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

Глава VIII

ОБЛЕТ САМОЛЕТА

597. Облет самолета производится с целью проверки работы двигателя, агрега-

тов и систем самолета, авиационного и радиотехнического оборудования и оценки лет-

ных характеристик самолета.

598. В процессе эксплуатации производятся следующие полеты для облета са-

молета:

после выполнения 100- и 200-ч регламентных работ;

после замены двигателя;

после замены агрегатов топливорегулирующей аппаратуры;

для проверки работы АГД-1;

для проверки балансировки самолета и оценки устойчивости и управляемости.

599. При обнаружении неисправности в процессе облета или при осмотре после

облета необходимость повторного облета определяется заместителем командира части

по ИАС.

600. При выполнении облета самолета руководствоваться настоящей Инструк-

цией, а также бюллетенями и указаниями главного инженера ВВС.

Результаты облета заносятся в карточку облета самолета, а заключение летчик

записывает в формуляр самолета.

ОБЛЕТ ПОСЛЕ ВЫПОЛНЕНИЯ 100- и 200-ч РЕГЛАМЕНТНЫХ РАБОТ

601. Задание выполнять в следующем порядке:

а) проверить синхронность и эффективность затормаживания и растормажива-

ния колес поочередно из первой и второй кабин, управляемость самолета при рулении,

работу аварийной системы торможения:

б) проверить поведение самолета при взлете и наборе высоты, синхронность и

время уборки шасси и закрылков при их автоматической уборке, параметры работы

двигателя на максимальном режиме;

в) на высоте 1500 м на скорости полета по прибору 410 км/ч выпустить и убрать

тормозные щитки, наблюдая за поведением самолета и давлением в гидросистеме, рез-

кое изменение углов крена и тангажа, уменьшение давлений в гидросистеме не допус-

каются;

г) в процессе набора на высоте 2000 м проверить параметры работы двигателя

на максимальном режиме (обороты ротора КВД, температуру газов за турбиной, давле-

ние топлива перед рабочими форсунками, давление масла на входе в двигатель);

д) не прекращая набора, на высоте 2000-2500 м при номинальном режиме рабо-

ты двигателя и нейтральном положении триммера руля высоты на скорости полета по

прибору 350 км/ч проверить продольную балансировку самолета.

На самолете, имеющем нормальную продольную балансировку, на этом режиме

полета при нейтральном положении триммера руля высоты летчик не должен прикла-

дывать к ручке управления самолетом заметных тянущих или давящих усилий, а только

удерживать самолет от крена.

Если на приборной скорости 350 км/ч самолет не балансируется и для сохране-

ния этой скорости требуется прикладывать к ручке управления заметные усилия, с по-

мощью триммера снять усилия и оставить триммер в этом положении до окончания по-

лета для проведения регулировочных работ, после которых повторить облет на провер-

ку балансировки;

е) на высоте 2500-3000 м в процессе набора высоты в прямолинейном полете без

скольжения на скорости по прибору 400 км/ч отпустить ручку управления и убедиться

139

в отсутствии кренения самолета. При наличии кренения допускается отклонение ручки

управления самолетом для устранения крена (не более 1/5 ее хода от нейтрального по-

ложения) с приемлемыми усилиями, не утомляющими летчика (2-3 кГ), снять усилия

триммером.

На высоте 2500-3000 м в режиме горизонтального полета на скорости по прибо-

ру 400 км/ч перейти на питание от запасного источника электроэнергии, поставив АЗС

ГЕНЕРАТОР ОСНОВ, в положение ВЫКЛ. Проверить выпуск запасного генератора и

по показаниям ампервольтметра убедиться в нормальной работе запасного генератора;

ж) на высоте 3000 м в режиме горизонтального прямолинейного полета на мак-

симальном режиме работы двигателя выполнить разгон до скорости, близкой к макси-

мальной V_ПР=620 км/ч. Проверить отсутствие кренения самолета.

В процессе разгона периодически кратковременно освобождать педали управле-

ния с целью проверки путевой балансировки самолета. При свободных педалях на мак-

симальной скорости на указателе скольжения допускается плавный «уход» шарика до

±1 диаметра. При этом летчик должен иметь возможность парировать разворот откло-

нением педалей с приемлемыми усилиями;

з) проверить устойчивость работы двигателя при дросселировании и приемисто-

сти, для чего на высоте 6000 м и скорости полета по прибору 360-400 км/ч произвести

дросселирование двигателя перемещением РУД с максимального режима до режима

малого газа за 1-2 с; проверить приемистость двигателя перемещением РУД за 1-2 с с

режима малого газа до максимального. Записать показания приборов контроля работы

двигателя (обороты ротора КВД, температуру газов за турбиной, давление топлива и

масла; при приемистости - максимальные обороты ротора КВД и температуру газов за

турбиной, время приемистости, которое определяется с момента дачи РУД до достиже-

ния оборотов ротора КВД на 5-6% меньше оборотов на установившемся максимальном

режиме).

На высоте 6000 м на номинальном режиме работы двигателя начать с углом

снижения 25-30° разгон до скорости, соответствующей числу М=0,8, при этом прове-

рить автоматический выпуск тормозных щитков (М=0,78±0,02). В процессе разгона пе-

риодически кратковременно освобождать педали с целью проверки путевой баланси-

ровки самолета. При свободных педалях на максимальной скорости допускается плав-

ный «уход» шарика указателя скольжения до ±1 диаметра. При этом летчик должен

иметь возможность парировать разворот отклонением педалей с приемлемыми усилия-

ми.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если при достижении числа М=0,8 тор-

мозные щитки не выпустились, необходимо, не ожидая их выпуска, пре-

кратить разгон и вывести самолет из снижения. Вывод из снижения про-

изводить с перегрузкой не более 5 и закончить на высоте не ниже 2000 м;

и) периодически в течение всего полета контролировать выработку топлива из

крыльевых и основных баков;

к) проверять в течение всего полета работоспособность навигационно-

пилотажных приборов, электро- и радиоэлектронного оборудования;

л) проверить поведение самолета на планировании, устойчивость работы двига-

теля (на малом газе - обороты ротора КВД, температуру газов, давление топлива и мас-

ла) и работу систем выпуска шасси и закрылков;

м) на пробеге проверить работоспособность и эффективность тормозов.

ПЕРВЫЙ ПОЛЕТ ПОСЛЕ ЗАМЕНЫ ДВИГАТЕЛЯ

602. Задание выполнять в следующем порядке:

140

а) перед выполнением полета произвести пробу двигателя; при взлете проверить

параметры двигателя на взлетном режиме: на высоте 50-70 м установить номинальный

режим работы двигателя;

б) в процессе набора высоты на 2000 м проверить параметры двигателя на мак-

симальном режиме (обороты ротора КВД, температуру газов за турбиной, давление

топлива перед рабочими форсунками, давление масла на входе в двигатель);

в) на высоте 3000 м проверить устойчивость работы двигателя на всех режимах:

максимальном, номинальном, 0,85 номинального и на режиме малого газа; на указан-

ных режимах зафиксировать параметры, время приемистости 9-12 с;

г) проверить устойчивость работы двигателя на режимах: максимальном, номи-

нальном, 0,85 номинального и на режиме малого газа, для чего на высоте 6000 м и ско-

рости полета по прибору 310-340 км/ч произвести дросселирование двигателя с макси-

мального режима до малого газа за 1-2 с; проверить приемистость двигателя перемеще-

нием РУД за 1-2 с с режима малого газа до максимального;

д) периодически в течение всего полета контролировать выработку топлива из

основных и крыльевых баков, проверять в течение всего полета работоспособность пи-

лотажно-навигационного оборудования, электро- и радиоэлектронного оборудования;

е) проверить устойчивость работы двигателя на малом газе при планировании;

проверить работу системы выпуска шасси и закрылков;

ж) на пробеге проверить эффективность тормозов.

ВТОРОЙ ПОЛЕТ ПОСЛЕ ЗАМЕНЫ ДВИГАТЕЛЯ

(ПОЛЕТ ПОСЛЕ ЗАМЕНЫ

АГРЕГАТОВ ТОПЛИВОРЕГУЛИРУЮЩЕЙ АППАРАТУРЫ)

603. Задание выполнять в следующем порядке:

а) при взлете проверить параметры двигателя на максимальном режиме;

б) после взлета, уборки шасси и закрылков установить номинальный режим ра-

боты двигателя и набрать высоту 6000 м: на высоте 6000 м перевести самолет в гори-

зонтальный полет, установить приборную скорость 310-340 км/ч, проверить параметры

двигателя на всех режимах: максимальном, номинальном, 0,85 номинального, на малом

газе - и приемистость; на максимальном режиме продолжать набор высоты: время не-

прерывной работы двигателя па максимальном режиме не более 20 мин;

в) на высоте 10000 м в горизонтальном полете проверить параметры работы

двигателя на режимах: максимальном, номинальном, 0,85 номинального и малом газе,

проверить устойчивость работы при дросселировании двигателя;

г) периодически в течение всего полета контролировать выработку топлива из

основных и крыльевых баков, проверять в течение всего полета работоспособность пи-

лотажно-навигационного оборудования, электро- и радиоэлектронного оборудования;

д) проверить устойчивость работы двигателя на малом газе при планировании;

проверить работу системы выпуска шасси и закрылков;

е) на пробеге проверить эффективность тормозов.

ОБЛЕТ САМОЛЕТА ДЛЯ ОЦЕНКИ ЕГО БАЛАНСИРОВКИ, УСТОЙЧИВОСТИ И

УПРАВЛЯЕМОСТИ

604. Полет выполнять в ПМУ без внешних подвесок с заправленными крылье-

выми баками. Программа облета не исключает объединения с другими проверками.

Задания выполнять в следующем порядке.

Перед полетом летчик должен проверить заправку всех систем и установку

триммеров в нейтральное положение.

Запустить двигатель и произвести опробование на всех режимах.

141

На взлете:

а) оценить поведение самолета на разбеге;

б) оценить величину тянущего усилия при подъеме переднего колеса (должны

быть 8-10 кГ) и изменение его (уменьшение) после отрыва;

в) зафиксировать наличие небольшого кабрирующего момента при уборке шас-

си;

г) зафиксировать величину приборной скорости, автоматической уборки за-

крылков (310±10 км/ч) и появление при этом незначительного кабрирующего момента;

д) зафиксировать, что нет кренения и скольжения, а также рост давящих усилий

с увеличением скорости полета, которые на приборной скорости 410 км/ч достигают 2-

3 кГ при нейтральном положении триммеров;

е) продолжать набор высоты на номинальном режиме; в горизонтальном полете

на высоте 1500 м, приборной скорости 410 км/ч выпустить и убрать тормозные щитки,

наблюдая за поведением самолета; резкое изменение углов крена и тангажа не допуска-

ется;

ж) перейти в набор высоты, на Н=2000-2500 м приборной скорости 410 км/ч при

нейтральном положении триммера руля высоты убедиться, что нет заметных тянущих

или давящих усилий на ручке управления самолетом; если самолет на этой скорости не

сбалансирован, снять усилия триммером;

з) на высоте 2500-3000 м в процессе набора высоты на приборной скорости 410

км/ч при нейтральном положении триммера элеронов проверить поперечную баланси-

ровку, для чего «освободить» ручку управления самолетом; при наличии кренения са-

молета парировать его отклонением ручки управления (расход ручки по элеронам для

парирования кренения должен быть не более 1/5 хода от нейтрального положения и

усилия не более 3 кГ. Если расход ручки и усилия для парирования кренения больше

указанной величины, триммером снять усилия и, не изменяя положение триммера эле-

ронов, произвести посадку для выяснения причин и устранения недостатка).

В зоне произвести проверку балансировки устойчивости и управляемости на

различных режимах, для чего:

а) на Н=6000 м увеличить обороты двигателя до максимальных, разогнать само-

лет до максимальной приборной скорости 580 км/ч в горизонтальном полете;

б) проверить, нет ли кренения и скольжения самолета при нейтральном положе-

нии педалей (давящее усилие на ручке управления около 10 кГ); сбалансировать само-

лет триммерами в этом режиме;

в) установить двигателю номинальный режим и перевести самолет на снижение

с углом 25-30°.

При достижении числа М=0,78±0,02 зафиксировать автоматический выпуск

тормозных щитков и срабатывание световой сигнализации. При выпуске тормозных

щитков давящие усилия на ручке управления самолетом возрастают при М=0,78 на

ΔР=30 кГ (становятся равными 40 кГ); не превышая числа М=0,8, плавно вывести са-

молет из снижения с уменьшением оборотов до малого газа.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если при достижении числа М=0,8 тор-

мозные щитки не выпустились, необходимо, не ожидая их выпуска, пре-

кратить разгон и вывести самолет из снижения. Вывод из снижения про-

изводить с перегрузкой не более 5 и закончить его на высоте не ниже

2000 м.

Оценить поведение самолета при заходе на посадку, планировании и посадке.

При выпуске шасси появляется незначительный пикирующий момент. При вы-

пуске закрылков на 25° появляется незначительный пикирующий момент, который ис-

чезает при выпуске закрылков в посадочное положение.

142

ПОЛЕТ ДЛЯ ПРОВЕРКИ АГД-1

605. Полет для проверки АГД-1 производить в простых метеорологических

условиях каждый раз при замене гироагрегата АГД-1, а также после устранения неис-

правностей, выявленных летчиком в полете.

В остальных случаях полет для проверки авиагоризонта АГД-1 можно совме-

щать с облетом самолета после выполнения 100- и 200-ч регламентных работ.

Для проверки авиагоризонта необходимо выполнить в режиме горизонтального

полета на высоте 3000-4000 м левый и правый развороты на 180° с креном 18-20°, ле-

вый и правый развороты на 180° с креном 65-70°, правую и левую бочки, правую и ле-

вую полупетли, боевой разворот вправо и влево.

Снятие ошибок указателя авиагоризонта производить после выполнения каждой

эволюции самолета в следующем порядке:

а) в режиме горизонтального полета самолет выровнять по тангажу и по крену

(на указателе авиагоризонта силуэт-самолет должен быть совмещен с нулевыми деле-

ниями шкалы крена и тангажа);

б) наблюдая за ориентирами по курсу полета, показаниями компаса и указателя

поворота, определить, летит ли самолет прямолинейно или разворачивается; если само-

лет разворачивается, выровнять его по крену до прекращения разворота, при этом ша-

рик указателя скольжения должен находиться между рисками (в центре);

в) по отклонению силуэт-самолета от нулевых делений шкалы крена определить

ошибку АГД-1 по крену; после разворотов с указанными выше кренами ошибка должна

быть не больше ±3°, после каждой фигуры сложного пилотажа - не больше ±5°.

143

Глава IX

БОЕВОЕ ПРИМЕНЕНИЕ САМОЛЕТА Л-39

УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА Л-39

В ПОЛЕТАХ НА БОЕВОЕ ПРИМЕНЕНИЕ

607. Двухместный учебно-тренировочный реактивный самолет Л-39 с двигате-

лем АИ-25ТЛ, оснащенный бомбардировочным и ракетным (неуправляемым и управ-

ляемым в учебном варианте) вооружением, а также прицельным и фотоконтрольным

оборудованием, обеспечивает возможность обучения летчиков следующим элементам

боевого применения:

прицельному бомбометанию авиабомбами калибра 50-100 кг (фотобомбометанию) с

пикирования:

стрельбе неуправляемыми ракетами типа С-5 (фотострельбе) по наземным целям с

пикирования;

отработке операций прицеливания и имитации пуска управляемых ракет по воз-

душным целям в условиях визуальной видимости;

фотострельбе по воздушным целям.

608. Диапазон возможных условий применения вооружения самолета по назем-

ным и воздушным целям приведен в табл. 8 и 9.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Запрещается производить бомбомета-

ние с самолетов до 5-й серии, так как не исключена возможность сброса

авиабомб в аварийной обстановке на «взрыв» вместо на «невзрыв».

2. Запрещается производить полеты с односторонней подвеской

ракеты И-318. При выполнении полетов с одной ракетой на второе пус-

ковое устройство необходимо подвесить весовой макет И-301А.

Таблица 8

Н_ПР, min

горизон-

Скорость

Н_ПР в момент

Угол пикиро-

тального

Вид боевого применения

полета по

сбрасывания

вания, град

полета после

прибору, км/ч

(стрельбы), м

выхода из

пикирования

Прицельное бомбометание

авиабомбами калибра 50-100 кг

320-600

700-1800

20-60

500

с пикирования

Стрельба неуправляемыми ра-

кетами типа С-5 по наземной

320-600

500-1500

15-50

250

цели с пикирования

Таблица 9

Скорость

Вид боевого

Ракурс

Дальность

Виды и направление атак

сближе-

Н_ПР, м

применения

цели

ния, км/ч

С задней полусферы (сзади

Отработка

в горизонтальной плоско-

имитации

сти, сзади снизу, сзади

1000-

0/4-2/4

3000-1200

100-200

пуска управ-

сверху, сбоку в горизон-

6000

ляемых ракет

тальной плоскости, сбоку

снизу, сбоку сверху)

С задней полусферы (сбоку

в горизонтальной плоско-

1000-

Фотострельба

1/8-2/4

800-300

50-150

сти, сбоку снизу, сбоку

6000

сверху)

144

609. Эксплуатационные ограничения самолета с внешними подвесками бомбар-

дировочного и ракетного вооружения такие же, как и для самолета без внешних подве-

сок.

610. Характеристики устойчивости и управляемости самолета с внешними под-

весками практически не отличаются от соответствующих характеристик самолета без

внешних подвесок. Боевое применение как неуправляемого ракетного, так и бомбарди-

ровочного вооружения не приводит к заметным для летчика изменениям параметров

движения самолета и затруднений в пилотировании не вызывает.

ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ

611. При подготовке к полету летчик обязан:

произвести расчет прицельных данных для условий выполнения задания;

отработать порядок действий с вооружением при полетах на боевое применение на

всех этапах полета методом наземного тренажа;

изучить меры безопасности при выполнении бомбометания и стрельбы по назем-

ным целям и при ведении воздушного боя.

612. Перед полетом на боевое применение летчику принять доклад от техника

самолета о готовности вооружения к выполнению задания и произвести предполетный

осмотр агрегатов вооружения.

В докладе техника должны быть указаны тип и калибр подвешенных авиабомб,

тип зарядов и взрывателей, которыми они снаряжены, установленное время замедления

взрывателей (при полетах на бомбометание); тип и количество неуправляемых ракет в

блоках, номера заряженных стволов каждого блока (при полетах на стрельбу неуправ-

ляемыми ракетами); зарядка самописцев учебных управляемых ракет (при полетах на

выполнение атак по воздушным целям с имитацией пуска управляемых ракет); уста-

новка диафрагмы и наличие пленки в фотоконтрольном приборе при полетах на фото-

стрельбу или фотобомбометание.

Предполетный осмотр и проверка бомбардировочного вооружения

613. Перед осмотром агрегатов бомбардировочного вооружения убедиться, что в

кабинах самолета никого нет, все АЗС (за исключением АЗС УПРАВЛ.) и переключа-

тели вооружения выключены или находятся в нейтральном положении, боевая кнопка

закрыта предохранительной скобой.

614. При осмотре проверить:

соответствие заданию на полет типа и калибра подвешенных авиабомб, типа взры-

вателей и установленного времени замедления;

правильность подвески авиабомб на держателях и надежность крепления их упора-

ми;

правильность контровки взрывателей и установки механизмов дальнего взведения

(корпус механизма дальнего взведения должен находиться сверху слева по отноше-

нию к вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось авиабомбы, ка-

рабин пруткового устройства зацеплен за серьгу МДВ и закрыт предохранительным

резиновым колпачком);

правильность перестановки предохранительных винтов и отсутствие предохрани-

тельных чек и колпаков на взрывателях.

615. В кабинах самолета внешним осмотром проверить:

а) в передней кабине:

исправность (целость отражателя, светофильтра и объективов) и надежность креп-

ления головки прицела АСП-3НМУ-39 и фотоконтрольного прибора ФКП-2-2;

чистоту остекления кабины, оптики прицела и фотоконтрольного прибора;

145

плавность наклона отражателя прицела во всем диапазоне углов упреждения и

установить по шкале на рукоятке наклона отражателя заданный угол упреждения;

надежность крепления светофильтра и его стопорение в горизонтальном и верти-

кальном положениях;

правильность исходных положений: АЗС ОРЖИЕ, УБ-16, АСП ФКП, ОБОГРЕВ

СС, НАКАЛ СС - выключены; переключатель АВАР. СБРОС - выключен, закрыт

предохранительным колпачком и законтрен; переключатель АВАР. ВЗРЫВ-

НЕВЗРЫВ - в положении НЕВЗРЫВ; переключатель вариантов стрельбы 2РС-

АВТ.-4РС - в нейтральном положении; переключатель ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ - в

положении ЛЕВАЯ; переключатель ГИРО-НЕПОД. - в положении НЕПОД.; АЗС и

выключатель КВАНТ - выключены; АЗС АВАР. СБРОС - выключен; боевая кноп-

ка - закрыта предохранительной скобой;

б) в задней кабине:

правильность исходных положений: АЗС ОРУЖИЕ - выключен; выключатель

СЕТЬ - выключен; переключатель АВАР. СБРОС - выключен; закрыт предо.

616. Проверить правильность установки сиденья по высоте (центральная точка

сетки прицела при нулевом положении стекла отражателя должна быть видна в сере-

дине отражателя), после чего установить по шкале на рукоятке наклона отражателя за-

данный угол прицеливания.

617. Установить переключатель прицела ГИРО-НЕПОД. в положение ГИРО и

проверить работу электродвигателя гироскопа. При этом через 2-3 с в поле зрения при-

цела должна появиться отчетливо видимая сетка прицела.

618. Проверить работу внешнебазового дальномера прицела и ввод дальности в

прицел в последовательности, изложенной в ст. 608. Ввести в прицел минимальную

дальность и установить фиктивную базу цели в соответствии с заданием. Установить

переключатель прицела ГИРО-НЕПОД. в положение НЕПОД.

619. Выключить АЗС АСП, ФКП, летчику в задней кабине выключить АЗС

ОРУЖИЕ.

620. После запуска двигателя:

включить АЗС АВАР. СБРОС, УБ-16 и АСП, ФКП;

установить переключатель вариантов стрельбы 2РС-АВТ.-4РС в положение, соот-

ветствующее количеству отстреливаемых ракет в первом заходе на цель;

летчику в задней кабине включить АЗС ОРУЖИЕ.

