содержание .. 2 3 4
САМОЛЕТ Л-39. РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ (1988 год) - часть 4
Герметизация откидных частей фонаря и козырька передней кабины происходит
после закрытия откидных частей фонаря, закрытия их замков с последующим переме-
щением рукоятки КОНДИЦ.-ГЕРМЕТ. вперед. Разгерметизация производится обрат-
ным движением рукоятки. В случае открытия замков откидных частей фонаря кабины
без предварительной разгерметизации рукояткой или при катапультировании давление
воздуха из шлангов стравливается автоматически. Открытие откидных частей фонаря
без предварительного сброса давления из шлангов не рекомендуется во избежание вы-
хода откидных частей из шарниров подвески.
Для создания нормальных условий экипажу в полете на самолете установлена
система кондиционирования воздуха кабины и снаряжения летчиков.
Наддув, вентиляция и обогрев кабины, а также вентиляция пододежного про-
странства снаряжения летчиков и индивидуальная вентиляция (душирование) произво-
дится воздухом, отбираемым от последней ступени компрессора двигателя (рис. 61).
Отбор воздуха от компрессора осуществляется открытием заслонки (2) с помо-
щью переключателя КОНДИЦ. (36), установленного в обеих кабинах на правых пуль-
тах. Переключатель в задней кабине имеет преимущество в функционировании над пе-
реключателем передней кабины. В эксплуатации переключатель (36) в задней кабине
находится в среднем положении и закрыт предохранителем, управление отбором воз-
духа осуществляется переключателем из передней кабины. Закрытое положение за-
слонки отбора воздуха сигнализируется загоранием табло КОНДИЦ. ЗАКРЫТО (34).
Воздух от заслонки отбора по трубопроводу проходит фильтр (3), ограничитель
расхода воздуха (4) и дальше поступает в две магистрали: «горячую» и «холодную». В
«холодной» магистрали установлен воздухо-воздушный радиатор (7), турбохолодиль-
ник (8) и водоотделитель (12). «Холодная» магистраль за турбохолодильником (8) раз-
деляется на трубопровод наддува кабины и трубопровод системы вентиляции снаряже-
ния и индивидуальную вентиляцию экипажа. В оба трубопровода через регулирующие
заслонки (6) подается горячий воздух из «горячей» магистрали.
Подача воздуха в кабину к коллекторам обдува остекления фонаря (40) к ногам
летчика
(41) передней кабины осуществляется постановкой рукоятки КОНДИЦ.-
ГЕРМЕТ. (30) в переднее положение. При перемещении рукоятки (30) вперед сначала
происходит герметизация откидных частей фонаря и козырька передней кабины, а за-
тем - открытие крана подачи воздуха (14) в кабину. В полете его рукоятка (14) должна
находиться в переднем крайнем положении.
Регулирование количества воздуха на вентиляцию снаряжения осуществляется
рукояткой ВЕНТИЛЯЦИЯ КОСТЮМА (25), расположенной на левом пульте в обеих
кабинах, а на индивидуальную вентиляцию (душирование) - с помощью насадка (24),
расположенного на правом пульте в обеих кабинах.
При выполнении полетов одним летчиком рукоятка ВЕНТИЛЯЦИЯ КОСТЮ-
МА (25) и насадок индивидуальной вентиляции (24) в задней кабине должны находить-
ся в закрытом положении.
Регулирование температуры воздуха, подаваемого в кабину, на снаряжение и
индивидуальную вентиляцию производится как автоматически с помощью электронно-
го регулятора (19 и 20) температуры, так и вручную.
Органы управления регулированием температуры установлены только на рабо-
чем месте курсанта:
-
для кабины - на щитке КОНДИЦ. КАБИНЫ (32) на правом пульте;
-
для снаряжения и индивидуальной вентиляции - на щитке ОБДУВ-КОСТЮМ (31)
справа приборной доски.
На щитке КОНДИЦ. КАБИНЫ размещены переключатель ТЕПЛО-ХОЛОД-
АВТОМАТ и задатчик температуры с диапазоном температур 10-25°С, на щитке ОБ-
ДУВ-КОСТЮМ управления температурой воздуха на входе в снаряжение (на выходе
209
из насадка индивидуальной вентиляции) - четырехпозиционный переключатель ТЕП-
ЛО-ХОЛОД-АВТОМАТ и задатчик температуры с диапазоном температур 10-80°С.
Переключатели ТЕПЛО-ХОЛОД-АВТОМАТ кроме указанных трех положений
имеют также нейтральное положение.
Для введения в работу системы автоматического регулирования температуры
воздуха в кабине необходимо:
-
установить четырехпозиционный переключатель на щитке КОНДИЦ. КАБИНЫ в
положение АВТОМАТ;
-
установить рукоятку задатчика температуры на желаемую температуру в кабине;
-
включить электропитание от бортовой сети или наземного источника;
-
включить АЗС КОНДИЦ. ВОЗД., АНТИОБЛ.-ОБДУВ ПВД (ЛЕВ. и ПРАВ.), СИГ-
НАЛ на вспомогательном электрощитке и ПРЕОБРАЗ. на основном электрощитке.
