение ВКЛ.; при этом должен ощу-

щаться обдув лица постоянным потоком; после проверки рукоятку АВАРИЯ уста-

новить в положение ВЫКЛ., обдув лица должен прекратиться;

в передней кабине установить рукоятку крана ВЕНТИЛЯЦИЯ ШЛЕМА в положе-

ние ВКЛ., при этом должен ощущаться обдув лица постоянным потоком; после

проверки рукоятку крана ВЕНТИЛЯЦИЯ ШЛЕМА установить в положение ВЫКЛ.,

обдув лица должен прекратиться,

39. В случае использования в полете в передней кабине ВКК с КМ (ГШ) необхо-

димо проверить работу комплекта под избыточным давлением, для чего:

установить рукоятки РПК-52 100% О₂-СМЕСЬ и АВАРИЯ в положение 100% О₂ и

ВКЛ. соответственно;

убедиться в течение 15-20 с, что нет нарастания избыточного давления кислорода в

КМ (ГШ) по манометру М-2000; если давление растет (КП-52М неисправен), про-

верку прекратить, выполнять полет при этом запрещается;

открыв лючок КОНТРОЛЬ О₂, нажать на гашетку ручного включения большой по-

дачи кислорода на РПК-52 и удерживать ее нажатой на протяжении всей проверки;

после прохождения большой подачи кислорода, прикрывая пальцем отверстие на

регуляторе прибора КП-52М, создать по манометру М-2000 избыточное давление в

КМ до 500 мм вод. ст. (в ГШ - до 1000 мм вод. ст.); если же указанное давление со-

здать невозможно, это свидетельствует о неисправности кислородного оборудова-

ния; выполнять полет при этом запрещается;

сделать несколько вдохов и выдохов; если стрелка манометра М-2000 при вдохе от-

клоняется влево, а при выдохе возвращается в исходное положение и компенсиру-

ющий костюм плотно (без болезненных ощущений) облегает тело, комплект испра-

вен. После проверки плавно открыть отверстие на регуляторе прибора КП-52М, от-

пустить гашетку ручного включения большой подачи кислорода, а рукоятки РПК-

52 100% О₂-СМЕСЬ и АВАРИЯ установить в положение СМЕСЬ и ВЫКЛ. соответ-

ственно.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Проверку комплекта под избыточным

давлением без компенсирующего костюма во избежание травмирования

легких производить запрещается.

2. В задней кабине работа комплекта кислородного оборудования

под избыточным давлением не проверяется, так как применение в ней

ВКК не предусмотрено.

БУКСИРОВКА САМОЛЕТА

40. Буксировку самолета производить с закрытыми фонарями кабин.

Во время буксировки летчик или техник должен сидеть в передней кабине и

держать руку на тормозном рычаге (на случай возникновения необходимости торможе-

ния колес самолета).

Буксировать самолет по бетонированной рулежной дорожке разрешается со ско-

ростью не более 15 км/ч, по грунту - со скоростью не более 6 км/ч. При буксировке но-

чью на самолете должны быть включены АНО.

ПОДГОТОВКА К ЗАПУСКУ ДВИГАТЕЛЯ

41. Запускать двигатель можно от аэродромного источника питания или от бор-

тового аккумулятора.

42. Перед запуском необходимо проверить:

снят ли чехол с датчика РИО-3;

нет ли впереди и сзади самолета посторонних предметов; самолет должен быть по

возможности установлен против ветра и площадка перед воздухозаборниками

должна быть очищена;

стоит ли РУД в положении СТОП;

стоит ли в положении ЗАПУСК переключатель ХОЛОД ПРОКР.-ЛОЖ. ЗАПУСК-

ЗАПУСК (предохранительный колпачок должен быть закрыт);

стоят ли в положении ВЫКЛЮЧЕНО выключатели управления кранами отбора

воздуха от двигателя.

43. Включить на основном электрощитке АЗС АККУМ. Убедиться, что горят

табло МИН. ДАВЛЕНИЕ МАСЛА, ГЕНЕРАТОР, ЗАПАСНОЙ ГЕНЕРАТОР и НЕ ЗА-

ПУСКАЙ. В случае же подключения наземного источника питания загорается его сиг-

нальное табло на левой панели.

44. Включить АЗС ДВИГАТЕЛЬ на основном электрощитке. Сигнальное табло

НЕ ЗАПУСКАЙ гаснет. Включить АЗС РТ-12. Вольтамперметр должен показывать не

менее 24 B_-10% (21,6 В). Если напряжение меньше 24 В, запуск двигателя не произво-

дить.

45. Включить УКВ радиостанцию и запросить разрешение на запуск двигателя.

После получения разрешения убедиться, что температура масла на входе в дви-

гатель не ниже -40°С, и, включив накопитель САРПП, приступить к запуску двигателя.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Запускать двигатель с открытым фонарем

задней кабины запрещается.

ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ

46. Подать команду технику «Подключить питание, снять чеки». Получив от

техника самолета доклад «Питание подключено, чеки сняты», подать команду «От дви-

гателя». Получив ответ «Есть от двигателя», произвести запуск вспомогательного дви-

гателя «Сапфир-5», для чего:

посмотреть на световое табло и, если на нем сигнал НЕ ЗАПУСКАЙ не горит,

нажать на 1-2 с кнопку ТУРБОСТ.;

убедившись по звуку о начале запуска вспомогательного двигателя, перевести

взгляд на правое световое табло; через 23-24 с после начала запуска должно заго-

реться сигнальное табло ТУРБОСТАРТЕР, после чего можно производить запуск

двигателя.

Примечания: 1. В случае невыхода вспомогательного двигателя «Сапфир-5» на режим холостого

хода (табло ТУРБОСТАРТЕР не загорается за время более 31 с) откинуть колпачок и переключателем

СТОП ТУРБО выключить вспомогательный двигатель «Сапфир-5».

2. Повторный запуск вспомогательного двигателя «Сапфир-5» можно производить после охла-

ждения его стартера в течение 20 мин.

47. Убедившись в загорании табло ТУРБОСТАРТЕР, произвести запуск двига-

теля, для чего:

одновременно нажать кнопку секундомера на 1-2 с и кнопку ДВИГАТ.; через 3-6 с

после нажатия кнопки ДВИГАТ. перевести РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ; не

снимать руку с РУД до завершения процесса запуска двигателя;

посмотреть на указатель оборотов двигателя; обороты ротора КВД должны непре-

рывно нарастать и на 15-й секунде с момента нажатия на кнопку ДВИГАТ. они

должны быть не менее 20%, при этом должны начать нарастать и обороты ротора

КНД;

перевести взгляд на указатель температуры и следить за температурой газов за тур-

биной, которая не должна превышать 550°С; как только в процессе запуска рост

температуры газов за турбиной прекратится и температура газов за турбиной начнет

уменьшаться, перевести взгляд на указатель оборотов и после выхода двигателя на

установившийся режим малого газа нажать кнопку секундомера.

48. При достижении ротором КВД оборотов 41,5-44,5% за время не более 45 с

вспомогательный двигатель «Сапфир-5» автоматически выключается, воздушный стар-

тер отключается, табло ТУРБОСТАРТЕР гаснет и пусковой цикл на этом заканчивает-

ся, а двигатель самостоятельно выходит на обороты малого газа (обороты ротора КВД

54,5-57,5%).

Если по истечении 45 с от момента нажатия кнопки ДВИГАТ. обороты ротора

КВД по какой-либо причине не достигают 41,5-44,5%, вспомогательный двигатель пе-

реходит автоматически на режим малого газа. После неудавшегося запуска через 30 с

после полной остановки двигателя можно повторить его запуск в течение всего време-

ни (10 мин) рабочего цикла вспомогательного двигателя.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При возникновении на самолете пожара

необходимо:

закрыть пожарный кран;

установить РУД в положение СТОП и выключить ВСУ выключателем

СТОП ТУРБО;

выключить в кабине все выключатели и АЗС;

покинуть кабину самолета и при необходимости применить наземные

средства пожаротушения.

49. Повторный запуск двигателя возможен только после выявления и устранения

причины неудавшегося запуска.

Примечания: 1. В процессе запуска двигателя возможно кратковременное мигание сигнальной

лампы красного цвета на аварийном световом табло ФИЛЬТР ТОПЛИВА.

2. При наличии обледенения сразу же после запуска двигателя установить переключатель АН-

ТИОБЛЕД. в положение ВРУЧН.

50. После выхода двигателя на установившийся режим малого газа проверить:

обороты ротора КВД, должны быть 54,5-57,5%;

давление масла, должно быть не менее 2 кгс/см², табло МИН. ДАВЛЕНИЕ МАСЛА

не горит;

температуру газов за турбиной, должна быть не более 600°С;

положение рычага «СТОП» (по контрольным меткам, нанесенным согласно УГИ

ВВС № 34 (8139) от 06.04.90 г.), и надежность фиксации РУДа на упоре МАЛЫЙ

ГАЗ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Запуск двигателя прекратить постановкой

РУД в положение СТОП с последующим немедленным выключением

вспомогательного двигателя выключателем СТОП ТУРБО, если в про-

цессе запуска двигателя наблюдается следующее:

до 8-й секунды нет роста оборотов ротора КВД;

до 25-й секунды нет показания температуры газов турбиной;

температура газов за турбиной стремится превысить 550°С (темп

нарастания температуры 10° в секунду и более). В случае заброса

температуры газов в процессе запуска двигателя на земле до 700°С и

выше (загорание лампы 700°С) двигатель отстраняется от эксплуата-

ции установленным порядком;

в процессе нарастания оборотов не появляется давление масла на вхо-

де в двигатель;

при давлении масла 2 кгс/см² и более продолжает гореть табло МИН.

ДАВЛЕНИЕ МАСЛА;

прекратился рост оборотов ротора КВД (двигатель «завис»);

при оборотах ротора КВД 30% нет оборотов ротора КНД;

двигатель не выходит на режим за 50 с;

не происходит выключения вспомогательного двигателя «Сапфир-5»

при достижении оборотов КВД 44,5% за время менее или равное 45 с;

несоответствие параметров работы двигателя режиму малого газа.

51. После запуска двигателя включить выключатель ГЕНЕРАТОР и ЗАП. ГЕ-

НЕРАТОР и взмахом руки подать команду технику «Отключить наземный источник

электроэнергии», при этом гаснут сигнальные табло ГЕНЕРАТОР, ЗАПАСНОЙ ГЕНЕ-

РАТОР и табло наземного источника. Убедиться по вольтамперметру, что напряжение

в бортовой сети 27-29 В. Затем включить АЗС ГМК, ПРЕОБРАЗ. (I и II), РТЛ-РВ, ИС-

КРА и КВАНТ (на самолетах 12 серии).

АЗС БАКИ включать при заправке концевых топливных баков. Сигнальное таб-

ло БАКИ (зеленого цвета) горит только при отсутствии поддавливания в концевых ба-

ках (после выработки из них топлива).

Подать команду технику «Закрыть фонарь». Техник, проконтролировав включе-

ние необходимых для полета АЗС и выключателей, закрывает фонарь передней кабины.

После закрытия фонаря перевести левой рукой рычаг закрытия замков фонаря в

крайнее переднее положение и убедиться в надежности их закрытия по погасанию

красного сигнального табло ФОНАРЬ НЕ ЗАКРЫТ; правой рукой загерметизировать

кабину движением рычага КОНДИЦ.-ГЕРМЕТ. вперед до отказа (для самолетов с 37

серии до метки ГЕРМЕТ.).

ПРОГРЕВ И ОПРОБОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ

52. Прогрев двигателя производить на режиме малого газа (n_КВД=54,5-57,5%) в

течение 1 мин и на оборотах ротора КВД 85% в течение 1 мин. Температура масла на

входе в двигатель в конце прогрева должна быть не ниже -5°С. Если температура масла

на входе в двигатель не достигает -5°С в течение 2 мин прогрева, вывести двигатель на

режим, соответствующий оборотам ротора КВД 93%, и произвести прогрев двигателя

на этом режиме до повышения температуры масла на входе в двигатель до -5°С.

53. При увеличении режима в процессе прогрева двигателя произвести проверку

оборотов ротора КВД, при которых закрываются клапаны перепуска воздуха (КПВ) из

компрессора. Проверку выполнять визуально по указателю счетчика оборотов в следу-

ющем порядке:

медленно, с темпом нарастания оборотов ротора КВД 1-2% в секунду, переместить

РУД в сторону увеличения режима, следя при этом за стрелками указателя оборотов

роторов КВД и КНД; в момент закрытия КПВ за V ступенью стрелка указателя обо-

ротов ротора КНД скачком переместится в сторону больших оборотов примерно на

3-4%, а при закрытии КПВ за III ступенью - примерно на 1-2%.

Обороты ротора КВД в момент скачка оборотов ротора КНД и являются оборо-

тами закрытия КПВ и должны соответствовать 74-77% при закрытии КПВ за V ступе-

нью и 86-89% при закрытии КПВ за III ступенью.

54. В процессе прогрева двигателя на оборотах ротора КВД 85% убедиться в

нормальной работоспособности АГД-1, ГМК-1АЭ, ЭУП, РТЛ-11 (Р-832М), РВ-5, РКЛ-

41, РСБН-5С («Искра-К»), СРО-2М и проверить работу гидравлической системы тор-

можением колес, выпуском и уборкой закрылков и тормозных щитков.

При нейтральном положении педалей нажать тормозной рычаг, при этом мано-

метры тормозов должны показывать от 2 до 33 кгс/см².

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Запрещается нажимать на рычаг основ-

ного торможения колес при отсутствии давления в основной гидросисте-

ме.

Для проверки выпуска закрылков во взлетное положение (на 25°) нажать кнопку

выпуска закрылков во взлетное положение, при этом должна погаснуть контрольная

лампа зеленого цвета на левом пульте.

После выпуска закрылков на 25° должна загореться контрольная лампа зеленого

цвета, механические указатели должны выйти в первое положение, а кнопка выпуска

должна стать в исходное положение.

Для уборки закрылков необходимо нажать кнопку уборки закрылков, при этом

должна погаснуть контрольная лампа зеленого цвета, манометр основной гидросисте-

мы должен показывать падение давления. После уборки закрылков на левом пульте

должна загореться сигнальная лампа зеленого цвета, механические указатели должны

утопиться внутрь крыла, кнопка уборки должна стать в исходное положение.