Предполетный осмотр и проверка учебного управляемого ракетного вооружения

621. Перед осмотром агрегатов учебного управляемого ракетного вооружения

убедиться, что в кабинах самолета никого нет, все АЗС

(за исключением АЗС

УПРАВЛ.) и переключатели вооружения выключены или находятся в нейтральном по-

ложении, боевая кнопка закрыта предохранительной скобой.

622. При осмотре проверить:

надежность крепления пусковых устройств АПУ-13М1 на держателях;

надежность крепления стопорными защелками учебных управляемых ракет И-318

на пусковых устройствах (отсутствие перемещения ракет в продольном направле-

нии);

закрытие передних и задних обтекателей на пусковых устройствах;

отсутствие предохранительных красных колпаков на головках ракет, чистоту и це-

лость обтекателей головок.

623. Произвести внешний осмотр кабин самолета в последовательности, изло-

женной в ст. 605, при этом отражатель прицела установить в нулевое положение.

624. Проверить исправность электроцепей сигнализации и подсвета сетки при-

цела, для чего:

146

включить электропитание самолета;

включить АЗС АСП, ФКП;

летчику в задней кабине включить АЗС ОРУЖИЕ и выключатель СЕТЬ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При выполнении полета одним летчиком

из передней кабины подать команду технику самолета «Включить АЗС

ОРУЖИЕ, выключатель СЕТЬ и закрыть заднюю кабину»;

убедиться, что в обеих кабинах горят сигнальные табло зеленого цвета, сигнализи-

рующие о наличии пусковых устройств с ракетами на держателях, и сигнальные

табло СС зеленого цвета;

проверить плавность изменения подсвета сетки прицела и отрегулировать ее яр-

кость;

при нажатии кнопки КОНТРОЛЬ убедиться в исправности ламп сигнальных табло

вооружения.

625. Проверить правильность установки сиденья по высоте (центральная точка

сетки прицела при нулевом положении стекла отражателя должна быть видна в сере-

дине отражателя).

626. Проверить работу внешнебазового дальномера прицела и ввод дальности в

прицел в последовательности, изложенной в ст. 608. Ввести в прицел максимальную

дальность и установить фиктивную базу цели 16 м.

627. Проверить захват цели головкой ракеты и выдачу звукового сигнала, для

чего:

включить АЗС ОБОГРЕВ СС, НАКАЛ СС, ПРЕОБРАЗ. КВАНТ, РТЛ;

установить переключатель ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ соответственно проверяемой ра-

кете;

подать команду технику самолета «Включить имитатор цели».

Примечание. В качестве имитатора цели применять карманный электрический фонарь, который

включать на расстоянии 0,5-1 м от головки ракеты, находясь при этом под углом 10-20° к продольной

оси ракеты;

убедиться что координатор головки отслеживает за имитатором цели, а в телефоны

летчика поступает звуковой сигнал;

проверить регулировку громкости звукового сигнала с помощью реостата ГРОМК.

СС.

628. Проверить работу радиодальномера «Квант», для чего:

установить выключатель КВАНТ в положение ВКЛ., при этом через 2-3 мин вклю-

чится высокое напряжение и загорится сигнальная лампа КВАНТ;

убедиться, что после включения высокого напряжения произошел захват цели

(местных предметов) - горит сигнальное табло ЗАХВАТ ЦЕЛИ зеленого цвета, а

стрелка указателя дальности ЛУН 1770-8 отклонилась;

нажать кнопку СБРОС ЦЕЛИ, произвести несколько захватов других целей, кон-

тролируя отработку дальности по указателю дальности; при этом также может заго-

раться табло РАЗРЕШ. ДАЛЬНОСТЬ зеленого цвета; если цель находится на рас-

стоянии 1000 м и менее, загорится табло ВЫХОД ИЗ АТАКИ красного цвета;

установить выключатель КВАНТ в выключенное положение.

629. Выключить АЗС АСП, ФКП, ОБОГРЕВ СС, НАКАЛ СС, КВАНТ, РТЛ,

ПРЕОБРАЗ.; летчику в задней кабине выключить АЗС ОРУЖИЕ.

630. После запуска двигателя:

включить АЗС АВАР. СБРОС, АСП, ФКП, НАКАЛ СС, КВАНТ;

установить переключатель ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ в положение, соответствующее

пуску ракеты в первой атаке;

летчику в задней кабине включить АЗС ОРУЖИЕ.

147

Предполетный осмотр и проверка фотоконтрольного и прицельного оборудования

(перед полетом на фотострельбу по воздушным

и наземным целям или фотобомбометание)

631. Перед осмотром фотоконтрольного и прицельного оборудования убедиться,

что на держателях отсутствуют подвески (авиабомбы, блоки УБ-16-57У, пусковые

устройства АПУ-13М1 с ракетами И-318).

632. Произвести внешний осмотр кабин самолета в последовательности, изло-

женной в ст. 613. При этом убедиться в правильности установки диафрагмы на фото-

контрольном приборе ФКП-2-2, отражатель прицела установить в нулевое положение

(при полетах на фотобомбометание установить заданный угол упреждения).

633. Проверить работу фотоконтрольного прибора ФКП-2-2 и подсвет сетки

прицела, для чего:

включить электропитание самолета;

включить АЗС ОРУЖИЕ и АСП, ФКП;

летчику в задней кабине включить АЗС ОРУЖИЕ и выключатель СЕТЬ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При выполнении полета одним летчиком

из передней кабины подать команду технику самолета «Включить АЗС

ОРУЖИЕ, выключатель СЕТЬ и закрыть заднюю кабину»;

нажать кнопку включения ФКП на ручке управления самолетом (кнопку удержи-

вать в нажатом положении 0,5-1,0 с);

убедиться при этом, что на крышке ФКП вращается стробоскопический диск, сиг-

нализирующий о работе лентопротяжного механизма ФКП (если прибор заряжен

пленкой);

проверить плавность изменения подсвета сетки прицела и отрегулировать ее яр-

кость;

при нажатии кнопки КОНТРОЛЬ убедиться в исправности ламп сигнальных табло

вооружения,

634. Проверить правильность установки сиденья по высоте (центральная точка

сетки прицела при нулевом положении отражателя должна быть видна в середине от-

ражателя, а в полетах на фотобомбометание при установленном угле упреждения

должна быть видна без изменения рабочей позы летчика).

635. Установить переключатель прицела ГИРО-НЕПОД. в положение ГИРО и

проверить работу электродвигателя гироскопа. При этом через 2-3 с в поле зрения при-

цела должна появиться отчетливо видимая сетка прицела.

Проверить работу внешнебазового дальномера прицела и ввод дальности в при-

цел. Ввести в прицел минимальную дальность (при полетах на фотобомбометание -

максимальную дальность) и установить базу цели в соответствии с заданием на полет

(при полетах на фотострельбу по наземным целям и фотобомбометание - фиктивную

базу цели).

Установить переключатель прицела ГИРО-НЕПОД. в положение НЕПОД.

636. Выключить АЗС ОРУЖИЕ и АСП, ФКП, летчику в задней кабине выклю-

чить АЗС ОРУЖИЕ.

637. После запуска двигателя:

включить АЗС АСП, ФКП (при полетах на фотострельбу по наземным целям до-

полнительно включить АЗС АВАР. СБРОС, УБ-16 и установить переключатель ва-

риантов стрельбы 2РС-АВТ.-4РС в одно из боевых положений);

летчику в задней кабине включить АЗС ОРУЖИЕ.

148

Предполетный осмотр и проверка кассеты сигнальных ракет ЭКСР-46

638. Перед каждым полетом летчику произвести предполетный осмотр установ-

ки электрифицированной кассеты сигнальных ракет и проверить:

правильность исходных положений: выключатель СИГНАЛ. РАКЕТЫ - в положе-

нии ОТКЛ.; кнопки стрельбы сигнальными ракетами - в неутопленном положении;

правильность снаряжения кассет сигнальными ракетами (цвета ракет в кассете

должны соответствовать цветам кнопок стрельбы на пульте ПУ ЭКСР-46).

Перед посадкой в кабину проверить включение АЗС САРПП ЭКСР-46 КЛ-39.

ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТОВ НА БОЕВОЕ ПРИМЕНЕНИЕ

Полеты на бомбометание

639. При подходе к полигону запросить у руководителя полетов на полигоне

разрешение на вход в круг. Войти в круг, опознать мишенную обстановку и определить

направление захода на цель.

Проверить установку:

переключателя ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ (в зависимости от выбранного варианта бом-

бометания);

переключателя прицела ГИРО-НЕПОД в положение НЕПОД;

заданного угла упреждения, при этом отрегулировать яркость подсвета сетки при-

цела;

кресла в верхнее положение (глаза на уровне линии, нанесенной на заголовнике,

обеспечена ли видимость центральной точки сетки прицела и верхней части даль-

номерного кольца).

640. Бомбометание авиабомбами П-50-75 выполнять с пикирования под углами

40, 30 и 20° в условиях приведенных в табл. 96.

641. При построении маневра над полигоном (рис 36) ширину коробочки зада-

вать такой, чтобы при полете с курсом, обратным боевому, цель приближалась к обрезу

трубки ПВД или в область между трубкой ПВД и крыльевым топливным баком.

Таблица 96

Угол пикирования, градусы

Наименование параметров

Угол упреждения, градусы

Высота * ввода в пикирование, м

1800

1500

1200

Скорость * ввода в пикирование, км/ч

300

350

440

Рекомендуемые обороты ротора КВД (КНД)

МГ

92 (72)

97 (78)

на участке пикирования, %

Время прицеливания (на участке устано-

5-6

6-7

5-6

вившегося пикирования), с

Высота сбрасывания авиабомб, м

1100

800

730

Скорость сбрасывания авиабомб, км/ч

550

570

Минимальная высота ** горизонтального

500

полета после выхода из пикирования, м

Перегрузка при выводе из пикирования, ед.

4-5

* Здесь и далее по тексту приводится приборная скорость полета и барометриче-

ская высота полета самолета относительно полигона.

** Минимальная барометрическая высота горизонтального полета относительно

полигона задана из расчета непопадания самолета в зону разлета осколков авиа-

бомбы (истинная минимально-безопасная высота горизонтального полета со-

ставляет 400 м при скорости не менее 550 км/ч).

149

642. Третий разворот начинать в момент, когда цель подойдет к обрезу трубки

(будет визироваться на линии, проходящей через обрез трубки ПВД). Разворот выпол-

нять с креном 45° на заданных в табл. 96 высоте и скорости до курса, отличного от бое-

вого на 75°. Направление полета к четвертому развороту уточнять по перемещению це-

ли в нижний угол обвода козырька передней кабины самолета (рис. 36).

При бомбометании с пикирования под углом 30 и 20º на пути от третьего разво-

рота к четвертому установить рекомендуемый для пикирования режим работы двигате-

ля (см. табл. 96).

Перед четвертым разворотом (или в месте, указанном в инструкции по бомбоме-

танию на данном полигоне) включить АЗС ОРУЖИЕ, убедиться, что сигнальные табло

зеленого цвета, сигнализирующие о наличии авиабомб на держателях, горят.

643. В момент прихода цели в расчетную точку визирования (рис. 36) начать

четвертый разворот с креном 60-120° и одновременным вводом самолета в пикирова-

ние.

При бомбометании с пикирования под углом 40° на вводе самолета в пикирова-

ние установить режим «Малый газ» работы двигателя.

Рис. 36. Схема маневра над полигоном при бомбометании с пикирования под углами λ=40, 30 и 20°

При подходе цели к отражателю прицела вывести самолет из разворота и обрат-

ным крепом погасить снос самолета, откинуть (вниз) скобу боевой кнопки. Выполнить

прицеливание путем плавного совмещения центральной точки сетки прицела с центром

цели (точкой, вынесенной относительно цели на величину поправки, учитывающей ве-

тер при угле пикирования 40°).

При бомбометании с пикирования под углами 30 и 20° на начальном участке пи-

кирования выполняется предварительное прицеливание: при угле тангажа на 2° меньше

расчетного центральная точка сетки прицела устанавливается под центр цели (под рас-

четную точку прицеливания при учете ветра) на расстоянии, равном 1-1,3 величины

радиуса кольца постоянного диаметра сетки прицела. По мере снижения самолета цен-

тральная точка сетки прицела приближается к центру цели (к расчетной точке прице-

ливания при учете ветра), а угол тангажа, высота и скорость - к расчетным условиям

сбрасывания бомб.

150

При достижении заданных высоты и скорости сбрасывания авиабомбы и совме-

щения центральной точки сетки прицела с центром цели (расчетной точкой прицелива-

ния), кратковременным (1 с) однократным нажатием боевой кнопки сбросить авиабом-

бу.

644. Сразу после сбрасывания авиабомбы вывести самолет из пикирования с пе-

регрузкой 4-5 с таким расчетом, чтобы высота горизонтального полета после выхода из

пикирования была не менее 500 м.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Не допускается: 1. Выполнение бомбоме-

тания (фотобомбометания) на скорости более 600 км/ч.

2. Резкий или вялый вывод самолета из пикирования с выходом за

пределы перегрузок n_Y= 4-5.

На выводе из пикирования увеличить обороты двигателя до номинальных. Пе-

ревести самолет в набор высоты и выполнить повторный заход на цель. Во время пер-

вого разворота установить скобу боевой кнопки в предохранительное положение

(вверх), убедиться по сигнальному табло и визуально в сбросе авиабомбы, отключить

АЗС ОРУЖИЕ.

Следующий заход для сбрасывания второй авиабомбы выполнить в последова-

тельности, указанной для сбрасывания первой авиабомбы. До выхода к четвертому раз-

вороту установить переключатель ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ в положение ПРАВАЯ ОБЕ.

Таблица 9в

Отклонения авиабомб (м) при углах

Характерные ошибки

пикирования (градусы)

при бомбометании

Ошибка в высоте сбрасывания

ΔХ = ±25

ΔХ = ±55

ΔХ = ±80

ΔН = ±50 м

Ошибка в скорости сбрасывания

ΔХ = ±10

ΔХ = ±15

ΔХ = ±25

ΔV = ±20

Ошибка в угле пикирования

ΔХ = ± 10

ΔХ = ±12

ΔХ = ±20

Δλ = ±1º

Ошибка в угле упреждения

ΔХ = ±25

ΔХ = ±27

ΔХ = ±35

Δφ = ±1°

Скольжение при сбрасывании

ΔZ = ±20

ΔZ = ±16

ΔZ = ±18

Δβ = ±1°

645. После сбрасывания второй авиабомбы выключить АЗС ОРУЖИЕ ДСП,

ФКП, доложить руководителю полетов на полигоне о выполнении задания, с его раз-

решения выйти из круга полетов над полигоном, возвратиться на аэродром и произве-

сти посадку.

646. Полеты на фотобомбометание выполнять в той же последовательности и на

тех же режимах, что и бомбометание авиабомбами П-50-75.

647. Характерные ошибки при бомбометании, приводящие к отклонению авиа-

бомб от цели в продольном (X) и поперечном (Z) направлениях, приведены в табл. 9в.

Полеты на стрельбу неуправляемыми ракетами

648. При подходе к полигону запросить у руководителя полетов на полигоне

разрешение на вход в круг на высоте 1200 м и установить скорость 350 км/ч. Войти в

круг, опознать мишенную обстановку и определить направление захода на цель по вы-

ложенным на полигоне знакам.

В месте, указанном в инструкции по выполнению стрельб на данном полигоне,

включить АЗС ОРУЖИЕ, убедиться, что сигнальные табло зеленого цвета, сигнализи-

рующие о наличии блоков на держателях, горят, установить переключатель прицела в

151

положение ГИРО. Проверить включение АЗС УБ-16, установку переключателя вариан-

тов стрельбы 2РС-АВТ.-4РС (в соответствии с выбранным вариантом стрельбы), уста-

новку заданного угла прицеливания и базы цели, при необходимости отрегулировать

яркость свечения сетки прицела.

649. Стрельбу неуправляемыми ракетами выполнять при следующих условиях:

высота начала ввода в пикирование 1200 м;

скорость ввода в пикирование 300 км/ч;

угол пикирования 30°;

дальность стрельбы 1200 м;

угол прицеливания, устанавливаемый в прицеле для ракет С-5М в режиме ГИРО -

2,53° (в режиме НЕПОД. - 2,4°), для ракет С-5К - 2,88° (2,68°);

высота начала выхода из пикирования 500-550 м;

минимальная высота горизонтального полета после выхода из пикирования не ме-

нее 250 м;

пикирование на цель выполнять с убранными тормозными щитками при работе

двигателя на режиме малого газа;

перегрузка при выводе из пикирования 3-3,5.

650. Маневр над полигоном и стрельбу (рис. 37 и 38) по наземной цели неуправ-

ляемыми ракетами выполнять следующим образом.

Рис. 37. Схемы маневра над полигоном при стрельбе с пикирования под углом 30°

После пролета цели на высоте 1200 м и скорости 350 км/ч выполнить разворот

на 180° с креном 30° и вывести самолет на курс, обратный боевому. Направление поле-

та контролировать по компасу и наземным ориентирам. При сильном боковом ветре

сносить поправку в курс на угол сноса. На участке от второго к третьему развороту

цель должна перемещаться в направлении трубки ПВД.

651. В момент, когда цель подойдет к основанию трубки ПВД, выполнить тре-

тий разворот на 105° с креном 45° с уменьшением скорости до 300 км/ч. На участке от

третьего к четвертому развороту цель должна перемещаться к нижнему углу обвода ко-

зырька передней кабины самолета.

652. В момент прихода цели в расчетную точку визирования начать четвертый

разворот на угол 75°, первую половину разворота выполнять в горизонтальном полете,

152

во второй половине ввести самолет в пикирование с одновременным уменьшением

оборотов двигателя до режима малого газа. Ввод в пикирование выполнять с таким

расчетом, чтобы центральная точка сетки прицела визировалась под целью. В начале

пикирования на цель откинуть предохранительную скобу боевой кнопки, снос самолета

в сторону разворота погасить обратным креном, ввести в прицел максимальную даль-

ность и совместить центральную точку сетки с центром цели.

Рис. 38. Схема маневра над полигоном и стрельбы с пикирования под углом 30º

653. На дальности 1200 м (что соответствует моменту вписывания поперечного

размера цели в окружность, образованную ромбиками сетки прицела) однократным

нажатием боевой кнопки в течение 1 с произвести стрельбу.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При повторном нажатии боевой кнопки

произойдет отстрел второй серии ракет.

После стрельбы вывести самолет из пикирования с перегрузкой 3-3,5, мини-

мальная высота горизонтального полета после вывода из пикирования должна быть не

менее 250 м.

При выходе из пикирования плавно увеличить обороты двигателя до макси-

мальных. Перевести самолет в набор высоты и выполнить разворот на 180° с креном

30°. В конце разворота скорость уменьшить до 350 км/ч. Во время разворота закрыть

боевую кнопку предохранительной скобой, ввести в прицел минимальную дальность и

выключить АЗС ОРУЖИЕ.

Дальнейший полет выполнять в такой же последовательности, как и в первом

заходе на стрельбу.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Не допускается:

выполнять стрельбу (фотострельбу) на дальности менее 1100 м и ско-

рости более 800 км/ч;

наблюдать результаты стрельбы на участке пикирования;

резкий или вялый вывод из пикирования с выходом за пределы пере-

грузок n_Y= 3÷3,5.

654. По окончании задания закрыть боевую кнопку предохранительной скобой,

переключатель прицела поставить в положение НЕПОД. и выключить АЗС ОРУЖИЕ и

АСП, ФКП. Доложить руководителю полетов на полигоне о выполнении задания, с его

153

разрешения выйти из круга полетов над полигоном, возвратиться на аэродром и произ-

вести посадку.

655. Для осмотра блоков УБ-16-57У специалистами по вооружению самолет по-

сле посадки необходимо зарулить на специальную площадку и развернуть его в без-

опасном направлении. Получив доклад специалиста по авиавооружению об отсутствии

ракет в блоках, зарулить самолет на стоянку. При наличии ракет в блоках выключить

двигатель и обесточить самолет.

656. Полеты на фотострельбу по наземным целям выполнять в тех же условиях,

что и при стрельбе неуправляемыми ракетами.

657. Характерные ошибки при выполнении стрельб по наземным целям:

пикирование с креном или скольжением приводит к затруднению прицеливания,

понижается точность стрельбы;

стрельба с дальности, большей или меньшей расчетной, приводит к недолету или

перелету ракет;

поздний или медленный вывод из пикирования приводит к выходу из пикирования

на высоте менее безопасной.

Полеты на имитацию пуска управляемых ракет по воздушной цели

658. Имитацию пуска управляемых ракет по воздушной цели выполнять с зад-

ней полусферы сзади справа и слева в горизонтальной плоскости, сзади снизу и сзади

сверху, снизу сбоку и сверху сбоку под ракурсами от 0/4 до 2/4, на высотах полета

2500-6000 м с применением радиодальномера «Квант» и 1000-6000 м при определении

дальности с помощью прицела АСП-3НМУ-39. При этом скорость самолета-цели

должна быть 400-500 км/ч, скорость сближения атакующего 100 км/ч. Пеленг солнца

при выполнении атаки более 20°. Дальность имитации пуска ракет 3000-1200 м при

определении дальности с помощью радиодальномера и 2000-1200 м при определении

дальности с помощью прицела. Выход из атаки производить на дальности не менее

1000 м.

659. Взлет выполнять в паре или по одному. После взлета включить радиодаль-

номер «Квант» и по захвату земли и облаков убедиться в его работе. Если самолет-цель

летит по маршруту, летчику выполнять команды с КП о наведении атакующего на са-

молет-цель.

660. Летчик самолета-цели на заданной высоте выполняет прямолинейный гори-

зонтальный полет, постоянно осматривая воздушное пространство.

661. Атакующему после визуального обнаружения и опознавания цели убедить-

ся, что переключатель прицела установлен на НЕПОД., радиодальномер к работе готов

(горит сигнальная лампа «Квант»), переключатель ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ установлен в

положение, соответствующее пуску ракеты в первой атаке, горят сигнальные табло зе-

леного цвета, сигнализирующие о наличии пусковых устройств с ракетами на держате-

лях, и сигнальные табло СС. При необходимости отрегулировать яркость подсвета сет-

ки прицела.