Для введения в работу системы автоматического регулирования температуры
воздуха на входе в снаряжение на выходе из насадка индивидуальной вентиляции
необходимо:
-
установить четырехпозиционный переключатель на щитке ОБДУВ-КОСТЮМ в по-
ложение АВТОМАТ;
-
установить рукоятку задатчика температуры на желаемую температуру на входе в
снаряжение (на выходе из насадка индивидуальной вентиляции); рекомендуется в
зависимости от температуры воздуха в кабине задатчик температуры на входе в
спецснаряжение устанавливать на значения температуры, указанные в табл. 18;
-
включить электропитание от бортовой сети или наземного источника;
-
включить АЗС КОНДИЦ. ВОЗД., АНТИОБЛ.-ОБДУВ. ПВД (ЛЕВ. и ПРАВ.), СИГ-
НАЛ (ОБДУВ. ПИЛОТА) на вспомогательном электрощитке и ПРЕОБРАЗ. на ос-
новном электрощитке.
Таблица 18
Положение рукоятки задатчика
Температура в кабине,
температуры на входе в снаря-
°С
жение, °С
+50
10
+25
25
0
33
-25
43
-40
60
-50
80
Ручное управление регулированием температуры воздуха в кабине или на входе
в снаряжение осуществляется четырехпозиционным переключателем постановкой его в
положение ТЕПЛО, если в кабине (на входе в снаряжение) холодно или в положение
ХОЛОДНО, если в кабине (на входе в снаряжение) жарко.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. До устранения недостатка по ограниче-
нию температуры воздуха на входе в снаряжение по «горячей» линии
установка на ТЕПЛО четырехпозиционного переключателя запрещается,
так как в этом случае температура на входе в снаряжение может достичь
180-200°С.
Режим давления в кабине в зависимости от высоты полета поддерживается ав-
томатически регулятором давления АРД-57В (15).
На высотах 0-2000 м избыточное давление в кабине, поддерживаемое регулято-
ром, не превышает 0,05 кгс/см2 по УВПД-20. С увеличением высоты избыточное дав-
ление постепенно нарастает, на высотах 7000 м достигает величины 0,21-0,25 кгс/см2 и
при дальнейшем наборе высоты остается постоянным.
210
Для предохранения кабины от повышенного избыточного давления при отказе
регулятора АРД-57В на самолете установлен предохранительный клапан 127Т (18), ко-
торый срабатывает при избыточном давлении
0,29±0,02 кгс/см2 по УВПД-20.
Предохранительный клапан 127Т также предохраняет кабину от образования в
ней Отрицательного перепада давления.
При образовании в кабине отрицательного перепада давления величиной 0,03-
0,04 кгс/см2 по УВПД-20 необходимо уменьшить скорость полета.
Для контроля в полете величины избыточного давления в кабине на приборных
досках рабочих мест установлены указатели высоты и перепада давления в кабине
УВПД-20 (33).
При образовании в кабине повышенного положительного или отрицательного
перепада давлений на приборных досках отсвечивается табло ДАВЛЕНИЕ В КАБИНЕ
(35).
СРЕДСТВА АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ
Для обеспечения покидания самолета членами экипажа в аварийных случаях на
самолете Л-39 установлены пиротехнические системы аварийного сброса откидных ча-
стей фонарей и катапультные установки ВС-1БРИ.
Системы аварийного сброса откидных частей фонарей, установленные в перед-
ней и задней кабинах самолета, одинаковы. Каждая система состоит из пиромеханизма,
заряжаемого пиропатроном ПК-3М-1, цилиндра открытия замков фонаря, двух теле-
скопических цилиндров принудительного подброса фонаря, трубопроводов, тяг и че-
тырех замков откидной части фонаря.
Аварийное сбрасывание подвижных частей фонарей в полете может быть осу-
ществлено от ручек управления катапультированием, установленных на катапультных
креслах, ручек автономного сброса, установленных на правых бортах кабин самолета, а
также от ручек эксплуатационного открытия замков откидных частей фонарей.
Катапультная установка ВС-1БРИ состоит из катапультного кресла, телескопи-
ческого стреляющего механизма и порохового ракетного двигателя. В качестве направ-
ляющих катапультного кресла используется наружный цилиндр телескопического
стреляющего механизма.
Общий вид катапультного кресла ВС-1БРИ показан на рис. 62.
Катапультное кресло состоит из каркаса, чашки и заголовника. В заголовнике
кресла размещается стабилизирующий парашют, вводимый в действие с помощью спе-
циального механизма. Этот парашют предназначен для обеспечения стабилизированно-
го движения летчика в полете с креслом на начальном участке траектории.
В чашке кресла размещается коробка носимого аварийного запаса НД-39 без
предметов комплектации. Основной спасательный парашют и стабилизирующий пара-
шют летчика располагаются в нише спинки кресла.
Кресло ВС-1БРИ оборудовано объединенной подвесной-привязной системой.
Фиксация ног летчика при катапультировании осуществляется с помощью специаль-
ных лямок, уложенных в кабине. Один конец этих лямок крепится к полу кабины. Дру-
гой конец закреплен на кресле с помощью замка. Открытие замков подвесной-
привязной системы и замков фиксации ног осуществляется автоматически автоматами
ЛУН-5821-8 и ЛУН-5820-8. Кроме того, все замки кресла могут быть открыты летчи-
ком вручную. Ручка аварийного открытия замков кресла расположена на правой сто-
роне чашки кресла. За ней размещена ручка разблокировки кресла с откидной частью
фонаря.