Проверка выпуска закрылков в посадочное положение (на 44°) производится

нажатием на кнопку выпуска закрылков в посадочное положение. После выпуска за-

крылков на 44° на левом пульте должна загореться сигнальная лампа зеленого цвета, а

механические указатели должны выйти во второе положение.

После проверки системы необходимо убрать закрылки и убедиться в полной их

уборке по электрической и механической сигнализациям.

55. При проверке системы уборки и выпуска тормозных щитков сначала поста-

вить нажимной (перекидной) переключатель тормозных щитков на РУД в положение

ОТКРЫТИЕ, при выпуске тормозных щитков должна загореться сигнальная лампа зе-

леного цвета.

По докладу техника необходимо убедиться в выпуске тормозных щитков и

убрать их. Для уборки тормозных щитков нажимной (перекидной) переключатель на

РУД поставить в положение УБРАНО, при этом в процессе уборки тормозных щитков

давление в основной гидросистеме падает и после полной уборки тормозных щитков

должна погаснуть сигнальная лампа зеленого цвета.

Для уборки и выпуска тормозных щитков при помощи кнопки на ручке управ-

ления самолетом в передней кабине необходимо нажимной (перекидной) переключа-

тель на РУД поставить в положение УБРАНО. При нажатии на кнопку щитки выпу-

стятся и загорится зеленая лампа. После освобождения кнопки щитки возвращаются в

положение УБРАНО. Зеленая лампа при полной уборке тормозных щитков гаснет, а

манометр основной системы должен показывать падение давления.

56. Включить систему кондиционирования воздуха кабины, для чего вначале

переместить рукоятку КОНДИЦ.-ГЕРМЕТ. на правом пульте в переднее крайнее поло-

жение, а затем переключатель КОНДИЦ. установить в положение ОТКР. (ВКЛ.). От-

крыть насадок индивидуальной вентиляции. По погасанию сигнального табло КОН-

ДИЦ. ЗАКРЫТО и по ощущению рукой обдува воздухом, выходящим из коллектора

обдува фонаря и из насадка индивидуальной вентиляции, убедиться в подаче воздуха

от двигателя. Выключение системы производить в обратной последовательности.

57. Если полет будет выполняться в снаряжении ВМСК-4 или ВК-3М, необхо-

димо:

повернуть рукоятку крана ВЕНТИЛЯЦИЯ КОСТЮМА на 45° по часовой стрелке и

убедиться в поступлении из штуцера ФК-9А воздуха приемлемой температуры;

подсоединить шланг костюма ВК-3М к разъему ОРК-9А;

по ощущению установить задатчик температуры на щитке ОБДУВ-КОСТЮМ на

желаемую температуру, а краном ВЕНТИЛЯЦИЯ КОСТЮМА отрегулировать не-

обходимый расход воздуха.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. До устранения недостатка по ограниче-

нию температуры воздуха на входе в снаряжение устанавливать четырех-

позиционный переключатель ТЕПЛО-ХОЛОД-АВТОМАТ на щитке ОБ-

ДУВ-КОСТЮМ в положение ТЕПЛО запрещается.

58. Проверить систему противоперегрузочного костюма, для чего через резино-

вый колпачок нажать кнопку, расположенную на головке автомата давления АД-6Е, и

убедиться в подаче воздуха в камеры костюма. При этом костюм должен плотно об-

жать тело летчика, не вызывая болезненных ощущений; при отпускании кнопки воздух

из камер костюма должен стравиться.

59. При температуре наружного воздуха +5°С и ниже, а также перед полетами в

сложных метеоусловиях и ночью проверить противообледенительную систему самоле-

та (ПОС), для чего:

поставить выключатель РИО в положение ВКЛЮЧЕНО, переключатель АНТИОБ-

ЛЕД. - в положение АВТОМАТ и нажать кнопку КОНТРОЛЬ РИО, при этом долж-

на загореться лампа контроля, расположенная рядом с кнопкой;

отпустить кнопку, а переключатель АНТИОБЛЕД. поставить в положение ОТКР.;

убедившись, что переднее стекло фонаря обдувается горячим воздухом, поставить

переключатель АНТИОБЛЕД. в положение АВТОМАТ.

60. Дальнейший прогрев и опробование двигателя производить на режимах 0,85

номинального, номинальном и максимальном (взлетном). Каждый из перечисленных

режимов выдерживать 15-20 с.

Режим установить постановкой РУД в положение, соответствующее заданному

режиму.

Рис. 3. Зависимость изменения оборотов ротора КВД на режимах максимальном,

номинальном и 0,85 номинального (V = 0, Н = 0).

При работе двигателя на каждом режиме проверить:

обороты ротора КВД, которые должны по величине находиться в соответствии с

графиком, представленным на рис. 3;

- температуру газов за турбиной, которая должна быть не более 590°С на режиме 0,85

номинального, не более 625°С - на номинальном режиме и не более 660°С - на взлет-

ном режиме;

давление масла, которое на режимах с оборотов ротора КВД, равных 95% и выше,

должно находиться в пределах 3-4,5 кгс/см²;

давление топлива перед рабочими форсунками, которое должно быть не более 65

кгс/см²;

температуру масла, которая должна быть не боле 90ºC.

При работе двигателя на взлетном режиме проверить обороты ротора КНД, ко-

торые должны по величине находиться в соответствии с графиком, представленным на

рис. 3а, с допуском ±4%. Указанную проверку выполнять при каждом взлете самолета.

При проверке работы двигателя на взлетном (максимальном) режиме запомнить

величину давления топлива перед рабочими форсунками, по которой необходимо ори-

ентироваться при проверке времени приемистости.

61. Плавным перемещением РУД установить режим малого газа. При изменении

режима проверить обороты ротора КВД, соответствующие открытию КПВ. В момент

открытия КПВ за III ступенью компрессора стрелка указателя оборотов ротора КНД

скачком переместится в сторону меньших оборотов примерно на 1-2%, а при открытии

КПВ за V ступенью компрессора - примерно на 3-4%.

Запомнить величину давления топлива перед рабочими форсунками на режиме

малого газа, по которой необходимо ориентироваться при определении времени дрос-

селирования двигателя.

Рис. 4. График опробования двигателя

62. Проверить приемистость двигателя, для чего переместить РУД с упора МА-

ЛЫЙ ГАЗ до упора ВЗЛЕТ за 1-2 с. Время приемистости определяется с момента нача-

ла перевода РУД до достижения величины давления топлива перед рабочими форсун-

ками, на 10% меньшей величины давления на взлетном режиме. Время приемистости

должно находиться в пределах 9-12 с.

После работы двигателя на взлетном режиме в течение 15-20 с плавно (за 1-2 с)

перевести РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ.

Время достижения двигателем режима малого газа определяется с момента

начала уборки РУД до достижения давления топлива перед рабочими форсунками ве-

личины, зафиксированной при работе двигателя на режиме малого газа, и не должно

превышать 5 с.

После того как двигатель проработал на малом газе не менее 20 с, проверить

обороты КВД на режиме малого газа, которые должны быть равными 54,5-57,5%.

63. Прогрев и опробование двигателя согласно графику (рис. 4) производить в

случаях, предусмотренных Регламентом технического обслуживания самолета Л-39 (ч.

1). В случаях, когда Регламентом технического обслуживания не предусмотрено пол-

ное опробование двигателя, в том числе и в начале летного дня, необходимо после за-

пуска двигателя произвести его прогрев, как указано в ст. 52. После чего разрешается

применять режимы с оборотами ритора КВД выше 93% и производить взлет.

64. При наличии условий обледенения работа двигателя на оборотах ротора

КВД ниже 85% разрешается не более 5 мин с последующим увеличением режима рабо-

ты до оборотов ротора КВД 93%, на котором проработать не менее 1 мин.

ПОДГОТОВКА К ВЫРУЛИВАНИЮ И ВЫРУЛИВАНИЕ

65. Надеть кислородную маску, а при полете в гермошлеме закрыть смотровой

щиток и включить вентиляцию гермошлема, установив кран ВЕНТИЛЯЦИЯ ШЛЕМА

в положение ВКЛ.

66. Выпустить закрылки на 25°. Запросить разрешение на выруливание и, полу-

чив разрешение, подать технику команду «Убрать колодки».

67. Убедившись, что колодки убраны и снят чехол с датчика РИО-3 (техник са-

молета прикладывает руку к головному убору), осмотреться:

влево назад - нет ли людей и машин у хвоста самолета;

влево - не выруливает ли одновременно другой самолет;

влево вперед - нет ли препятствий и людей впереди самолета.

В такой же последовательности осмотреть правую сторону.

68. Проверить работу тормозов, для чего:

поставить педали нейтрально;

нажать тормозной рычаг до отказа и плавно увеличить обороты ротора КВД до 90%,

при этом самолет должен удерживаться тормозами на месте;

установить РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ.

69. Еще раз убедившись, что фонарь кабины закрыт и в полосе предполагаемого

руления препятствий нет, плавно увеличить обороты двигателя настолько, чтобы само-

лет начал движение. Если переднее колесо было развернуто в момент движения с ме-

ста, начавшийся разворот парировать тормозами.

70. Во время руления пользоваться тормозами плавно, нажимая на тормозной

рычаг импульсами.

Скорость на рулении устанавливать в зависимости от обстановки и состояния

поверхности аэродрома. На прямолинейных участках скорость руления не должна пре-

вышать 30 км/ч без внешних подвесок и 15 км/ч с внешними подвесками. Перед вы-

полнением разворота и в процессе разворота на рулении скорость не должна превы-

шать 10 км/ч.

На рулении необходимо проверить синхронность и, эффективность работы тор-

мозов. Для этого при нейтральном положении педалей нажать на тормозной рычаг; ес-

ли при этом самолет не начинает разворачиваться, тормоза отрегулированы правильно.

Скорость руления по аэродрому, покрытому лужами воды, необходимо снижать

с таким расчетом, чтобы брызги воды не попадали во входные каналы двигателя.

Допускается совмещать руление с прогревом двигателя, применяя при этом ре-

жимы, разрешенные для прогрева. Режим с оборотами ротора КВД выше 93% разреша-

ется применять на рулении только после прогрева двигателя.

71. Перед выруливанием на линию исполнительного старта (на ВПП) необходи-

мо осмотреться и убедиться:

нет ли препятствий и самолетов на взлетной полосе;

нет ли самолетов, планирующих на посадку после четвертого разворота или уходя-

щих на второй круг.

Запросить по радио разрешение вырулить на линию исполнительного старта для

взлета.

72. Получив разрешение, вырулить на ВПП, прорулить по прямой 10-15 м для

установки переднего колеса по линии взлета. Затормозить колеса. Проверить правиль-

ность установки триммеров руля высоты и элеронов, правильность показаний компаса

ГМ.К-1АЭ (при необходимости согласовать его) и радиокомпаса РКЛ-41. Застопорить

привязные ремни в крайнем заднем положении, увеличить обороты до 90% и запросить

разрешение на взлет.

Глава II

ПОЛЕТЫ ДНЕМ

ПОЛЕТ ПО КРУГУ

Взлет

73. Получив разрешение на взлет, плавным перемещением РУД за время не ме-

нее 8 с от упора малого газа до упора МАКСИМАЛ, установить взлетный режим рабо-

ты двигателю, удерживая при этом самолет тормозами. По показаниям приборов убе-

диться в нормальной работе двигателя и включить отсчет времени полета. При наличии

отклонений в работе двигателя от нормальной разбег не производить. Перевести взгляд

вперед вдоль ВПП, растормозить колеса и начать разбег.

74. В первой половине разбега прямолинейность движения самолета выдержи-

вать с помощью тормозов колес, во второй - с помощью руля направления. Ручку

управления удерживать в нейтральном положении. Взгляд направлять прямо вперед в

направлении взлета, имея в поле зрения ВПП и видимые части фонаря кабины (рис. 5,

а).

75. При разбеге внимание обращать на выдерживание направления, проверку

работы двигателя на слух и определение момента подъема переднего колеса.

76. По достижении скорости 150 км/ч (определяется беглым взглядом на указа-

тель скорости) плавным движением ручки управления на себя поднять переднее колесо

до взлетного положения и сохранять это положение до отрыва самолета. При правиль-

но поднятом переднем колесе линия горизонта проецируется через подушку прицела

(рис. 5, б).

77. Для подъема переднего колеса летчику надо прикладывать к ручке управле-

ния тянущие усилия (8-10 кгс).

78. Во время разбега с поднятым передним колесом обращать внимание на со-

хранение взлетного угла самолета, выдерживание направления, проверку работы двига-

теля на слух и определение момента отрыва самолета от земли.

79. На скорости 180-190 км/ч самолет плавно отделяется от земли, не имея

стремления к взмыванию и сваливанию на крыло.

80. После отрыва перевести взгляд на землю (влево от продольной оси самолета

под углом 15-20° и вперед на 35-40 м). Выдерживание и набор скорости производить с

постепенным удалением самолета от земли. В процессе выдерживания следить за высо-

той, отсутствием кренов и направлением. После взлета командиру экипажа в задней

кабине установить выдвижной упор МАЛЫЙ ГАЗ на РУД в положение ЗАКРЫТО.

При необходимости установки РУД на СТОП этот упор переместить в положе-

ние ОТКРЫТО.

81. На высоте 20 м убрать шасси, для чего рукоятку крана шасси переставить в

верхнее положение.

82. Характерные ошибки и отклонения при взлете:

переднее колесо не установлено по линии взлета, резкая работа тормозами в первой

половине разбега - не выдерживается прямолинейность движения самолета;

поздний или малый подъем переднего колеса - отрыв на повышенной скорости,

увеличение длины разбега и нагрузки на шасси;

ранний переход в набор после отрыва на больших углах атаки - возможно свалива-

ние самолета на крыло;

длительное выдерживание над землей - переход в набор на большой скорости, воз-

можна самопроизвольная уборка закрылков на малой высоте.

Рис. 5. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта при разбеге: а - в начале раз-

бега, б - с поднятым передним колесом.

Набор высоты

83. После перестановки крана шасси в убранное положение на скорости 250 км/ч

перевести самолет в набор высоты (рис. 6).

Уборку шасси проверить по загоранию красных сигнальных ламп.