662. Занять исходное положение для атаки (дальность 2000 м, угол визирования

на цель 50-60°, превышение или принижение 300-400 м), включить АЭС ОРУЖИЕ,

ОБОГРЕВ СС и доложить по радио летчику самолета-цели: «К работе готов».

663. Получив ответ «Работу разрешаю», доложить: «Атакую слева (справа)».

Выполнить доворот в сторону цели с креном 50-60° и при подходе ее к отражателю

прицела перевести самолет в обратный крен. Выполнить прицеливание, выделить зву-

ковой сигнал (найти точку максимального звучания) отворотами самолета вверх, вниз,

влево и вправо. Убедиться в захвате цели радиодальномером по загоранию сигнального

табло ЗАХВАТ ЦЕЛИ.

154

С дальности не менее 1200 м (дальность контролировать по указателю текущей

дальности) выполнить имитацию пуска ракет нажатием боевой кнопки в течение 2-2,5 с

при условиях, разрешающих пуск (звучит сигнал захвата цели ракетой, горит сигналь-

ное табло РАЗРЕШ. ДАЛЬНОСТЬ, перегрузка самолета не превышает 2).

Примечание. При определении дальности до цели с помощью прицела АСП-

3НМУ-39 разрешенную дальность пуска определять по соотношению видимого разме-

ра цели и размера дальномерного кольца. В диапазоне разрешенной дальности пуска

1800-1200 м видимый размер цели соответственно в 3-2 раза меньше диаметра дально-

мерного кольца.

664. Выход из атаки выполнить на дальности не менее 1000 м (дальность кон-

тролировать по загоранию сигнального табло ВЫХОД ИЗ АТАКИ и указателю теку-

щей дальности) с переходом или без перехода на другую сторону.

Для вывода самолета из атаки с переходом на другую сторону необходимо за-

нять принижение 50-70 м, переложить самолет в обратный крен и занять исходное по-

ложение для повторной атаки.

Для вывода самолета из атаки в ту же сторону, откуда она производилась, необ-

ходимо после имитации пуска ракет установить принижение 50-70 м, увеличить крен

до 50°, выполнить отворот во внешнюю сторону и занять исходное положение для по-

вторной атаки.

665. После выхода из атаки установить переключатель ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ в

положение, соответствующее пуску ракеты в повторном заходе.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При выполнении атаки с превышением

или принижением относительно цели возможен захват земли или облаков

радиодальномером «Квант» (признак: текущая дальность на указателе

превышает 4000 м). Для устранения помехи несколькими нажатиями

кнопки СБРОС ЦЕЛИ добиться устойчивого захвата и сопровождения

цели.

666. После выполнения атак закрыть боевую кнопку предохранительной скобой,

выключить АЗС ОРУЖИЕ, АСП, ФКП, ОБОГРЕВ СС.

О выполнении задания доложить по радио на КП и летчику самолета-цели, воз-

вратиться на аэродром и произвести посадку.

667. Характерные ошибки при выполнении имитации пуска управляемых ракет

по воздушным целям:

интервал в исходном положении для атаки более или менее заданного, при этом

атакующий в процессе атаки выходит на дистанцию пуска ракет под малым ракур-

сом;

резкие движения педалями при уточнении наводки - затрудняется прицеливание.

Полеты на фотострельбу по воздушной цели

668. После взлета переключатель прицела установить в положение ГИРО, про-

верить ввод минимальной дальности. Атаки по самолету-цели при фотострельбе вы-

полнять с задней полусферы справа и слева в горизонтальной плоскости, снизу сбоку и

сверху сбоку под ракурсом от 2/4 до 1/8. При этом скорость самолета-цели в горизон-

тальном полете должна быть 400-500 км/ч, скорость сближения атакующего 50-100

км/ч, дальность фотострельбы 600-300 м, выход из атаки на дальности не менее 200 м.

669. Проверить готовность прицела к фотострельбе, для чего ввести самолет в

разворот, при этом сетка прицела должна отклониться от нейтрального положения в

сторону, противоположную развороту. С увеличением дальности, вводимой в прицел,

отклонение сетки должно увеличиваться, по прекращению разворота сетка должна вер-

155

нуться в нейтральное положение. После проверки прицела ввести минимальную даль-

ность, включить АЗС ОРУЖИЕ.

670. Для выполнения атаки сзади сбоку в горизонтальной плоскости занять ис-

ходное положение на интервале 1100-1200 м при угле визирования 70-80°, имея при

этом преимущество в скорости 50 км/ч.

Рис. 39. Схема занятия положения для атаки в горизонтальной плоскости сзади сбоку

671. Для занятия исходного положения при полете в паре выполнить отворот во

внешнюю сторону с креном 45° и с одновременным увеличением скорости.

Развернувшись на 70° по отношению к курсу самолета-цели, переложить само-

лет в разворот обратного направления с креном 45° и выйти на курс самолета-цели

(рис. 39.).

На скорости на 50 км/ч больше скорости цели уточнить исходное положение и

при угле визирования на самолет-цель 70-80° доложить летчику самолета-цели: «К ра-

боте готов».

672. Получив ответ «Работу разрешаю», доложить: «Атакую слева (справа)».

Выполнить доворот в сторону цели с креном 45-60°. В момент, когда самолет-цель по-

дойдет к углу отражателя прицела, переложить свой самолет в обратный крен и создать

такую угловую скорость, при которой цель будет медленно перемещаться по горизонту

к центру сетки прицела (рис. 40).

Как только цель подойдет к ромбикам сетки прицела (при введенной минималь-

ной дальности), креном уравнять угловую скорость своего самолета с целью, удержи-

вая центр сетки прицела впереди цели на расстоянии радиуса кольца сетки, после чего

ввести в прицел дальность 600-300 м. При введении максимальной дальности подвиж-

ная сетка начинает перемещаться на самолет-цель. Откинуть предохранительную скобу

боевой кнопки. Плавными движениями рулей наложить центральную точку прицела на

центр цели и, удерживая ее в таком положении, следить за моментом вписывания цели

в дальномерное кольцо. Как только цель впишется в окружность, образованную ромби-

ками, выполнить устойчивое слежение за целью и ее обрамление в течение 1-1,5 с, по-

сле чего произвести фотострельбу нажатием боевой кнопки в течение 1-1,5с и начать

выход из атаки, одновременно ввести в прицел минимальную дальность.

673. При стрельбе с дальности менее максимальной, удерживая центральную

точку прицела на цели, производить непрерывное обрамление цели с дальности не ме-

нее 350 м и выполнить фотострельбу очередью продолжительностью 1-1,5 с.

156

Рис. 40. Схема атаки сзади сбоку

674. Выход из атаки выполнить на дальности не менее 200 м с переходом или

без перехода на другую сторону.

Для вывода самолета из атаки с переходом на другую сторону необходимо за-

нять принижение 50-70 м, переложить самолет в обратный крен и занять исходное по-

ложение для повторной атаки.

Для вывода самолета из атаки в ту же сторону, откуда она производилась, необ-

ходимо после прекращения фотострельбы установить принижение 50-70 м и увеличить

крен до 45-50°, выполнить отворот во внешнюю сторону и занять исходное положение

для повторной атаки.

Рис. 41. Схема атаки сзади сбоку снизу

675. Исходное положение для атаки сзади сбоку снизу занимать на интервале

1100-1200 м с принижением 300 м и при угле визирования на самолет-цель 70-80°, имея

преимущество в скорости 100 км/ч (рис. 41).

Разворот на цель начинать в горизонтальной плоскости с креном 45-60°. После

создания крена перевести самолет в режим кабрирования так, чтобы направление поле-

та цели проходило через центр сетки прицела. Последующие прицеливания, фото-

стрельбу и выход из атаки выполнять в такой же последовательности, что и при атаке в

горизонтальной плоскости.

157

Рис. 42. Схема атаки сзади сбоку сверху

676. Исходное положение для атаки сзади сбоку сверху занимать с превышени-

ем 400 м на интервале 1100-1200 м при угле визирования на цель 70-80°, имея при этом

скорость, равную скорости самолета-цели (рис. 42).

Разворот на цель начинать в горизонтальной плоскости с креном 45-60°. После

создания крена перевести самолет па режим снижения так, чтобы направление полета

цели проходило через центр сетки прицела. Последующие прицеливания, фотострельбу

и выход из атаки выполнять в такой же последовательности, что и при атаке в горизон-

тальной плоскости. В процессе атаки не допускать скорости сближения более 100 км/ч.

677. После окончания фотострельбы закрыть боевую кнопку предохранительной

скобой, перевести переключатель прицела в положение НЕПОД. и выключить АЗС

ОРУЖИЕ и АСП, ФКП. О выполнении задания доложить по радио на КП и летчику

самолета-цели, возвратиться на аэродром и произвести посадку.

678. Характерные ошибки при выполнении атак по воздушным целям:

интервал в исходном положении для атаки более заданного - атакующий отстает от

цели в процессе атаки и выходит на дистанцию открытия огня под малым ракурсом;

в исходном положении для атаки интервал менее заданного - затрудняется прице-

ливание, так как уменьшается время прицеливания и увеличивается угловая ско-

рость слежения за целью;

превышение над целью более заданного - быстро нарастает скорость сближения,

что затрудняет прицеливание и усложняет выход из атаки;

позднее и медленное перекладывание самолета в крен для слежения - цель обгоняет

центральную точку прицела, точное прицеливание затруднено;

резкое движение педалями при уточнении наводки - затрудняется прицеливание.

Применение сигнальных ракет

679. Для стрельбы сигнальными ракетами нужного цвета установить выключа-

тель СИГНАЛ РАКЕТЫ в положение ВКЛ. и нажать соответствующую кнопку.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Залповая стрельба сигнальными ракетами

запрещается. После отстрела сигнальных ракет (одной ракеты) устано-

вить выключатель СИГНАЛ. РАКЕТЫ в положение ОТКЛ.

158

ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКОВ В ОСОБЫХ СЛУЧАЯХ ПОЛЕТА

НА БОЕВОЕ ПРИМЕНЕНИЕ

680. При возникновении аварийной обстановки в полете (самовыключение дви-

гателя, пожар на самолете, падение давления масла в двигателе, вынужденная посадка)

аварийно сбросить внешние подвески.

681. Для аварийного сбрасывания авиабомб на невзрыв, блоков УБ-16-57У и

пусковых устройств АПУ-13М1 с ракетами И-318 необходимо:

установить скорость не более 600 км/ч при сбросе авиабомб и 500 км/ч при сбросе

блоков УБ-16-57У и пусковых устройств АПУ-13М1 с ракетами И-318;

убедиться, что сброшенные внешние подвески упадут вне населенной местности;

открыть предохранительный колпачок в передней или задней кабине и установить

переключатель АВАР. СБРОС во включенное положение; на самолетах до 5-й се-

рии установить переключатель АВАР. СБРОС в положение НЕВЗРЫВ;

убедиться в сбрасывании подвесок по погасанию в обеих кабинах (на самолетах до

5-й серии - в передней кабине) сигнальных табло зеленого цвета.

682. При отказе системы управления сбрасыванием авиабомб (при нажатии бое-

вой кнопки сбрасывания авиабомб не происходит и продолжают гореть сигнальные

табло зеленого цвета) необходимо:

вывести самолет из пикирования;

закрыть боевую кнопку предохранительной скобой;

выключить АЗС ОРУЖИЕ;

проверить правильность положения АЗС и переключателей вооружения в обеих ка-

бинах;

по результатам проверки принять решение на выполнение бомбометания от боевой

или аварийной системы;

выполнить повторный заход на цель.

683. Для выполнения бомбометания от аварийной системы на взрыв необходи-

мо:

на вспомогательном курсе установить переключатель АВАР. ВЗРЫВ-НЕВЗРЫВ в

положение ВЗРЫВ;

убедиться в загорании сигнального табло ВЗРЫВ красного цвета;

открыть предохранительный колпачок и в расчетной точке сбрасывания установить

переключатель АВАР. СБРОС во включенное положение;

убедиться в сбрасывании авиабомб по погасанию сигнальных табло зеленого цвета.

684. Для выполнения бомбометания от аварийной системы на невзрыв необхо-

димо открыть предохранительный колпачок и установить переключатель АВАР.

СБРОС во включенное положение.

685. При отказе аварийной системы сбрасывания авиабомб из передней кабины

сбросить авиабомбы на невзрыв от аварийной системы из задней кабины.

686. При отказе аварийной системы управления сбрасыванием подвесок (при

установке в передней или задней кабине переключателя АВАР. СБРОС во включенное

положение - на самолетах с 5-й серии и переключателя АВАР. СБРОС в положение

НЕВЗРЫВ - на самолетах до 5-й серии сбрасывания подвесок не происходит и про-

должают гореть сигнальные табло зеленого цвета) необходимо:

в передней или задней кабине установить переключатель АВАР. ВЗРЫВ-НЕВЗРЫВ

в положение НЕВЗРЫВ;

установить переключатель АВАР. СБРОС в выключенное положение и закрыть

предохранительный колпачок;

произвести посадку с подвесками, зарулить самолет на специальную площадку, вы-

ключить двигатель и обесточить самолет.

159

687. При отказе системы управления стрельбой неуправляемыми ракетами (при

нажатии боевой кнопки стрельбы не последовало или произошла стрельба малым ко-

личеством ракет) необходимо:

вывести самолет из пикирования;

закрыть боевую кнопку предохранительной скобой;

выключить АЗС ОРУЖИЕ;

проверить правильность положения АЗС и переключателей вооружения в обеих ка-

бинах.

Если причина отказа системы управления стрельбой не обнаружена, выполнение

задания прекратить, выключить АЗС УБ-16, установить переключатель вариантов

стрельбы 2РС-АВТ.-4РС в нейтральное положение и произвести посадку.

После посадки зарулить самолет на специальную площадку для осмотра, раз-

вернуться в безопасном направлении, выключить двигатель и обесточить самолет.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Буксировка самолета с заряженными бло-

ками УБ-16-57У запрещается.

ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ВЫПОЛНЕНИИ ПРИЦЕЛИВАНИЯ

ПРИ БОЕВОМ ПРИМЕНЕНИИ ВООРУЖЕНИЯ

Стрельба неуправляемыми ракетами

При стрельбе неуправляемыми ракетами С-5К и С-5М по наземным целям с пи-

кирования прицеливание на боевом курсе выполняется с помощью прицела АСП-

3НМУ-39 в режиме работы «Гиро» или «Непод.». При работе в режиме «Гиро» в при-

целе автоматически отрабатываются поправки на движение цели и ветер.

При работе в режиме «Непод.» прицел используется как простейший визир.

Для выполнения прицеливания с помощью АСП-3НМУ-39 в обоих режимах

летчику необходимо предварительно произвести расчет прицельных данных для задан-

ных условий стрельбы (расчет угла наклона отражателя, поправок на ветер и движение

цели, фиктивной базы цели).

Расчет прицельных данных

1. Расчет угла наклона отражателя.

а) В режиме работы прицела «Непод.».

В прицел вводятся две поправки в вертикальной плоскости, совпадающей с

плоскостью симметрии самолета:

поправка на понижение траектории ракеты;

поправка на относ ракеты, вызванный несовпадением по направлению векторов

начальной скорости ракеты и скорости самолета вследствие наличия у самолета уг-

ла атаки α_АТ. Обе поправки вводятся в прицел вручную путем наклона отражателя

прицельной головки.

Прицельная схема стрельбы приведена на рис. 43. Из рисунка видно, что, если

пренебречь параллаксом оружия, величина суммарной поправки в вертикальной плос-

кости выразится формулой

φ_Σ = φ_η + φα_ат,

где

φ_η

- угол прицеливания (поправка на понижение траектории ракеты);

φα_ат

- угол относа (поправка на угол атаки самолета).

Угол прицеливания вычисляется по формуле

160

φ_η = —— cos λ,

D_C

где

- понижение ракеты, м;

D_C

- наклонная дальность стрельбы, м;

- угол пикирования, град.

Рис. 43. Прицельная схема стрельбы неуправляемыми ракетами

Угол относа определяется из соотношений:

V₁

φα_ат = —— α_ат ; V₀₁ = V₀ + V₁ ;

α_ат = α - α_уст ,

V₀₁

где

V₁

- скорость полета самолета, м/с;

V₀

- начальная скорость ракеты, м/с;

V₀₁

- абсолютная начальная скорость ракеты, м/с;

α_ат

- угол атаки самолета, град;

- угол атаки крыла самолета, град;

α_уст

- угол установки крыла самолета, град.

Значения суммарных угловых поправок (в град) в вертикальной плоскости для

стрельбы неуправляемыми ракетами С-5К с пикирования под углом λ = 30° при работе

прицела в режиме «Непод.» приведены в табл. 10, для стрельбы неуправляемыми раке-

тами С-5М - в табл. 11.

161

Таблица 10

Скорость полета самолета V₁, км/ч

D_C, м

300

400

503

600

700

800

4,75

2,90

1,89

1,27

1000

4,93

3,07

2,05

1,41

0,98

1200

5,15

3,26

2,22

1,57

1,13

0,75

1400

5,41

3,49

2,43

1,76

1,29

0,89

1600

5,70

3,76

2,67

1,98

1,50

1,05

1800

6,04

4,08

2,96

2,25

1,73

1,24

2000

6,42

4,43

3,30

2,55

2,00

1,47

Таблица 11

Скорость полета самолета V₁, км/ч

D_C, м

300

400

500

600

700

800

4,47

2,72

1,77

1,17

1000

4,60

2,83

1,87

1,30

0,86

1200

4,73

2,96

2,00

1,38

1,00

0,66

1400

4,90

3,11

2,12

1,51

1,08

0,78

1600

5,03

3,30

2,28

1,66

1,21

0,90

1800

5,30

3,50

2,46

1,82

1,37

1,05

2000

5,56

3,72

2,68

2,02

1,55

1,21

б) В режиме работы прицела «Гиро».

При выполнении прицеливания в режиме работы прицела «Гиро» линия прице-

ливания приобретает угловую скорость. Гироскопический прицел реагирует на угло-

вую скорость построением угла упреждения (гироскоп отклоняется в сторону, обрат-

ную направлению отклонения вектора V₁, уменьшая вводимую поправку на понижение

траектории ракеты). С учетом этого фактора поправка на понижение ракеты (угол при-

целивания) вычисляется по формуле

D_C

φ_η = —— · ————— cos λ ,

D_C D_C - V₁Т

где

- время полета ракеты на дальность стрельбы

Кроме того, при работе прицела в режиме «Гиро» автоматически частично ком-

пенсируется поправка на угол атаки самолета, однако для стрельбы ракетами С-5К и С-

5М эта компенсация недостаточна. Поэтому с учетом частичной компенсации формула

для определения поправки на угол атаки самолета принимает такой вид

V₁

D_C - V₀₁Т

Φα_ат = —— · ————— α_ат ,

V₀₁

D_C

Таблица 12

Скорость полета самолета V₁, км/ч

D_C, м

300

400

500

600

700

800

4,20

2,72

2,00

1,61

1000

4,40

2,96

2,25

1,87

1,57

1200

4,68

3,19

2,53

2,18

1,92

1,80

1400

4,96

3,51

2,90

2,56

2,36

2,20

1600

5,26

3,96

3,34

3,10

2,96

2,90

1800

5,61

4,34

3,80

3,61

3,51

3,49

2000

5,97

4,80

4,36

4,25

4,20

4,23

162

Значения суммарных угловых поправок (в град) в вертикальной плоскости для

стрельбы неуправляемыми ракетами С-5К с пикирования под углом 30° при работе

прицела в режиме «Гиро» приведены в табл. 12, для стрельбы неуправляемыми ракета-

ми С-5М - в табл. 13.

Таблица 13

Скорость полета самолета V₁, км/ч

D_C, м

300

400

500

600

700

830

800

3,84

2,37

1,7

1,34

1000

4,0

2,5

1,87

1,51

1,25

1200

4,15

2,7

2,08

1,73

1,47

1,32

1400

4,35

2,85

2,35

2,0

1,76

1,6

1600

4,56

3,2

2,61

2,27

2,04

2,0

1800

4,78

3,46

2,9

2,59

2,42

2,32

2000

5,04

3,8

3,28

3,0

2,87

2,8

2. Расчет поправок на ветер и движение цели.

а) В режиме работы прицела «Непод.».

Стрельбу при работе прицела в режиме «Непод.» необходимо выполнять, учи-

тывая скорость ветра и скорость цели выносом центральной точки прицела относи-

тельно цели на величину линейного сноса ракеты против направления ветра

C = UТ,

где

- скорость ветра, м/с;

- время полета ракеты, с,

или выносом на величину линейного упреждения по направлению движения цели

L = V_ЦT,

где

V_Ц

- скорость цели, м/с.

На рис. 44 и 45 приведены номограммы определения времени полета ракет С-5К

и С-5М в зависимости от дальности стрельбы D_C и скорости V₁ полета самолета в мо-

мент стрельбы.

б) В режиме работы прицела «Гиро». При включении прицела на «Гиро» гиро-

скопический узел автоматически учитывает поправки на ветер и движение цели, но так

как прицел рассчитан под баллистику пуль калибра 12,7 мм или снарядов калибра 23

мм, которые по своим баллистическим характеристикам отличаются от ракет С-5К и С-

5М. учет ветра и скорости цели прицелом при стрельбе этими снарядами будет произ-

водиться с ошибкой, приводящей к отклонению снарядов на линейную величину ΔС

(ΔL) по направлению ветра (по направлению) противоположному движению цели).

Значения ошибки ΔС (ΔL) для средних условий стрельбы ракетами С-5К и С-5М

с самолета Л-39 приведены в табл. 14.

Таблица 14

Скорость ветра (цели), м/с

Тип ракет

С-5К

2,6

5,2

7,7

10,0

12,9

15,5

С-5М

2,3

4,6

6,8

9,1

11,5

13,7

163

Рис. 44. Номограмма определения времени полета ракет С-5К

Рис. 45. Номограмма определения времени полета ракет С-5М

Вследствие незначительной величины ошибки ΔС (ΔL) вынос центральной точ-

ки прицела относительно цели на величину ошибки прицела в учете ветра и скорости

цели при учебной стрельбе выполнять нецелесообразно. При оценке результатов учеб-

ной стрельбы ракетами С-5К и С-5М в условиях скорости ветра (скорости цели), боль-

шей 5 м/с, координаты точек попадания ракет необходимо смещать на величину ΔС

(ΔL) в направлении, противоположном отклонению ракет.