На левой стороне чашки кресла расположены ручка стопорения плечевых рем-
ней, тумблер перемещения чашки кресла по высоте, механизм поворота порохового ра-
кетного двигателя и объединенный разъем коммуникаций.
211
На передней стенке чашки кресла размещена сдвоенная ручка управления ката-
пультированием.
Рис. 62. Общин вид катапультного кресла:
1 - сдвоенная ручка катапультирования; 2 - поясные привязные ремни; 3 - плечевые привязные ремни; 4
- заголовник; 5 - контейнер стабилизирующего парашюта; 6 - парашют летчика
Телескопический стреляющий механизм установлен за спинкой катапультного
кресла, а пороховой ракетный двигатель - под чашкой кресла. При выполнении поле-
тов на самолете Л-39 вес летчика с надетым обмундированием и специальным снаря-
жением не должен превышать 108 кг. При этом рост «сидя» летчика не должен быть
более 98 см.
Для исключения опасности столкновения летчиков между собой при катапуль-
тировании, а также со сбрасываемыми фонарями на самолете установлена электриче-
ская система блокировки очередности катапультирования. Эта система в случае необ-
ходимости может быть отключена летчиком.
Тумблеры РАЗБЛОКИРОВКА КРЕСЛА установлены на правых панелях кабин
самолета.
В случае отказа в срабатывании катапультной установки летчики могут поки-
нуть самолет через борт кабины.
КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И ВЫСОТНОЕ СПЕЦСНАРЯЖЕНИЕ
На самолете для членов экипажа установлен комплект кислородного оборудова-
ния ККО-5 с высотой применения до 40 км. На самолете Л-39, имеющем практический
потолок 11 км, комплект ККО-5 установлен в учебных целях.
Комплектация кислородного оборудования, установленного в передней и задней
кабинах, имеет некоторые отличия. В задней кабине (кабине инструктора) не преду-
смотрено применение высотно-компенсирующего костюма и гермошлема, поэтому не
212
установлены изделия вентиляции подшлемного пространства, манометр избыточного
давления М-2000 и изделия обогрева смотрового стекла гермошлема.
Запас газообразного кислорода (20 л) на борту самолета размещен в четырех ци-
линдрических баллонах МА-4 емкостью 4 л каждый и в двух шаровых баллонах Ш-2
емкостью 2 л каждый. Рабочее давление в кислородной системе 150 кгс/см2.
Принципиальная схема кислородного оборудования самолета показана на рис.
63.
Все полеты можно выполнять в защитном шлеме ЗШ-3 (ЗШ-5) с кислородной
маской КМ-32 (КМ-34). В учебных целях в передней кабине допускается выполнение
полетов в гермошлеме ГШ-6А (ГШ-6М) и высотном компенсирующем костюме ВКК-
6М (ВКК-3М).
При необходимости полеты в обеих кабинах можно выполнять с применением
вентилирующего комбинезона ВК-3М.
В полетах над водной поверхностью разрешается применять следующее спец-
снаряжение:
-
высотный морской спасательный комплект типа ВМСК-4;
-
авиационный спасательный жилет типа АСЖ-58;
-
авиационный спасательный пояс типа АСП-74.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При полетах с гермошлемом типа ГШ-6А
применять спасательный жилет типа АСЖ-68 запрещается.
При использовании вентилируемого снаряжения расход воздуха через него ре-
гулировать по теплоощущению.
Перед надеванием спасательного пояса летчик должен убедиться в наличии
контровки пусковых фишек и шпилек конвертов поплавков.
После надевания пояса (самостоятельно или с помощью специалиста по спец-
снаряжению) сместить поплавки назад, установив их между предплечьями опущенных
рук и лопатками.
Перед надеванием жилета АСЖ-58 для уменьшения раздутия его камер при
подъеме на высоту тщательно удалить из них остаточный воздух сворачиванием (ска-
тыванием) жилета при открытых клапанах мундштуков трубок поддува, после чего
клапаны закрыть. Жилет надевается поверх мехового воротника полетного обмундиро-
вания.
В случае раздутия жилета АСЖ-58 в полете стравить воздух из его камер крат-
ковременным нажатием на мундштуки трубок поддува.
Перед надеванием жилета АСЖ-58Б убедиться, что клапан левого мундштука
(основной камеры) закрыт, клапан правого мундштука (запасной камеры) открыт, а вы-
сотный (дренажный) клапан зачеканен шпилькой.
Перед выполнением полета в ВМСК проверить его состояние и убедиться, что
клапаны сброса воздуха открыты. Вентиляция спецснаряжения летчика (ВМСК-4, ВК-
3М) осуществляется воздухом, подаваемым из системы кондиционирования. Система
вентиляции спецснаряжения проверяется при работающем двигателе. Летчик должен
пользоваться только индивидуальным комплектом спецснаряжения, который подбира-
ется по размерам и подгоняется с помощью врача и техника (механика) по высотному
спецснаряжению.
Перед выполнением полета в спецснаряжении летчик должен уточнить его со-
стояние у техника (механика) по высотному спецснаряжению и при его помощи прове-
рить радиосвязь и герметичность клапанов вдоха и выдоха. При обнаружении неис-
правности применять спецснаряжение запрещается.
