РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА ЯК-18Т (36 серии) - часть 9

Летные

 

характеристики

 

 

 

 

7.16 

 

7.11 

РЕЖИМЫ

 

МИНИМАЛЬНЫХ

 

КИЛОМЕТРОВЫХ

  

РАСХОДОВ

 

ТОПЛИВА

 

 

Для

 

получения

 

максимальной

 

дальности

 

полета

 

на

 

заданной

 

скорости

 

следует

 

вне

 

зависимости

 

от

 

условий

 

выполнять

 

полет

 

при

 

положении

 

рычага

 

управления

 

двигателем

 

примерно

 

на

 1/3 

хода

 

от

 

положения

, 

соответствующего

 

Взлетному

 

режиму

, 

к

 

положению

 

Малого

 

газа

. 

При

 

этом

 

заданная

 

скорость

 

полета

 

должна

 

выдерживаться

 

за

 

счет

 

изменения

 

оборотов

 

воздушного

 

винта

. 

Увеличение

 

оборотов

 (

не

 

более

, 

чем

 

до

 82 %) 

приводит

 

к

 

увеличению

 

скорости

 

полета

.  

Минимальный

 

километровый

 

расход

 

топлива

 

соответствует

 

выполнению

 

полета

: 

при

 

высоте

 

полета

 500 

метров

 

на

 

приборной

 

скорости

 190 

км

/

час

 

(V

ист

=190 

км

/

час

) 

и

 

при

 

высоте

 

полета

 3 

км

 

на

 

приборной

 

скорости

 155 

м

/

час

 

(V

ист

=170 

км

/

час

).  

Минимальный

 

километровый

 

расход

 

при

 

весе

 

самолета

 1650 

кг

 

в

 

обоих

 

случаях

 

составляет

 0,185 

кг

/

км

. 

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

 

Летные

 

характеристики

 

 

 

 

7.17 

 

7.12 

ХАРАКТЕРИСТИКИ

 

СНИЖЕНИЯ

 

 

Время

, 

дальность

 

полета

 

и

 

расход

 

топлива

 

при

 

снижении

 

самолета

 

на

 

режиме

 

малого

 

газа

 

приведены

 

в

 

таблице

 

для

 

двух

 

скоростей

 

снижения

. 

Значения

 

в

 

таблице

 

соответствуют

 

снижению

 

с

 

каждой

 

указанной

 

высоты

 

до

  

высоты

 500 

м

. 

 

V

сниж

=160 

км

/

час

 

V

сниж

=250 

км

/

час

 

Н

 (

м

) 

t, 

мин

 L, 

км

 

G

т

, 

кг

 t, 

мин

 L, 

км

 

G

т

, 

кг

 

3000 15.3  44.2  5.4  3.13  23.7  1.8 
2000 9.4  26.52  3.4  5.1  14.2  1.1 
1000 3.22  8.84  1.1  1.06  4.7  0.4 

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Летные

 

характеристики

 

 

 

 

7.18 

 

7.13 

ГРАДИЕНТ

 

НАБОРА

 

ВЫСОТЫ

 

ПРИ

 

УХОДЕ

 

НА

 

ВТОРОЙ

 

КРУГ

 

 

Номограмма

 

определения

 

градиента

 

набора

 

высоты

 

при

 

уходе

 

на

 

второй

 

круг

 

приведена

 

на

 

рис

. 7.11. 

Номограмма

 

соответствует

: 

конфигурации

 

самолета

 

с

 

выпущенным

 

шасси

 

и

 

выпущенным

 

посадочным

 

щитком

, 

взлетному

 

режиму

 

работы

 

двигателя

 

и

 

набору

 

высоты

 

на

 

скорости

 V=140 

км

/

час

. 

При

 

низких

 

температурах

 

наружного

 

воздуха

 

температура

 

на

 

входе

 

в

 

карбюратор

 

поддерживается

 

равной

 +10 

°

С

. 

При

 

выполнении

 

полетов

 

в

 

атмосферных

 

условиях

, 

не

 

обеспечивающих

 

градиент

 

набора

 

высоты

 

при

 

уходе

 

на

 2-

й

 

круг

 

более

 3 %, 

необходимо

 

ограничивать

 

вес

 

самолета

 

для

 

обеспечения

 

минимального

 

градиента

 3 % 

(Vy

≈

1.5 

м

/

сек

).