3. Расчет фиктивной базы цели.

Вследствие того что рекомендованная для учебных целей дальность стрельбы

(1200 м) превышает максимальную дальность, устанавливаемую на прицеле АСП-

164

3НМУ-39 (800 м), для работы с внешнебазовым дальномером прицела необходимо

устанавливать фиктивную базу цели, величина которой определяется из соотношения

D_П

Б_Ф = Б_Ц ——— ,

D_С

где

Б_Ф

- фиктивная база цели, м;

Б_Ц

- фактический размер цели, м;

D_П

- максимальная дальность, вводимая (800), м;

D_С

- дальность стрельбы, м.

Прицеливание

а) В режиме работы прицела «Непод.».

Для выполнения прицеливания необходимо:

установить на прицеле расчетный угол наклона отражателя;

установить на прицеле расчетную фиктивную базу

переключатель прицела поставить в положение НЕПОД.;

ввести в прицел максимальную дальность D_П = 800 м;

запросить у РП на полигоне скорость и направление ветра;

рассчитать поправку на снос ракет ветром по правилу: линейный снос в метрах (для

рекомендованных условий стрельбы) численно равен удвоенной скорости ветра в

метрах в секунду (например, при ветре 10 м/с С = 20 м);

наметить точку наводки прицела относительно центра цели;

ввести самолет в пикирование.

В начале прямолинейного участка пикирования выполнить боковую наводку,

для чего устранить возможное скольжение (крен) и навести центральную точку сетки

прицела в намеченную точку, вынесенную навстречу ветру (в направлении движения

цели) на величину линейного сноса (линейного упреждения). В качестве масштаба для

выноса точки наводки используется тот размер цели, который совпадает с направлени-

ем откладываемой поправки.

Поправку на ветер и скорость цели целесообразно учитывать при скорости ветра

(скорости цели) >5 м/с.

Момент открытия огня определять по равенству угловых размеров цели на

дальности стрельбы и дальномерного кольца, образованного внутренними концами по-

движных ромбиков сетки.

б) В режиме работы прицела «Гиро».

Для выполнения прицеливания необходимо:

установить на прицеле расчетный угол наклона отражателя;

установить на прицеле расчетную фиктивную базу цели;

переключатель прицела поставить в положение ГИРО;

ввести в прицел минимальную дальность D_П.

После ввода самолета в пикирование в начале прямолинейного участка пикиро-

вания ввести в прицел максимальную дальность D_П=800 м.

Прицеливание при работе прицела АСП-3НМУ-39 в режиме «Гиро» осуществ-

лять непрерывным (в течение 3-4 с до момента нажатия боевой кнопки стрельбы) сов-

мещением центральной точки сетки прицела с центром (перекрестием) цели.

Момент открытия огня определять по равенству угловых размеров цели на

дальности стрельбы и дальномерного кольца, образованного внутренними концами по-

движных ромбиков сетки (по вписыванию габаритных размеров цели в дальномерное

кольцо).

165

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Прицел АСП-3НМУ-39 не учитывает

крена самолета и только частично учитывает скольжение ракеты в гори-

зонтальной плоскости в режиме работы «Гиро», поэтому пилотирование

самолета при прицеливании необходимо выполнять без крена и бокового

скольжения.

Особенности прицеливания по малоразмерным целям

Малоразмерными считаются цели, фиктивная база которых менее 14,5 м. Для

рекомендованной дальности стрельбы 1200 м малоразмерными являются цели, факти-

ческий размер которых менее 21 м.

При стрельбе по таким целям необходимо учитывать следующее:

вписывание малоразмерных целей на дальности стрельбы 1200 м невозможно, так

как их угловой размер на этой дальности меньше минимального размера дально-

мерного кольца;

ввод максимальной дальности в прицел (D_П=800 м) при фиктивной базе менее 14,5

м невозможен.

С учетом сказанного для прицеливания по малоразмерным целям необходимо:

установить на прицеле фиктивную базу цели, рассчитанную по формуле

D_П

Б_Ф = КБ_Ц ————

D_С

где

К - коэффициент кратности 1, 2, 3;

ввести в прицел максимальную дальность (D_П=800 м).

Прицеливание выполнять так же, как и по цели, фиктивная база которой (для

расчетной дальности стрельбы) более 14,5 м.

При этом в момент открытия огня видимый размер цели должен быть в К раз

меньше размера дальномерного кольца.

На практике удобно брать целые значения коэффициента К, а именно: К=2 при

10 м≤Б_Ц≤21 м (для дальности стрельбы 1200 м) и К=3 при Б_Ц<10 м.

Бомбометание

При бомбометании с пикирования (рис. 46) авиабомбами калибра 50-100 кг при-

целивание на боевом курсе осуществляется с помощью прицела АСП-3НМУ-39 в ре-

жиме работы «Непод.».

Расчет прицельных данных

1. Расчет угла наклона отражателя.

Путем наклона отражателя головки в прицел вводятся две поправки в верти-

кальной плоскости, совпадающей с плоскостью курса самолета:

угол упреждения (угол, заключенный между вектором воздушной скорости самоле-

та и проекцией линии визирования на плоскость курса);

поправочный аэродинамический угол (между вектором воздушной скорости и оп-

тической осью прицела при нулевом значении угла наклона отражателя).

Из рис. 46 видно, что величина суммарной угловой поправки в вертикальной

плоскости определяется из следующих соотношений:

φ_ПР = φ + Δφ

166

где

φ - угол упреждения;

Δφ - угол между вектором воздушной скорости и оптической осью прицела.

Рис. 46. Прицельная схема бомбометания

Угол упреждения вычисляется по формуле

φ = 90º - λ - φ,

А₀

где

φ = tg ───── - угол прицеливания, град;

Н_БР

λ - угол пикирования в момент сбрасывания авиабомбы, град;

А₀ - штилевой относ авиабомбы, м;

Н_БР - высота сбрасывания, м.

Относ авиабомбы определяется по Баллистическим таблицам для бомбометания

с пикирования.

Угол между вектором воздушной скорости и оптической осью прицела опреде-

ляется из соотношения

Δφ = α - α_УСТ

где

α - угол атаки крыла самолета;

α_УСТ - установочный угол крыла.

Таблица 15

λ, град.

V₁, км/ч

350

4,22

4,14

3,89

3,49

2,95

2,29

1,51

400

2,95

2,89

2,70

2,40

1,98

1,47

0,88

450

2,08

2,03

1,88

1,64

1,31

0,91

0,44

500

1,46

1,42

1,30

1,10

0,84

0,51

0,13

550

1,00

0,96

0,87

0,70

0,48

0,21

-0,10

600

0,65

0,62

0,54

0,40

0,22

-0,01

-0,27

167

Значения углов Δφ приведены в табл. 15, где V₁ - приборная скорость полета са-

молета.

2. Расчет поправки на ветер и фиктивной базы цели.

Линейная поправка на ветер (величина сноса авиабомбы) определяется по фор-

муле

C=UT,

где

U - скорость ветра, м/с;

Т - время падения авиабомбы, с.

Время падения авиабомбы для заданных условий бомбометания берется из бал-

листических таблиц, данные о скорости и направлении ветра на высоте бомбометания

должны иметь давность не более 1,5-2 ч.

Расчет фиктивной базы цели аналогичен приведенному выше.

Прицеливание

Для выполнения прицеливания необходимо:

установить на прицеле расчетный угол наклона отражателя;

установить на прицеле расчетную фиктивную базу цели;

переключатель прицела поставить в положение НЕПОД.;

ввести, в прицел максимальную дальность D_П - 800 м;

наметить точку наводки прицела относительно центра цели;

вывести самолет в точку сбрасывания (выполнить прицеливание по направлению и

прицеливание по дальности).

Прицеливание по направлению (боковая наводка) выполняется в начале прямо-

линейного участка пикирования, для этого необходимо центральную точку сетки при-

цела навести в намеченную точку, вынесенную навстречу ветру относительно цели на

величину линейного сноса авиабомбы. В штиль за точку прицеливания принимается

центр цели.

Прицеливание по дальности состоит в определении момента сбрасывания авиа-

бомбы при нахождении самолета на расчетной траектории пикирования. Цель в момент

сбрасывания должна визироваться в вертикальной плоскости под углом упреждения

φ_ПР. Момент сбрасывания определять по достижении расчетной истинной высоты сбра-

сывания Н_БР (кроме того, в штиль момент сбрасывания можно контролировать по об-

рамлению цели дальномерным кольцом сетки прицела).

Имитация пуска управляемых ракет по воздушным целям

Прицеливание при выполнении атак по воздушным целям с применением

управляемого ракетного вооружения осуществляется с помощью прицела АСП-3НМУ-

39 в режиме работы «Непод.». При этом атака целей выполняется с задней полусферы.

Для выполнения прицеливания необходимо:

установить на прицеле угол наклона отражателя, равный 0;

установить на прицеле фиктивную базу цели 16 м;

переключатель прицела поставить в положение НЕПОД.;

ввести в прицел дальность D_П=800 м;

занять исходное положение для атаки цели.

После выполнения доворота в сторону цели, когда цель будет визироваться у

отражателя прицела, переложить самолет в обратный крен и плавным воздействием на

рули совместить центральную точку сетки прицела с целью; при условиях, разрешаю-

168

щих пуск (звучит сигнал захвата цели ракетой, горит сигнальное табло РАЗРЕШ.

ДАЛЬНОСТЬ, перегрузка самолета не превышает 2), нажать боевую кнопку.

Фотострельба по воздушным целям

При выполнении фотострельбы по воздушным целям прицеливание на участке

полета самолета по кривой атаки осуществляется с помощью прицела АСП-3НМУ-39 в

режиме работы «Гиро». При этом атака целей выполняется с задней полусферы.

Для выполнения прицеливания необходимо:

установить на прицеле угол наклона отражателя, равный 0;

установить на прицеле базу цели;

переключатель прицела поставить в положение ГИРО;

ввести в прицел минимальную дальность D_П;

занять исходное положение для атаки цели.

После выполнения доворота в сторону цели, когда цель будет визироваться у

отражателя прицела, переложить самолет в обратный крен таким образом, чтобы цель

медленно двигалась к центру подвижной сетки прицела. Как только цель подойдет к

окружности, образованной ромбиками сетки прицела, креном уравнять угловую ско-

рость своего самолета с угловой скоростью цели, удерживая центр сетки впереди цели

на расстоянии, равном величине переменного радиуса. Ввести в прицел D_П=300-600 м.

При введении D_П=300-600 м подвижная сетка должна совместиться с целью. Уточнить

наводку плавным движением рулей и удерживать центр сетки на цели. После вписыва-

ния цели в окружность, образованную ромбиками, выполнить устойчивое слежение за

целью и ее обрамление в течение 1-2 с, затем выполнить фотострельбу.

169

Глава X

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА, ДВИГАТЕЛЯ, ИХ СИСТЕМ, ОБОРУДО-

ВАНИЯ И ВООРУЖЕНИЯ

САМОЛЕТ

Геометрические данные

Размах «««««««««««««««««««««««««««««...9,12 м

Общая длина ««««««««««««««««««««««««««« 12,13 м

Общая высота при стоянке «««««««««««««««««««««.4,47 м

Площадь крыла «««««««««««««««««««««««««... 18,8 м²

Удлинение крыла ««««««««««««««««««««««««« 4,4

Сужение крыла «««««««««««««««««««««««««« 0,475

Угол стреловидности на 25% хорды крыла «««««««««««««.« 1°45'

Угол поперечного V крыла ««««««««««««««««««««« 2°30'

Угол установки крыла относительно строительной горизонтали фюзеляжа ... 2°

Средняя аэродинамическая хорда ««««««««««««««««««. 2,15 м

Общая площадь элеронов «««««««««««««««««««««.. 1,69 м²

Максимальное отклонение элеронов ««««««««««««««««« ±16°

Общая площадь закрылков «««««««««««««««««««.«... 2,684²

Отклонение закрылков:

при взлете ««««««««««««««««««««««««« 25°

при посадке ««««««««««««««««««««««««.. 44°

Общая площадь тормозных щитков «««««««««««««««««..0,5 м²

Максимальное отклонение тормозных щитков ««««««««««««... 55°

Площадь:

Стабилизатора «««««««««««««««««««««««. 5,07 м²

руля высоты ««««««««««««««««««««««««. 1,4 м²

Отклонение руля высоты

Вверх ««««««««««««««««««««««««««« 30°

Вниз «««««««««««««««««««««««««««.. 20°

Отклонения триммеров руля высоты:

правый триммер (управляемый летчиком) «««««««««««.. ±15°

левый триммер-компенсатор (отклоняется автоматически при посадочном по-

ложении закрылков):

вверх ««««««««««««««««««««««««. 5°

вниз ««««««««««««««««««««««««.. 15°

Угол стреловидности на 25% хорды профиля горизонтального оперения «... 10°

Общая площадь вертикального оперения ««««««««««««««

3,51 м²

Площадь руля направления ««««««««««««««««««.««.. 0,718 м²

Отклонение руля направления «««««««««««««««««««.. ±30°

Колея шасси «««««««««««««««««««««««««««.2,44 м

База шасси ««««««««««««««««««««««««««.«.. 4,39 м

Максимальный угол при посадке ««««««««««««««««««.. 13°40'

Планер самолета

Самолет Л-39 представляет двухместный цельнометаллический моноплан с низ-

ко расположенным крылом, трехколесным шасси и двухконтурным турбореактивным

двигателем АИ-25ТЛ.

170

Фюзеляж. Обтекаемой формы с расположенными над крылом воздухозаборни-

ками двигателя, состоит из передней и задней разъемных частей.

Передняя часть фюзеляжа состоит из носовой части герметической кабины, топ-

ливного отсека и отсека силовой установки.

В носовой части фюзеляжа от рамы 1 до рамы 7 размещен отсек радиоэлектрон-

ного и специального оборудования с двумя откидными люками с левой и правой сто-

рон. В нижней части отсека сделан вырез под нишу передней стойки шасси.

Между рамами 7 и 21А в гермоотсеке расположены кабины летчиков: передняя

- для курсанта и задняя - для инструктора. В обеих кабинах установлены управление

самолетом и направляющие катапультируемых сидений.

Фонари кабин откидные, откидываются на правую сторону.

В герметической обшивке вклепаны подножки для входа в переднюю и заднюю

кабины, ниже которых расположены передняя и задняя откидные ступеньки. В нижней

части обшивки имеются вырезы под люки для агрегатов радиооборудования с левой

стороны и преобразователя и гидроаккумулятора с правой стороны.

Топливный отсек прилегает к герметическому отсеку по раме 21А и продолжа-

ется до рамы 29, в нем расположены пять мягких топливных баков. Топливные баки №

3 и 4, расположенные между рамами 26 и 29, охвачены воздушными каналами двигате-

ля. Заправочная горловина расположена на верхней левой стороне между рамами 24 и

25.

В полости между дном топливного отсека и передней частью крыла установле-

ны агрегаты гидросистемы, электро- и радиоэлектронного оборудования.

В верхней части фюзеляжа между рамами 29-32 имеются вырезы под люки для

монтажа электро- и гидросистем слева и системы кондиционирования справа.

Входная часть воздушных каналов двигателя до рамы 26Б съемная. Для исклю-

чения влияния фюзеляжа на притекание воздуха в каналы входные кромки каналов не

прилегают непосредственно к фюзеляжу, а отделяются отделительными ножами.

Отсек воздушного канала с рамы 26Б до рамы 30 прочно связан с каркасом фю-

зеляжа. Боковые ветви каналов полукруглого сечения у рамы 30 переходят в общий ка-

нал кругового сечения.

В нижней части фюзеляжа между рамами 23 и 30 образована выемка для уста-

новки на фюзеляж сквозного крыла, ответные части узлов крепления которого распо-

ложены на рамах 23, 26Б и 30.

В отсек фюзеляжа от рамы 32 до рамы 37 устанавливается двигатель. По обеим

сторонам двигательного отсека установлены направляющие с узлами подвески двига-

теля на рамах 34 и 37.

Для осмотра двигателя в нижней части двигательного отсека расположены че-

тыре люка, которые закрываются быстродействующими замками. На раме 32 закрепле-

на противопожарная установка.

Задняя (хвостовая) часть фюзеляжа (от рамы 38 до 47) склепана в одно целое

вместе с килем. Рама 38 усилена и совместно с рамой 37 составляет быстроразъемное

соединение задней части фюзеляжа с передней. Внутри хвостовой части размещается

двигатель АИ-25ТЛ с удлинительной трубой и реактивным соплом.

Хвостовое оперение. Классического типа с трапециевидной формой киля и ста-

билизатора, которые крепятся к хвостовой части фюзеляжа сверху по рамам 39-46.

Каркас киля образован двумя лонжеронами и набором стрингеров и нервюр. На

усиленных нервюрах № 2, 3 и 7 закреплены узлы подвески руля направления. Руль

направления имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку и не име-

ет триммера, так как боковая компенсация выполнена введением триммера на элероне.

Стабилизатор со сквозной средней частью крепится задним узлом к раме 44 хво-

стовой части фюзеляжа, передний узел крепления стабилизатора установлен между ра-

мами 42 и 43. На усиленных нервюрах № 6 и 11 установлены узлы подвески руля высо-

171

ты. Подвеска руля поворота и руля высоты выполнена с помощью шарикоподшипни-

ков.

Руль высоты состоит из левой и правой частей, каждая часть подвешена на трех

узлах подвески. На каждой части руля высоты установлен триммер с электрическим

управлением. Правый триммер управляется кнопками из кабин летчиков, левый откло-

няется автоматически в зависимости от положения закрылков между положением для

взлета и для посадки.

Крыло самолета. Сквозное, трехлонжеронное, нестреловидное, трапециевид-

ной формы в плане, с несъемными концевыми топливными баками. Стыковка крыла с

фюзеляжем осуществляется с помощью четырех узлов подвески, размещенных кресто-

образно.

Крыло без аэродинамической и геометрической крутки, оборудованное двухще-

левыми закрылками и элеронами.

Стойки основных ног шасси подвешены к крылу на основном лонжероне и уби-

раются в направлении к фюзеляжу.

К заднему лонжерону крепятся выдвижные двухщелевые закрылки, которые

управляются с помощью системы тяг и качалок, размещенных в плоскости симметрии

самолета.

Положение закрылков определяется тремя фиксированными положениями:

убрано, взлетное (выпущены на 25°), посадочное (выпущены на 44°). Каждое положе-

ние закрылков имеет световую и механическую сигнализации.

Система уборки закрылков имеет приспособление для автоматической уборки

при скорости полета 310 км/ч по прибору.

Между нервюрами крыла № 9-14 расположены элероны, узлы подвески которых

установлены на концевых нервюрах элерона № 1 и 7. Элероны статически и динамиче-

ски сбалансированы. Балансир закреплен между нервюрами № 2 и 7. На левом элероне

имеется триммер-компенсатор, который управляется с помощью электромеханизма.

В зоне между передним и основным лонжеронами расположены тормозные

щитки, которые управляются летчиками по их усмотрению. При достижении числа

М=0,78^+0,02 тормозные щитки выпускаются автоматически.

На нижней части крыла расположены узлы подвески универсальных держате-

лей.

На обоих концах основного лонжерона крыла крепятся концевые топливные ба-

ки, которые состоят из передней, средней и хвостовой частей. В передней части распо-

лагаются фара, антенны и блоки СРО.

Средняя часть топливного бака заполняется топливом, в хвостовой части уста-

новлены антенны и блоки СРО и разрядник статического электричества.

На нервюрах № 11 крыла закреплены на шести трубчатых кронштейнах трубки

ПВД: левая (основная) и правая (аварийная).

Управление самолетом. Жесткое, состоящее из системы тяг и качалок. Управ-

лять самолетом можно из обеих кабин. На полу кабин укреплены два самостоятельных

блока, на подставках которых на шарикоподшипниках установлены качалки ручного и

ножного управлений.

В систему управления рулем высоты включен пружинный бустер, понижающий

усилие на ручке управления при взлете. Он вступает в работу при отклонении руля вы-

соты на 11-13°.

Взлетно-посадочное устройство

Шасси самолета трехколесное, убирающееся в полете. Передняя стойка шасси

убирается в фюзеляж, вращаясь против направления полета. На самолете имеется све-

товая и механическая сигнализация выпущенного и убранного положения шасси. Пе-

172

редняя стойка шасси снабжена демпфером «шимми» и центрирующим механизмом для

поворачивания колес по направлению оси симметрии фюзеляжа в разгруженном состо-

янии. Максимальный угол поворота переднего колеса ±60°. Основные стойки шасси

убираются в крыло по направлению к оси фюзеляжа.

На основных стойках шасси установлены тормозные колеса К24^-1000-2000, обору-

дованные управляемыми гидравлическими дисковыми тормозами и бескамерными

пневматиками размером 610 х 180 мм с давлением в них 5,5^+0,3 кгс/см².

На передней стойке установлено самоориентирующееся колесо К25-500, обору-

дованное бескамерным пневматиком размером 430х150 мм с давлением 4,3^+0,3 кгс/см².

Амортизаторы всех трех стоек шасси жидкостно-газового типа. Начальное дав-

ление азота в амортизаторе передней стойки 23±1,5 кгс/см², а в амортизаторе основной

стойки 33±1 кгс/см². Уборка и выпуск шасси производятся с помощью основной гид-

равлической системы.

Система торможения колес гидравлическая, с ручным и ножным управлениями

тормозами колес из обеих кабин. Интенсивность торможения пропорциональна нажа-

тию на рычаги управления тормозами.

При уборке шасси основные колеса автоматически затормаживаются.

Гидравлическая система

Гидравлическая система самолета* (рис. 47) предназначена для осуществления

уборки-выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, воздушной турбины - привода

аварийного источника электропитания, торможения колес.

Гидросистема условно подразделяется на следующие контуры: источников пи-

тания, шасси, закрылков, тормозных щитков, воздушной турбины, тормозов колес,

азотный, воздушный и аварийный.

Самостоятельными контурами являются аварийный, азотный и воздушный.

Управление работой отдельных контуров гидросистемы дистанционное с помо-

щью электрогидравлических переключателей (кранов) при нормальной эксплуатации

или ручными кранами в аварийных случаях. Управление осуществляется из обеих ка-

бин в произвольной последовательности (одной операцией или несколькими одновре-

менно). При этом преимущество в управлении имеет летчик в задней кабине.