84. На высоте 50-70 м убрать закрылки. Уборку закрылков контролировать по

загоранию сигнальной лампы и возвращению кнопки уборки закрылков в исходное по-

ложение.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. На скорости полета 310 км/ч по прибору

закрылки убираются автоматически. Поэтому после взлета с выпущен-

ными закрылками превышать скорость 300 км/ч до высоты 100 м запре-

щается.

85. После уборки закрылков, на высоте 100 м установить двигателю обороты

100% и продолжать набор с увеличением скорости до 350 км/ч. Снять усилия на ручке

управления триммером руля высоты.

86. Проверить показания приборов, контролирующих работу двигателя; эти по-

казания должны быть следующими:

обороты двигателя 100%;

температура газов за турбиной не более 650°С без отбора воздуха и не более 670°С

с отбором воздуха на ПОС;

давление масла 3-4,5 кгс/см²;

температура масла не более 90°С.

Рис. 6. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта в наборе высоты

87. Направление полета при наборе высоты контролировать по показаниям

ГМК-1АЭ и наземным ориентирам. Осмотреться в такой последовательности:

влево вперед - нет ли самолетов в воздухе и не мешают ли они полету, сохраняется

ли направление полета, расположение посадочных площадок на случай вынужден-

ной посадки, положение передней части фонаря кабины относительно горизонта;

влево в сторону (вниз и вверх) - нет ли вблизи других самолетов.

В таком же порядке осмотреть пространство справа.

Указанный порядок осмотрительности остается постоянным при выполнении

всех разворотов, при этом особое внимание обращать в сторону разворота.

Первый разворот

88. Перед первым разворотом осмотреться и наметить ориентир для вывода.

89. На высоте 300 м с креном 30° на скорости 350 км/ч по прибору выполнить

первый разворот с набором высоты. Линия пути самолета после первого разворота

должна быть перпендикулярной к курсу взлета (рис. 7).

90. При вводе в разворот внимание обращать на положение фонаря кабины от-

носительно горизонта, плавное увеличение крена и создание угловой скорости, показа-

ния приборов (скорость, положение шарика указателя скольжения, компасный курс по

ГМК-1АЭ) и определение величины крена.

91. Величину крена определять по положению передней части фонаря кабины

относительно линии горизонта и по показаниям АГД-1.

При достижении крена 30° небольшими движениями ручки и педалей в сторону,

противоположную развороту, сохранять заданный крен и угловую скорость вращения.

92. В установившемся развороте внимание обращать на следующее:

сохранение заданного положения передней части фонаря относительно горизонта;

сохранение заданного крена и угловой скорости;

Рис. 7. Построение маршрута полета по кругу

сохранение скорости;

координацию действий рулями;

осмотрительность в сторону разворота - нет ли вблизи других самолетов;

определение момента вывода из разворота (визуально и по ГМК-1АЭ).

93. За 10-15° до намеченного ориентира или заданного курса координированным

отклонением ручки и педали в сторону, противоположную развороту, вывести самолет

из разворота.

94. При выводе самолета из разворота внимание обращать на следующее:

сохранение заданного положения передней части фонаря кабины относительно го-

ризонта;

одновременное уменьшение крена и угловой скорости;

сохранение скорости;

координацию действий рулями;

точность вывода по направлению.

95. Характерные ошибки и отклонения при выполнении разворота:

несоответствие крена угловой скорости - разворот выполняется с внешним или

внутренним скольжением;

невыдерживание правильного положения передней части фонаря относительно го-

ризонта - увеличивается или уменьшается скорость;

вывод не по направлению.

96. После вывода из разворота дальнейший набор производить на скорости 350

км/ч по прибору. Выйдя на высоту полета по кругу, перевести самолет в горизонталь-

ный полет, уменьшить обороты двигателя с таким расчетом, чтобы скорость полета

была равной 350 км/ч по прибору.

Второй разворот

97. Когда линия визирования на центр ВПП будет проецироваться под углом

115-125° к продольной оси самолета (рис. 7), выполнить второй разворот. Дополни-

тельным ориентиром для выполнения разворота и построения маршрута могут служить

характерные наземные ориентиры и показания радиокомпаса.

98. Если второй разворот выполняется с набором высоты, то за 30-40 м до за-

данной высоты начать уменьшение угла набора и оборотов двигателя, а оставшуюся

часть разворота выполнить в горизонтальной плоскости (рис. 8).

99. Вывод из второго разворота произвести в направлении, параллельном линии

посадочных знаков, курс по ГМК-1АЭ должен быть равен обратному посадочному кур-

су с учетом угла сноса.

Рис. 8. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта на втором развороте

Полет от второго к третьему развороту

100. После вывода из второго разворота осмотреться, обратив особое внимание

на внутреннюю сторону круга. Для оценки обстановки в воздухе использовать команды

руководителя полетов и доклады экипажей.

101. В горизонтальном полете внимание обращать на следующее:

положение передней части фонаря кабины относительно горизонта;

параллельность линии полета относительно ВПП (параллельность определяется ви-

зуально и по ГМК-1АЭ);

дистанцию до впереди летящего самолета;

выдерживание скорости и высоты полета;

контроль за работой двигателя.

102. На траверзе полосы точного приземления уменьшить скорость полета до

330 км/ч по прибору, выпустить шасси, убедиться в полном выпуске по световой и ме-

ханической сигнализации, установить скорость 300 км/ч и снять нагрузку с ручки

управления отклонением триммера.

103. Перед третьим разворотом доложить руководителю полетов о выпуске шас-

си. Определить момент начала разворота. Внимание обращать на выдерживание скоро-

сти, высоты полета и на показания приборов, контролирующих работу двигателя.

Кроме того, необходимо осмотреть:

внешнюю сторону - не входят ли в круг к третьему развороту другие самолеты;

пространство впереди самолета и внутри круга до посадочной полосы - нет ли

близко впереди или внутри круга самолетов, идущих на посадку;

пространство слева сзади - не обгоняют ли с внутренней стороны другие самолеты.

Самолеты, заходящие на посадку впереди, не упускать из виду до их посадки.

Третий разворот

104. Третий разворот начинать после пролета траверза ДПРМ при КУР=120°

(240°) или когда линия визирования на центр ВПП будет проецироваться под углом

145-155° к продольной оси самолета, и выполнить его на угол 120° на скорости 300

км/ч с креном 30°.

105. На развороте внимание обращать на следующее:

положение передней части фонаря относительно горизонта;

величину крена и угловой скорости;

скорость и высоту полета;

координацию действий рулями;

определение момента вывода из разворота.

106. Как правило, место выполнения третьего разворота остается постоянным и

не зависит от скорости и направления ветра, если скорость его не более 10 м/с. При

скорости ветра более 10 м/с рекомендуется вносить поправку на ветер, выполняя тре-

тий разворот несколько раньше с учетом сноса самолета.

107. Вывод из третьего разворота произвести на КУР=20° (340°) в направлении

места четвертого разворота. Линия пути самолета до четвертого разворота должна про-

ходить под углом 65-70° к оси ВПП.

Полет от третьего к четвертому развороту

108. После выхода из третьего разворота осмотреться, выпустить закрылки на

25°, установить скорость 280 км/ч по прибору, перевести самолет на планирование с

вертикальной скоростью 4-5 м/с.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. После нажатия на кнопку выпуска за-

крылков во взлетное положение (25°) руку со щитка управления закрыл-

ками не убирать до окончания процесса выпуска. В случае энергичного

кренения самолета в момент выпуска закрылков немедленно их убрать и

посадку производить с убранными закрылками.

2. При ненормальной работе закрылков от основной системы (в

случае их несинхронного выпуска) пользоваться системой аварийного

выпуска закрылков запрещается.

109. На планировании до четвертого разворота вести осмотрительность, выдер-

живать направление полета относительно ВПП, сохранять скорость полета и верти-

кальную скорость снижения, следить за высотой, определяя начало ввода в четвертый

разворот.

Снижение производить с таким расчетом, чтобы высота полета перед вводом в

четвертый разворот была 400-420 м.

Четвертый разворот

110. Перед выполнением четвертого разворота осмотреться, уделив особое вни-

мание внешней стороне разворота, убедиться, не заходит ли на посадку другой самолет.

111. Ввод в четвертый разворот начинать в момент, когда угол между линией

визирования на посадочные знаки и осью ВПП будет равен 15-20°.

Разворот выполнять на скорости 280 км/ч, точность захода в процессе разворота

корректировать изменением крена, не допуская увеличения его более 40°.

112. После выхода из четвертого разворота самолет должен находиться на про-

должении оси ВПП, на удалении 5-5,5 км от ее начала, на высоте 320-330 м.

113. При выполнении четвертого разворота основное внимание уделять сохра-

нению скорости, координации движений рулями, правильному выходу в створ поса-

дочной полосы и высоте вывода из четвертого разворота.

114. Если в процессе разворота самолет снизится до высоты 300 м, увеличить

обороты двигателя и оставшуюся часть разворота выполнить в горизонтальной плоско-

сти.

115. После выхода из четвертого разворота выпустить закрылки на 44º, прокон-

тролировать их выпуск. Продолжить снижение самолета с вертикальной скоростью 4-5

м/с с таким расчетом, чтобы пройти ДПРМ в режиме снижения на высоте 260 м и ско-

рости 260 км/ч.

На планировании убедиться в том, что посадочная полоса свободна, заход вы-

полнен точно, шасси и закрылки выпущены.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае энергичного кренения самолета

при выпуске закрылков в посадочное положение (44º) необходимо их не-

медленно убрать и посадку произвести с убранными закрылками, при

этом скорость планирования выдерживать 260 км/ч по прибору.

Снижение после четвертого разворота

116. Снижение после прохода ДПРМ выполнять в точку начала выравнивания с

плавным уменьшением скорости с таким расчетом, чтобы пройти БПРМ на высоте 60-

80 м и скорости 230 км/ч (рис. 9).

Рис. 9. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта

на снижении после четвертого разворота

117. Точность расчета определять по направлению глиссады планирования от-

носительно точки начала выравнивания. При правильном расчете самолет должен сни-

жаться в точку начала выравнивания, отстоящую от начала ВПП на 50-70 м.

118. Недолет исправляется подтягиванием, для чего обороты двигателя увеличи-

ваются настолько, чтобы самолет, сохраняя заданную скорость, снижался в точку нача-

ла выравнивания с постоянным углом.

Небольшой перелет исправляется уменьшением оборотов двигателя. При расче-

те с перелетом, который не может быть исправлен уменьшением оборотов, выполнить

уход на второй круг.

119. Характерные ошибки и отклонения при заходе и расчете на посадку:

рано (поздно) самолет переводится на планирование после третьего разворота, вы-

вод из четвертого разворота выполняется на малой (большой) высоте;

допускается увеличение скорости планирования более 310 км/ч - самопроизвольная

уборка закрылков, подход к высоте выравнивания на повышенной скорости и, как

следствие, перелет;

рано (поздно) выполняется четвертый разворот - выход из разворота не в створ по-

садочной полосы;

при планировании с боковым ветром поздно определяется снос самолета - доворо-

ты самолета в створ посадочной полосы на малой высоте;

при исправлении расчета на посадку подтягиванием вначале уменьшается угол пла-

нирования, а затем увеличиваются обороты двигателя - скорость планирования ме-

нее 210 км/ч.

Посадка

120. С высоты 50 м убедиться в точности расчета, правильности захода по ВПП

и отсутствии препятствий на полосе.

121. На высоте 30 м, окончательно убедившись в точности расчёта и захода и

проконтролировав скорость плакирования, перевести взгляд на землю вперед в направ-

лении снижения самолета и влево под углом 10-15°.

С высоты 30 м следить за расстоянием до земли, постоянством угла планирова-

ния и сохранением направления.

122. На высоте 8-10 м плавным движением ручки управления на себя начать вы-

равнивание с таким темпом, чтобы подвести самолет к земле на высоте 0,75-1 м. В кон-

це выравнивания плавно убрать обороты двигателя.

В процессе выравнивания взгляд должен скользить по земле и быть направлен

вперед на 35-40 м и под углом 15-20° влево от продольной оси самолета.

На выравнивании внимание обращать на расстояние до земли, отсутствие крена

и сноса и на выдерживание направления.

Как только самолет прекратит приближение к земле, приостановить движение

ручки на себя и убедиться, что выравнивание закончено на нормальной высоте.

123. В процессе выдерживания направление взгляда на землю не изменять,

взгляд должен скользить по поверхности земли.

По мере приближения к земле движением ручки управления на себя создавать

самолету посадочное положение с таким расчетом, чтобы приземление произошло без

парашютирования на два основных колеса. Самолет приземляется на скорости 180

км/ч.

После приземления на два основных колеса ручку управления не добирать, а

удерживать ее до опускания переднего колеса в том положении, при котором самолет

приземлился.

124. При пробеге на основных колесах направление взгляда остается таким же,

как при выдерживании. После того как переднее колесо опустится на землю, взгляд пе-

ревести вперед через переднее стекло на горизонт и ориентир, начать торможение

плавным нажатием на тормозной рычаг при нейтральном положении педалей.

125. На пробеге следить за выдерживанием направления и темпом торможения.

126. После окончания пробега освободить ВПП, убрать закрылки, доложить ру-

ководителю полетов об освобождении полосы, зарулить на стоянку или на линию

предварительного старта для выполнения последующего полета.

Характерные ошибки и отклонения при посадке

127. Высокое выравнивание, причинами которого могут быть неправильное

направление взгляда на землю (летчик смотрит слишком близко к крылу или фюзеля-

жу), неумение определять расстояние до земли, несоразмерные движения ручкой

управления в момент выравнивания.

128. Высокое выравнивание исправлять в следующем порядке:

если летчик заметил, что выравнивание будет закончено на высоте более 1 м, необ-

ходимо уменьшить темп выбирания ручки на себя с таким расчетом, чтобы закон-

чить выравнивание на высоте 0,75-1 м;

если выравнивание закончено на высоте 1,5-2 м и самолет не снижается (большая

скорость), необходимо ручку управления задержать на месте и по мере снижения

самолета соразмерным движением ручки на себя произвести нормальное приземле-

ние на два основных колеса; при этом следует учитывать, что вертикальная ско-

рость снижения будет повышена;

если выравнивание закончено на высоте более 2 м, плавно увеличить обороты дви-

гателя до максимальных и, не отрывая взгляда от земли, уйти на второй круг.