Кислородная маска должна надеваться, а смотровой щиток гермошлема должен
закрываться на земле перед выруливанием. В передней кабине в течение всего полета с
213
закрытым щитком ГШ рукоятка крана ВЕНТИЛЯЦИЯ ШЛЕМА должна находиться в
положении ВКЛ.
Рис. 63. Принципиальная схема кислородной системы:
1 - кислородный баллон МА-4; 2 - кислородный баллон Ш-2; 3 - зарядный штуцер с обратным клапа-
ном; 4 - тройник; 5 - индикатор кислорода ИК-52; 6 - регулятор подачи кислорода РПК-52; 7 - кисло-
родный редуктор КР-26А; 8 - кислородный вентиль КВ-2МС; 9 - обратный клапан; 10 - кран вентиляции
шлема КВШ-6; 11 - вентиляционное устройство шлема ВУШ-6; 12 - манометр М-2000; 13 - объединен-
ный разъем коммуникаций ОРК-9А; 14 - кислородный прибор КП-52М; 15 - высотный компенсирую-
щий костюм ВКК-6М; 16 - кислородный парашютный прибор КП-27М; 17 - герметический шлем ГШ-
6А; 18 - кислородная маска КМ-32.
В полете периодически контролировать запас кислорода по манометру, а также
подачу кислорода легочным автоматом (кислородным прибором) по сегментам индика-
тора кислорода.
При уменьшении давления в кислородной системе до 30 кгс/см2 снизиться до
безопасной высоты (4000 м).
В случае неисправности комплекта ККО-5 (ощущается недостаток кислорода,
большое сопротивление при вдохе) или ухудшения самочувствия рукоятку АВАРИЯ на
РПК-52 установить в положение ВКЛ. При этом усилить контроль за запасом кислоро-
да, так как расход кислорода увеличивается в 2-3 раза.
Примечание. На высотах до 2000 м, если рукоятка РПК-52 100% О2-СМЕСЬ установлена в по-
ложении СМЕСЬ, кислород на дыхание не подается и сегменты индикатора кислорода ИК-52 на вдох и
выдох не реагируют.
При включенной вентиляции ГШ сегменты могут не реагировать на вдох и вы-
дох и на высотах более 2000 м. Чтобы убедиться в исправности кислородного оборудо-
вания, необходимо произвести 2-3 глубоких вдоха-выдоха или рукоятку 100% О2-
СМЕСЬ установить в положение 100% О2, при этом сегменты индикатора при вдохе
должны сходиться, а при выдохе расходиться.
При полете в гермошлеме следить за степенью нагрева смотрового стекла гер-
мошлема и при необходимости пользоваться кнопкой быстрого обогрева стекла ГШ.
214
СИСТЕМА ПРОТИВОПЕРЕГРУЗОЧНОГО КОСТЮМА
На самолете установлено два противоперегрузочных автомата давления АД-6Е с
фильтрами АД-5. Воздух к автоматам подается от компрессора двигателя. Для компен-
сации действия перегрузок (nY) может использоваться противоперегрузочный костюм
ППК-1У или противоперегрузочное устройство, вмонтированное в высотный компен-
сирующий костюм ВКК-6М (ВКК-32М).
При использовании ППК-1У, ВКК-3М головка автомата АД-6Е и его предохра-
нительный клапан устанавливаются в положение МИН., при использовании ВКК-6М -
в положение МАКС.
При создании перегрузок в полете подача воздуха в камеры костюма должна
быть плавной, а обжатие тела камерами в местах прилегания должно возрастать
(уменьшаться) по мере увеличения (уменьшения) перегрузки. При резких изменениях
перегрузки возможно резкое изменение давления в камерах костюма и возникновение
неприятных ощущений.
При выводе самолета из пикирования при работе двигателя в режиме малого га-
за давление, выдаваемое автоматом АД-6Е в камеры костюма ВКК-6М (головка авто-
мата и его предохранительный клапан установлены в положение МАКС.), может ока-
заться недостаточным (не соответствующим действующей перегрузке). Поэтому летчик
при работе двигателя в этом режиме должен выполнять вывод самолета из пикирования
более плавно, не создавая больших перегрузок.
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
Самолет Л-39 оборудован воздушно-тепловой противообледенительной систе-
мой воздухозаборников двигателя и переднего козырька кабины летчика (рис. 64).
Крыло и оперение защиты от обледенения не имеют. Включение противообледени-
тельной системы осуществляется как автоматически от сигнализатора обледенения
РИО-3, так и вручную.
Рис. 64. Принципиальная схема противообледенительной системы:
1 - фонарь кабины; 2 - электроблок; 3 - датчик РИО-3; 4 - воздухозаборник; 5 - ограничитель расхода
воздуха; 6 - электромеханизм с заслонкой; 7 - двигатель.
Противообледенительная система (ПОС) предназначена для защиты от обледе-
нения входных кромок воздухозаборников и ВНА двигателя, а также переднего ко-
зырька кабины летчика.
215
Горячий воздух для ПОС отбирается от последней ступени компрессора двига-
теля.