 

Летные

 

характеристики

 

 

Пример

: 

t

нв

=+26

°

С

; 

Нстанд

=0.3 

км

;    G=1630 

кг

; 

η

=7,0%

 

 

 

7.19 

 
 

 

Условия

:  

Посадочный

 

щиток

 

выпущен

;  

Шасси

 

выпущено

;  

 

Взлетный

 

режим

 

двигателя

 

Скорость

 

при

 

наборе

 

высоты

 V=140 

км

/

час

 

Рис

. 7.11   

Градиент

  

набора

 

высоты

  

при

 

уходе

 

на

 

второй

 

круг

 

Летные

 

характеристики

 

 

 

 

7.20 

 

7.14 

ДЛИНА

 

ПОСАДОЧНОЙ

 

ДИСТАНЦИИ

 

 

Длина

 

посадочной

 

дистанции

 

самолета

 

при

 

посадке

 

на

 

сухую

 

твердую

 

ВПП

 

приведена

 

на

 

номограмме

 

рис

. 7.12. 

Номограмма

 

соответствует

 

выполнению

 

захода

 

на

 

посадку

 

на

 

скорости

 150 

км

/

час

. 

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Летные

 

характеристики

 

 

 

 

7.21 

 

7.15 

ДЛИНА

 

ПРОБЕГА

 

 

Длина

 

пробега

 

самолета

 

по

 

сухой

 

твердой

 

ВПП

 

приведена

 

на

 

номограмме

 

рис

 . 7.13.  

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Летные

 

характеристики

 

 

 

 

7.22 

 

7.16 

КОРРЕКЦИЯ

 

ДЛИНЫ

 

ПРОБЕГА

 

НА

 

СОСТОЯНИЕ

 

ПОЛОСЫ

 

 

При

 

посадке

 

на

 

полосу

, 

отличающуюся

 

по

 

коэффициенту

 

сцепления

 

от

 

сухой

 

твердой

 

ВПП

, 

длину

 

пробега

, 

определенную

 

по

 

номограмме

 

рис

. 7.13, 

необходимо

 

увеличить

 

вдвое

. 

Длина

 

воздушного

 

участка

 

посадки

 

определяется

 

как

 

разница

 

между

 

длинами

, 

определенными

 

по

 

номограммам

 7.12 

и

 7.13. 

 

 

Летные

 

характеристики

 

 

 

 

7.23 

 

Условия

: 

Посадочный

 

щиток

 

выпущен

;  

Шасси

 

выпущено

;  

Скорость

 

захода

 

на

 

посадку

 150 

км

/

час

;   

Посадка

 

на

 

сухую

 

твердую

 

ВПП

.  

Пример

: 

t

нв

=-8,5

°

С

; 

Нстанд

=1700 

м

; 

Уклон

 

ВПП

 =1,5%;   W=+5 

м

/

с

 (

встречный

) 

L

пос

.

дист

=530 

м

 

Рис

. 7.12   

Длина

 

посадочной

 

дистанции

  

на

 

сухую

 

твёрдую

 

ВПП

. 

Летные

 

характеристики

 

 

Рис

. 7.13   

Длина

 

пробега

  

по

 

сухой

 

твёрдой

 

ВПП

. 

Пример

: 

t

нв

=+33

°

С

; 

Нстанд

=600 

м

; 

Уклон

 

ВПП

 =1,5%;   W=+5 

м

/

с

 (

встречный

) 

L

п

р

обега

=285 

м

 

Условия

:  

Посадочный

 

щиток

 

выпущен

;  

Шасси

 

выпущено

;  

 

Скорость

 

касания

 130 

км

/

час

; 

 

Сухая

 

твердая

 

ВПП

.

 

 

 

7.24 

Летные

 

характеристики

 

 

 

 

7.25 

 

7.17 

РАЗМЕЩЕНИЕ

 

ГРУЗА

 

И

 

КОНТРОЛЬ

 

ПОЛЕТНОЙ

 

ЦЕНТРОВКИ

 

 

Для

 

получения

 

значения

 

центровки

 

самолета

 

необходимо

 

воспользоваться

 

номограммой

 

рис

 7.14.