129. Взмывание, причинами которого могут быть:

планирование на повышенной скорости;

низкое выравнивание и выдерживание;

поздний перевод взгляда на землю при планировании;

неправильное направление взгляда при выравнивании или выдерживании;

отрыв взгляда от земли при выравнивании или выдерживании;

резкие и несоразмерные движения ручкой управления.

130. Взмывание исправлять в следующем порядке:

если самолет взмыл на высоту 1,5-2 м, необходимо не отрывая взгляда от земли,

прекратить движение ручки управления на себя и в зависимости от интенсивности

ухода самолета от земли плавным соразмерным движением ручки управления от

себя прекратить дальнейший уход самолета от земли, а затем по мере приближения

самолета к земле соразмерным движением ручки управления на себя произвести

посадку самолета на два основных колеса;

если взмывание своевременно не было прекращено и самолет взмыл на высоту 2 м и

более, необходимо, не отрывая взгляда от земли, уйти на второй круг.

131. Отделение самолета от земли («козел») в зависимости от скорости призем-

ления может быть скоростным и нескоростным.

При посадке с малоподнятым передним колесом при совпадении момента каса-

ния самолета о землю с взятием ручки управления на себя происходит скоростное от-

деление самолета от земли. В случае скоростного отделения самолета летчик должен,

не отрывая взгляда от земли, прекратить движение ручки на себя и в зависимости от

интенсивности ухода самолета от земли плавным соразмерным движением ручки

управления от себя прекратить дальнейший уход самолета от земли, и затем по мереи

приближения самолета к земле соразмерным движением ручки управления на себя

производить посадку самолета на два основных колеса.

Нескоростное отделение самолета от земли происходит на пробеге после при-

земления с нормальным посадочным углом из-за неровности грунта или раннего и рез-

кого опускания переднего колеса. При этом ручка управления задерживается в том по-

ложении, в котором она находилась в момент отделения самолета от земли.

Отдавать ручку управления от себя категорически запрещается.

По мере приближения самолета к земле плавным движением ручки управления

на себя произвести посадку на два основных колеса.

Останов двигателя

132. После заруливания на стоянку (линию заправки) установить РУД на упор

малого газа, рукоятку КЛИМАТИЗАЦНЯ-ГЕРМЕТ. перевести в крайнее заднее поло-

жение, рукоятку ВЕНТИЛЯЦИЯ КОСТЮМА - в крайнее левое положение (при вы-

полнении полета в спецснаряжении), выключить все потребители электроэнергии,

оставив включенными только АЗС ДВИГАТЕЛЬ, АККУМУЛЯТОР и РТ-12, охладить

двигатель, проработав на режиме малого газа не менее 2 мин, затем выключить его, для

чего перевести РУД в положение СТОП.

После остановки роторов двигателя выключить накопитель САРПП.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При останове двигателя или прекращении

его запуска (во избежание догорания топлива на выбеге и выхода из

строя двигателя) до полной остановки запрещается:

перемещать РУД из положения СТОП в другое положение, если дви-

гатель выключался перемещением РУД в положение СТОП;

ставить выключатель ОСТАНОВ Д-ЛЯ в исходное положение, если

двигатель выключался с помощью крана электроостанова.

Если посадка и руление производились на режимах работы двигателя с оборо-

тами ротора КВД, не превышающими 85%, останов двигателя разрешается производить

без дополнительного охлаждения.

Примечание. Замер времени выбега роторов производить вначале летного дня (ночи). Время вы-

бега ротора КВД должно быть не менее 10 с, время выбега ротора КНД - не менее 15 с (отсчитывается с

10% оборотов ротора КВД до полной остановки).

В случае необходимости останов двигателя произвести:

с любого режима его работы постановкой РУД в положение СТОП;

при любом положении РУД с помощью выключателя ОСТАНОВ Д-ЛЯ или закры-

тием пожарного крана.

133. Открыть фонарь и подать команду технику поставить предохранительные

чеки катапультного сиденья (тяги управления ТВМ, головок ТВМ, головки пиромеха-

низма сброса фонарей) в передней и задней кабинах.

Уход на второй круг

134. Уход на второй круг выполнять в следующих случаях:

при сокращении дистанции до впереди летящего самолета менее заданной;

при наличии препятствий на ВПП;

при исправлении расчета;

при грубой ошибке в заходе по ВПП;

по команде руководителя полетов;

когда не обеспечена безопасность планирования и посадки.

135. Уход на второй круг возможен с любой высоты.

136. При уходе на второй круг с высоты более 50 м летчик должен:

не изменяя угла планирования, увеличить обороты двигателя до максимальных, пе-

реместив РУД в крайнее переднее положение;

не допуская скорости менее 210 км/ч, вывести самолет из снижения.

убрать шасси;

на скорости 230-250 км/ч перевести самолет в набор высоты;

на высоте 50-70 м убрать закрылки вначале на 25°, а потом полностью, выполнить

повторный заход на посадку.

137. При уходе на второй круг с высоты выравнивания летчик должен:

не отрывая взгляда от земли и продолжая производить посадку, увеличить обороты

двигателя до максимальных, переместив РУД в крайнее переднее положение за 2-3

с;

на скорости 230-250 км/ч перевести самолет в набор высоты;

на высоте 20 м убрать шасси, на высоте 50-70 м убрать закрылки вначале на 25°,

потом полностью и выполнить повторный заход на посадку.

138. Характерные ошибки и отклонения при уходе на второй круг:

вначале уменьшается угол планирования, затем увеличиваются обороты двигателя -

самолет теряет скорость, возможно сваливание на крыло;

при уходе на второй круг с малой высоты отрывается взгляд от земли - возможно

касание колесами земли.

Взлет «конвейеромª

139. На пробеге, после того как самолет опустит переднее колесо, перевести

взгляд вперед, убедиться, что полоса свободна, затем перевести закрылки во взлетное

положение и, убедившись в этом, запросить разрешение на взлет «конвейером». Полу-

чив разрешение, плавно увеличить обороты двигателя до максимальных и произвести

взлет.

140. При взлете «конвейером» необходимо учитывать, что из-за наличия у само-

лета поступательной скорости значительно сокращается временной интервал между

моментом выхода двигателя на максимальные обороты и началом подъема переднего

колеса.

Взлет и посадка при боковом ветре

141. Взлет и посадку при боковой составляющей скорости ветра более 10 м/с

производить запрещается.

142. При боковой составляющей скорости ветра до 5 м/с техника выполнения

взлета и посадки не усложняется. При боковой составляющей ветра более 5 м/с взлет и

посадка имеют некоторые особенности и требуют повышенного внимания.

143. На разбеге кренящее воздействие бокового ветра парировать отклонением

ручки управления в ту сторону, откуда дует ветер. По мере нарастания скорости и уве-

личения эффективности элеронов ручку необходимо постепенно возвращать к

нейтральному положению. Стремление самолета развернуться против ветра парировать

в первой половине разбега тормозами колес, во второй - рулем направления.

144. После уборки шасси и закрылков снос самолета компенсировать введением

поправки в курс, равной величине угла сноса.

145. При планировании на посадку до высоты 100 м снос самолета устранять пу-

тем исправления курса на величину угла сноса. При дальнейшем снижении снос устра-

нять скольжением в сторону, откуда дует ветер.

146. На выдерживании перед посадкой по мере уменьшения высоты крен само-

лета постепенно уменьшать с таким расчетом, чтобы приземление произошло на оба

основных колеса. Для сохранения направления полета по мере уменьшения крена дав-

ление на педаль необходимо постепенно ослаблять.

147. Кренение самолета на пробеге парировать действием элеронов, а стремле-

ние самолета развернуться против ветра - действием руля направления и тормозами

колес.

Особенности выполнения полетов с грунтовых и заснеженных ВПП

148. Эксплуатация самолета на грунтовых и заснеженных аэродромах разреша-

ется в пределах ограничений, указанных в п.п. 17 и 18 раздела «Эксплуатационные

ограничения».

Выполнение полетов с грунтовых и заснеженных ВПП особых трудностей не

представляет. Подготовка к полетам с грунтовых и заснеженных аэродромов не отли-

чается от подготовки к полетам с бетонированных аэродромов.

149. В зависимости от состояния и прочности грунта самолет страгивается с ме-

ста при оборотах двигателя от 75 до 90%.

Руление по сухой грунтовой полосе следует производить на скорости 25-30 км/ч

для обеспечения устойчивого движения самолета по грунту.

При маневрировании на рулении глубина колеи от заторможенного колеса уве-

личивается, поэтому в целях сохранения поверхности грунтового аэродрома развороты

следует производить с радиусом не менее 15 м, избегая интенсивного торможения и

остановки самолета.

При рулении по заснеженному или размокшему грунту из-за снижения эффек-

тивности торможения управляемость самолета ухудшается, в связи с этим рулить необ-

ходимо на пониженной скорости (не более 20 км/ч), развороты производить с увели-

ченным радиусом (не менее 20 м) на скорости не более 10 км/ч.

При выруливании и рулении группой необходимо учесть направление ветра и

принять необходимые меры предосторожности, исключающие попадание ныли или ча-

стиц грунта в воздухозаборники двигателя.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. На грунтовых ВПП без дернового покро-

ва при размокшем верхнем слое грунта, а также на заснеженных ВПП с

температурой свежевыпавшего снега выше -1°С и укатанного - выше -

3°С руление и взлет самолета запрещаются.

150. На сухой грунтовой ВПП самолет удерживается на тормозах при работе

двигателя на взлетном режиме. На ВПП с влажным верхним слоем грунта и на засне-

женной ВПП самолет не удерживается на тормозах при увеличении оборотов двигателя

выше 88-98%. В этом случае при взлете необходимо в момент страгивания самолета с

места отпустить тормоза и дальнейшее увеличение режима работы двигателя до взлет-

ного производить в процессе разбега.

151. Взлет с грунтовых и заснеженных ВПП, имеющих достаточную прочность

грунта (более 7 кгс/см²), особенностей по сравнению со взлетом с бетонированных по-

лос не имеет.

При взлете с грунтовых ВПП, имеющих прочность грунта 6-7 кгс/см², разбег са-

молета сопровождается тряской и колебаниями по тангажу и крену. Самолет разгоняет-

ся медленно с переменным ускорением, что приводит к заметному увеличению (до 25-

50%) длины разбега.

После отрыва переднего колеса интенсивность разгона возрастает. Отрыв само-

лета от ВПП происходит на скорости 190-200 км/ч.

Интервалы и дистанции между самолетами при групповом взлете с грунтовой и

заснеженной ВПП должны быть не менее 50 м.

152. Посадка самолета на грунтовую полосу с ровной поверхностью и достаточ-

ной прочностью грунта (более 7 кгс/см²) не отличается от посадки на бетонированную

ВПП.

При посадке на грунтовые ВПП, имеющие прочность грунта 6-7 кгс/см² и на

ГВПП, имеющие неровную поверхность, пробег сопровождается рысканием, продоль-

ной и поперечной раскачкой самолета.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. На пробеге с поднятым передним колесом

отдавать ручку управления от себя запрещается.

В целях сохранения поверхности ГВПП торможение колес на пробеге следует

производить плавно, сруливание с ВПП после пробега выполнять без остановки само-

лета, для чего перед сруливанием заблаговременно увеличить обороты двигателя.

При пробеге по ГВПП с влажным верхним слоем грунта и по заснеженной

ГВПП в процессе торможения вследствие юза колес происходит частое срабатывание

автоматов тормозов, а также рыскание самолета.

Удерживать в этом случае самолет по курсу ВПП следует соразмерным откло-

нением педалей и торможением колес.

153. В случае отказа двигателя при взлете с грунтовой и заснеженной ВПП дей-

ствовать в соответствии со ст. 515 главы VII «Действия экипажа в особых случаях в по-

лете».

Расчет на посадку с задросселированным двигателем

154. Для имитации останова двигателя в полете убрать РУД в положение МА-

ЛЫЙ ГАЗ, установить скорость по прибору 300 км/ч, выпустить тормозные щитки и

перевести самолет на снижение.

155. Доложить на КП о своем местонахождении, высоте полета и о посадке с за-

дросселированным двигателем.

156. Расчет на посадку производить выходом к третьему развороту или с пря-

мой, если курс подхода к ДПРМ близок к посадочному.

157. При снижении особое внимание обращать на осмотрительность и периоди-

чески докладывать руководителю полетов о своем месте и высоте полета.

158. Место третьего разворота КУР=270° (90°) при подходе к аэродрому с кур-

сом, обратным посадочному. Ширина круга составляет 5 км, удаление по РСБН - 9 км.

Высота в точке начала третьего разворота должна составлять 1600 м, скорость - 300

км/ч. Третий разворот выполнять на скорости 300 км/ч с креном 45° на КУР=0±10°.

159. Перед четвертым разворотом на высоте 1100-1200 м выпустить шасси, про-

контролировать их выход и выпустить закрылки во взлетное положение (25°), устано-

вить скорость 280 км/ч. При выходе на ДПРМ на высоте 900-1000 м выпустить закрыл-

ки в посадочное (44°) положение. Установить скорость 280 км/ч и выдерживать ее по-

стоянной.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При заходе на посадку с остановленным

двигателем высоты начала третьего и четвертого разворотов и высота вы-

вода из четвертого разворота должны быть увеличены на 300 м.

160. При точном расчете самолет снижается в точку, удаленную от ВПП на 100-

200 м. БПРМ проходить на высоте 250 м и скорости 280 км/ч.

На высоте 100 м выполнить первое выравнивание таким образом, чтобы самолет

снижался в точку, расположенную на ВПП в 100-200 м от ее начала.

На высоте 8-10 м и скорости 240 км/ч выполнить второе (обычное) выравнива-

ние с последующей посадкой. Во всех случаях расчет строить с небольшим перелетом.

При значительном перелете расчет уточнить скольжением до высоты 50 м.

161. Расчет на посадку с задросселированным двигателем с учебной целью вы-

полнять только на стационарном аэродроме.

ПИЛОТАЖ

Общие положения

162. На самолете Л-39 разрешается выполнять фигуры простого и сложного пи-

лотажа.