Включение и выключение ПОС производится как автоматически по сигналу от
сигнализатора обледенения РИО-3 (трехпозиционный переключатель АНТИОБЛЕД. в
этом случае должен находиться в положении АВТОМАТ), так и вручную переключате-
лем АНТИОБЛЕД., который находится на правом пульте и имеет три положения; АВ-
ТОМАТ., ВРУЧНУЮ и ЗАКРЫТО. О начале обледенения сигнализирует информаци-
онное табло с символом снежинки на голубом поле, а о работе ПОС - надпись ПРО-
ТИВООБЛ. РАБОТАЕТ там же.
Для включения ПОС необходимо включить бортовую сеть и АЗС на вспомога-
тельном распределителе ПРОТИВ. ОБДУВ ПИЛОТА и СИГНАЛИЗАЦИЯ.
216
Глава XI
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ
1. Максимальные скорости горизонтального полета (полетный вес 4000 кгс),
км/ч:
а) при работе двигателя на максимальном режиме (nКВД=106,8±1%):
-
у земли - 702*;
-
на высоте 5000 м - 757;
-
на высоте максимального значения скорости (Н=6500 м) - 760;
-
на высоте 10000 м - 737;
б) при работе двигателя на номинальном режиме работы двигателя
(nКВД=103,2±1%):
-
у земли - 640 км/ч;
-
на высоте 5000 м - 712;
-
на высоте максимального значения (7000 м) - 720;
-
на высоте 10000 м - 694.
2. Максимальные вертикальные скорости (взлетный вес 4300 кгс), м/с:
а) при работе двигателя на максимальном режиме (nКВД=106,8±1%):
-
у земли - 22;
-
на высоте 6000 м - 10,8;
-
на высоте 10000 м - 3,4;
б) при работе двигателя на номинальном режиме (nКВД=103,2±1%):
-
у земли -16,3;
-
на высоте 6000 м - 8;
-
на высоте 10000м - 2,6
* Здесь и далее указаны величины скоростей, приведенные к стандартным условиям,
3. Практический потолок (условия стандартные, взлетный вес 4300 кгс) - 11500
м.
4. Минимальное время набора высоты (условия стандартные, взлетный вес 4300
кгс), мин:
а) при работе двигателя на максимальном режиме (nКВД=106,8±1%):
-
высоты 6000 м - 6,4;
-
высоты 10000 м - 16,9;
-
практического потолка при работе двигателя с 10000 м на номинальном режиме -
35,3;
б) при работе двигателя на номинальном режиме (nКВД=103,2±1%):
-
высоты 6000 м - 8,6;
-
высоты 10000 м - 22,4;
-
практического потолка - 40,8.
5. Максимальная практическая дальность и продолжительность полета самолета
па высоте 5000 м с остатком топлива 5% полного запаса (при плотности топлива 0,780
г/см2) соответственно:
-
без заправки топливом консольных баков 850 км и 2 ч 11 мин;
-
с заправкой топливом консольных баков 1015 км и 2 ч 35 мин.
6. Длина разбега с БВПП при взлете на максимальном режиме работы двигателя
при скорости отрыва по прибору 185-190 км/ч 480-530 м.
217
7. Длина пробега по БВПП с использованием тормозов колес при приземлении
на скорости по прибору 175-180 км/ч 650-690 м.
ЦЕНТРОВКА И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ
Предельные эксплуатационные центровки самолета Л-39: передняя - 21,0%
САХ, задняя - 26,0% САХ.
При любых вариантах загрузки самолета предельные эксплуатационные цен-
тровки не выходят за пределы эксплуатационных 21,0-26,0% САХ.
После катапультирования переднего летчика (аварийный случай) при полной
заправке фюзеляжных топливных баков и весе 4143 кгс задняя центровка будет равна
28,6% САХ (шасси выпущено) и 29,06% САХ (шасси убрано), что на 3,6% САХ пре-
вышает допустимую заднюю эксплуатационную центровку и имеет запас от нейтраль-
ной центровки (30,5% САХ) 1,44% САХ.
Полет и посадка при этой центровке (30,5% САХ) возможны, но требуют от лет-
чика повышенного внимания, плавных и малых отклонений рулей.
Центровка пустого самолета 25,5% САХ. Уборка шасси смещает центровку са-
молета назад на 0,46% САХ.
Максимально допустимый взлетный вес 4600 кгс с ГВПП и 4700 кгс с БВПП.
Рис. 65. Расчетная схема для определения центровки
Максимальное количество топлива в баках 1014 кг (1300 л).
Количество топлива в баках при загорании табло 150 КГ ТОПЛИВА равно 150
кг (192 л) - для топлива с удельной плотностью 0,780 г/см2.
Данные для расчета центровки при различных вариантах загрузки приведены в
табл. 19, 20 и на рис. 65.