 

Для

 

определения

 

веса

 

топлива

 

умножьте

 

объем

 

топлива

 

на

 

его

 

плотность

. 

При

 

отсутствии

 

данных

 

о

 

плотности

 

бензина

 

принимайте

 

плотность

 

равной

 

ρ

=0,75 

кг

/

л

. 

Выработка

 

топлива

 

в

 

полете

 

смещает

 

полетную

 

центровку

 

вперед

 

Сумма

 

всех

 

весов

 

не

 

должна

 

превышать

 1650 

кг

. 

 

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ

. 

РАЗМЕЩЕНИЕ

 

ГРУЗА

 

ТАКИМ

 

ОБРАЗОМ

, 

ЧТОБЫ

 

ПОЛЕТНАЯ

 

ЦЕНТРОВКА

 

БЫЛА

 

БОЛЬШЕ

, 

ЧЕМ

 

ХТ

=26% 

САХ

 

ЗАПРЕЩАЕТСЯ

. 

Летные

 

характеристики

 

 

 

Рис

. 7.14 

Номограмма

 

центровки

 

самолета

. 

 

 

7.26 

Эксплуатация

 

систем

 

и

 

оборудования

 

 

 

 

  8.1 

 

СОДЕРЖАНИЕ

 

 

8.1 

СИЛОВАЯ

 

УСТАНОВКА

. ....................................................................8.8 

8.1.1 

Двигатель

 

М

-14

П

....................................................................8.9 

8.1.2 

Воздушный

 

винт

 AV-803 ........................................................8.13 

8.1.3 

Топливная

 

система

.................................................................8.14 

8.1.4 

Масляная

 

система

...................................................................8.27 

8.1.5 

Система

 

управления

 

силовой

 

установкой

..............................8.28 

8.1.6 

Приборы

 

контроля

 

работы

 

силовой

 

установкой

.....................8.31 

8.2 

ВОЗДУШНАЯ

 

СИСТЕМА

...................................................................8.37 

8.3 

СИСТЕМА

 

УПРАВЛЕНИЯ

 

САМОЛЕТОМ

............................................8.39 

8.4 

ШАССИ

..............................................................................................8.44 

8.5 

СИСТЕМА

 

ОТОПЛЕНИЯ

 

И

 

ВЕНТИЛЯЦИИ

 

КАБИНЫ

........................8.46 

8.5.1 

Система

 

отопления

.................................................................8.46 

8.5.2 

Система

 

вентиляции

...............................................................8.48 

8.6 

ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ

...............................................................8.49 

8.6.1 

Основные

 

агрегаты

 

системы

 

электрооборудования

...............8.49 

8.6.2 

Работа

 

электросистемы

...........................................................8.55 

8.6.3 

Наружное

 

светотехническое

 

оборудование

............................8.56 

8.6.4 

Внутреннее

 

светотехническое

 

оборудование

.........................8.59 

8.7 

РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ

 

ОБОРУДОВАНИЕ

.........................................8.59 

8.7.1 

Радиосвязное

 

оборудование

. ..................................................8.61 

Аудиопанель

 GMA-340. ............................................................8.62 

УКВ

 - 

радиостанция

 Apollo SL40..............................................8.64 

8.7.2 

Радионавигационное

 

оборудование

.. .....................................8.69 

Навигационно

-

связная

 

система

 Garmin GNC-420...................8.69 

Транспондер

  GTX-327, 

кодирующий

  

            

высотомер

 

АК

-350........................................................8.87 

Радиокомпас

 KR 87, 

индикатор

 KI227.....................................8.90 

8.7.3 

Аварийно

-

спасательное

 

оборудование

.. .................................8.94 

Аварийный

 

радиобуй

 KANNAD 406 AF.. ..................................8.94 

 

Эксплуатация

 

систем

 

и

 

оборудования

 

 

 

 

  8.2 

 
 

 

8.8 

ПИЛОТАЖНО

-

НАВИГАЦИОННОЕ

 

ОБОРУДОВАНИЕ

........................8.98 

8.8.1 

Авиагоризонт

    