На всех высотах минимально допустимая (эволютивная) скорость полета по

прибору - 200 км/ч; на этой скорости самолет достаточно устойчив и управляем.

Запрещается: 1) в процессе выполнения фигур пилотажа пользоваться тримме-

ром руля высоты;

2) выполнять фигуры пилотажа и перевернутый полет при остатке топлива 150

кг и загорании светового табло 150 КГ ТОПЛИВА. С таким запасом топлива возможен

полет на режиме максимальной дальности в течение не более 12 мин, а на номинальном

режиме работы двигателя - не более 7 мин.

Примечания: 1. Показания топливомера зависят от режима полета: с увеличением угла тангажа

самолета и режима работы двигателя они увеличиваются, а на планировании при уборке газа уменьша-

ются на величину до 100 кг.

2. При создании отрицательных и околонулевых перегрузок возможно загорание табло НЕ ЗА-

ПУСКАЙ, 150 КГ ТОПЛИВА, МИН. ДАВЛЕНИЕ МАСЛА и изменение показаний топливомера. В этих

случаях разрешается продолжать полет на этих режимах.

163. Перевернутый полет разрешается выполнять в течение не более 20 с, при

этом допускается падение давления масла ниже 2 кгс/см².

164. Повторно перевернутый полет можно производить только после нормаль-

ного горизонтального полета продолжительностью не менее 20 с (указанное время

необходимо для заполнения топливного аккумулятора) и только после восстановления

давления масла в двигателе до нормальной величины, которая должна быть не менее 3

кгс/см² на режимах с оборотами ротора КВД 95% и выше и не менее 2 кгс/см² на

остальных режимах.

Если давление масла после перевернутого полета не восстанавливается до нор-

мальной величины, прекратить выполнение задания и действовать как при падении

давления масла в двигателе.

165. Для предотвращение сваливания самолета при выполнении фигур пилотажа

необходимо выдерживать перегрузки, значения которых для высоты 4000 м составля-

ют:

V_ПР, км/ч

n_Y

V_ПР, км/ч

n_Y

200

1,25

400

4,0

300

2,5

500

5,0

600

6,0

Значения перегрузок по скорости, при которых начинается тряска, приведены на

рис 10.

166. При начале тряски самолета запрещается производить дальнейшее взятие

ручки на себя (увеличение перегрузки), так как это может привести к помпажу двигате-

ля.

167. В случае возникновения тряски самолета необходимо немедленно отдать

ручку от себя до прекращения тряски, при этом обратить особое внимание на приборы

контроля режима работы двигателя (температуру газов за турбиной и обороты двигате-

ля).

168. В процессе пилотажа необходимо избегать потери скорости менее 200 км/ч

по прибору. Это особенно важно при выполнении вертикальных фигур пилотажа. В

случае потери скорости менее 200 км/ч не допускать перетягивания ручки и действо-

вать рулями координированно.

169. Для ускорения ввода в фигуры пилотажа разгон и торможение самолета

следует производить не в горизонтальном полете, а соответственно на снижение и в

наборе высоты. Для более интенсивного торможения необходимо применять тормоз-

ные щитки.

170. Чтобы быстрее набрать скорость для выполнения очередной восходящей

фигуры пилотажа, необходимо на нисходящей части предыдущей фигуры (вторая по-

ловина петли Нестерова, переворот и др.) не допускать оборотов двигателя менее 90%.

Рис. 10. График зависимости располагаемой перегрузки по началу тряски от скорости и высоты полета

171. Начинать увеличение оборотов на снижении при угле пикирования 80-70° с

таким расчетом, чтобы ввод в очередную восходящую фигуру начинался с горизон-

тального полета по достижении заданной скорости и при режимах работы двигателя от

номинального до максимального в зависимости от выполняемой фигуры.

172. Выполнение вертикальных фигур (петля, полупетля) на высотах более 6000

м запрещается, так как потребная скорость ввода превышает ограничение по числу М

(М_ПР=0,78±0,2).

173. Для контроля за правильностью выполнения фигур пилотажа (особенно при

плохой видимости естественного горизонта) летчик должен использовать авиагоризонт

АГД-1, который в сочетании с указателем скольжения позволяет:

точно устанавливать величины заданных кренов, углов пикирования, кабрирования

и контролировать их при выполнении фигур пилотажа;

контролировать координацию движений ручкой управления и педалями при вводе в

фигуру, в ходе ее выполнения и при выводе;

определять положение самолета в пространстве относительно естественного гори-

зонта.

Набор высоты при полете в зону

174. После взлета, уборки шасси и закрылков установить номинальный или мак-

симальный режим работы двигателя и с постепенным набором высоты разогнать само-

лет до скорости 400 км/ч по прибору.

175. Набор высоты производить по установленному маршруту для данного

аэродрома. Для выдерживания режима максимальной скороподъемности скорость по-

лета по прибору при наборе высоты сохранять 400 км/ч (по широкой стрелке) до высо-

ты, на которой значение истинной скорости

(по узкой стрелке) достигнет величины

500 км/ч, и далее продолжать набор высоты на постоянной истинной скорости (по уз-

кой стрелке), равной 500 км/ч, до практического потолка.

В процессе набора высоты непрерывно вести осмотрительность. Для оценки об-

становки в воздухе использовать команды руководителя полетов и доклады экипажей.

176. При подходе к зоне осмотреться, убедиться в отсутствии других самолетов,

проверить свое место в зоне, проверить показания РКЛ-41, азимут и дальность по аппа-

ратуре «Искра-К», установить РУД в положение МАКСИМАЛ и проверить показания

приборов, контролирующих работу двигателя (максимальные обороты, температуру

газов за турбиной, давление, температуру масла и величину вибрации).

Убедившись в отсутствии колебаний оборотов и в соответствии параметров ра-

боты двигателя установленным нормам, доложить руководителю полетов о занятии зо-

ны, затем сбалансировать самолет в горизонтальном полете на скорости 400 км/ч по

прибору и приступить к выполнению задания.

Вираж с креном до 45°

177. Вираж с креном до 45° выполнять на скорости по прибору 400 км/ч.

178. Перед вводом самолета в вираж осмотреться и проверить, свободно ли воз-

душное пространство, особенно в сторону выполнения виража, наметить ориентир для

вывода из виража или запомнить курс по ГМК-1АЭ, установить обороты двигателя, со-

ответствующие скорости 400 км/ч по прибору в горизонтальном полете.

После этого плавными координированными движениями ручки управления и

педалей ввести самолет в вираж.

Рис. 11. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта на вираже с креном 45°

179. При вводе в вираж уделять внимание: плавному увеличению крена с одно-

временным созданием соответствующей перегрузки и сохранению правильного поло-

жения видимых частей фонаря кабины самолета относительно горизонта, сохранению

высоты и скорости полета (по показаниям авиагоризонта АГД-1, вариометра и указате-

ля скорости), координации действий рулями (по показаниям указателя поворота и

скольжения), величине крена (по положению видимых частей фонаря кабины относи-

тельно горизонта и по показаниям авиагоризонтаАГД-1 - рис. 11).

180. Как только крен достигнет заданного (по показаниям авиагоризонта АГД-

1), необходимо зафиксировать его небольшим отклонением ручки управления в сторо-

ну, противоположную крену, и, сохраняя угловую скорость, продолжать вираж. Оборо-

ты двигателя устанавливать для сохранения скорости 400 км/ч по прибору.

181. В установившемся вираже уделять внимание:

сохранению правильного положения видимых частей фонаря кабины самолета от-

носительно горизонта;

сохранению заданного крена (по авиагоризонту АГД-1);

сохранению постоянной угловой скорости;

сохранению скорости и высоты (по показаниям указателя скорости, вариометра и

высотомера);

осмотру воздушного пространства в направлении виража и ориентира вывода из

виража.

182. Если в процессе выполнения виража наблюдается изменение положения

видимых частей фонаря кабины самолета относительно горизонта (что свидетельствует

о снижении или наборе высоты), необходимо плавными и соразмерными движениями

ручки управления и педалей поднять или опустить нос самолета до нормального поло-

жения, контролируя это положение по показаниям авиагоризонта, указателя скорости и

вариометра.

183. За 15-20° до намеченного ориентира координированными движениями руч-

ки управления и педалей в сторону, обратную вращению самолета, начать вывод из ви-

ража с одновременным уменьшением оборотов двигателя с таким расчетом, чтобы

выйти в режим горизонтального полета на установленной скорости без набора и потери

высоты.

184. При выводе из виража внимание уделять:

сохранению правильного положения видимых частей фонаря кабины относительно

горизонта;

одновременности уменьшения крена и угловой скорости;

выдерживанию высоты и скорости (по показаниям авиагоризонта, указателя скоро-

сти, вариометра и высотомера);

координации действий рулями (по указателю поворота и скольжения);

точности вывода в направлении намеченного ориентира.

185. После вывода самолета в горизонтальный полет поставить рули в нейтраль-

ное положение.

186. Самолет на виражах устойчив. Разницы в выполнении правого и левого ви-

ражей практически нет.

187. Характерные ошибки и отклонения при выполнении виражей:

несоответствие оборотов двигателя величине крена - самолет увеличивает или

уменьшает скорость;

перетягивание ручки управления на себя - увеличивается перегрузка, самолет теря-

ет скорость и появляется тряска;

некоординированные действия рулями управления при вводе в вираж и выводе из

него - возникает внутреннее или внешнее скольжение и изменяются скорость и вы-

сота полета;

резкий ввод самолета в вираж и резкий вывод из него - не выдерживаются высота и

скорость полета;

неточный вывод по направлению.

Вираж с креном 60°

188. Вираж с креном 60° выполнять на скорости по прибору 400 км/ч.

189. Перед вводом самолета в вираж осмотреться и проверить, свободно ли воз-

душное пространство, особенно в сторону виража, наметить ориентир для вывода из

виража или запомнить курс по ГМК-1АЭ, установить скорость по прибору 400 км/ч.

Затем плавными и координированными движениями ручки управления и педа-

лей ввести самолет в вираж.

190. При достижении крена 45° и дальнейшем его увеличении ручку управления

необходимо выбирать на себя для создания угловой скорости, одновременно увеличи-

вать обороты двигателя с таким расчетом, чтобы при крене 55-60° скорость сохраня-

лась 400 км/ч (n_КВД§103%).

191. При достижении крена 60° незначительным движением ручки управления в

сторону, противоположную крену, зафиксировать величину крена, установить посто-

янные угловую скорость и перегрузку (рис. 12).

192. Величину крена контролировать по авиагоризонту, а правильность выпол-

нения виража - по указателю поворота и скольжения, указателю скорости, вариометру

и высотомеру.

193. Если во время выполнения виража наблюдается изменение положения ви-

димых частей фонаря кабины относительно естественного горизонта, что свидетель-

ствует о снижении или наборе высоты, необходимо плавными движениями ручки

управления и педалей поднять или опустить нос самолета до нормального положения.

194. В процессе выполнения виража не допускать перетягивания ручки управле-

ния на себя. При перетягивании появляется тряска самолета, а при дальнейшем откло-

нении ручки управления на себя самолет может энергично выполнить неправильную

бочку и войти в штопор.

При возникновении тряски необходимо отклонить ручку управления от себя

настолько, чтобы тряска прекратилась.

Рис. 12. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта на вираже с креном 60º

195. Вывод из виража начинать за 30° до намеченного ориентира координиро-

ванными движениями ручки управления и педалей с одновременным уменьшением

оборотов двигателя с таким расчетом, чтобы к моменту вывода самолета в горизон-

тальный полет скорость была 400 км/ч.

196. После вывода самолета из виража установить рули в нейтральное положе-

ние.

Вывод должен быть произведен в направлении выбранного ориентира.

197. Самолет на вираже устойчив. Разницы в технике выполнения левого и пра-

вого виражей практически нет.

198. Распределение внимания при выполнении виража с креном 60° такое же,

как и на вираже с креном до 45°.

199. Характерные ошибки и отклонения, допускаемые при выполнении глубо-

ких виражей, такие же, как и на виражах с креном до 45°.

Кроме того, возможна и такая ошибка: увеличивается заданный крен, при этом

самолет спускает нос, теряет высоту и увеличивает скорость.

Восьмерка

200. Техника выполнения восьмерки аналогична технике выполнения виража.

201. Перекладывание самолета из виража одного направления в вираж другого

направления выполнять непрерывными и координированными движениями ручки

управления и педалей, при этом необходимо следить за сохранением высоты полета по

вариометру и высотомеру. В момент перекладывания обороты двигателя уменьшать с

таким расчетом, чтобы сохранялась скорость 400 км/ч; затем обороты вновь увеличи-

вать до 103%. Самолет легко перекладывается из одного виража в другой.

202. Характерные ошибки и отклонения, допускаемые на восьмерках, такие же,

как и на виражах с креном 45 и 60°.

Боевой разворот

203. Боевой разворот выполнять на режиме работы двигателя не ниже номи-

нального на высотах до 5000 м. Ввод в боевой разворот производить на скорости не

менее 600 км/ч по прибору.

За боевой разворот, выполненный на максимальном режиме работы двигателя,

при скорости ввода 600 км/ч по прибору самолет набирает 1150-1450 м (высота ввода

2000 м). При выполнении боевых разворотов на номинальном режиме работы двигате-

ля набор высоты за режим на 150-300 м меньше, чем на максимальном.

204. Перед вводом самолета в боевой разворот необходимо наметить ориентир

для вывода, осмотреть воздушное пространство и при режиме работы двигателя не ни-

же номинального в горизонтальном полете или на снижении установить скорость по

прибору 650 км/ч.

205. Плавным движением ручки управления на себя перевести самолет на каб-

рирование. По достижении угла кабрирования 10-15° создать самолету крен 10-15° и

координированными движениями рулей ввести самолет в разворот с набором высоты.

206. При вводе в боевой, разворот следить за одновременностью создания углов

набора и крена, темпом углового перемещения самолета и координацией действий ру-

лями.

207. В процессе боевого разворота допускается увеличение крена с таким расче-

том, чтобы после разворота на 120° он был не более 60° при угле набора 30-40° (рис.

13).

208. После разворота самолета на 140-150° крен и угол набора необходимо по-

стоянно уменьшать одновременным отклонением ручки управления по диагонали от

себя в сторону, противоположную развороту, и педали в ту же сторону.