Переключение потребителей (в том числе одновременное включение нескольких

потребителей) на работу от аварийного контура осуществляется в любой последова-

тельности. Здесь преимущества летчик в задней кабине не имеет. Аварийное управле-

ние выпуском воздушной турбины возможно только из передней кабины.

Из основного контура гидросистемы можно заряжать гидроаккумуляторы ава-

рийного контура путем открытия ручного крана в передней или задней кабине.

Источником давления в гидросистеме является гидронасос переменной произ-

водительности ЛУН 6101.

Контроль давления в гидросистеме осуществляется с помощью двухстрелочных

манометров со шкалой 0-200 кгс/см² установленных на правом пульте в каждой кабине.

Левая стрелка манометра показывает давление в основной системе, правая - в аварий-

ной. Рабочая жидкость в гидросистеме - АМГ-10. Номинальное давление рабочей жид-

кости в гидросистеме 150^-10 кгс/см².

Рабочее давление в тормозах колес 2-33 кгс/см². Зарядное давление азота в гид-

роаккумуляторах 50±3 кгс/см².

Производительность гидронасоса ЛУН 6101 25 л/мин при противодавлении на

выходе 0-100 кгс/см². Давление нулевой производительности 150^-10 кгс/см². Рабочий

диапазон температуры окружающей среды от -60 до +85°С.

173

Контур шасси

Контур шасси обеспечивает выпуск и уборку стоек и щитков шасси.

После выпуска или уборки шасси щитки шасси закрываются (за исключением

аварийного выпуска шасси, когда щитки остаются открытыми).

Управление уборкой и выпуском шасси осуществляется:

а) из передней кабины с помощью двухпозиционного электрического переклю-

чателя, установленного в левой части приборной доски: верхнее положение - уборка,

нижнее положение - выпуск; управление уборкой и выпуском шасси из передней каби-

ны возможно только тогда, когда переключатель управления шасси в задней кабине

находится в нейтральном (среднем) положении;

б) из задней кабины с помощью трехпозиционного электрического переключа-

теля, установленного в левой части приборной доски: верхнее положение переключате-

ля - уборка, среднее - нейтральное, нижнее - выпуск.

Сигнализация положения шасси и щитков шасси (одинаковая для обеих кабин)

осуществляется с помощью указателя положения шасси, расположенного в левой части

приборной доски. Сигнализация положения шасси следующая:

три красные лампы, сигнализирующие о том, что шасси убрано;

три зеленые лампы, сигнализирующие о том, что шасси выпущено:

красное табло с надписью ЩИТКИ ОТКРЫТЫ;

красное табло с надписью ВЫПУСТИ ШАССИ (при загорании гудит электрическая

сирена), белое табло с надписью ШАССИ ПОД ДАВЛЕНИЕМ в передней части

приборной доски (если табло горит - давление ниже 60±5 кгс/см², если не горит -

давление выше 60±5 кгс/см²).

Контур закрылков

Обеспечивает перемещение закрылков в положения ПОЛЕТ, ВЗЛЕТ и ПОСАД-

КА.

Управление электрогидравлическим переключением осуществляется с помо-

щью трех кнопок со световой сигнализацией, расположенных в обеих кабинах (левый

пульт).

Кнопки: передняя - для установки закрылков в положение ПОЛЕТ, средняя - в

положение ВЗЛЕТ и задняя - в положение ПОСАДКА.

После достижения закрылком требуемого положения кнопка возвращается в ис-

ходное положение.

Синхронизация отклонений левой и правой половин закрылка осуществляется с

помощью механической кинематической связи.

Закрылки автоматически убираются при скорости полета 310 км/ч.

Сигнализация положения закрылков (одинаковая для обеих кабин) осуществля-

ется с помощью трех белых световых символов, расположенных на левом пульте у

трехкнопочного избирателя, обозначающих положения: передний - ПОЛЕТ, средний -

ВЗЛЕТ и задний - ПОСАДКА.

Контур тормозных щитков

Обеспечивает выпуск и уборку тормозных щитков. Управление тормозными

щитками осуществляется с помощью:

двухпозиционного электрического переключателя на РУД (при этом фиксируется

длительно выпущенное положение тормозных щитков): при положении переключа-

теля в переднем положении происходит уборка щитков, в заднем положении - их

выпуск;

174

Из передней кабины тормозными щитками можно управлять в случае, если пе-

реключатель управления ими в задней кабине находится в нейтральном положении.

После нажатия на кнопку или переключатель электрический сигнал подается на

электрогидравлический кран ГА-184У, управляющий потоком рабочей жидкости.

Из задней кабины тормозными щитками можно управлять с помощью трехпози-

ционного электрического возвратного переключателя на рычаге управления двигате-

лем: при установке переключателя в переднее положение происходит уборка щитков;

среднее положение переключателя - нейтральное (при этом можно управлять щитками

из передней кабины); при установке переключателя а заднее положение происходит

выпуск щитков.

При достижении самолетом числа М=0,78^+0,02 тормозные щитки выпускаются

автоматически.

Сигнализация положения тормозных щитков (одинаковая в обеих кабинах) осу-

ществляется с помощью табло зеленого цвета, расположенного на указателе положения

шасси (левая часть приборной доски): табло горит - тормозные щитки выпущены, таб-

ло не горит - тормозные щитки убраны.

Контур торможения колес шасси

Обеспечивает торможение колес на пробеге, при рулении, при уборке шасси и

на стоянке.

Управление торможением колес осуществляется с помощью рычага на ручке

управления самолетом и педалей - на пробеге и рулении, ручного клапана - при стоя-

ночном торможении и автоматически - при уборке шасси.

Рабочее давление в тормозах 2-33⁺³ кгс/см² - при основном торможении, 33⁺³-46

кгс/см² - при автоматическом торможении колес при уборке шасси.

Управление торможением колес одинаковое для обеих кабин. Стояночное тор-

можение возможно только из передней кабины.

Основное управление торможением - дифференцированное, аварийное - не-

дифференцированное.

Торможение колес (основное и аварийное) возможно только при обжатой носо-

вой стойке шасси (после опускания носа самолета при посадке).

При основном торможении работает противоюзовая система; при аварийном

торможении эта система не работает.

При аварийном торможении плавность торможения не обеспечивается.

Индикация давления в тормозах осуществляется по однострелочным маномет-

рам на 60 кгс/см², установленным на средних приборных пультах передней и задней

кабин.

Контур воздушной турбины

Обеспечивает выпуск в воздушный поток и уборку воздушной турбины с гене-

ратором электрического тока - запасным источником электропитания.

Воздушная турбина выпускается автоматически при отказе основного источника

электропитания или при остановке двигателя и убирается автоматически при посадке

после обжатия носовой стойки шасси, при аварийной уборке шасси или при возобнов-

лении работы основного источника электропитания.

Кроме автоматического имеется аварийный способ выпуска воздушной турбины

(только из передней кабины).

176

Аварийный контур

Источником энергии в нем служат три гидроаккумулятора, заряжаемые автома-

тически от основной гидросистемы до давления 150 кгс/см².

Аварийный контур позволяет производить:

выпуск шасси (без закрытия створок);

выпуск закрылков в положение ПОСАДКА;

уборку тормозных щитков;

выпуск воздушной турбины (аварийного источника электропитания);

торможение колес шасси давлением 2-33 кгс/см² (недифференцированное).

Во избежание понижения давления в аварийном контуре в случае падения дав-

ления в основном контуре ручные вентили, соединяющие основной и аварийный кон-

туры, должны быть закрыты.

В полете необходимо периодически контролировать зарядку гидроаккумулято-

ров, при необходимости дозаряжать их до давления 150 кгс/см².

При давлении в гидроаккумуляторах 105 кгс/см² обеспечивается аварийный вы-

пуск шасси, аварийный выпуск закрылков и уборка тормозных щитков.

Производительность гидравлического насоса при авторотации двигателя доста-

точна для обеспечения в воздухе всех необходимых операций, но за большее время.

Рис. 48. Принципиальная схема воздушной системы:

1 - штуцер для зарядки системы воздухом; 2 - фильтр; 3 - обратный клапан: 4 - баллон 2-литровый 150

кгс/см²; 5 - манометр МВ-250; 6 - кран стравливания воздуха из системы; 7 - кран стравливания воздуха

из зарядного шланга; 8 - краны герметизации, блокированные с замками откидных частей фонаря; 9 -

телескопическое соединение трубопроводов подвода воздуха в шланги; 10, 17 и 19 - шланги герметиза-

ции; 11 - кран тренировочной разгерметизации; 12 - редуктор 150 х 50 кгс/см²; 13 - редуктор 50 х 1,5

кгс/см²; 14 - обратный клапан; 15 - рукоятка КОНДИЦ.-ГЕРМЕТ.; 16 - кран герметизации; 18 - датчик

давления для наземной поверки редуктора 50 х 1,5 кгс/см² КЛ-39

Воздушная система

Воздушная система самолета обеспечивает питание воздухом шлангов для гер-

метизации переднего козырька и фонарей кабины (рис. 48). Воздух под давлением 150

кгс/см² находится в двухлитровом баллоне, установленном в носовой части фюзеляжа,

177

В шланги герметизации воздух поступает после редукторов, снижающих давление со

150 до 1,8-2,55 кгс/см².

Герметизация фонарей кабин осуществляется перемещением ручки КЛИМАТИ-

ЗАЦИЯ-ГЕРМЕТ. в переднее положение, разгерметизация кабин - обратным движени-

ем ручки КЛИМАТИЗАЦИЯ-ГЕРМЕТ.

В полете можно произвести тренировочную разгерметизацию кабины с помо-

щью ручки РАЗГЕРМЕТ. КАБИНЫ, установленной на среднем пульте в задней кабине.

В случае открытия фонаря кабины без предварительной разгерметизации шлан-

гов ручкой КЛИМАТИЗАЦИЯ-ГЕРМЕТ. или при катапультировании давление воздуха

из шлангов стравливается автоматически.

Не рекомендуется открывать замки фонаря без предварительного сброса давле-

ния воздуха из шлангов из-за выхода фонарей из шарниров подвески.

Топливная система

Топливная система самолета обеспечивает питание топливом двигателя АИ-

25ТЛ и вспомогательного двигателя «Сапфир-5» (рис. 49).

В топливную систему самолета входят:

пять мягких резиновых фюзеляжных баков;

концевые крыльевые баки на крыле (два бака);

система обеспечения заданного порядка выработки топлива, сигнализации, кон-

троля и управления;

топливный аккумулятор;

система дренажа;

трубопроводы.

Емкость топливной системы самолета составляет:

пяти фюзеляжных баков - 1100 л;

двух концевых крыльевых баков - 200 л.

Общая емкость топливной системы самолета - 1300 л.

Заправка баков топливом производится сверху через три заливные горловины.

Заливные горловины установлены: одна - во втором фюзеляжном баке и по одной - в

концевых крыльевых баках.

Фюзеляжные баки № 1-5, соединенные между собой, размещены в фюзеляже за

задней кабиной. Топливо перетекает самотеком из всех баков в бак № 5, который явля-

ется расходным баком. В баке № 5 установлен топливный подкачивающий насос ЛУН

6280, подающий топливо под давлением к двигателю АИ-25ТЛ и вспомогательному

двигателю «Сапфир-5». Подача топлива из концевых крыльевых баков производится

под давлением воздуха 0,4±0,45 кгс/см², поступающего от компрессора двигателя.

Для питания двигателя топливом в полете с нулевыми и отрицательными пере-

грузками имеется топливный аккумулятор емкостью 10 л, воздух к которому подводит-

ся от компрессора двигателя под давлением 0,4±0,45 кгс/см².

Для исключения в этом случае поступления топлива обратно в бак между топ-

ливным аккумулятором и насосом ЛУН 6280 установлен обратный клапан.

При полной заправке топливной системы самолета вначале вырабатывается топ-

ливо из фюзеляжных баков до момента открытия поплавкового клапана (установлен в

баке № 5), после чего начинается выработка из концевых крыльевых баков.

После выработки топлива из концевых крыльевых баков в дальнейшем выраба-

тывается топливо из фюзеляжных баков.

Система дренажа топливных баков открытого типа. Дренажный трубопровод

соединяет все фюзеляжные баки с атмосферой через обратный клапан, установленный

в верхней части первого топливного бака; это предотвращает выброс топлива в атмо-

178

сферу при выполнении полета. Заборник дренажа находится на нижней поверхности

средней части фюзеляжа.

Рис. 49. Принципиальная схема топливной системы:

1 - топливные фюзеляжные баки (1 - 5-й баки); 2 - дренажный клапан; 3 - заливная горловина; 4 - дат-

чик топливомера; 5 - дренажный трубопровод; 6 - штуцер слива топлива из ВСУ «Сапфир-5»; 7 - подка-

чивающий насос; 8 - кран слива отстоя; 9 - сигнализатор давления; 10 - обратный клапан; 11 - пере-

крывной кран; 12 - сливной клапан; 13 - топливный аккумулятор; 14 - кран слива отстоя; 15 - питание

ВСУ «Сапфир-5»; 16 - противопожарный кран; 17 - кран слива топлива; 18 - редуктор; 19 - воздушный

фильтр; 20 - обратный клапан; 21 - воздух из компрессора двигателя; 22 - концевой крыльевой бак; 23 -

сигнализатор давления; 24 - обратный клапан; 25 - указатель топливомера; 26 - гравитационный клапан;

27 - сигнализатор максимального перепада давления топлива на фильтре; 28 - кран слива топлива; 29 -

топливный насос 4001; 30 - топливный редуктор 4000; 31 - электромагнитный клапан пускового топли-

ва; 32 - рабочая форсунка; 33 - пусковая форсунка.

Для предохранения заборника дренажа от замерзания используется теплый воз-

дух, отбираемый от компрессора двигателя, который подводится к трубке, выходящей в

атмосферу в нижней части фюзеляжа.

Топливо для питания вспомогательного двигателя «Сапфир-5» отбирается из

магистрали питания двигателя АИ-25ТЛ за топливным аккумулятором (перед пожар-

ным краном двигателя).

Для улучшения охлаждения масла при температуре топлива +60°С на выходе из

ТМА производится увеличение прокачки топлива через ТМА путем открытия термо-

статического клапана и перепуска топлива в бак № 4.

Для исключения перепуска топлива (из топливного аккумулятора) при полетах с

отрицательными перегрузками (полет вверх колесами) в линии перепуска топлива из

ТМА в бак установлен гравитационный перепускной клапан, который исключает пе-

репуск топлива при открытом термостатическом клапане.

В магистрали подачи топлива из фюзеляжных баков к двигателю после подка-

чивающего насоса имеются перекрывной и противопожарный краны. Управление кра-

нами механически связано и осуществляется из обеих кабин.

Сигнализация работы топливной системы имеется в каждой кабине и состоит из

светового табло 150 КГ ТОПЛИВА, загорающегося при резервном остатке топлива в

фюзеляжных баках; светового табло НЕ ЗАПУСКАЙ, загорающегося при падении дав-

ления топлива после подкачивающего насоса ниже 0,3±0,05 кгс/см² (горит в режиме

179

мигания); светового табло БАКИ, гаснущего при повышении давления воздуха в кон-

цевых крыльевых баках выше 0,3±0,05 кгс/см² и загорающегося после выработки топ-

лива из концевых крыльевых баков; светового табло ФИЛЬТР ТОПЛИВА, загорающе-

гося при достижении перепада давления топлива на фильтре 0,4±0,05 кгс/см².

Контроль за количеством топлива в фюзеляжных баках осуществляется с помо-

щью топливомера. В топливном баке № 2 установлен датчик топливомера емкостного

типа для замера количества топлива в фюзеляжных баках и включения сигнала резерв-

ного остатка топлива 150 КГ ТОПЛИВА. Указатели топливомера расположены на пра-

вых неоткидных частях приборных досок передней и задней кабин.

На указателе имеется бленкер (черно-белый сектор), который вращается только

при выработке топлива из фюзеляжных баков. Нулевая отметка шкалы указателя соот-

ветствует наличию в фюзеляжных баках 37 кг топлива (начало замера).

При эксплуатации двигателя применяются топлива Т-1, ТС-1 (ГОСТ 10227-62),

РТ (ГОСТ 10227-86), PL-4 (по ЧСН 656518), PL-5 (по ЧСН 656519), PL-6 (PNД25-005-

76).

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Топливо Т-7 не применять до особого

указания.

Средства противопожарной защиты

На самолете Л-39 средствами противопожарной защиты обеспечен только отсек

двигателя АИ-25ТЛ.

Средства противопожарной защиты отсека двигателя самолета состоят из систе-

мы пожарной сигнализации типа ССП-2И и системы пожаротушения.

Система пожарной сигнализации включает шесть сигнализаторов ДТБГ, уста-

новленных на рамах в средней части фюзеляжа в отсеке двигателя, исполнительный

блок БИ-2И и аварийные светосигнальные табло в передней и задней кабинах.

Система пожаротушения состоит из огнетушителя ОС-2 с огнегасящей жидко-

стью «7» или фреоном 11482, соединительных трубопроводов и распылительных кол-

лекторов.

Включение огнетушителя при пожаре производится нажатием любой из двух

кнопок пожаротушения, установленных на левом пульте в передней и задней кабинах.

ДВИГАТЕЛЬ АИ-25ТЛ

На самолете Л-39 установлен двухконтурный двухвальный турбореактивный

двигатель АИ-25ТЛ с осевым двенадцатиступенчатым компрессором, разделительным

корпусом, кольцевой камерой сгорания, трехступенчатой осевой газовой турбиной, ка-

мерой смешения, удлинительной трубой и реактивным соплом.

Основные параметры и ограничения двигателя приведены в табл. 16. Зависи-

мость оборотов ротора КВД от температуры наружного воздуха показана на рис. 50-52.

Компрессор двигателя - осевой, дозвуковой, двухкаскадный. Первый каскад -

компрессор низкого давления, второй каскад - компрессор высокого давления.

Компрессор низкого давления - трехступенчатый, состоит из входного направ-

ляющего аппарата (ВНА), ротора, статора, передней и задней опор ротора. Лопатки

ВНА полые, обогреваемые воздухом, подводимым из-за IX ступени компрессора высо-

кого давления.

Ротор компрессора низкого давления - барабанно-дисковой конструкции, кон-

сольно установлен на подшипниках качения. Диски ротора закреплены на фланце вала

с помощью болтов, а рабочие лопатки в дисках - шарнирно.

180

Рис. 50. График зависимости изменения оборотов ротора КВД в полете

на номинальном режиме от температуры наружного воздуха

Статор компрессора низкого давления представляет собой неразъемный наруж-

ный корпус цилиндрической формы с установленными в нем направляющими аппара-

тами и рабочими кольцами. Лопатки направляющих аппаратов - сплошные и закрепле-

ны в наружном и внутреннем кольцах электроклепкой.

Компрессор высокого давления - девятиступенчатый, включает поворотный

входной направляющий аппарат, ротор, статор и клапаны перепуска воздуха из-за III и

V ступеней компрессора.

Входной направляющий аппарат позволяет изменять угол установки лопаток и

автоматически фиксировать их при запуске (-15°) и на рабочих режимах выше оборо-

тов закрытия КПВ за V ступенью (0 ÷ -5°).

Ротор компрессора высокого давления - барабанно-дисковой конструкции, со-

стоит из дисков, проставок и вала. Ротор вращается на двух подшипниках. Рабочие ло-

патки ротора установлены на дисках с помощью замков типа «ласточкин хвост».

Статор компрессора высокого давления состоит из неразъемного корпуса ци-

линдрической формы, проставки, направляющих аппаратов и рабочих колец. Снаружи

корпус компрессора высокого давления закрыт кожухом, образующим внутреннюю по-

верхность воздушного тракта второго контура. Из-за компрессора высокого давления

отбирается воздух для наддува герметической кабины и в систему кондиционирования,

а также для противообледенительных систем двигателя и самолета.

Разделительный корпус, расположенный между компрессорами низкого и высо-

кого давлений, служит для разделения потока воздуха между контурами двигателя,

размещения агрегатов и приводов к ним, а также для размещения опор компрессоров.

Основные приводы агрегатов расположены в нижнем приливе корпуса и приво-

дятся во вращение от ротора высокого давления.

Камера сгорания состоит из корпуса, жаровой трубы, топливного коллектора с

форсунками и двух воспламенителей.

Жаровая труба - кольцевого типа, с 12 головками. Рабочие форсунки - центро-

бежные, одноканальные.

Турбина - двухвальная, реактивная. Одноступенчатая турбина высокого давле-

ния приводит во вращение ротор компрессора высокого давления, двухступенчатая

турбина низкого давления - ротор компрессора низкого давления. Направление враще-

ния роторов - левое (против хода часовой стрелки, если смотреть со стороны реактив-

ного сопла).

181

Таблица 16

Основные параметры и ограничения двигателя

Режим работы

взлетный

Параметр

Номиналь-

0,85 номи-

(макси-

малый газ

ный

нального

мальный)

Тяга, кгс

1720

1500

1275

Не более

135

Суммарная степень повышения дав-

ления

9,5

Степень двухконтурности

1,983

Удельный расход топлива, кг/кгс в ч

0,600

0,585

0,580

Число оборотов ротора КВД, % -

106,8±1

103,2±1

99,6±1

56±1,5

об/мин

17600±165

17000±165

16400±165

Давление топлива перед рабочими

форсунками, кгс/см²

Не более 65

Температура газов за турбиной, не

более °С:

на земле

660

625

590

600

в полете

705 до

670

635

600

H=8000 м,

715 на

Н>8000 м

Температура масла на входе в двига-

тель, °С

-5 ÷ +90

Максимальная высота применения, м

10000

12000

Максимальная продолжительность

непрерывной работы, мин

Не более 20

Не ограни-

Не более

чено

30. В поле-

те не огра-

ничено

Общая наработка за ресурс, %

Не ограни-

чено

Время приемистости при перемеще-

нии РУД с режима малого газа до

максимального, с

9-12

Время запуска двигателя на земле и в

полете, с

Не более 50

Максимально допустимая температу-

ра газов за турбиной при запуске дви-

гателя, ºС:

на земле

Не более

550

в полете

Не более

600

Турбина высокого давления состоит из соплового аппарата первой ступени и ро-

тора.