АГБ

-28

Р

.........................................................8.98 

8.8.2 

Гирокомпас

  RCA 15

ВК

-2-28V. ...............................................8.102 

8.8.3 

Указатель

 

поворота

 

и

 

скольжения

  

ЭУП

-53

У

..........................8.102 

8.8.4 

Указателя

 

скорости

  

УС

-450

К

. ................................................8.105 

8.8.5 

Высотомера

  

ВМ

15

ПБМ

..........................................................8.106 

8.8.6 

Вариометр

  

ВР

-30

ПБ

..............................................................8.110 

8.8.7 

Авиационные

 

часы

  

АЧС

-1. ....................................................8.112 

8.8.8 

Магнитный

 

компас

  

КИ

-13 

БС

. ..............................................8.114 

8.8.9 

Акселерометр

 

АМ

-9

С

...............................................................8.119 

8.8.10 C

истема

 

сигнализации

 

критических

 

углов

  

             

атаки

 

ССКУА

-1. ..................................................................8.121 

8.8.11 

Система

 

ПВД

. .......................................................................8.123 

8.9 

БОРТОВОЙ

 

АВАРИЙНЫЙ

 

РЕГИСТРАТОР

  

МБР

................................8.125

 

 
 
 
 
 

 
 

 

Эксплуатация

 

систем

 

и

 

оборудования

 

 

 

 

  8.3 

8.1 

СИЛОВАЯ

 

УСТАНОВКА

 

Силовая

 

установка

 

самолета

 

Як

-18

Т

 

состоит

 

из

 

следующих

 

агрегатов

 

и

 

систем

: 

- 

двигателя

 

М

-14

П

 

с

 

воздушным

 

винтом

 AV-803; 

- 

рамы

 

двигателя

; 

- 

капота

 

двигателя

 

с

 

управляемыми

 

жалюзи

; 

- 

воздухозаборника

 

карбюратора

; 

- 

выхлопного

 

коллектора

; 

- 

систем

 

управления

 

агрегатами

 

двигателя

; 

- 

топливной

 

системы

; 

- 

маслосистемы

; 

- 

устройств

 

обдува

 

компрессора

 

и

 

генератора

; 

- 

приборов

 

контроля

 

работы

 

силовой

 

установки

; 

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

 
 

Рис

. 8.1.1 

Схема

 

силовой

 

установки

 

1

  -

 

винт

 AV-803;  2

  -

 

кок

;  3

 - 

двигатель

 

М

-14

П

;  4

  -

 

генератор

;  

5

  -

 

маслобак

; 6

  -

 

бачок

 

суфлерный

; 7

  -

 

моторама

; 8

  -

 

фильтр

 

топливный

 

тонкой

 

очистки

;  9

  -

 

маслонасос

;  10

  -

 

маслофильтр

;  11

  -

 

бензонасос

;   

12

 -

 

коллектор

 

выхлопной

;  13

 -

 

карбюратор

;  14 

–

 

капот

;  15

 -

 

жалюзи

. 

Эксплуатация

 

систем

 

и

 

оборудования

 

 

 

 

  8.4 

8.1.1 

ДВИГАТЕЛЬ

 

М

-14

П

 

 

Авиационный

 

двигатель

 

М

-14

П

 - 

поршневой

, 

четырехтактный

, 

бензиновый

, 

с

 

воздушным

 

охлаждением

, 

девятицилиндровый

, 

однорядный

, 

со

 

звездообразным

 

расположением

 

цилиндров

 

и

 

с

 

карбюраторным

 

смесеобразованием

. 

Двигатель

 

М

-14

П

 - 

невысотный

, 

имеет

 

приводной

 

односкоростной

 

центробежный

 

нагнетатель

, 

охлаждается

 

воздухом

, 

поступающим

 

через

 

входное

 

устройство

 

в

 

передней

 

части

 

капота

 

самолета

. 

Равномерное

 

охлаждение

 

цилиндров

 

обеспечивают

 

воздушные

 

дефлекторы

, 

установленные

 

на

 

каждом

 

цилиндре

. 

Смазка

 

основных

 

узлов

 

и

 

деталей

 

двигателя

 

производится

 

маслом

 

под

 

давлением

. 