Далее координированным движением ручки и педалей вывести самолет из раз-

ворота в горизонтальный полет на скорости не менее 250 км/ч по прибору.

Рис. 13. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта на боевом развороте

209. При выводе из боевого разворота следить за скоростью, координацией дви-

жений рулями, ориентиром, а также за одновременностью уменьшения угла набора вы-

соты, крена и угловой скорости.

210. Если требуется выполнить боевой разворот в минимальное время независи-

мо от величины набора высоты, необходимо по достижении заданной скорости создать

крен 15-20° и энергичным движением ручки управления на себя выполнить первую по-

ловину косой петли.

В верхней части боевого разворота, когда самолет будет находиться в положе-

нии, близком к перевернутому (оно должно соответствовать развороту самолета на 160-

165°), т. е. когда верхний обрез приборной доски не дойдет до горизонта 10-15°, начать

вывод самолета в горизонтальный полет, координированно отклоняя ручку управления

от себя по диагонали, а педаль - в сторону, противоположную развороту.

При этом самолет должен довернуться и выйти точно на 180° от исходного

направления. Когда самолет выйдет в горизонтальный полет, поставить рули нейтраль-

но. Скорость на выводе должна быть не менее 200 км/ч.

211. В процессе выполнения боевого разворота не допускать перетягивания руч-

ки управления на себя.

При перетягивании начинается тряска самолета, предупреждающая о приближе-

нии к срыву. В этом случае необходимо отклонить ручку управления от себя до пре-

кращения тряски и продолжать боевой разворот.

212. Характерные ошибки и отклонения при выполнении боевого разворота:

на вводе в боевой разворот при малом крене излишне отклоняется ручка управления

на себя - разворот происходит с большим углом набора и потерей скорости во вто-

рой половине фигуры;

в процессе боевого разворота мало отклоняется ручка управления на себя - мала

угловая скорость, потеря скорости во второй половине разворота;

перетягивание ручки во второй половине разворота - появление предупредительной

тряски с возможным срывом самолета в штопор; возможны «хлопки» двигателя;

после разворота на 120° ручкой управления не парируется стремление самолета

увеличить крен - крен становится более 60°.

Переворот

213. Ввод в переворот выполнять на скорости 300-400 км/ч по прибору до высо-

ты 5000 м и на скорости 300 км/ч на высотах более 5000 м. Потеря высоты за переворот

составляет 1100-1300 м с высот ввода 4000-5000 м и 1500-1700 м с высот ввода 6000-

8000 м.

Переворот разрешается выполнять с убранными или выпущенными на вводе

тормозными щитками.

Если при выполнении переворота происходит резкое увеличение скорости (бо-

лее 650 км/ч) или большая потеря высоты, немедленно перевести двигатель на режим

малого газа, выпустить тормозные щитки и создать на выводе максимально допусти-

мую перегрузку (ст. 165).

214. Перед выполнением переворота необходимо осмотреть воздушное про-

странство, обратив особое внимание на нижнюю полусферу, наметить ориентир для

вывода из переворота и в горизонтальном полете установить заданную скорость.

Затем создать угол кабрирования 15-20° и зафиксировать самолет в этом поло-

жении незначительным отклонением ручки управления от себя. После этого одновре-

менными плавными движениями ручки управления и педалей в сторону переворота со-

здать самолету вращение вокруг продольной оси с таким темпом, чтобы он оказался в

положении «вверх колесами» за 2-3 с.

В процессе ввода в переворот взгляд должен быть направлен вперед на гори-

зонт.

215. При вводе в переворот обращать внимание на скорость ввода, величину уг-

ла кабрирования, темп вращения самолета вокруг продольной оси и определение мо-

мента, когда самолет перевернется в положение «вверх колесами» (по положению ча-

стей фонаря кабины относительно горизонта - рис. 14).

216. Как только самолет окажется в положении «вверх колесами», установить

педали нейтрально, ручкой управления прекратить вращение и, плавно выбирая ручку

на себя, перевести самолет в пикирование. Вывод из пикирования начинать на скорости

по прибору 400 км/ч.

После вывода из пикирования не допускать перетягивания ручки управления на

себя, так как при перетягивании начинается тряска самолета, а при дальнейшем выби-

рании ручки самолет выходит на режим сваливания (срыва). В случае начала тряски

необходимо отклонить ручку управления от себя до прекращения тряски, затем плавно

выводить самолет из пикирования.

217. Характерные ошибки и отклонения при выполнении переворота:

мал угол кабрирования перед вводом - затруднено определение положения самоле-

та «вверх колесами» по крену и, как следствие, возможен выход из переворота не в

заданном направлении;

при выполнении полубочки излишне отдается ручка управления от себя в положе-

нии «вверх колесами» - происходит зависание самолета с возникновением отрица-

тельных перегрузок;

несвоевременная дача рулей на вывод из полубочки - крен создается в положении

«вверх колесами», а в результате - вывод из переворота не в заданном направлении;

перетягивание ручки управления при выводе из пикирования - возникает тряска са-

молета, возможно сваливание (срыв) самолета;

медленный темп взятия ручки на себя при выводе из пикирования - увеличивается

скорость, большая потеря высоты.

Бочка

218. На самолете разрешается выполнять быстрые и замедленные, горизонтальные,

восходящие и нисходящие бочки на скорости не менее 400 км/ч по прибору. Бочка с

учебной целью выполняется на скорости по прибору 400 км/ч. Перед вводом самолета в

фигуру установить в горизонтальном полете заданную скорость, осмотреть воздушное

пространство в направлении выполнения фигуры.

Рис. 14. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта на перевороте

(самолет в положении «вверх колесами»)

На указанной скорости создать угол кабрирования 10-15° (рис. 15) и зафиксиро-

вать самолет в этом положении незначительным отклонением ручки управления от се-

бя, затем плавным движением ручкой в сторону выполнения бочки равномерно вра-

щать самолет вокруг продольной оси, одновременно помогая вращению нажатием на

педаль в ту же сторону.

Рис. 15. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта

перед выполнением бочки (угол кабрирования 10-15°)

219. Как только самолет достигнет крена 75°, не замедляя вращения, начать

слегка отдавать ручку управления от себя для предупреждения опускания носа самоле-

та в положении «вверх колесами».

220. После прохода перевернутого положения необходимо за 60-50° до выхода в

горизонтальный полет удерживать нос самолета от опускания ниже горизонта увеличе-

нием нажима на педаль в сторону вращения, а за 40-30° - отклонением ручки управле-

ния на себя (рис. 16).

При подходе самолета к положению горизонтального полета установить рули

управления на вывод, а после прекращения вращения - в нейтральное положение (рис.

17).

221. При выполнении бочки следить за темпом и равномерностью вращения,

направлением полета и определением момента начала вывода.

Рис. 16. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта при выполнении бочки

(самолет в положении «вверх колесами»)

Рис. 17. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта в конце вывода из бочки

222. При правильном выполнении бочки самолет вращается вокруг продольной

оси равномерно. Разницы в выполнении левой и правой бочек практически нет.

223. Характерные ошибки и отклонения при выполнении бочки:

мал угол кабрирования перед вводом - бочка выполняется со снижением;

мало отклоняется педаль в сторону бочки - самолет вращается с большим радиу-

сом, вывод получается со снижением;

не фиксируется угол кабрирования перед началом вращения вокруг продольной

оси;

вращение с большим радиусом «кадушка».

Петля Нестерова

224. Петлю Нестерова выполнять с высот до 5000 м на скорости ввода 650 км/ч

по прибору при работе двигателя на максимальном режиме.

225. Перед вводом в петлю Нестерова осмотреть воздушное пространство. В го-

ризонтальном полете или на снижении при работе двигателя на максимальном режиме

установить заданную скорость и убедиться в отсутствии крена. Затем плавным движе-

нием ручки управления на себя перевести самолет на кабрирование.

226. При вводе в петлю Нестерова следить за отсутствием крена (по естествен-

ному горизонту и АГД-1), скоростью ввода и темпом создания угловой скорости (по

нарастанию перегрузки).

227. Достигнув угла кабрирования 25-30°, темп движения ручки на себя посте-

пенно увеличивать с таким расчетом, чтобы при угле кабрирования 50-60° перегрузка

была 4-5. Далее выбирать ручку управления на себя следует так, чтобы угловая ско-

рость самолета оставалась примерно постоянной, а скорость по прибору при выходе в

верхнюю точку петли (самолет в положении «вверх колесами») была не менее 200 км/ч.

228. В процессе выполнения петли Нестерова обращать внимание на угловую

скорость (по величине перегрузки), отсутствие кренов и поступательную скорость.

229. В верхней точке петли уточнить положение самолета и, когда верхний об-

рез приборной доски подойдет к горизонту (рис. 18), плавно уменьшить обороты дви-

гателя до 90%, затем незначительным выбиранием ручки управления на себя перевести

самолет в пикирование.

При достижении скорости по прибору 400 км/ч начать вывод самолета из пики-

рования.

Рис. 18. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта

в верхней точке петли Нестерова

230. В процессе выполнения петли удерживать самолет от крена, так как при

наличии крена траектория петли не будет лежать в одной плоскости.

231. Характерные ошибки и отклонения при выполнении петли Нестерова:

в первой половине петли ручка управления слишком энергично берется на себя, со-

здается большая перегрузка - самолет теряет скорость, появляется предупредитель-

ная тряска;

при вводе в петлю ручка управления медленно берется на себя - мала угловая ско-

рость, увеличивается радиус петли, самолет выходит в верхнюю точку на скорости

менее эволютивной;

крен на петле - не сохраняется направление;

при подходе к верхней точке петли рано уменьшаются обороты двигателя - самолет

теряет скорость;

при подходе к верхней точке петли энергично выбирается ручка управления на себя

- возможен срыв в штопор;

самолет резко выводится из пикирования - большие перегрузки, возможна потеря

скорости и предупредительная тряска;

самолет медленно выводится из пикирования - большая скорость на выводе.

Косая петля

232. Косую петлю выполнять на скорости ввода 600-650 км/ч по прибору до вы-

соты 5000 м на режиме работы двигателя не ниже номинального.

233. Перед вводом в косую петлю осмотреть воздушное пространство, в гори-

зонтальном полете или на снижении при работе двигателя на режиме не ниже номи-

нального установить заданную скорость, а затем создать крен 10-20º при максималь-

ном, 20-45º при режимах работы двигателя не ниже номинального.

234. Далее выполнить косую петлю так же, как и петлю Нестерова, но сохраняя

установленный крен на всем протяжении косой петли.

В первой половине косой петли следить за скоростью, сохранением заданного

крена и угловой скорости. В верхней точке косой петли уточнить положение самолета

и, когда верхний обрез приборной доски подойдет к горизонту, плавно уменьшить обо-

роты двигателя до 90%.

235. Основной трудностью при выполнении косой петли является сохранение

установленного крена при подходе к верхней точке петли, особенно при переходе ее,

так как здесь привычные представления о положении земли и горизонта изменяются на

обратные.

Величину крена при выполнении косой петли по показанию авиагоризонта вы-

держивать только до угла тангажа 80-85°. При дальнейшем увеличении угла тангажа

силуэт самолета переворачивается и показывает крен в перевернутом положении.

Поэтому в перевернутом положении необходимо определять и сохранять крен

самолета только относительно линии естественного горизонта. Так, например, если при

вводе в косую петлю был левый крен, то в верхней ее точке левое крыло относительно

линии горизонта будет опущено, а правое - поднято.

236. После того как самолет перейдет в пикирование, отклонением педали (про-

тивоположной крепу) сохранять направление на выводе. При выходе самолета в гори-

зонтальный полет убрать крен и постепенно установить педали в нейтральное положе-

ние.

237. Во второй половине косой петли не допускать вращения самолета вокруг

продольной оси, особенно в сторону увеличения крена, так как это может привести к

переходу в крутую спираль. В случае неуверенности в правильности выполнения вто-

рой половины косой петли необходимо отклонением ручки управления убрать крен и

закончить фигуру так же, как вторую половину петля Нестерова.

238. Характерные ошибки и отклонения при выполнении косой петли:

невыдерживание заданного крена - изменяется наклон плоскости петли;

медленное выбирание ручки управления на себя - увеличивается радиус, возможен

выход в верхнюю точку на скорости менее эволютивной;

уменьшение креня при подходе к верхней точке петли с последующим доворотом

на снижении по ориентиру - возможен переход в крутую спираль, увеличивается

потеря высоты при выводе.

Полупетля

239. Полупетлю выполнять с высот до 5000 м на скорости ввода 650 км/ч по

прибору при работе двигателей на максимальном режиме. Перед выполнением полу-

петли осмотреть воздушное пространство и наметить ориентир для вывода.

240. В горизонтальном полете или на снижении установить скорость по прибору

650 км/ч при работе двигателя на максимальном режиме, убедиться в отсутствии крена

и плавным движением ручки управления на себя перевести самолет на кабрирование.

Достигнув угла кабрирования 25-30°, темп движения ручки на себя постепенно

увеличивать с таким расчетом, чтобы при угле кабрирования 50-60° перегрузка была

4,5-5.

Далее выбирать ручку управления на себя так, чтобы угловая скорость самолета

оставалась примерно постоянной, а скорость по прибору при выходе в верхнюю точку

полупетли (самолет в положении «вверх колесами») была не менее 200 км/ч.

241. При подходе к верхней точке полупетли, когда нос самолета не дойдет до

линии горизонта примерно на 10 (рис. 19), отклонением ручки управления и педалей

повернуть самолет вокруг продольной оси на 180° (выполнить полубочку). При этом

темп отклонения рулей должен быть таким, чтобы полубочка была выполнена за 2-3 с.

242. При подходе самолета к верхней точке полупетли обращать внимание на

скорость полета, определение начала выполнения полубочки и начала вывода из нее, а

также на направление вывода.

243. Если скорость в верхней точке полупетли будет менее 200 км/ч по прибору,

не перетягивая ручку, плавно опустить нос самолета ниже горизонта и при достижении

скорости 200-210 км/ч по прибору выполнить полубочку или закончить фигуру, выпол-

нив вторую половину петли Нестерова (на высоте не менее 2500 м).