218
Таблица 19
Центровка и весовые данные
Центровка,
Вес, кгс
% САХ
Полет-
Вариант
Экипаж
Обо-
лет-
шасси
Пустого
Эки-
Топ-
шасси
рудо-
ный
выпу-
самолета
пажа
лива
убрано
вания
Взлет-
щено
ный
Летчик в
80
150
3625
23,06
22,6
передней
3395
-
782
4257
23,96
23,5
Основной
кабине
учебный
Летчики
150
3705
21,66
21,2
в обеих
3395
160
-
782
4337
22,66
22,2
кабинах
Перелетный
Летчик в
150
3625
23,06
22,6
(с заправкой
передней
3395
80
-
937
4412
24,06
23,6
основных и
кабине
консольных
Летчики
150
3705
21,66
21,2
баков)
в обеих
3395
160
-
937
4492
22,86
22,4
кабинах
Летчик в
3429 (с уче-
150
3905
23,16
22,7
передней
том веса пи-
80
246
782
4537
23,96
23,5
С бомбами (2
кабине
лонов - 34 кг)
х ОФАБ-100)
Летчики
150
3985
21,76
21,3
в обеих
3429
160
246
786
4600
22,76
22,3
кабинах
Летчик в
3531 (с уче-
передней
том веса
150
3885
23,46
23,0
кабине
держателей и
80
124
782
4517
24,16
23,7
блоков -136
кгс)
Летчики
150
3965
22,06
21,6
в обеих
3531
160
124
Со снаря-
782
4600
23,06
22,6
кабинах
женными
Летчик в
3469 (с уче-
блоками (2 х
передней
том веса
УБ-16-57)
кабине
держателей и
150
3805
23,36
22,9
80
106
пусковых
782
4437
24,06
23,6
устройств -
74 кгс)
Летчики
106
150
3885
21,96
21,5
в обеих
3469
160
782
4517
22,86
22,4
кабинах
Примечание. В числителе приведены данные, полученные при минимальном (150 кг) остатке
топлива, в знаменателе - при полной заправке топлива.
219
Таблица 20
Вес и координаты для расчета центровок
Коорди-
Момент,
Наименование нагрузки
Вес, кгс
ната
кгсм
Пустой самолет
3395
0,553
1881
Летчик в передней кабине
80
-2,474
-196
Летчик в задней кабине
80
-0,973
-78
Топливо в основных баках (1000 л х 0,78 г/см3)
780
0,608
475
Топливо в концевых крыльевых баках (200 л х 0,78 г/см3)
156
0,588
91
Бомбы 2 х 123 кг
246
0,478
118
Блоки 2 х 52
104
0,578
60
Снаряды 32 шт.
124
0,550
68
Крыльевые держатели 2 х 17 кг
34
0,718
24
Пусковое устройство 2 х 21 кг
42
0,534
22
Ракеты 2 х 53 кг
106
0,467
50
Резервный остаток топлива (192 л)
150
0,597
90
Расчет производится по формулам:
Σ GI XI
Х = ———— ;
Σ GI
X 100
X 100
XT = ———— = ————— % САХ
bСАХ
2,150
где
GI - вес i-й нагрузки;
XI - координата i-й нагрузки;
XT - центровка (положение ц.т. в % САХ);
bСАХ - средняя аэродинамическая хорда крыла.
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
При полетах с бетонированных ВПП
В з л е т
Взлет с нормальным весом (4300 кгс) выполняется с выпущенными во взлетное
положение
(25°) закрылками при работе двигателя на максимальном режиме
(nКВД=106%).
Разбег происходит без заметных тенденций к рысканию и раскачке. На скорости
160 км/ч по прибору переднее колесо отделяется от ВПП, а на скорости 180 км/ч само-
лет отрывается. Длина разбега равна 480 м.
Набор высоты условного препятствия (25 м) выполняется с разгоном самолета
до скорости, которая на этой высоте равна 220 км/ч.
При отрыве, разгоне и наборе высоты 25 м рули самолета эффективны.
Запас по скорости на отрыве равен 1,1-1,15, а на высоте 28 м 1,3-1,35 скорости
сваливания.
Вследствие сильного влияния температуры и давления наружного воздуха на тя-
говые характеристики двигателя длина разбега самолета при отклонениях указанных
параметров от стандартных значений (tНВ=15°С, pСТ=760 мм рт. ст.) существенно изме-
няется. Так, при tНВ =+30°С и р=720 мм рт. ст. длина разбега увеличивается примерно
на 30% и при взлете с весом 4300 кгс достигает 630 м.
220
Указанное обстоятельство необходимо учитывать при определении возможно-
сти летной эксплуатации Л-39 в условиях жаркого климата на аэродромах, имеющих
превышение над уровнем моря.
Взлетная дистанция (на высоте 25 м при скорости, равной 1,2 скорости отрыва)
составляет 2,4 длины разбега.
Следует иметь в виду, что невыдерживание рекомендованной скорости отрыва
оказывает значительное влияние не только на величину взлетной дистанции, но и на
безопасность полета. Так, с уменьшением рекомендуемого темпа разгона при взлете и
наборе высоты увеличивается участок по времени, где скорость набора близка к скоро-
сти сваливания, соответственно сокращается возможность выполнения вынужденного
маневра на траектории взлета.
С увеличением же скорости набора растягивается взлетная дистанция, что не-
безопасно при наличии препятствий в полосе воздушных подходов. Так, например, при
скорости 250 км/ч на высоте 25 м воздушный участок увеличивается в 1,5 раза. На рис.
66 представлена номограмма, позволяющая определить длину разбега самолета по бе-
тонированной полосе в зависимости от температуры наружного воздуха, атмосферного
давления, взлетного веса, направления и скорости ветра.
П о с а д к а
При нормальном посадочном весе (4300 кгс) самолет с выпущенными в поса-
дочное положение (44°) закрылками планирует на скорости 225-235 км/ч по прибору.
Приземление происходит на скорости 170-180 км/ч по прибору. На всей траектории по-
садки вплоть до приземления рули эффективны. Самолет приземляется на основные
колеса.