Сопловой аппарат турбины - разборной конструкции, состоит из наружного и

внутреннего колец, между которыми расположены охлаждаемые лопатки.

Рабочее колесо ротора турбины состоит из диска и охлаждаемых рабочих лопа-

ток, которые закреплены в елочных пазах диска.

Турбина низкого давления включает статор и ротор. Статор состоит из наружно-

го корпуса, сопловых лопаток II и III ступеней и внутренних корпусов. Ротор состоит

из двух рабочих колес и вала; рабочие колеса скреплены между собой стяжными бол-

тами. Рабочие лопатки попарно крепятся в одном елочном пазу и фиксируются в осе-

вом направлении.

182

В системе высокого давления осуществляется автоматическое управление дви-

гателем по режимам и управление двигателем с помощью аварийной (ручной) системы

в случае нарушения работы основной системы регулирования.

Система высокого давления включает шестеренный насос - агрегат 4001, топ-

ливный регулятор - агрегат 4000, топливный коллектор, рабочие форсунки и соединя-

ющие их трубопроводы.

В пусковую систему входят электромагнитный клапан пускового топлива, пус-

ковые форсунки воспламенителей и трубопроводы пускового топлива.

Раскрутка ротора компрессора высокого давления при запуске двигателя осу-

ществляется с помощью воздушного стартера СВ-25ТЛ; подача воздуха к воздушному

стартеру - от вспомогательного двигателя «Сапфир-5», установленного на борту само-

лета.

Масляная система двигателя - циркуляционная, замкнутая, под давлением, ав-

тономная.

В масляную систему двигателя входят следующие основные узлы: маслобак,

топливомасляный агрегат, маслоагрегат, воздухоотделитель, магнитная пробка, клапан

переключения откачивающей секции, датчик замера температуры масла и датчик заме-

ра давления масла на входе в двигатель, термостружкосигнализатор ТСС.

В качестве смазки применяются масла МК-8 (МК-8П) или МК-6.

Максимальное и минимальное количество масла в баке, при котором разрешает-

ся выпуск самолета в полет, соответственно равно 7,5 и 4,5 л.

На самолетах с 8-й серии (с № 0829) установлена система защиты двигателя от

перегрева с регулятором температуры РТ-12-9.

Система обеспечивает:

а) при опробовании двигателя на земле и на разбеге самолета до отрыва перед-

него колеса:

сигнализацию о достижении температуры газов за турбиной 700±15°С и уменьше-

ние подачи топлива в двигатель при работе на основной системе топливопитания

для предотвращения забросов температуры газа за турбиной выше 700±15°С;

сигнализацию о достижении температуры газов за турбиной 700±15°С при работе

на аварийной системе топливопитания;

электроостанов двигателя при достижении температуры газов за турбиной

730±15°С при работе двигателя на основной и аварийной системах топливопитания;

б) на разбеге после отрыва переднего колеса и в полете с выпущенными шасси

или закрылками - сигнализацию о достижении температуры газа за турбиной 700±15°С

и 730±15°С. Если в полете при работе двигателя на основной системе топливопитания с

выпущенными шасси или закрылками горит сигнальное табло «700°С», то после убор-

ки шасси и закрылков произойдет частичная срезка топлива и уменьшение тяги двига-

теля на период горения табло «700°С»;

в) в полете с убранными шасси и закрылками:

сигнализацию о достижении температуры газов за турбиной 700±15°С и уменьше-

ние подачи топлива в двигатель при работе на основной системе топливопитания

для предотвращения заброса температуры газа выше 700±15°С;

сигнализацию о достижении температуры газа за турбиной 700±15°С при работе

двигателя на аварийной системе топливопитания;

сигнализацию о достижении температуры газов за турбиной 730±15°С при работе

двигателя на основной и аварийной системах топливопитания. Если в полете про-

изошло загорание табло «730±15°С», то оно горит и после снижения температуры

газа за турбиной, а при посадке самолета после касания земли передним колесом

происходит электроостанов двигателя.

Датчиками температуры для регулятора РТ-12-9 служат термопары двигателя.

Сигнализация о достижении температуры газов за турбиной 700±15°С и 730±15°С вы-

184

ведена на два сигнальных табло «700°С» и «730°С», размещенных на общем сигналь-

ном табло в передней кабине.

Уменьшение подачи топлива в двигатель или автоматическая остановка двига-

теля по сигналам регулятора РТ-12-9 производится с помощью соответствующих элек-

тромагнитных клапанов топливно-регулирующей аппаратуры двигателя.

Для включения регулятора РТ-12-9 и управления его работой в передней кабине

установлены:

автомат защиты сети РТ-12 на правом щитке АЗС;

переключатель КОНТРОЛЬ 1-2 на правом пульте;

переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ РТ-12 на левом пульте.

В задней кабине за катапультным сиденьем находится кнопка выключения сиг-

нального табло «730°С».

Система защиты двигателя от перегрева включается в работу автоматами защи-

ты сети ДВИГАТЕЛЬ, РТ-12 и переключателем ВКЛЮЧЕНИЕ РТ-12.

Для проверки исправности системы при неработающем двигателе необходимо

последовательно нажать переключатель КОНТРОЛЬ 1-2 в положения КОНТРОЛЬ 1 и

КОНТРОЛЬ 2. Загорание сигнального табло «700°С» свидетельствует о нормальной

работе системы.

После выполнения проверки кратковременно выключить и снова включить АЗС

РТ-12.

ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ «САПФИР-5»

Для автономного воздушного запуска двигателя АИ-25ТЛ на самолете Л-39 ис-

пользуется вспомогательный двигатель «Сапфир-5».

Двигатель «Сапфир-5» представляет собой одновальный газотурбинный двига-

тель с системой отбора воздуха за компрессором (рис. 53). Конструктивно двигатель

«Сапфир-5» состоит из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой про-

тивоточной камеры сгорания, двухступенчатой осевой турбины, выхлопного сопла, ре-

дуктора, воздушного ресивера с клапаном перепуска воздуха и противопульсаторным

клапаном и агрегатов, обслуживающих работу двигателя.

Основные данные двигателя «Сапфир-5»:

а) число оборотов ротора двигателя, об/мин:

на холостом ходу - 43800;

на номинальном режиме - 50500;

минимальное (при срабатывании защиты) - 35100;

максимальное (при срабатывании защиты) - 56500;

б) расход отбираемого воздуха - 0,4 кг/с;

в) температура отбираемого воздуха - 150°С;

г) вес двигателя - 33±1 кгс;

д) температурные условия применения - от -40 до +60°С.

Запуск двигателя «Сапфир-5» осуществляется автоматически с помощью элек-

тростартера от аккумуляторной батареи 12САМ-28 или других источников постоянного

тока напряжением 27 В±10%. Топливо к двигателю подается из самолетной магистра-

ли.

В качестве топлива для двигателя «Сапфир-5» используются все сорта топлива,

применяемые для двигателя АИ-25ТЛ. Расход топлива 50 кг/ч при числе оборотов

50500 об/мин. В топливную систему двигателя «Сапфир-5» входят: топливный фильтр,

электромагнитный клапан, топливный насос с электродвигателем, регулирующий

фильтр, топливный коллектор, восемь топливных форсунок, фильтр сливного топлива,

сервоклапан, обратный клапан и соединительные трубопроводы.

185

На двигателе «Сапфир-5» установлена автономная масляная система, в которой

масло циркулирует по следующей схеме: маслобак-маслонасос-двигатель-маслобак.

Основными агрегатами масляной системы являются: маслобак, маслонасос, масло-

фильтр, распределитель масла и сигнализатор минимального давления масла. В каче-

стве смазки применяется масло МК-8 (МК-8П), МК-6, а также другие масла, соответ-

ствующие французскому стандарту АИР3513.

Рис. 53. Принципиальная схема вспомогательного двигателя «Сапфир-5»

Система отбора и перепуска воздуха обеспечивает устойчивую работу двигателя

«Сапфир-5» на всех режимах и предназначена:

для перепуска воздуха из-за компрессора на режимах запуска и холостого хода;

для подачи и регулирования количества воздуха, отбираемого от двигателя «Сап-

фир-5», запуска самолетного двигателя АИ-25ТЛ.

Система отбора и перепуска воздуха состоит из спирального ресивера, предо-

хранительной трубки «Вентури», клапана перепуска воздуха и противопульсаторного

клапана.

Система управления служит для перевода двигателя «Сапфир-5» на заданный

режим и выдерживания этого режима. Система состоит из коробки управления и дат-

чика оборотов. Система управляет оборотами двигателя «Сапфир-5» в зависимости от

данных, поставляемых датчиком оборотов, и обеспечивает постоянство числа оборотов

на холостом ходу 43800 об/мин и на режиме отбора воздуха для запуска двигателя АИ-

25ТЛ 50500 об/мин. Кроме того, система управления обеспечивает защиту двигателя

«Сапфир-5» и выдает сигнал на останов в следующих случаях:

если в течение 2 с после нажатия на кнопку запуска двигателя «Сапфир-5» датчик

оборотов не выдает сигнала на регулирование оборотов;

при замыканиях в электропроводке и отказах датчика оборотов;

если за 30 с двигатель «Сапфир-5» не выходит на малый газ (35100 об/мин);

при достижении ротором двигателя «Сапфир-5» максимально допустимого числа

оборотов 56500 об/мин;

186

по истечении 10 мин общей продолжительности работы;

после окончания процесса запуска двигателя АИ-25ТЛ и достижения ее ротором

КВД 41,5-44,5% оборотов;

если давление масла в системе смазки двигателя «Сапфир-5» упадет до минимально

допустимого значения; по истечении 45 с работы двигателя «Сапфир-5» на режиме

отбора воздуха для запуска двигателя АИ-25ТЛ, если ротор КВД двигателя АИ-

25ТЛ не достигнет 42% оборотов, система управления переводит «Сапфир-5» на

холостой ход и прекращает запуск двигателя АИ-25ТЛ.

Между отдельными запусками двигателя «Сапфир-5» необходимо выдерживать

перерыв 20 мин на земле и 10 мин в полете. В случае необходимости можно в полете

произвести повторный запуск сразу, но количество таких повторных запусков не долж-

но превышать 3% общего количества запусков.

АВИАЦИОННОЕ И РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета обеспечивает воз-

можность выполнения полетов днем и ночью в простых и сложных метеорологических

условиях.

Расположение приборов в кабине экипажа показано на рис. 54-60.

ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ

Основным источником электроэнергии постоянного тока является генератор по-

стоянного тока типа ВГ-7500Я мощностью 9000 Вт, установленный на двигателе. Его

нормальная работа обеспечивается следующей пускорегулирующей аппаратурой:

угольным регулятором напряжения Р-27;

стабилизирующим трансформатором ТС-9М-2;

выносным сопротивлением ВС-25Б;

дифференциально-минимальным реле ДМР-400ДСП;

автоматом защиты от перенапряжения АЗП-1МБ.

Включение генератора в сеть обеспечивается выключателем типа ВГ-15К ГЕ-

НЕРАТОР ОСНОВ, на главном электрощитке передней кабины и последовательно с

ним включенным выключателем типа ЗВГ-15К СЕТЬ на электрощитке задней кабины.

Запасным источником электроэнергии постоянного тока является генератор ти-

па ЛУН 2117.02 мощностью 3000 Вт с приводом от воздушной турбины типа В-910.

Выпуск данной установки в поток встречного воздуха осуществляется автоматически

при отказе основного источника электроэнергии или авиадвигателя в полете. Включе-

ние схемы автоматического выпуска и включения генератора в сеть осуществляется

выключателем типа ВГ-15К ЗАПАСНОЙ ГЕНЕРАТОР.

Кроме того, предусмотрена возможность аварийного выпуска запасного источ-

ника с помощью крана АВАР. ГЕНЕРАТОР, расположенного на правой панели перед-

ней кабины.

Аккумуляторная батарея типа 12САМ-28 является аварийным источником пита-

ния и установлена в левой части носового отсека.

Наземный источник электроэнергии подсоединяется с помощью штепсельного

разъема ШРАП-500, расположенного на левом борту фюзеляжа. Для сигнализации

подключения наземного источника электроэнергии предусмотрена сигнальная лампа с

зеленым светофильтром, расположенная рядом с штепсельным разъемом.

Подключение аккумуляторной батареи и наземного источника осуществляется

выключателем ВГ-15К АККУМ., расположенным на главном электрощитке передней

кабины.

187

Контроль напряжения и тока источников электроэнергии постоянного тока осу-

ществляется с помощью вольтамперметра ВА-62-8, расположенного на приборной дос-

ке передней кабины.

Рис. 54. Приборная доска передней кабины

Рис. 55. Левый пульт передней кабины

Для питания потребителей переменным током на самолете установлены два ста-

тических преобразователя типа ЛУН 2456, ЛУН 2457 и электромеханический преобра-

зователь типа ПТ-500Ц. Статический преобразователь типа ЛУН 2457 мощностью 800-

1000 ВА обеспечивает все радиооборудование (кроме радиостанции РТЛ-11) перемен-

ным однофазным током напряжением 115 В, частотой 400 Гц.

Подключение преобразователя к сети постоянного тока производится через ав-

томат защиты типа АЗР-70 ПРЕОБРАЗ. на главном электрощитке.

188

Рис. 58. Приборная доска задней кабины

Рис. 59. Левый пульт задней кабины

Электромеханический преобразователь типа ПТ-500Ц предназначен для обеспе-

чения гироскопических приборов (авиагоризонта типа АГД-1, гиромагнитного компаса

типа ГМК-1АЭ), радионавигационной аппаратуры

«Искра-К» и радиодальномера

«Квант» переменным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц.

К преобразователю ПТ-500Ц посредством выключателя ПРИБОРЫ ДВИГАТЕ-

ЛЯ АВАРИЙНО, расположенного на правой панели управления, можно подключить

приборы контроля работы двигателя в случае отказа преобразователя ЛУН 2456.

К сети 28 В преобразователь подключен через автомат защиты АЗСГК-50 ПТ-

500Ц на вспомогательном распределителе передней кабины.

Цепи питания всех потребителей электроэнергии обеспечены защитной аппара-

турой, основой которой являются автоматы защиты типа АЗСГК, размещенные, как

правило, на электрощитках и пультах управления передней и задней кабин.

Примечание. На самолетах с 19-й серии вместо преобразователя ЛУН 2457 устанавливаются два

статических преобразователя ЛУН 2458.8.

190

Рис. 60. Правый пульт задней кабины

Статические преобразователи ЛУН 2458.8 питают потребители переменным од-

нофазным током напряжением 115 В, частотой 400 Гц.

Статический преобразователь ЛУН 2458.8 № I питает аппаратуру Р-832М, РКП-

41, РВ-5, МРП, РИО-З, ИВ-ЗОО, золотниковые механизмы APT.

Статический преобразователь ЛУН 2458.8 № II питает аппаратуру РСБН-5С,

СРО, ракеты СС.

При отказе одного из преобразователей его потребители подключаются к ис-

правному преобразователю. Подключение преобразователей ЛУН 2458.8 к сети посто-

янного тока производится через автоматы защиты сети типа A3-70 ПРЕОБРАЗ. I и

ПРЕОБРАЗ. II.

СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ И СВЕТОСИГНАЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Светотехническое оборудование самолета включает:

систему комбинированного подсвета пультов летчиков, приборных досок и отдель-

ных приборов;

систему внешней сигнализации;

систему внутрикабинной сигнализации;

рулежно-посадочное освещение.

Система комбинированного подсвета пультов летчиков, приборных досок и от-

дельных приборов состоит из независимых основной (красной) и запасной (белой) ма-

гистралей.

Переключение с основной магистрали на запасную при коротком замыкании в

основном осуществляется автоматически.

Подключение к сети 28 В выполнено через два автомата защиты типа АЗСГК

ОСВЕЩ. КРАСНОЕ, БЕЛОЕ, расположенных на вспомогательном электрощитке пе-

редней кабины. Управление освещением, независимое для передней и задней кабин,

осуществляется с помощью специального пульта управления ОСВЕЩЕНИЕ ПРИБО-

РОВ, расположенного на левой панели передней и задней кабин. На пульте находятся

переключатель и потенциометр, обеспечивающие выбор цветности подсвета (красный

или белый) и плавную регулировку яркости.

В случае отказа системы комбинированного освещения приборная доска в пе-

редней кабине может быть освещена лампой аварийного освещения СМ-1БМ, включе-

191

ние которой производится отдельным выключателем на левой панели управления в пе-

редней кабине.

Система внешней сигнализации состоит из четырех арматур типа ХС-39, распо-

ложенных на стойках шасси и хвостовом коке, и аэронавигационных огней типа БАНО-

45 на законцовках левой и. правой плоскостей.

Система подключена к самолетной сети через автомат защиты типа АЗСГК-5

АНО-МОНТАЖНАЯ ЛАМПА вспомогательного электрощитка, а управление осу-

ществляется со специального пульта АНО на правой панели передней кабины. На

пульте расположены переключатели типа 2ППНГ-15К МИГАНИЕ НЕПРЕРЫВНО и

типа ППНГ-15К ЯРКОСТЬ на три положения 60%-30%-100% для подбора требуемой

яркости.

Каждая кабина оборудована сигнализатором аварийных режимов ЛУН 2690-17 с

красным мигающим светом и независимой системой световой сигнализации, основой

которой является унифицированное световое табло прямоугольной формы с буквенным

или символическим обозначением на красном, желтом или зеленом фоне.

Исключением является сигнализатор положения шасси, створок шасси и тор-

мозных щитков, выполненный в виде самостоятельного блока и расположенный слева

от приборной доски передней и задней кабин.

Защита независимых систем сигнализации осуществляется автоматами защиты

типа АЗСГК-5 СИГНАЛИЗАЦИЯ, расположенными на вспомогательном электрощитке

передней и электрощитке задней кабин, а управление - потенциометром ЯРКОСТЬ и

кнопкой КОНТРОЛЬ со специальных пультов слева от приборных досок передней и

задней кабин.

Посадочно-рулежное освещение состоит из двух посадочно-рулежных фар с

лампой-фарой СМФ-5, установленных в носовой части крыльевых топливных баков и

подключенных к сети 28 В через автоматы защиты типа АЗСГК-10 ФАРЫ ЛЕВАЯ-

ПРАВАЯ на вспомогательном распределителе. Переключение нитей фар осуществля-

ется переключателем типа 2ППНГ-15К РУЛЕЖНАЯ, ПОСАДОЧНАЯ слева от прибор-

ной доски передней и задней кабин.

Основой электрической системы запуска является пусковая панель Л39-К8248.

которая подключена к самолетной сети 28 В через автомат защиты типа АЗСГК-50

ДВИГАТЕЛЬ на главном электрощитке. Отдельные электрические цепи питаются от

вспомогательного электрощитка через автоматы защиты ПУСКОВАЯ ПАНЕЛЬ, ТОП-

ЛИВОНАСОС, ЗАЖИГАНИЕ. Все элементы управления запуском находятся в перед-

ней кабине на левой панели. На левой панели задней кабины установлены кнопки ЗА-

ПУСК турбостартера и двигателя и переключатель для останова двигателя ОСТАНОВ

Д-ЛЯ.

Система электрического управления отдельными агрегатами позволяет осу-

ществлять:

выпуск и уборку шасси в нормальном и аварийном режимах;

управление закрылками и тормозными щитками;

продольную и поперечную балансировку самолета;

блокировку тормозов, растормаживание колес;

регулировку сидений.

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

На приборных досках в передней и задней кабинах (рис. 54 и 58) установлены

следующие пилотажно-навигационные приборы:

комбинированный указатель скорости и числа М ЛУН 1170;

высотомер БД-20;

указатель авиагоризонта АГД-1;

192

комбинированный вариометр с указателем поворота и скольжения ЛУН 1180;

указатель радиокомпаса ЛУН 3615;

указатель радиовысотомера УВ-5;

навигационно-пилотажный прибор НПП.

Слева от приборных досок установлены часы типа АЧС-1.

Кроме того, в передней кабине установлены указатель перегрузок с сигнализа-

цией типа ЛУН 1722 и аварийный магнитный компас типа ЛУН 1221.

Комбинированный указатель скорости и числа М типа ЛУН 1170 предназначен

для измерения приборной скорости от 100 до 1200 км/ч, истинной воздушной скорости

от 300 до 1200 км/ч, числа М от 0,5 до 1 и сигнализации при М=0,78 на высотах полета

0-15000 м.

Высотомер ВД-20 служит для определения барометрической высоты в пределах

0-20000 м.

Комбинированный вариометр с указателем поворота и скольжения предназначен

для одновременного, взаимно независимого измерения вертикальной составляющей

скорости подъема или снижения самолета в диапазоне ±80 м/с и угловой скорости в

диапазоне ±5,7 град/с относительно вертикальной оси самолета, что соответствует па-

раметрам производимого самолетом поворота при скорости 350 км/ч и крене 45°. Ва-

риометр выдерживает скоростную нагрузку до 300 м/с. Диапазон показаний указателя

поворота ограничен упорами на отметках 6,5 град/с.

Питание всех мембранно-анероидных приборов осуществляется от приемников

воздушных давлений типа ЛУН 1153 (основной) и типа ЛУН-1150 (резервный), уста-

новленных на специальных кронштейнах на правой и левой плоскостях соответствен-

но.

Для предотвращения обледенения приемники воздушных давлений имеют элек-

трический обогрев, включение которого осуществляется кнопками ОБОГРЕВ ПВД,

расположенными на левой панели передней кабины. Цепи питания обогревательных

элементов защищены автоматами защиты типа АЗСГК-10 ПВД ЛЕВЫЙ и ПРАВЫЙ.

Дистанционный авиагоризонт АГД-1 предназначен для определения положения

самолета в пространстве относительно горизонта.

Авиагоризонт обеспечивает устойчивые показания углов крена и тангажа в пре-

делах 360°, за исключением углов тангажа 85-95° при пикировании и кабрировании, на

которых показания авиагоризонта могут быть неопределенными. Ошибки по тангажу и

послевиражная погрешность не превышают 2-3° и автоматически корректируются в

прямолинейном полете с постоянной скоростью через 2-3 мин.

На самолете установлен комплект авиагоризонта АГД-1 с двумя указателями.

Гиродатчик авиагоризонта расположен под правой панелью задней кабины. Питание по

постоянному току осуществляется от самолетной сети 28 В через автомат защиты типа

АЗСГК-5 АГД, ГМК, а по переменному току - от преобразователя ПТ-500Ц.