Рис. 19. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта в верхней точке полупетли

244. Характерные ошибки и отклонения при выполнении полупетли:

рано даются рули на ввод в полубочку - самолет выходит из полупетли с углом

кабрирования (возможна потеря скорости);

поздно отклоняются рули на ввод в полубочку - самолет выходит из полупетли со

снижением;

рано или поздно даются рули на вывод из полубочки - самолет выходит из полу-

петли с креном;

некоординированно выполняется полубочка - выход из полупетли не по направле-

нию.

Кроме того, возможны и ошибки, допускаемые при выполнении первой полови-

ны петли Нестерова.

Горка

245. Горку разрешается выполнять во всем диапазоне высот полета на режиме

работы двигателя не ниже номинального с углами до 60°.

Ввод в горку с углами до 45° производить на скоростях 400-650 км/ч по прибо-

ру, а с углами 45-60º - на скорости 600-650 км/ч по прибору.

Перед вводом в горку осмотреться, обратив особое внимание на пространство в

направлении выполнения фигуры; в горизонтальном полете или на снижении при рабо-

те двигателя не ниже номинального установить заданную скорость и убедиться в от-

сутствии крена. Затем плавным движением ручки управления на себя создать самолету

угол кабрирования 30-60°, зафиксировать его незначительным отклонением ручки

управления от себя (рис. 20).

Рис. 20. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта при вводе в горку

246. При вводе в горку следить за отсутствием крена (по естественному гори-

зонту и АГД-1), скоростью и темпом ввода, величиной угла горки. Величину угла и от-

сутствие кренов в процессе горки контролировать по авиагоризонту.

247. По достижении скорости по прибору 350 км/ч при углах кабрирования до

45° и скорости 400 км/ч при углах кабрирования более 45° ввести самолет в разворот с

одновременным уменьшением угла кабрирования и последующим опусканием носа са-

молета до линии естественного горизонта, не уменьшая оборотов двигателя. Когда нос

самолета подойдет к линии горизонта, вывести самолет в горизонтальный полет на

скорости по прибору не менее 250 км/ч и уменьшить обороты двигателя до требуемых.

В процессе вывода из горки с углом 30° скорость самолета уменьшается на ве-

личину до 30 км/ч, с углами 45 и 60° соответственно до 60 и 120 км/ч.

Вывод самолета из горки производить: с углами до 45° - разворотом, с углами

45° и более - двумя последовательными полубочками.

248. При выводе из горки следить за скоростью начала ввода в разворот и со-

хранением заданной скорости вывода.

249. Характерные ошибки и отклонения при выполнении горки:

резкое создание самолету угла кабрирования - большие перегрузки, быстрая потеря

скорости в процессе горки, малый набор высоты, возможно появление тряски само-

лета;

не фиксируется заданный угол кабрирования - увеличение угла горки более задан-

ного, быстрая потеря скорости;

начало вывода из горки на меньшей скорости или медленное опускание носа само-

лета на горизонт - уменьшение или потеря скорости на выводе.

Поворот на горке

250. Ввод в горку начинать на скорости по прибору 600-650 км/ч.

251. Перед вводом в горку осмотреться, обратив особое внимание на простран-

ство в направлении горки, установить заданную скорость в горизонтальном полете или

на снижении при работе двигателя на режиме не ниже номинального и убедиться в от-

сутствии кренов. Затем плавным движением ручки управления на себя перевести само-

лет на кабрирование с углом до 60° и удерживать его в этом положении до скорости по

прибору 300 км/ч.

На этой скорости, не изменяя угла кабрирования отклонением педали в нужную

сторону, выполнить поворот вокруг вертикальной оси самолета. Стремление самолета к

переворачиванию в положение

«вверх колесами» парировать отклонением ручки

управления от себя и в сторону, противоположную отклоненной педали.

252. При повороте следить за определением момента начала поворота, величи-

ной крена и выполнением поворота в одной плоскости.

253. За 25° до подхода носа самолета к линии естественного горизонта плавно

уменьшить обороты двигателя до минимальных, а затем установить угол пикирования,

равный углу кабрирования (рис. 21).

Как только самолет достигнет скорости 400 км/ч, начать вывод из пикирования,

одновременно увеличивая обороты двигателя до потребных для выполнения горизон-

тального полета или очередной фигуры пилотажа.

Рис. 21. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта

при повороте на горке (момент уборки оборотов двигателя)

254. Характерные ошибки и отклонения при выполнении поворота на горке:

поворот самолета производится не в одной плоскости - несоответствие угла пики-

рования углу кабрирования;

не поддерживается крен в момент поворота - увеличение крена более 90°, возможно

переворачивание самолета в положение «вверх колесами» и переход в штопор.

Переворот на горке

255. Ввод в горку начинать на скорости по прибору 600-650 км/ч.

256. Перед выполнением переворота на горке осмотреться, особенно в направ-

лении выполнения фигуры, наметить ориентир для вывода из переворота, установить

заданную скорость при работе двигателя на режиме работы двигателя не ниже номи-

нального в горизонтальном полете или на снижении и убедиться в отсутствии крена.

Затем плавным движением ручки управления на себя перевести самолет на кабрирова-

ние с углом до 60°.

257. При достижении скорости по прибору 300 км/ч плавными и одновремен-

ными движениями ручки управления и педалей в сторону переворота придать самолету

вращение вокруг продольной оси и выполнить полубочку с таким темпом, чтобы само-

лет перевернулся в положение «вверх колесами» за 2-3 с.

После переворота самолета вверх колесами установить педали в нейтральное

положение, а ручкой управления прекратить вращение.

258. При выполнении полубочки следить за скоростью, темпом выполнения по-

лубочки и направлением полета.

259. После прекращения вращения выбиранием ручки на себя подвести нос са-

молета к линии естественного горизонта. Как только верхний обрез приборной доски

подойдет к линии естественного горизонта, уменьшить обороты двигателя до 90% и

ввести самолет в пикирование. При достижении скорости по прибору 400 км/ч начать

вывод самолета из пикирования. Затем установить скорость и обороты двигателя для

выполнения очередной фигуры пилотажа или горизонтального полета.

260. Характерные ошибки и отклонения при перевороте на горке:

позднее выполнение полубочки - потеря скорости менее эволютивной;

запаздывание с постановкой рулей на вывод или ранний вывод из полубочки - вы-

вод из пикирования не по направлению.

Пикирование

261. Ввод в пикирование производить на скорости по прибору 300 км/ч с разво-

рота на 60-90° с убранными или выпущенными тормозными щитками.

На пикировании с убранными тормозными щитками при достижении числа

М=0,78 автоматически выпускаются тормозные щитки, при этом самолет имеет тен-

денцию к кабрированию.

262. Перед выполнением пикирования осмотреть воздушное пространство в

направлении пикирования, наметить ориентир для ввода, и установить скорость по

прибору 300 км/ч. Затем координированными движениями ручки управления и педалей

ввести самолет в разворот с креном 45-60° в направлении выбранного ориентира.

В процессе разворота плавно уменьшить обороты двигателя до минимальных,

одновременно переводя самолет в пикирование.

К моменту окончания разворота угол пикирования должен быть заданным (с

учебной целью не более 60°).

Величину угла пикирования контролировать по авиагоризонту (рис. 22).

Во время ввода в пикирование внимание обращать на скорость ввода, координа-

цию действий рулями, величину крена и угла пикирования и направление вывода.

263. На пикировании появляются давящие усилия на ручку, которые возрастают

с увеличением скорости пикирования. В течение пикирования не допускать крена и

разворотов, следить за высотой, скоростью и числом М полета.

В процессе установившегося пикирования внимание обращать на сохранение

заданного угла пикирования (визуально и по АГД-1), прямолинейность траектории и

определение момента вывода из пикирования.

Рис. 22. Положение передней части фонаря кабины относительно горизонта

при пикировании с углом 30°

264. При достижении заданной скорости пикирования 600 км/ч по прибору

плавным движением ручки управления на себя начать вывод самолета в горизонталь-

ный полет. В конце вывода увеличить обороты двигателя до необходимых и убрать

щитки. Потеря высоты на выводе из пикирования с углом 60º и перегрузкой 4-4,5 со-

ставит 1100-1300 м.

На выводе из пикирования внимание обращать на определение скорости и высо-

ты начала вывода, отсутствие крена и скольжения, темп вывода из пикирования, вели-

чину перегрузки и отсутствие тряски самолета.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Пользоваться триммером руля высоты

для снятия нагрузки с ручки управления в процессе пикирования запре-

щается, так как на больших скоростях значительно возрастает эффектив-

ность триммера и небольшие его отклонения приводят к резкому измене-

нию нагрузки на ручке управления.

265. Характерные ошибки и отклонения на пикировании:

при вводе в пикирование не соблюдается координация движений рулями, ручка

управления энергично отдается от себя - ввод в пикирование с перегрузками,

меньшими +1;

резкие движения ручкой управления во время пикирования - не сохраняется посто-

янный угол пикирования;

в процессе пикирования не контролируется положение самолета по авиагоризонту -

возможно пикирование с креном или с углом, не соответствующим заданному;

перетягивание ручки при выводе из пикирования - возникают большие перегрузки,

возможна тряска самолета.

Спираль

266. Спираль выполняется на скорости по прибору 400 км/ч с креном до 45°.

267. Перед выполнением спирали осмотреться, обратив особое внимание в сто-

рону выполнения фигуры, и в режиме планирования установить скорость по прибору

400 км/ч при положении РУД на упоре малого газа. Затем плавными движениями ручки

управления и педалей ввести самолет в разворот. Когда крен достигнет заданного, не-

значительными движениями ручки управления и педалей в сторону, противоположную

развороту, устранить стремление самолета к увеличению крена, возрастанию угловой

скорости и скорости по траектории.

Крен контролировать по положению видимых частей фонаря кабины относи-

тельно горизонта и по авиагоризонту (рис. 23).

Рис. 23. Положение передней части фонаря кабины на спирали

268. Выдерживание заданной скорости на спирали производить соответствую-

щим изменением угла наклона продольной оси самолета относительно горизонта.

269. Вывод из спирали производить координированными движениями ручки

управления и педалей в сторону, противоположную крену, при этом вначале устраня-

ются крен и угловое перемещение, а затем самолет выводится из угла планирования.

270. Внимание на спирали распределять так же, как при выполнении виражей.

271. Характерные ошибки и отклонения при выполнении спирали:

не выдерживается заданный крен - самолет опускает нос, увеличивает скорость,

возможен вход самолета в крутую спираль;

не выдерживается угол наклона продольной оси самолета относительно горизонта

- увеличивается или уменьшается скорость.

272. На высотах до 4000 м за один виток спирали с креном 45° с задросселиро-

ванным двигателем на скорости полета по прибору 400 км/ч самолет теряет до 1000 м

высоты.

ШТОПОР

273. Самолет Л-39 непреднамеренно может сорваться в штопор только при гру-

бых ошибках в технике пилотирования, связанных с чрезмерным отклонением ручки

управления в продольном отношении и некоординированным перемещением педалей

более половины их хода от нейтрального положения.

С учебной целью на самолете разрешается выполнять как нормальный, так и пе-

ревернутый штопор.

Поведение самолета на минимальных скоростях полета

274. Минимальная приборная скорость (скорость сваливания самолета при пере-

грузке, равной 1) с убранными шасси и закрылками при работе двигателя на режиме

малого газа равна 185 км/ч по прибору, с выпущенными шасси и закрылками - 160

км/ч.

С увеличением перегрузки срыв самолета наступает раньше, т.е. на больших

скоростях.

275. Для уменьшения скорости до минимальной в горизонтальном полете и на

планировании с убранными шасси и закрылками при работе двигателя на режиме мало-

го газа следует плавно отклонять ручку управления на себя, педали и элероны при этом

удерживать в нейтральном положении.

276. При приближении к скорости на 5-10 км/ч больше минимальной возникают

предупредительная тряска самолета и подергивание ручки управления от элеронов.

Дальнейшее уменьшение скорости сопровождается увеличением тряски самоле-

та и появлением колебаний по крену. По достижении скорости 160-165 км/ч при полно-

стью взятой ручке управления на себя самолет, как правило, опускает нос и переходит

на режим парашютирования с постепенным увеличением скорости до 200-220 км/ч.

Сваливание на крыло происходит значительно реже с медленным плавным

накренением самолета, преимущественно вправо. В этих случаях после отклонения

ручки управления от себя за нейтральное положение (элероны нейтрально) скорость

увеличивается, самолет без запаздывания выходит на управляемый режим. Элероны

эффективны вплоть до момента сваливания самолета.

277. При пилотировании самолета на скоростях, близких к минимальным, не до-

пускать резких и некоординированных движений рычагами управления. При свалива-

нии самолета на крыло установить педали и элероны в нейтральное положение и плав-

но отклонить ручку управления от себя за нейтральное положение; по мере увеличения

скорости самолет выйдет на управляемый режим полета.

278. Отклонение педали в момент сваливания может привести к срыву самолета

в штопор, причем как в сторону отклоненной педали, так и в противоположную.

Поведение самолета при перетягивании ручки управления на пилотаже

279. Перетягивание ручки управления на вираже, боевом развороте, полупетле,

петле Нестерова и других фигурах пилотажа сопровождается появлением тряски само-

лета, предупреждающей летчика о выходе самолета на режим сваливания и возможно-

сти срыва в штопор.

Кроме того, выход на режим сваливания и сопровождающий его срыв потока с

крыла приводят к нарушению равномерности потока воздуха на входе в двигатель, что

в свою очередь может привести к появлению неустойчивой работы двигателя (помпа-

жу).

Неустойчивая работа двигателя может проявляться в виде «тихого помпажа»

(рост температуры газов за турбиной, падение оборотов двигателя) или помпажа, со-

провождающегося «хлопками».

280. При начале, тряски самолета производить дальнейшее взятие ручки на себя

запрещается.

281. При возникновении тряски самолета необходимо немедленно отдать ручку

управления от себя до прекращения тряски, при этом обратить особое внимание на

приборы контроля параметров работы двигателя (температуру газов за турбиной и обо-

роты двигателя).

В случае падения оборотов двигателя и роста температуры газов за турбиной

выше максимально допустимой по возможности перевести двигатель на режим малого

газа; следя за скоростью полета, выждать восстановление температуры газов и оборо-

тов двигателя в нормальные пределы и только после этого плавно переводить двига-

тель на повышенный режим работы.