Запуск

 

двигателя

 

производится

 

сжатым

 

воздухом

. 

Распределение

 

воздуха

 

по

 

цилиндрам

 

осуществляется

 

распределителем

 

сжатого

 

воздуха

. 

Зажигание

 

топливовоздушной

 

смеси

 

в

 

цилиндрах

 

осуществляется

 

электрической

 

искрой

 

тока

 

высокого

 

напряжения

, 

от

 

двух

 

магнето

. 

В

 

каждом

 

цилиндре

 

установлены

 

две

 

свечи

 

и

 

пусковой

 

клапан

. 

Двигатель

 

крепится

 

к

 

кольцу

 

моторамы

 

восьмью

 

болтами

, 

проходящими

 

через

 

отверстия

 

бобышек

 

смесесборника

. 

Редуктор

 

двигателя

 

понижает

 

частоту

 

вращения

 

вала

 

воздушного

 

винта

 

относительно

 

коленчатого

 

вала

. 

Режимы

 

и

 

эксплуатационные

 

параметры

 

работы

 

двигателя

 

работы

 

двигателя

 

приведены

 

в

 

следующей

 

таблице

  

 

Давление

 

Температура

 °

С

 

Режим

 

 

Число

 

обо

-

ротов

 

дви

-

гателя

, % 

 

наддува

, 

мм

.

рт

.

ст

. 

 

топлива

, 

кг

/

см

2

 

 

масла

, 

кг

/

см

2

 

 

головок

 

цилин

-

дров

 

воздуха

 

на

 

входе

 

в

 

карбю

-

ратор

 

масла

 

на

 

входе

 

в

 

двига

-

тель

 

Удель

-

ный

 

расход

 

топлива

,

 

г

/

л

.

с

.

ч

. 

 

Взлетный

 

 

99,4±1 

 

125

-15

 (

изб

.) 

 

0,2

÷

0,5 

 

4

÷

6 

 

120

÷

220 

 

+10

÷

+45 

 

40

÷

75 

 

285

÷

315 

 

Номиналь

-

ный

 I 

82±1 

 

95

-15

 (

изб

.) 

 

0,2

÷

0,5 

 

4

÷

6 

 

120

÷

220 

 

+10

÷

45 

 

40

÷

75 

 

280

÷

310 

 

Номиналь

-

ный

 II 

70±1 

 

75

-15

 (

изб

.) 

 

0,2

÷

0,5 

 

4

÷

6 

 

120

÷

220 

 

+10

÷

+45 

 

40

÷

75 

 

265

÷

300 

 

Крейсер

-

ский

 I 

64±1 

 

735±15(

абс

.) 

 

0,2

÷

0,5 

 

4

÷

6 

 

120

÷

220 

 

+10

÷

+45 

 

40

÷

75 

 

210

÷

230 

 

Крейсер

-

ский

 II 

59±1 

 

670±15(

абс

.) 

 

0,2

÷

0,5 

 

4

÷

6 

 

120

÷

220 

 

+10

÷

+45 

 

40

÷

75 

 

215

÷

235 

 

Малый

 

газ

 

 

не

 

более

 26 

 

 

 

не

 

ниже

 

0,15 

не

 

ни

-

же

 1,0 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Эксплуатация

 

систем

 

и

 

оборудования

 

 

 

 

  8.5 

На

 

двигателе

 

М

-14

П

 

установлены

 

воздушный

 

винт

, 

регулятор

 

постоянных

 

оборотов

 

Р

-2 

сер

. 04 (

на

 

корпусе

 

редуктора

); 

карбюратор

 

АК

-14

П

  (

на

 

смесесборнике

). 

На

 

задней

 

крышки

 

картера

: 

два

 

магнето

 

М

-9

Ф

; 

генератор

 

ГСР

-

3000

Р

 4 

серии

; 

распределитель

 

сжатого

 

воздуха

; 

компрессор

 

АК

-50

А

 3 

серии

; 

датчик

 

тахометра

 

ДТЭ

-1; 

маслонасос

 

МН

-14

А

; 

бензонасос

 702

МЛ

. 

 
 

Рис

. 8.1.2 

Двигатель

 

М

-14

П