Гиромагнитный компас ГМК-1АЭ предназначен для определения магнитного

курса полета самолета и углов его разворота, обеспечивает определение курса с точно-

стью ±1,5°. Питание компаса обеспечивается от сети постоянного тока через АЗСГК-5

АГД, ГМК на главном распределителе передней кабины, а по переменному току - от

преобразователя ПТ-500Ц. Пульт управления гиромагнитного компаса расположен на

правой панели передней кабины.

Авиационные часы АЧС-1 имеют завод пружины на 5 суток и точность хода ±1

мин за сутки.

Магнитный компас типа ЛУН 1221 предназначен для определения компасного

курса самолета в случае отказа гиромагнитного компаса. Компас имеет индивидуаль-

ный подсвет, девиационное устройство и устройство для компенсации установочной

ошибки.

193

Указатель перегрузок (акселерометр) типа ЛУН 1722 предназначен для опреде-

ления перегрузок, действующих на самолет в направлении, перпендикулярном плоско-

сти крыла, и сигнализации опасных перегрузок плюс 8 и минус 4 с допуском ±0,5. На

приборе имеется кнопка для сброса стрелок с фиксированного положения.

Для имитации отказа (в учебных целях) авиагоризонта АГД-1 и гиромагнитного

компаса на среднем пульте задней кабины установлены два выключателя типа 2ВГ-15К

КРЕН, ТАНГАЖ и переключатель типа 2ППГ-15К ГМК, с помощью которых обеспе-

чивается введение ложных показаний в указатели передней кабины.

Для имитации отказа системы статического и полного давления на среднем

пульте задней кабины имеются краны ПОЛН. ДАВЛ. и СТАТ. ДАВЛ., перекрывающие

проводку ПВД на мембранно-анероидные приборы, расположенные в передней кабине.

Часть самолетов оборудована системой директорного управления СДУ-39.

На самолетах, оборудованных СДУ вместо АГД-1, установлены КПП, которые

кроме функций авиагоризонта обеспечивают индикацию:

командных сигналов для директорного управления самолетом с помощью команд-

ных стрелок и тангажа;

отклонения самолета от равносигнальных зон курсоглиссадных маяков

отказов гировертикалей, радиотехнических средств навигации и посадки - флажка-

ми-сигнализаторами «Т» и «К». При отказах флажки-сигнализаторы находятся в

поле зрения прибора.

Система директорного управления СДУ-39 предназначена для выдачи сигналов

на командные стрелки тангажа и крена КПП при выполнении захода на посадку в ди-

ректорном режиме управления с использованием наземных средств посадки, соответ-

ствующих нормам 1 категории, а также для выдачи сигналов на командную стрелку

тангажа при выполнении полета в режиме стабилизации высоты. Включение системы

производится выключателем СДУ, размещенным на правом пульте летчика в передней

кабине.

РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Самолет имеет следующее радиоэлектронное оборудование:

а) радиосвязное оборудование:

ультракоротковолновая радиостанция РТЛ-11 или УКВ-ДЦВ Р-832М;

самолетное переговорное устройство, использующее низкочастотные цепи УКВ ра-

диостанции РТЛ-11;

автономное самолетное переговорное устройство (резервное - при установке РТЛ-

11, основное - при установке Р-832М);

б) радионавигационное оборудование:

аппаратура ближней навигации и посадки РСБН-5С («Искра-К»);

автоматический радиокомпас РКЛ-41 с двумя пультами управления;

радиовысотомер малых высот РВ-5;

маркерный радиоприемник МРП-56ПС;

в) радиотехническое оборудование: СРО-2М.

РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Командная радиостанция РТЛ-11 (Р-832М) предназначена для двухсторонней

радиосвязи самолета с землей и между самолетами в телефонном режиме в диапазоне

частот 100-150 МГц (P-832M - в диапазоне 118-140 и 220-389, 95 МГц). Количество

предварительно настраиваемых каналов 21 (Р-832М - 20). Управление осуществляется

с помощью пульта управления радиостанцией. Питание радиостанции осуществляется

194

постоянным током напряжением 27 В (Р-832М - постоянным током напряжением 27 В

и переменным током напряжением 115 В, 400 Гц).

На левой панели в передней и задней кабинах размещена абонентская коробка,

которая обеспечивает регулирование громкости СПУ и принимаемого радиостанцией

сигнала, а также прослушивание сигналов радиокомпаса.

Кнопки включения радиостанции в режим «Передача» установлены на торцевой

части РУД в передней и задней кабинах. Включение радиостанции осуществляется в

передней кабине автоматом защиты сети, размещенным на основном электрощитке.

Антенна радиостанции щелевого типа размещена в верхней части киля самолета

под радиопрозрачным обтекателем.

Самолетное переговорное устройство предназначено для внутрисамолетной свя-

зи членов экипажа. На самолетах, оборудованных радиостанцией РТЛ-11, имеются два

СПУ - основное и резервное. В качестве основного СПУ используются низкочастотные

цепи радиостанции.

Включение запасного СПУ осуществляется автоматом защиты сети СПУ, раз-

мещенным на электрощитке в задней кабине.

Кнопки СПУ размещены на РУД в передней и задней кабинах.

РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Аппаратура ближней навигации и посадки РСБН-5С

Аппаратура ближней навигации и посадки РСБН-5С («Искра-К»), сопряженная с

автономными датчиками высоты, скорости и курса, при работе с наземными навигаци-

онными и посадочными радиомаяками предназначена для решения задач ближней

навигации, выполнения захода на посадку и посадки в сложных метеоусловиях и обес-

печивает:

непрерывное указание координат самолета - азимута (А) и дальности (Д) - относи-

тельно точки установки наземного радиомаяка;

полет по заданному азимуту на маяк и от маяка по приборам НПП и ППД-2 и полет

по орбите любого радиуса в пределах дальности действия системы;

привод на аэродром посадки, оборудованный навигационным радиомаяком, с про-

биванием облачности вниз и выполнением предпосадочного маневра;

заход на посадку по зонам курсового и глиссадного радиомаяков с измерением

дальности до точки приземления;

возврат самолета на аэродром посадки по нуль-прибору (селектору азимута) при

отказе курсовой системы самолета;

заход самолета на посадку по сигналам наземного радиомаяка РСБН, расположен-

ного на удалении не более 300 м от центра ВПП (без использования радиомаяка

ПРМГ);

прослушивание на борту самолета позывных сигналов радиомаяка РСБН.

Аппаратура РСБН-5С обеспечивает индикацию местоположения самолета на

индикаторе кругового обзора наземного оборудования системы РСБН.

При отсутствии информации по радиоканалу аппаратура РСБН-5С обеспечивает

навигацию самолета по автономным данным.

Основные тактико-технические данные аппаратуры РСБН-5С:

а) дальность действия аппаратуры в режиме радиокоррекции при работе с ра-

диомаяком РСБН ограничивается пределами прямой видимости и составляет на высоте

полета 1000 м не менее 115 км;

б) дальность действия аппаратуры при работе с радиомаяком ПРМГ составляет:

по дальномерному каналу:

на высоте полета 10000 м не менее 180 км;

195

на высоте полета 1000 м не менее 80 км;

на высоте полета 300 м не менее 20 км:

по каналу курса:

на высоте полета 10000 м не менее 180 км;

на высоте полета 1000 м не менее 80 км;

на высоте полета 300 м не менее 20 км;

по каналу глиссады на высоте полета 300 м не менее 20 км:

в) максимальная ошибка измерения в режиме радиокоррекции составляет:

по азимуту не более 0,25° (точность индикации азимута на указателе 2°);

по номинальной дальности не более 0,25 км;

г) величина радиуса зоны неустойчивой радиокоррекции над радиомаяком со-

ставляет:

на высоте полета 5000 м не более 5 км;

на высоте полета 3000м не более 3 км;

д) количество каналов связи «земля-самолет» и «самолет-земля» как при работе

с радиомаяком РСБН (режим «Навигация»), так и при работе с радиомаяком ПРМГ

(режим «Посадка») равно 40.

На правой панели передней кабины размещен пульт управления, который обес-

печивает выбор необходимого канала в режимах «Навигация» и «Посадка», контроль

наличия радиокоррекции или исправности каналов дальности и азимута, регулировку

громкости позывных наземной станции, установку нуля азимута и начальную установ-

ку значений азимута и дальности. Кроме того, на правой панели передней кабины раз-

мещены переключатель выбора режимов работы аппаратуры РСБН-5С «Навигация-

Посадка-Пробивание облачности», регулятор яркости подсвета пульта управления

РСБН-5С, кнопки контроля исправности РСБН-5С и опознавания.

На левой панели в передней кабине установлен выключатель ПРОСЛУШИВА-

НИЕ позывного наземного радиомаяка РСБН.

На правом табло на приборной доске передней кабины установлены лампы

ПРОБИВ. ОКОНЧЕНО и СОГЛАС. АЗИМУТА.

На правой панели в задней кабине установлена кнопка ИСКРА, СОГЛАС. ЗА-

ДАННОГО АЗИМУТА, а на правом табло приборной доски задней кабины - лампы

АЗИМУТ ТОЧНО и ДАЛЬНОСТЬ ТОЧНО.

Включение аппаратуры РСБН-5С осуществляется из передней кабины АЗС

ПРЕОБРАЗ., ИСКРА и АГД-ГМК на основном электрощитке и АЗС ПТ-500Ц на до-

полнительном электрощитке передней кабины.

Автоматический радиокомпас РКЛ-41

Автоматический радиокомпас РКЛ-41 обеспечивает отсчет курсового угла ра-

диостанции, на которую настроен радиокомпас, и позволяет:

производить полет на радиостанцию и от нее с визуальной индикацией курсового

угла радиостанции;

определять пеленг на радиостанцию;

выполнять заходы на посадку по системе ОСП;

работать в качестве резервного связного радиоприемника на средних волнах.

Радиокомпас РКЛ-41 работает:

в режимах «Кавт.» и «Круч.»; эти режимы являются основными и служат для авто-

матического пеленгования радиостанции с той лишь разницей, что в режиме

«Кавт.» осуществляется автоматический переход по сигналам маркерного радио-

приемника с частоты ДПРС на частоту БПРС, а в режиме «Круч.» эта операция вы-

полняется вручную;

196

в режиме «Антенна», предназначенном для прослушивания позывных приводных

радиостанций и ШBPC и настройки РКЛ-41 на заданную частоту, режим может ис-

пользоваться при отказе самолетной УКВ радиостанции;

в режиме «Рамка», предназначенном для слухового пеленгования приводных ра-

диостанций.

Основные тактико-технические данные радиокомпаса РКЛ-41 следующие:

непрерывный диапазон частот - от 150 до 1800 кГц;

питание: по постоянному току 27 В, по переменному - напряжением 115 В (400 Гц);

дальность действия по приводной радиостанции ПАР-8СС при высоте полета 1000

м - 180 км; при этом ошибка в определении истинного пеленга должна быть не бо-

лее ±10°, колебания стрелки указателя пеленга - не более ±3°, в режиме «Антенна»

позывные должны прослушиваться удовлетворительно, а стрелка индикатора

настройки должна иметь заметные отклонения;

величина зоны неустойчивых показаний радиокомпаса при полете наземной при-

водной радиостанции составляет не более высоты полета самолета.

Антенны радиокомпаса размещены: ненаправленная поверхностного типа, со-

стоящая из двух частей и являющаяся частью гаргрота фюзеляжа - между шпангоутами

25-28; направленная гониометрическая неподвижная - под фюзеляжем между шпанго-

утами 15-17.

Пульты управления радиокомпасом размещены в передней и задней кабинах на

правых панелях.

Указатели курса и сигнализации АВТОМ. ПЕРЕКЛ. БЛИЖНЯЯ на правом табло

размещены на приборных досках в передней и задней кабинах.

Включение радиокомпаса производится из передней кабины, для чего необхо-

димо включить на основном электрощитке АЗС ПРЕОБРАЗ., на дополнительном элек-

трощитке АЗС АРК и перевести переключатель на пульте управления радиокомпаса из

положения ВЫКЛ. в одно из следующих положений: КАВТ, КРУЧ., АНТЕННА, РАМ-

КА.

Радиовысотомер малых высот РВ-5

Предназначен для определения истинной высоты полета над земной поверхно-

стью в диапазоне от 0 до 750 м и для сигнализации летчику о снижении самолета ниже

заданной опасной высоты полета.

Основные тактико-технические данные РВ-5:

диапазон измеряемых высот от 0 до 750 м;

точность измерения высоты по указателю от 0 до 10 м - ±0,8 м, а от 10 до 750 м -

±8% измеряемой высоты;

мощность передатчика - не менее 0,4 Вт;

звуковая и световая сигнализации могут задаваться любые в диапазоне от 0 до 750

м;

сигнализация опасной (заданной) высоты полета осуществляется подачей в теле-

фоны летчиков непрерывного сигнала частотой 400 Гц в течение 3-8 с и загоранием

на указателях красного сигнального табло ОПАСН. ВЫСОТА в передней кабине;

точность сигнализации опасной высоты по отношению к показаниям высоты указа-

телем радиовысотомера на высотах 2-10 м - ±0,5 м и на 10-750 м - ±5%;

на высотах более 750 м стрелка устанавливается на правом упоре в черном секторе

шкалы;

показания радиовысотомера не зависят от покрова местности и атмосферных усло-

вий.

Особенности работы радиовысотомера:

197

отдельные крупные строения, возвышенности, овраги, крутые берега рек и озер от-

мечаются изменениями показаний высоты;

на углах тангажа и кренах более 25° показания радиовысотомера неточные (особен-

но при полетах над лесом, постройками и др.), пользоваться радиовысотомером в

этих случаях не рекомендуется;

нецелесообразно пользоваться радиовысотомером при полетах над горной местно-

стью, когда резкие изменения расстояний от летящего самолета до земли могут пре-

вышать диапазон измеряемых высот.

Антенны радиовысотомера размещены в нижней части фюзеляжа самолета: впе-

реди - приемная, сзади - передающая.

Указатели высоты с сигнальным табло - потенциометром ОПАСН. ВЫСОТА,

лампой-кнопкой КОНТРОЛЬ размещены в левой части приборных досок в передней и

задней кабинах, дополнительная сигнализация ОПАСНАЯ ВЫСОТА - на левом свето-

вом табло на приборной доске передней кабины.

Для включения радиовысотомера необходимо включить на основном электро-

щитке передней кабины АЗС ПРЕОБРАЗ. и МРП-РВ.

Маркерный радиоприемник МРП-56ПС

Служит для определения момента пролета самолета над наземными маркерными

радиомаяками.

Основные тактико-технические данные МРП-56ПС:

частота модуляции 3000 Гц;

высота срабатывания не менее 2000 м;

при пролете наземного маркерного радиомаяка срабатывает световая и звуковая (в

телефоны летчиков) сигнализация.

Антенна маркерного радиомаяка размещена в нижней части фюзеляжа между

шпангоутами № 18 и 20.

Сигнальный трафарет МАРКЕР установлен в правом световом табло на прибор-

ной доске в передней и задней кабинах.

Для включения маркерного радиоприемника необходимо включить на основном

электрощитке передней кабины АЗС ПРЕОБРАЗ. и МРП-РВ.

РАДИОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Пульт управления СРО-2М и щиток ВЗРЫВ-БЕДСТВИЕ расположены на пра-

вом борту передней кабины, антенны - в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, под

конусными радиопрозрачными обтекателями консольных крыльевых топливных баков.

Для включения СРО-2М необходимо включить на основном и дополнительном

электрощитках передней кабины АЗС СРО, а на пульте управления сдвоенный выклю-

чатель ПИТАНИЕ.

ВООРУЖЕНИЕ САМОЛЕТА

Самолет Л-39 оборудован бомбардировочным и ракетным (неуправляемым и

учебным управляемым) вооружением, а также прицельным и фотоконтрольным обору-

дованием.

Вооружение, прицельное и фотоконтрольное оборудование самолета Л-39 пред-

назначены для выполнения следующих задач:

прицельного бомбометания (фотобомбометания) с пикирования авиабомбами ка-

либра 50-100 кг;

198

прицельной стрельбы неуправляемыми ракетами типа С-5

(фотострельбы) по

наземным целям с пикирования;

имитации пуска управляемых ракет по воздушным целям с использованием учеб-

ных ракет И-318;

фотострельбы по воздушным целям.

Расположение органов управления вооружением в кабинах самолета

Органы управления бомбардировочным и ракетным (неуправляемым и управля-

емым) вооружением, а также органы управления прицельным и фотоконтрольным обо-

рудованием расположены.

а) в передней кабине:

на среднем пульте - АЭС ОРУЖИЕ, УБ-16, ДСП, ФКП, ОБОГРЕВ СС, НАКАЛ СС,

реостат ГРОМК. СС, сигнальные табло зеленого цвета, сигнализирующие о наличии

подвесок на держателях, сигнальные табло ГОТОВ, СС, ВЗРЫВ, ПУС 0; переклю-

чатели ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ, АВАР. СБРОС, АВАР. ВЗРЫВ-НЕВЗРЫВ, пере-

ключатель вариантов стрельбы 2РС-АВТ.-4РС; пульт ПУ-ЭКСР-46;

на кронштейне прицела АСП-ЗНМУ-39 - выключатель радиодальномера

«Квант»,

сигнальная лампа КВАНТ, кнопка СБРОС ЦЕЛИ, сигнальные табло ЗАХВАТ ЦЕ-

ЛИ, ОПАСНАЯ ПЕРЕГР., ВЫХОД ИЗ АТАКИ, РАЗРЕШ. ДАЛЬНОСТЬ, указатель

дальности ЛУН 1770-8;

на основном электрощитке правого пульта - АЗС ПРЕОБРАЗ., РТЛ, КВАНТ;

на вспомогательном электрощитке правого пульта - АЗС УПРАВЛ., СИГНАЛ.,

АВАР. СБРОС, САРПП ЭКСР-46 КЛ-39;

на ручке управления самолетом - боевая кнопка, кнопка включения ФКП;

на ручке управления двигателем (рис. 55) - рукоятка привода реостата дальности.

б) в задней кабине:

над приборной доской - сигнальные табло зеленого цвета, сигнализирующие о

наличии подвесок на держателях, сигнальные табло СС, ЗАХВАТ ЦЕЛИ, ОПАС-

НАЯ ПЕРЕГР., ВЫХОД ИЗ АТАКИ, ВЗРЫВ, ГОТОВ, СБРОС ПУСК, РАЗРЕШ.

ДАЛЬНОСТЬ, НАКАЛ, ОБОГРЕВ, указатель дальности ЛУН 1770-8;

на правом пульте - выключатель СЕТЬ, АЗС СИГНАЛИЗ., ОРУЖИЕ, переключате-

ли АВАР. СБРОС и АВАР. ВЗРЫВ-НЕВЗРЫВ.

На самолетах до 5-й серии элементы управления вооружением по составу и рас-

положению имеют следующие отличия:

а) в передней кабине:

на среднем пульте (рис. 57) отсутствуют АЗС УБ-16, сигнальное табло ГОТОВ, пе-

реключатель АВАР. ВЗРЫВ-НЕВЗРЫВ; вместо двухпозиционного переключателя

АВАР. СБРОС установлен трехпозиционный переключатель (закрывается предо-

хранительным колпачком в нейтральном положении);

на вспомогательном электрощитке правого пульта питание электроцепей аварийно-

го сбрасывания подвесок и кассеты ЭКСР-46 выполнено от одного АЗС ЭКСР-46

АВАР. СБРОС.

б) в задней кабине:

над приборной доской (рис. 58) отсутствуют сигнальные табло зеленого цвета, сиг-

нализирующие о наличии подвесок на держателях, сигнальные табло СС, ВЗРЫВ,

ГОТОВ; вместо сигнального табло СБРОС ПУСК установлено табло СПУСК

ОРУЖИЯ;

на правом пульте (рис. 60) отсутствует переключатель АВАР. ВЗРЫВ-НЕВЗРЫВ и

вместо двухпозиционного переключателя АВАР. СБРОС установлен трехпозицион-

ный переключатель

(закрывается предохранительным колпачком в нейтральном

положении).

199

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Система управления вооружением из

задней кабины на самолетах всех серий выполнена таким образом, что с

помощью АЗС ОРУЖИЕ обеспечивается отключение электрических си-

стем управления боевым сбрасыванием авиабомб и стрельбой неуправля-

емыми ракетами независимо от положения элементов управления воору-

жением в передней кабине.

2. На самолетах всех серий установлена блокировка электрических

систем управления боевым сбрасыванием авиабомб и стрельбой неуправ-

ляемыми ракетами при скорости полета менее 310 км/ч.

Блокировочное реле запитывается через АЗС УПРАВЛ.

Указанную блокировку необходимо использовать для предохране-

ния при работе с оружием на земле, оставляя АЗС УПРАБЛ. в положении

ВКЛЮЧЕНО.

Бомбардировочное вооружение

В состав бомбардировочного вооружения входят:

крыльевые балочные держатели Л39М-117, Л39М-118;

боевая и аварийная электрические системы управления сбрасыванием авиабомб;

электрическая система управления взведением взрывателей (механизмы МПИ);

механическая система управления взведением взрывателей (прутки УВП-ИС и ме-

ханизмы «Взрыв-невзрыв»);

электрическая система сигнализации наличия авиабомб на балочных держателях.

Крыльевые балочные держатели Л39М-117, Л39М-118 оборудованы серийными

замками ДЗ-57Д и предназначены для ПОДВЕСКИ авиабомб калибра 50-100 кг; блоков

УБ-16-57У и пусковых устройств АПУ-13М1 с ракетами И-318. На держателях уста-

новлен автомат одновременного сброса (АОС), который без вмешательства летчика во

всем диапазоне скоростей полета самолета выполняет автоматическое сбрасывание

оставшегося блока (пускового устройства с ракетой) в случае самопроизвольного отде-

ления от самолета одного из двух блоков (пусковых устройств с ракетами).

Сбрасывание авиабомб от боевой системы управления производится только на

взрыв одиночно и залпом из передней кабины при скорости полета самолета более 310

км/ч (при скорости полета менее 310 км/ч боевая система управления блокируется спе-

циальным реле, отключающим цепь сбрасывания авиабомб при выпущенных закрыл-

ках). Управление сбрасыванием авиабомб осуществляется от боевой кнопки.