Рис. 66. Номограмма для определения длины разбега самолета
в зависимости от взлетного веса и атмосферных условий
Через 2-4 с после приземления переднее колесо касается поверхности ВПП.
Тормоза колес применяются после опускания переднего колеса, при этом слабое внача-
221
ле торможение должно возрастать с уменьшением скорости, достигая максимальной
эффективности в конце пробега. Длина пробега самолета с использованием тормозов
колес указанным методом составляет 690 м.
Запаздывание с применением тормозов колес приводит к увеличению длины
пробега. Раннее применение тормозов (до опускания переднего колеса) недопустимо,
так как возникающий момент от заторможенных колес приводит к удару переднего ко-
леса о поверхность ВПП, что небезопасно.
Длина пробега также зависит от метеоусловий, скорости приземления и эффек-
тивности использования тормозов колес. Из перечисленных факторов главным являет-
ся последний.
Воздушный участок посадочной дистанции при планировании на скорости 225-
235 км/ч с высоты 25 м составляет 700 м.
Посадка в случае невыпуска закрылков отличается от посадки с выпущенными
на 44° закрылками значительным увеличением скорости приземления (до 200 км/ч) и
длины пробега (1400 м).
П р е к р а щ е н н ы й в з л е т
Длина прекращенного взлета зависит от скорости в момент отказа двигателя и
эффективности торможения. При отказе на скорости 180 км/ч длина прекращенного
взлета составляет 1350 м.
При полетах с грунтовых ВПП
В з л е т
Самолет при разбеге по грунту (GВЗЛ=4300 кгс) с прочностью (σ = 6-7 кгс/см2
разгоняется значительно медленнее, чем по бетонированной ВПП. Длина разбега в
этом случае увеличивается (по сравнению с разбегом по бетонированной ВПП) на 25-
50% и достигает 850 м.
Глубина остаточной колеи от основных колес шасси при движении самолета по
грунту со скоростью 20-30 км/ч достигает 2-3 см.
П о с а д к а
При посадке самолета на грунтовую ВПП с прочностью грунта (σ = 6-7 кгс/см2
не допускается резкое торможение колес шасси, так как разрушается дерновой покров,
притом неравномерно, вследствие чего самолет резко разворачивается в сторону зары-
вающегося колеса.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПОПРАВКИ
Статическое давление, замеряемое приемниками воздушного давления (ПВД), за
счет местных возмущений воздушного потока отличается от фактического барометри-
ческого давления на данной высоте полета. Поэтому приборы показывают высоту и
скорость полета с ошибкой.
Величина этой ошибки компенсируется поправкой, которую принято называть
аэродинамической поправкой.
На графиках рис. 67 и 68 представлены аэродинамические поправки к высоте и
скорости полета для самолета в полетной и посадочной конфигурациях.
Учет поправок к высоте является обязательным при установлении и выдержива-
нии заданной высоты полета при полетах по маршрутам и производится согласно Еди-
222
ной методике ввода поправок при измерении высоты на самолетах (вертолетах) авиа-
ции всех министерств и ведомств. Аэродинамическая поправка к скорости полета необ-
ходима для точного определения истинной скорости.
Рис. 67. Аэродинамические поправки к указателю скорости в зависимости от скорости полета
Необходимо помнить, что между приборной и индикаторной скоростями суще-
ствует следующая зависимость:
Vi = VПР + įVинст + įVа + įVСЖ ,
где
Vi
- индикаторная скорость полета;
VПР
- приборная скорость полета (по широкой стрелке) без учета поправок;
įVИНСТ - инструментальная поправка к показаниям приборной скорости;
įVа
- аэродинамическая поправка (приведена на графиках рис. 67 и 68);
įVСЖ
- поправка на сжимаемость (всегда отрицательная); зависит от высоты и
скорости полета и не зависит от типа самолета (величина įVСЖ определя-
ется по специальным номограммам и приведена в табл. 21).
Рис. 68. Аэродинамические поправки к указателю высоты в зависимости от скорости и высоты полета
223
Таблица 21
įVСЖ км/ч при įНР, м
Vi, км/ч
0
2000
4000
6000
8000
10000
300
0
-1
-2
-3
-4
-6
350
0
-1
-3
-4
-6
-9
400
0
-2
-4
-6
-9
-13
450
0
-2
-5
-8
-13
-19
500
0
-3
-6
-11
-17
-25
550
0
-3
-8
-14
-22
-31
600
0
-4
-10
-18
-28
-39
650
0
-5
-13
-22
-34
-49
700
0
-7
-16
-27
-42
-60
* HP - высота по давлению согласно стандартной атмосфере, Она равна
HP = HСТ = HПР + įНинст + įНа ,
где
HP
- высота по прибору;
įНинст - инструментальная поправка;
įНа
- аэродинамическая поправка;
HСТ
- высота в стандартных условиях; обычно HСТ = HP.
Приборная скорость с учетом только инструментальной поправки называется
приборной исправленной скоростью и обозначается VПР.ИСПР). В ряде случаев вместо
VПР.ИСПР употребляется просто VПР, при этом подразумевается, что įVИНСТ=0. Иногда
употребляется обозначение VСП, что значит скорость по самописцу VСП = VПР.ИСПР.