282. Во всех случаях срыва самолета в штопор при выполнении фигур пилотажа

необходимо действовать в порядке, указанном в ст. 293 настоящего Руководства.

Нормальный штопор

В в о д с а м о л е т а в ш т о п о р

283. В учебных целях нормальный штопор на самолете с гладким крылом, а

также с установленными крыльевыми держателями выполнять до двух витков с высоты

не менее 5000 м.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Ввод самолета в штопор осуществлять на

высоте не более 6000 м.

284. Перед выполнением штопора необходимо убедиться, что в зоне нет других

самолетов, сбалансировать самолет в горизонтальном полете на скорости 300 км/ч по

прибору.

285. Ввод самолета в штопор выполнять в такой последовательности:

наметить ориентир для начала вывода из штопора;

перевести РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ и убедиться, что режим работы двигате-

ля соответствует режиму МАЛЫЙ ГАЗ;

перевести самолет в набор высоты с углом 20° и плавным отклонением ручки

управления на себя уменьшить скорость по прибору до 170 км/ч;

отклонить педаль полностью в сторону штопора, а ручку управления - полностью

на себя и удерживать их в этом положении в процессе всего штопора; элероны при

вводе и во время штопора должны находиться в нейтральном положении.

286. Самолет входит в штопор неохотно. Легче вводится в правый штопор и

труднее в левый.

П о в е д е н и е с а м о л е т а в ш т о п о р е

287. Нормальный штопор самолета Л-39 неустойчивый. В процессе штопора

имеют место неравномерность вращения самолета и значительные переменные усилия

на ручке и педалях от рулей высоты и направления.

288. Во время штопора летчик ощущает интенсивную тряску самолета и биение

педалей.

289. На левом штопоре самолет, как правило, в конце второго витка изменяет

направление вращения, переходя в правый штопор.

290. Потеря высоты за один виток равна 300-400 м, время одного витка 6-7 с.

Общая потеря высоты от момента ввода в штопор до вывода из штопора и перехода в

горизонтальный полет составляет 500-650 м. Общая потеря высоты при выполнении

двух и трех витков штопора соответственно составляет 1050-1200 и 1400-1700 м.

В ы в о д с а м о л е т а и з ш т о п о р а

291. При правильном действии рулями самолет надежно выходит из штопора.

292. Вывод самолета из штопора при преднамеренном вводе в штопор выпол-

нять в такой последовательности:

за 15-20º до намеченного ориентира отклонить педаль полностью против штопора, а

затем отдать ручку управления от себя в нейтральное или несколько за нейтральное

положение;

после прекращения вращения самолета установить педали нейтрально и по дости-

жении скорости по прибору 400 км/ч плавно вывести самолет из пикирования с пе-

регрузкой 2,5-3; элероны должны быть в нейтральном положении.

293. Вывод самолета из штопора при непреднамеренном срыве в штопор выпол-

нять в такой последовательности:

перевести РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ;

определить направление вращения самолета;

поставить рули по штопору, т.е. педаль отклонить полностью в сторону вращения

самолета, а ручку управления - полностью на себя (элероны нейтрально);

отклонить педаль полностью против штопора, а затем отдать ручку управления от

себя в нейтральное или несколько за нейтральное положение;

после прекращения вращения самолета установить педали нейтрально и по дости-

жении скорости по прибору 400 км/ч плавно вывести самолет из пикирования с пе-

регрузкой 2,5-3; элероны должны быть в нейтральном положении.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. В случае изменения направления вра-

щения самолета в штопоре или перехода самолета из нормального што-

пора в перевернутый и наоборот необходимо поставить рули по штопору

(педаль - полностью в сторону вращения, ручка - полностью на себя, ес-

ли самолет перешел в нормальный штопор, и ручка - полностью от себя,

если самолет перешел в перевернутый штопор), элероны нейтрально и

после этого выводить самолет из штопора обычным способом.

2. Потребные для отдачи ручки управления самолетом от себя в

нейтральное положение усилия значительны и могут достигать 20 кгс.

Приложение недостаточных усилий может привести к тому, что ручка

управления останется в отклоненном (на себя) положении и самолет не

выйдет на докритические углы атаки.

3. После выхода самолета из штопора (после прекращения враще-

ния) обратить внимание на показания приборов контроля работы двига-

теля (температуру газов за турбиной и обороты).

В случае повышения температуры газов и падения оборотов дви-

гателя по отношению к их значениям, которые были перед вводом в што-

пор, продолжать снижение (без перемещения РУД) до восстановления

исходных значений температуры газов и оборотов двигателя. Перемеще-

ние РУД разрешается производить только после указанного восстановле-

ния исходных значений температуры газов и оборотов двигателя. В слу-

чае падения оборотов двигателя ниже 54,5% и роста температуры газов

выше 600°С необходимо остановить двигатель и затем произвести его за-

пуск.

О ш и б к и п р и в ы п о л н е н и и ш т о п о р а

294. Необходимо строго соблюдать указанную последовательность действий ру-

лями при выводе самолета из штопора. Невыполнение этого требования может приве-

сти к запаздыванию с выходом самолета из штопора, переходу его в штопор обратного

направления или перевернутый штопор.

295. Задержка с отклонением ручки управления от себя после дачи педали про-

тив штопора может привести к переходу в штопор обратного направления.

Если самолет перешел в штопор обратного направления, необходимо рули по-

ставить по штопору (элероны нейтрально) и выводить самолет из штопора.

296. Если при выводе самолета из штопора ручку управления отдать полностью

от себя, а педали оставить отклоненными по штопору, самолет может перейти в пере-

вернутый штопор. При этом усиливается тряска самолета и возрастают усилия на орга-

нах управления. Вывод самолета из перевернутого штопора необходимо производить в

порядке, указанном в ст. 305 настоящего Руководства.

297. При нормальном выводе самолета из штопора не рекомендуется отклонять

ручку управления полностью от себя, так как это приводит к переходу самолета в отри-

цательное пикирование и большой потере высоты на выводе.

298. Чрезмерно большое и энергичное взятие ручки управления на себя в начале

вывода из пикирования может привести к потере скорости и повторному срыву самоле-

та в штопор.

299. Если после отклонения рулей на вывод из штопора самолет из штопора не

выходит, необходимо снова поставить рули по штопору, т.е. педаль полностью откло-

нить в сторону вращения самолета, а ручку управления - полностью на себя (элероны

нейтрально), и через полвитка повторить вывод из штопора.

Перевернутый штопор

В в о д в п е р е в е р н у т ы й ш т о п о р

300. В учебных целях на самолете Л-39 с гладким крылом, а также с установ-

ленными крыльевыми держателями разрешается выполнение перевернутого штопора

до одного витка с высоты не менее 5000 м.

301. Перед выполнением перевернутого штопора сбалансировать самолет в го-

ризонтальном полете на скорости по прибору 300 км/ч и подтянуть привязные ремни.

Ввод самолета в штопор выполнять в такой последовательности:

перевести самолет в набор высоты с углом 20-25º;

на скорости 220 км/ч выполнением полубочки перевести самолет в положение «на

спине»;

перевести РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ;

плавно отклонить ручку управления полностью от себя;

на скорости 200-190 км/ч полным отклонением педали ввести самолет в штопор.

Перевернутый штопор неустойчивый, в процессе штопора имеют место нерав-

номерность вращения самолета и значительные (переменные) усилия на ручке и педа-

лях от рулей высоты и направления. Из-за воздействия отрицательных перегрузок лет-

чику затруднено ведение пространственной ориентировки и определение направления

вращения самолета в штопоре.

302. Самолет Л-39 может непреднамеренно войти в перевернутый штопор толь-

ко в результате грубых ошибок летчика в технике пилотирования, связанных с непра-

вильными действиями рулями (отклонение ручки и педалей по штопору на 1/2 хода и

более) и потерей скорости в процессе выполнения фигур пилотажа.

303. Наиболее вероятным случаем непреднамеренного входа в перевернутый

штопор является вывод самолета из нормального штопора с такой грубой ошибкой, как

передача ручки управления от себя и фиксация ее а этом положении при полностью

или почти полностью отклоненной педали.

304. Потеря высоты за один виток перевернутого штопора равна 100 м, время

одного витка 4-5 с. Общая потеря высоты от момента ввода в штопор до вывода из

штопора равна 250 м.

В ы в о д с а м о л е т а и з п е р е в е р н у т о г о ш т о п о р а

305. Вывод самолета из перевернутого штопора производить в такой последова-

тельности:

отклонить педаль полностью против штопора, а затем отклонить ручку управления

на себя в нейтральное или несколько за нейтральное положение;

после прекращения вращения самолета установить педали в нейтральное положение

и по достижении скорости по прибору 400 км/ч плавно вывести самолет из пикиро-

вания в горизонтальный полет с перегрузкой 2,5-3, при этом элероны должны нахо-

диться в нейтральном положении.

Полное отклонение ручки управления на себя и задержка ее в этом положении

при выводе самолета из перевернутого штопора может привести к переходу самолета в

нормальный штопор.

В ы в о д с а м о л е т а и з н е п о н я т н о г о п о л о ж е н и я

306. Вывод самолета из непонятного положения выполнять в такой последова-

тельности:

оценить высоту;

перевести РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ;

установить педали и ручку управления в нейтральное положение и удерживать их в

этом положении до прекращения вращения самолета. После устойчивого движения

самолета и определения летчиком пространственного положения перевести самолет

в горизонтальный полет.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Нормальный и перевернутый штопор

на самолете Л-39 в учебных целях выполнять только при работе двигате-

ля на режиме малого газа. Выполнение нормального и перевернутого

штопора на режимах работы двигателя выше малого газа запрещается.

2. Если до высоты 1500 м самолет из нормального или переверну-

того штопора не выходит - экипажу катапультироваться.

ПОЛЕТ НА ВЫСОТУ БОЛЕЕ 4000 м

307. Все полеты на высотах более 4000 м выполняются с использованием кисло-

родного оборудования, в защитном шлеме ЗШ-3М (ЗШ-5), с кислородной маской КМ-

32 (КМ-34),при наличии парашютного кислородного прибора КП-27М (в учебных це-

лях допускается использование гермошлема ГШ-6А или ГШ-6М) и высотного компен-

сирующего костюма ВКК-6М (ВКК-3М).

308. Набор высоты до 10000 м разрешается производить как на номинальном,

так и на максимальном режимах работы двигателя.

С высоты 10000 м использовать максимальный режим работы двигателя запре-

щается. Набор высоты с 10000 м до практического потолка производить только на но-

минальном режиме работы двигателя (обороты не должны превышать 103,2%^+1%).

309. При полетах на высоты до практического потолка после взлета, уборки

шасси и закрылков установить номинальный или максимальный режим работы двига-

теля и в горизонтальном полете разогнать самолет до скорости по прибору 400 км/ч. В

конце разгона плавно перейти в набор высоты, сохраняя скорость набора по прибору

400 км/ч.

310. В процессе всего набора высоты выдерживать наивыгоднейшую скорость

набора, соответствующую максимальной скороподъемности самолета.

Наивыгоднейшие скорости набора по высотам одинаковы как для номинально-

го, так и для максимального режима работы двигателя.

Максимальные вертикальные скорости, время и приборные скорости набора для

различных высот (условия стандартные, взлетный вес 4300 кгс) приведены в табл. 1.

Таблица 1

Вертикальная

Время набора*, мин

скорость, м/с

номи-

макси-

номи-

макси-

нальный

мальный

нальный

мальный

режим

17,3

22,0

400**

2000

14,4

18,0

2,1

1,6

400**

4000

11,4

14,2

4,7

3,8

400**

6000

8,2

10,4

8,0

6,5

500***

8000

5,2

6,5

13,0

10,0

500***

10000

2,2

2,7

21,6

17,6

500***

11000

0,5

30,5

500***

* Без учета времени (около 1 мин) на взлет и разгон самолета до наивы-

годнейшей скорости набора.

** Приборная скорость (по широкой стрелке).

*** Истинная скорость (по узкой стрелке).

Для выдерживания режима скороподъемности необходимо начинать набор на

скорости по прибору 400 км/ч (по широкой стрелке), сохраняя эту скорость постоянной

до высоты, на которой значение истинной скорости достигнет величины 500 км/ч (по

узкой стрелке), и далее продолжать набор высоты на постоянной истинной скорости

(по узкой стрелке), равной 500 км/ч, до практического потолка.

При наборе высоты до 10000 м на максимальном режиме работы двигателя обо-

роты двигателя не должны превышать 106,8%+1%, а время работы - 20 мин.

Набор высоты после 10000 м производить только на номинальном режиме рабо-

ты двигателя.

311. Показания приборов, контролирующих работу двигателя, при наборе высо-

ты на максимальном режиме должны быть следующими:

а) обороты двигателя - не более 106,8% на всех высотах;

б) температура газов за турбиной двигателя - не более 685ºС (при включенной

ПОС не более 705°С) до 8000 м, и не более 715°С на высотах 8000 м и выше.

312. В процессе набора высоты разрешается непрерывная работа двигателя на

максимальном режиме не более 20 мин. Повторный выход на максимальный режим по-

сле непрерывной работы на нем в течение 20 мин разрешается после охлаждения дви-

гателя на номинальном режиме или ниже не менее 5 мин.

313. Во всем рекомендованном диапазоне скоростей полета самолета разрешает-

ся изменять режим работы двигателя перемещением РУД за 1-2 с от упора малого газа

до упора МАКСИМАЛ на высотах 10000 м и ниже, и до упора НОМИНАЛ до высоты

11000 м.

На высоте 11000 м при увеличении режима работы двигателя РУД перемещает-

ся плавно с темпом, обеспечивающим увеличение оборотов ротора КВД не более 3% в

секунду.

314. На всех высотах и скоростях полета, рекомендованных для самолета Л-39,

разрешается перемещение РУД (дросселирование двигателя) с любого режима до ре-

жима малого газа не менее чем за 1-2 с.

315. В полете периодически контролировать давление кислорода в системе по

манометру индикатора ИК-52, а также подачу кислорода прибором КП-52 по сегментам

индикатора ИК-52.

При уменьшении давления кислорода в системе до 30 кгс/см² снизиться на вы-

соту менее 4000 м.

САМОЛЕТ Л-39. РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ (1988 год) - часть 1