Для сбрасывания авиабомб от боевой системы необходимо:

включить АЗС ОРУЖИЕ, СИГНАЛИЗ. и выключатель СЕТЬ в задней кабине, АЗС

СИГНАЛ., УПРАВЛ., ОРУЖИЕ, АСП, ФКП (для включения прицела АСП-3НМУ-

39) в передней кабине; при этом в обеих кабинах загорятся сигнальные табло зеле-

ного цвета, сигнализирующие о наличии авиабомб на держателях, и сигнальные

табло ГОТОВ желтого цвета (загораются при скорости полета самолета более 310

км/ч), сигнализирующие о подключении электрической цепи боевой системы

управления сбрасыванием авиабомб;

установить переключатель ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ в передней кабине в положение

ЛЕВАЯ (для сбрасывания одной авиабомбы) или ПРАВАЯ ОБЕ (для сбрасывания

второй авиабомбы или двух авиабомб одновременно);

откинуть предохранительную скобу и нажать боевую кнопку, при этом в зависимо-

сти от положения переключателя ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ будут сброшены одна или

две авиабомбы и соответственно погаснут в обеих кабинах сигнальные табло зеле-

ного цвета; в задней кабине загорится сигнальное табло СБРОС ПУСК белого цвета

(табло горит в течение времени удерживания кнопки в нажатом положении).

Примечание. При проверке боевой системы управления сбрасыванием авиабомб на земле необ-

ходимо выключить АЗС УПРАВЛ. в передней кабине (отключить блокировку системы).

200

Сбрасывание авиабомб от аварийной системы управления производится залпом

на взрыв или невзрыв во всем диапазоне скоростей полета из обеих кабин самолета.

Управление аварийным сбрасыванием авиабомб осуществляется от переключа-

телей АВАР. СБРОС.

Для аварийного сбрасывания авиабомб на взрыв необходимо:

включить АЗС СИГНАЛИЗ. и выключатель СЕТЬ в задней кабине, АЗС АВАР.

СБРОС, СИГНАЛ, в передней кабине; при этом в обеих кабинах загорятся сигналь-

ные табло зеленого цвета, сигнализирующие о наличии авиабомб на держателях;

установить переключатель АВАР. ВЗРЫВ-НЕВЗРЫВ в передней (или задней) ка-

бине в положение ВЗРЫВ, при этом в обеих кабинах загорятся сигнальные табло

ВЗРЫВ красного цвета, сигнализирующие о подключении электрической цепи

«Взрыв» аварийной системы управления сбрасыванием авиабомб;

откинуть предохранительный колпачок и установить переключатель АВАР. СБРОС

в передней (задней) кабине в верхнее положение, при этом будут сброшены на

взрыв обе авиабомбы и в обеих кабинах погаснут сигнальные табло зеленого цвета.

Для аварийного сбрасывания авиабомб на невзрыв необходимо:

включить АЗС СИГНАЛИЗ. и выключатель СЕТЬ в задней кабине, АЗС АВАР.

СБРОС, СИГНАЛ, в передней кабине; при этом в обеих кабинах загорятся сигналь-

ные табло зеленого цвета, сигнализирующие о наличии авиабомб на держателях;

откинуть предохранительный колпачок и установить переключатель АВАР. СБРОС

в передней (задней) кабине в верхнее положение, при этом будут сброшены на не-

взрыв обе авиабомбы и в обеих кабинах погаснут сигнальные табло зеленого цвета.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Аварийная система управления сбрасыва-

нием авиабомб из передней кабины выполнена зависимой от положения

переключателя АВАР. ВЗРЫВ-НЕВЗРЫВ в задней кабине. При установ-

ке переключателя АВАР. ВЗРЫВ-HEВЗРЫВ в задней кабине в положе-

ние ВЗРЫВ или НЕВЗРЫВ авиабомбы будут сброшены соответственно

на взрыв или невзрыв независимо от того, в какое положение установлен

переключатель АВАР. ВЗРЫВ-НЕВЗРЫВ в передней кабине.

Неуправляемое ракетное вооружение

В состав неуправляемого ракетного вооружения входят:

два шестнадцатиствольных блока УБ-16-57У;

прибор управления стрельбой ПУС-36ДМ;

крыльевые балочные держатели Л39М-117 Л39М-П8;

электрические системы управления стрельбой неуправляемыми ракетами и сигна-

лизации.

Блоки УБ-16-57У подвешиваются на держатели с помощью рым-болтов и уста-

навливаются в пристрелочно положении параллельно продольной оси самолета. Ос-

новными частями блока УБ-16-57У являются 16 стволов ракетных орудий калибра 57

мм с держателями ракет, кожух, передний и задний обтекатели, электропроводка.

Прибор управления стрельбой ПУС-36ДМ предназначен для распределения и

посылки импульсов тока в электрозапалы ракет обоих блоков.

Электрическая система управления стрельбой неуправляемыми ракетами позво-

ляет вести серийную стрельбу при скорости полета самолета более 310 км/ч ракетами

из двух блоков УБ-16-57У в следующих вариантах:

по 32 ракеты в серии (по 16 ракет из каждого блока);

по 4 ракеты в серии (по 2 ракеты из каждого блока);

по 2 ракеты в серии (по 1 ракете из каждого блока).

201

Временной интервал между выстрелами в серии составляет 0,025 с. Управление

стрельбой осуществляется от боевой кнопки из передней кабины.

В целях исключения стрельбы при выпущенных закрылках систем управления

стрельбой блокируется специальным реле, срабатывающим в полетах самолета на ско-

ростях менее 310 км/ч.

Для выполнения стрельбы неуправляемыми ракетами необходимо:

включить АЗС ОРУЖИЕ, СИГНАЛИЗ. и выключатель СЕТЬ в задней кабине, АЗС

СИГНАЛ., УПРАВЛ., АВАР. СБРОС, ОРУЖИЕ, УБ-16, АСП, ФКП (для включения

прицела АСП-ЗНМУ-39) в передней кабине;

установить переключатель вариантов стрельбы 2РС-АВТ.-4РС в положение, соот-

ветствующее выбранному варианту стрельбы, при этом в обеих кабинах загорятся

сигнальные табло зеленого цвета, сигнализирующие о наличии блоков УБ-16-57У

на держателях, сигнальные табло ГОТОВ желтого цвета (загораются при скорости

полета самолета более 310 км/ч), сигнализирующие о подключении электрической

цепи системы управления стрельбой неуправляемыми ракетами, и сигнальное табло

ПУС 0 белого цвета в передней кабине;

откинуть предохранительную скобу и нажать боевую кнопку (кнопку удерживать в

нажатом положении в течение 0,5-1 с в зависимости от количества ракет в серии),

при этом в соответствии с выбранным вариантом стрельбы будет отстреляно 2, 4

или 32 ракеты и погаснет табло ПУС 0; в задней кабине загорится сигнальное табло

СБРОС ПУСК белого цвета (табло горит в течение времени удерживания кнопки в

нажатом положении).

Примечание. При проверке системы управления стрельбой неуправляемыми ракетами на земле

необходимо выключить АЗС УПРАВЛ. в передней кабине (отключить блокировку системы).

Сбрасывание блоков УБ-16-57У в аварийной обстановке осуществляется от ава-

рийной системы управления сбрасыванием подвесок (авиабомб, блоков УБ-16-57У,

пусковых устройств АПУ-13М1 с ракетами И-318).

Для аварийного сбрасывания блоков УБ-16-57У необходимо:

включить АЗС СИГНАЛИЗ. и выключатель СЕТЬ в задней кабине, АЗС АВАР.

СБРОС, СИГНАЛ, в передней кабине, при этом загорятся в обеих кабинах сигналь-

ные табло зеленого цвета, сигнализирующие о наличии блоков УБ-16-57У на дер-

жателях;

откинуть предохранительный колпачок и установить переключатель АВАР. СБРОС

в передней (задней) кабине в верхнее положение, при этом будут сброшены оба

блока и погаснут сигнальные табло зеленого цвета.

При подвеске блоков ракетных орудий на держатели к электроцепи аварийной

системы управления сбрасыванием автоматически подключается цепь автомата одно-

временного сброса (АОС) блоков, с помощью которой производится сбрасывание

оставшегося блока при самопроизвольном отделении от самолета одного из двух бло-

ков.

Н а с а м о л е т а х д о

5-й с е р и и

Для выполнения стрельбы неуправляемыми ракетами необходимо:

включить АЗС ОРУЖИЕ, СИГНАЛИЗ. и выключатель СЕТЬ в задней кабине, АЗС

СИГНАЛ., УПРАВЛ., ОРУЖИЕ, АСП, ФКП в передней кабине, при этом в перед-

ней кабине загорятся сигнальные табло зеленого цвета, сигнализирующие о нали-

чии блоков УБ-16-57У на держателях, сигнальное табло ПУС 0 белого цвета и сиг-

нальное табло ВЗРЫВ красного цвета (загорается при скорости полета самолета бо-

лее

310 км/ч), сигнализирующее о подключении электрической цепи системы

управления стрельбой неуправляемыми ракетами;

202

установить переключатель вариантов стрельбы 2РС-АВТ.-4РС в положение, соот-

ветствующее выбранному варианту стрельбы;

откинуть предохранительную скобу и нажать боевую кнопку, при этом в соответ-

ствии с выбранным вариантом стрельбы будет отстреляно 2, 4 или 32 ракеты; в зад-

ней кабине загорится сигнальное табло СПУСК ОРУЖИЯ белого цвета.

Для аварийного сбрасывания блоков УБ-16-57У необходимо:

включить АЗС СИГНАЛИЗ. и выключатель СЕТЬ в задней кабине, АЗС СИГНАЛ.,

ЭКСР-46 АВАР. СБРОС в передней кабине, при этом в передней кабине загорятся

сигнальные табло зеленого цвета, сигнализирующие о наличии блоков УБ-16-57У

на держателях;

установить переключатель АВАР. СБРОС в передней (задней) кабине в положение

НЕВЗРЫВ, при этом будут сброшены оба блока и погаснут сигнальные табло зеле-

ного цвета.

Основные данные неуправляемых ракет приведены в табл. 17.

Таблица 17

Основные характеристики

С-5К

С-5М

Калибр, мм

Тип взрывателя

В-5К

В-5М1

Управляемое ракетное вооружение

В состав управляемого ракетного вооружения входят:

две учебные управляемые ракеты И-318;

два пусковых устройства АПУ-13М1;

крыльевые балочные держатели Л39М-118;

самолетный радиолокационный СРД-5МК («Квант»);

вычислитель разрешенной дальности ВРД-2А;

датчик перегрузок МП-28А;

указатели дальности ЛУН 1770-8 в передней и задней кабинах;

электрические системы питания, сигнализации и управления пуском ракет И-318.

Управляемое ракетное вооружение позволяет имитировать пуск ракет при ско-

рости полета самолета более 310 км/ч, а также контролировать правильность действий

летчика (с помощью самописцев, установленных на ракетах).

Авиационные пусковые устройства АПУ-13М1 предназначены для подвески,

транспортировки и обеспечения электропитанием ракет И-318.

Пусковые устройства подвешиваются на держатели с помощью бугелей и уста-

навливаются в пристрелочном положении параллельно продольной оси самолета.

Основными частями пускового устройства являются:

балка (силовой элемент) с направляющими для подвески ракет, кожухом, передним

и задним обтекателями;

стопорная защелка с антивибраторами, удерживающая ракету на пусковом устрой-

стве;

электрическое пусковое устройство ЭПУ-13ТБ1, предназначенное для питания ра-

кеты, определения исправности и обеспечения сигнализации о готовности ракеты к

пуску.

Радиолокационный дальномер «Квант» предназначен для определения дально-

сти до цели, скорости сближения с целью и определения (совместно с вычислителем

разрешенной дальности ВРД-2А) разрешенной дальности пуска ракет.

Дальномер обеспечивает:

автоматическое определение текущей дальности до цели и выдачу ее значения на

указатели дальности ЛУН 1770-8;

203

автоматическое сравнение текущей дальности с разрешенной дальностью пуска ра-

кет и выдачу сигнала разрешенной дальности на сигнальные табло РАЗРЕШ.

ДАЛЬНОСТЬ;

выдачу сигнала о необходимости выхода из атаки на сигнальные табло ВЫХОД ИЗ

АТАКИ.

Основные данные радиодальномера «Квант»:

дальность действия по захвату цели типа Л-39 не менее 3,5 км;

минимальная высота боевого применения 2000 м;

ошибка в определении дальности ±100 м;

разрешающая способность по дальности не хуже 200 м;

мертвая зона радиодальномера не более 300 м;

диаграмма направленности антенны (на уровне половинной мощности) в пределах

6º,

мощность в импульсе 5-7 кВт;

время подготовки к работе 2-2,5 мин.

Комплект блоков радиодальномера «Квант» размещен в носовой части фюзеля-

жа, антенна радиодальномера размещена также в носовой части фюзеляжа (под конус-

ным радиопрозрачным обтекателем).

Для включения радиодальномера «Квант» необходимо:

включить выключатель СЕТЬ в задней кабине, АЗС ПРЕОБРАЗ., КВАНТ и выклю-

чатель КВАНТ в передней кабине, при этом наличие высокого напряжения контро-

лируется по загоранию сигнальной лампы КВАНТ.

Захват цели радиодальномером контролируется по загоранию в обеих кабинах

сигнальных табло ЗАХВАТ ЦЕЛИ зеленого цвета. Управление сбросом цели осу-

ществляется от кнопки СБРОС ЦЕЛИ в передней кабине.

Текущая дальность до цели контролируется по указателям дальности ЛУН 1770-

8, разрешенная дальность пуска ракет - по загоранию сигнальных табло РАЗРЕШ.

ДАЛЬНОСТЬ зеленого цвета в обеих кабинах.

Захват цели ракетой сигнализируется подачей звукового сигнала в телефоны

летчика.

Выход из атаки контролируется по загоранию в обеих кабинах сигнальных табло

ВЫХОД ИЗ АТАКИ красного цвета.

Датчик перегрузок МП-28А предназначен для измерения перегрузки и подклю-

чения электрической цепи сигнализации при достижении перегрузки 2 (загораются в

обеих кабинах сигнальные табло ОПАСНАЯ ПЕРЕГР. красного цвета).

Пуск ракет разрешается, если звучит сигнал захвата цели ракетой, горят сиг-

нальные табло РАЗРЕШ. ДАЛЬНОСТЬ, перегрузка самолета не превышает 2 (не горят

сигнальные табло ОПАСНАЯ ПЕРЕГР.).

Управление пуском ракет (имитация пуска) осуществляется от боевой кнопки из

передней кабины.

Для выполнения имитации пуска управляемых ракет необходимо:

включить АЗС ОРУЖИЕ, СИГНАЛИЗ. и выключатель СЕТЬ в задней кабине, АЗС

СИГНАЛ., УПРАВЛ., ОРУЖИЕ, АСП, ФКП (для включения прицела АСП-ЗНМУ-

39), ОБОГРЕВ СС, НАКАЛ СС, ПРЕОБРАЗ. КВАНТ, РТЛ (для включения радио-

станции) в передней кабине; при этом загорятся в обеих кабинах (на самолетах до 5-

й серии только в передней кабине) сигнальные табло зеленого цвета, сигнализиру-

ющие о наличии пусковых устройств па держателях, и сигнальные табло СС зеле-

ного цвета; в задней кабине загорятся сигнальные табло НАКАЛ, ОБОГРЕВ зелено-

го цвета.

На самолетах до 5-й серии, кроме того, загорится в передней кабине сигнальное

табло ВЗРЫВ красного цвета (при скорости полета самолета более 310 км/ч), сигнали-

204

зирующее о подключении электрической цепи системы управления пуском управляе-

мых ракет:

установить переключатель ЛЕВАЯ-ПРАВАЯ ОБЕ в положение ЛЕВАЯ (для вы-

полнения имитации пуска левой ракеты) или ПРАВАЯ ОБЕ (для выполнения ими-

тации пуска правой ракеты);

при условиях, разрешающих пуск, откинуть предохранительную скобу и нажать бо-

евую кнопку (кнопку удерживать в нажатом положении в течение 2-2,5 с в целях

обеспечения нормальной работы самописцев ракет), при этом в соответствии с вы-

бранным вариантом самописцы зафиксируют условия выполнения имитации пуска;

в задней кабине загорится сигнальное табло СБРОС ПУСК белого цвета (на самоле-

тах до 5-й серии сигнальное табло СПУСК ОРУЖИЯ).

Примечание. При проверке системы управления пуском ракет на земле необходимо выключить

АЗС УПРАВЛ. в передней кабине (отключить блокировку системы).

Сбрасывание пусковых устройств АПУ-13М1 с ракетами И-318 в аварийной об-

становке осуществляется от аварийной системы управления сбрасыванием подвесок

(авиабомб, блоков УБ-16-57У, пусковых устройств АПУ-13Л11 с ракетами И-318).

Для аварийного сбрасывания пусковых устройств АПУ-13М1 с ракетами И-318

(в том числе и на самолетах до 5-й серии) необходимо выполнить операции, изложен-

ные в описании неуправляемого ракетного вооружения.

При подвеске пусковых устройств с ракетами на держатели к электроцепи ава-

рийной системы управления сбрасыванием автоматически подключается цепь автомата

одновременного сброса (АОС) пусковых устройств, с помощью которой производится

сбрасывание оставшегося пускового устройства с ракетой при самопроизвольном отде-

лении от самолета одного из двух пусковых устройств.

Прицельное и фотоконтрольное оборудование

В состав прицельного оборудования входит авиационный стрелковый прицел

АСП-3НМУ-39, который представляет собой серийный прицел АСП-3НМ, оборудо-

ванный механизмом наклона отражателя.

Механизм наклона отражателя позволяет отклонять оптическую ось прицела

(линию визирования) в вертикальной плоскости на угол от 0 до 20°.

Поворот отражателя производится рукояткой, расположенной на прицельной

головке.

Прицел АСП-3НМУ-39 установлен в передней кабине и предназначен для вы-

полнения прицеливания в режиме работы «Гиро» или «Непод.» при боевом примене-

нии всех вариантов вооружения и при фотострельбе по воздушным и наземным целям.

Основные тактико-технические данные прицела:

наибольший угол упреждения, который строит автоматика прицела, не менее 8°;

возможный диапазон использования углов наклона линии визирования (наклона от-

ражателя) в вертикальной плоскости на самолетах по 5-ю серию включительно со-

ставляет 0-10°;

дальность до цели, вводимая в прицел, 180-800 м;

база цели, устанавливаемая на прицеле, 7-45 м;

угловая величина наибольшего диаметра переменной окружности сетки 122 тыс.;

угловая величина наименьшего диаметра переменной окружности сетки 17,5 тыс.;

угловая величина постоянного диаметра кольца сетки 132 тыс.;

угловая величина диаметра кольца механического визира 132 тыс.

Для включения прицела необходимо включить в задней кабине АЗС ОРУЖИЕ и

выключатель СЕТЬ, в передней кабине АЗС АСП, ФКП. При этом в поле зрения при-

цела через отражатель будет видно изображение сетки.

Яркость свечения сетки регулируется реостатом подсвета сетки прицела.

205

Для включения прицела в режим работы «Гиро» необходимо установить пере-

ключатель ГИРО-НЕПОД. на прицельной головке в положение ГИРО.

В состав фотоконтрольного оборудования входит фотоконтрольный прибор

ФКП-2-2, установленный на прицельной головке и предназначенный для контроля ре-

зультатов прицеливания при фотострельбе по воздушным и наземным целям, стрельбе

неуправляемыми ракетами по наземным целям и при бомбометании (фотобомбомета-

нии) с пикирования.

Основные данные фотоконтрольного прибора:

фокусное расстояние объектива 75 мм;

максимальная дальность фотографирования цели размером 10 м 750-800 м;

максимальная дальность фотографирования цели размером 20 м 1300-1500 м;

время непрерывного фотографирования 12 с;

скорость съемки 4-6 кадров в секунду;

ширина применяемой пленки 35 мм;

длина пленки 1,7 м;

число кадров 60;

размер кадра 24х24 мм.

Электропитание на ФКП-2-2 подается при включении АЗС ОРУЖИЕ и выклю-

чателя СЕТЬ в задней кабине. АЗС ОРУЖИЕ и АСП, ФКП в передней кабине самолета.

Включение осуществляется нажатием боевой кнопки, при этом производится

фотографирование прицельной сетки и цели.

Работа прибора контролируется по вращению сигнального стробоскопического

диска на крышке прибора.

Кроме того, работоспособность прибора можно проверить при нажатии кнопки

ФКП на ручке управления самолетом в передней кабине.

Установка кассеты сигнальных ракет ЭКСР-46

Электрифицированная кассета сигнальных ракет ЭКСР-46 предназначена для

выполнения стрельбы сигнальными ракетами.

Установка состоит из пульта управления стрельбой ПУ-ЭКСР-46 и одной четы-

рехствольной кассеты под серийные сигнальные ракеты калибра 26 мм.

Для стрельбы сигнальными ракетами необходимо:

включить АЗС САРПП ЭКСР-46 КЛ-39 (на самолетах до 5-й серии - АЗС ЭКСР-46

АВАР. СБРОС) и выключатель СИГНАЛ. РАКЕТЫ на ПУ-ЭКСР-46 в передней ка-

бине:

нажать соответствующую цвету сигнальной ракеты кнопку на пульте ПУ-ЭКСР-46.

ГЕРМЕТИЧЕСКАЯ КАБИНА.

СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА КАБИНЫ

И СНАРЯЖЕНИЯ ЛЕТЧИКОВ

Герметическая кабина вентиляционного типа представляет герметизированный

отсек фюзеляжа, закрытый сверху откидными частями фонаря. Кабина двухместная:

впереди - рабочее место курсанта, сзади - инструктора.

Герметизация откидных частей фонаря и козырька передней кабины (рис. 48)

осуществляется резиновыми шлангами (10, 17 и 19), в которые подается воздух давле-

нием 1,8-2,55 кгс/см². Воздух в систему герметизации поступает из баллона емкостью 2

л (4) с давлением 150 кгс/см² через понижающие редукторы 150х50 кгс/см² (12) и

50х1,5 кгс/см² (13). Кран герметизации (16) откидных частей фонаря и козырька перед-

ней кабины сблокирован с рукояткой (15) включения подачи воздуха в кабину КОН-

206

САМОЛЕТ Л-39. РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ (1988 год) - часть 3