Приборная скорость с учетом инструментальной и аэродинамической поправок
(без įVСЖ) называется индикаторной земной скоростью
VIЗ = VПР + įVИНСТ + įVа ,
Индикаторная скорость равна
VI = VIЗ + įVСЖ ,
Истинная скорость полета VИСТ равна
1
VИСТ = VI ———— ,
√ Δ
1
где
——— - высотный коэффициент;
√ Δ
ρН
Δ = —— - относительная плотность воздуха.
ρ0
Истинная скорость по прибору (по тонкой стрелке) равна VИСТ лишь приблизи-
тельно - без учета инструментальной и аэродинамической поправок, а также при усло-
вии, что температура наружного воздуха равна температуре по стандартной атмосфере.
224
МАКСИМАЛЬНЫЕ СКОРОСТИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА
Максимальный скоростью горизонтального полета называется установившаяся
скорость, которую может развивать самолет при наибольшей тяге силовой установки в
горизонтальном полете.
Рис. 69. Максимальные скорости полета и числа М по высотам
при работе двигателя на максимальном и номинальном режимах
На графике рис. 69 показаны максимальные скорости горизонтального полета на
максимальном и номинальном режимах работы двигателя. Истинные максимальные
скорости в стандартных условиях (VСТ = ƒ(НР) самолета Л-39 с подъемом на высоту
сначала растут (до высот 6500-7000 м), а затем уменьшаются (приборные скорости с
подъемом на высоту монотонно уменьшаются). Указанное изменение Уст объясняется
тем, что до высот 6500-7000 м располагаемая тяга (тяга двигателя) уменьшается мед-
леннее, чем сопротивление самолета, затем сопротивление самолета уменьшается мед-
леннее (главным образом из-за роста индуктивного сопротивления), чем тяга двигателя.
СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ, ПРАКТИЧЕСКИЙ ПОТОЛОК И ВРЕМЯ НАБОРА
Характеристики скороподъемности самолета Л-39 со взлетным весом 4300 кгс в
стандартных условиях приведены на рис. 70.
Из графика на рис. 70 видно, что самолет Л-39 имеет максимальную вертикаль-
ную скорость у земли.
По мере набора высоты эта скорость уменьшается.
Зависимость вертикальной скорости от избытка тяги, истинной скорости набора
и полетного веса видна из формулы
ΔPVH
ΔN
VY = ——— = ———,
G
G
где
ΔP
- избыток тяги (разность между располагаемой и потребной тягами);
VH
- истинная скорость установившегося набора;
225
G
- полетный вес;
ΔN
- избыток мощности, развиваемой самолетом.
Рис. 70. Максимальные вертикальные скорости, время и скорости набора по высотам
при работе двигателя на максимальном и номинальном режимах
Уменьшение вертикальной скорости с высотой объясняется падением избытка
мощности. Избыток мощности с высотой уменьшается из-за падения избытка тяги, не-
смотря на увеличение истинной скорости по траектории (истинная скорость VН с подъ-
емом на высоту увеличивается, а приборная скорость, как это видно из рис. 70, до вы-
соты 3000 м остается постоянной, затем падает).
При наборе высоты с VYmax, очевидно, время подъема на заданную высоту будет
минимальным, т.е. этот режим будет соответствовать наивыгоднейшей скороподъемно-
сти самолета.
Скорость по траектории, при которой достигается максимальная скороподъем-
ность, называется наивыгоднейшей по времени скоростью набора высоты. Для самоле-
та Л-39 эта скорость у земли и до 3000 м равна 410 км по прибору (по толстой стрелке),
затем приборная скорость набора постепенно уменьшается на каждые 1000 м высоты
на 15 км/ч (на высоте 4000 м скорость набора по прибору должна быть 395 км/ч, на вы-
соте 5000 м - 380 км/ч и т. д.).
Истинная скорость набора VY в стандартных условиях в этом случае будет рав-
на:
-
у земли - 423 км/ч;
-
на высоте 3000 м - 488 км/ч;
-
на высоте 10000 м - 530 км/ч;
-
на практическом потолке (11 500 м) - 546 км/ч.
Высота, на которой самолет располагает минимальной избыточной мощностью,
необходимой для практического выполнения установившегося полета, является его
практическим потолком. Таким потолком условно считают высоту, на которой VY = 0,5
226
м/с. Для самолета Л-39 при взлетном весе 4300 кгс и непрерывном наборе высоты на
режиме максимальной скороподъемности в стандартных условиях НПРАКТ = 11 000 м.
Для удобства работы летчика в Руководстве рекомендованы иные режимы набо-
ра высоты, а именно с земли до высоты, на которой истинная скорость достигнет вели-
чины 500 км/ч (по тонкой стрелке), набор высоты производить на скорости по прибору,
равной 400 км/ч (по широкой стрелке), а далее на этой истинной скорости 500 км/ч. Эти
режимы практически не изменяют характеристик скороподъемности, но существенно
упрощают выполнение режима набора высоты.
Минимальное время, затрачиваемое на набор заданной высоты, можно найти по
графику рис. 70. Минимальное время набора в стандартных условиях τСТ практического
потолка для самолета Л-39 при взлетном весе 4300 кгс составляет 40,8 мин.
Для получения минимального времени набора заданной высоты приборную ско-
рость набора следует изменять так же, как она изменяется по графику рис. 70.
генерал-майор авиации А. Бежевец
227