Утверждаю Заместитель начальника ГУГВФ гв. генерал- майор авиации В. Башкиров. 30 декабря 1961 г.

 

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ И ТЕХНИКЕ ПИЛОТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ Л-200А И Л-200Д С ДВУМЯ ДВИГАТЕЛЯМИ М- 337 (В. Башкиров.)

 

 

ПРИКАЗ

начальника Главного управления Гражданского воздушного флота при Совете Министров СССР

№ 29

2 января 1962 г.                                                                                             Москва

О введении в действие «Руководства по летной эксплуатации и технике пилотирования самолетов Л-200А и Л-200Д с двумя двигателями М- 337»

Ввести в действие «Руководство по летной эксплуатации и технике пилотирования самолетов Л-200А и Л-200Д с двумя двигателями М- 337», утвержденное заместителем начальника ГУГВФ гв. генерал- майором авиации В.Ф. Башкировым.

Начальник ГУГВФ

 генерал- полковник авиации Е. Ф. ЛОГИНОВ

ПРЕДИСЛОВИЕ

Самолет Л-200Д является последней модификацией самолета Л-200А производства ЧССР.

Основное отличие этих самолетов заключается в следующем. На самолете Л-200Д силовые установки имеют гидравлические флюгерные воздушные винты В-506 изменяемого в полете шага при помощи регулятора постоянства оборотов. На самолете
Л-200А имеются воздушные винты В-410 с электромеханической установкой лопастей винтов в четыре положения: старт, набор высоты, крейсерский режим и флюгерное положение.

Настоящее Руководство составлено специалистами ГосНИИ ГВФ на основании данных, полученных при летных испытаниях самолетов в институте, технической документации завода ЧССР—поставщика самолетов и опыта эксплуатации самолетов в подразделениях ГВФ.

Глава I. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Геометрические данные

 

 

Таблица 1

Режимы работы двигатели

Примечание. Взлетным режимом разрешается пользоваться не более 5 мин. непрерывной работы.

Основные данные винта В-410
(для самолета Л-200А)

Основные данные винта В- 501
 (для самолета Л-200Д)

Глава II. ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ

Перед каждым полетом, независимо от его продолжительности, в целях обеспечения безопасности и экономичности, пилот обязан тщательно провести предполетную подготовку в полном объеме.

Предполетная подготовка состоит из следующих этапов:

1) составление плана полета, расчет загрузки и потребного количества топлива для заданного расстояния с учетом высоты и ветра;

2) заправка самолета горючим и маслом в соответствии с расчетом по плану полета;

3) оценка центровки самолета;

4) предполетный осмотр и проверка материальной части самолета.

Режимы полетов

В каждом отдельном случае полет выполняется с учетом фактической обстановки: метеорологических условий, ветра, рельефа местности и расстояния от аэродрома вылета до аэродрома посадки.

Расчет наивыгоднейших режимов полета в основном сводится к определению:

1) наивыгоднейшей высоты полета (в рейсовых условиях):

2) режима работы двигателей на выбранной высоте;

3) потребного количества горючего.

Наивыгоднейшей является высота полета, на которой получается максимальный прирост скорости при попутном ветре или минимальное уменьшение скорости при встречном ветре.

При определении наивыгоднейшей высоты полета учитывают общую метеорологическую обстановку и протяженность маршрута от взлета до посадки

Рекомендуемые крейсерские режимы указаны в табл. 2.

Выбранный по таблице режим полета обеспечивает минимальный расход горючего для заданных скорости и высоты полета при полном полетном весе самолета.

Загрузка и центровка самолета

1. Максимальный взлетный и посадочный вес установлен 1950 кг.

2. Общая коммерческая загрузка самолета:

Л-200А не более 675 кг,
Л-200Д не более 610 кг.

3. Максимально допустимая загрузка кабин и багажного помещения не должна превышать 430 кг (см. табл. 3 и 4).

Общий состав транспортируемых людей не должен превышать число сидений, т.е. на передних — 2 человека (один пилот и один пассажир), на заднем — три пассажира.

Детей в возрасте до 3 лет разрешено транспортировать на руках пассажиров, расположенных на заднем сиденье.

В пространстве кабины за задним сиденьем можно размещать ручную кладь весом
до 30 кг.

Багажное помещение можно загружать багажом и грузом весом не более 120 кг.

4. Допустимый диапазон центровок:

а) предельно- передняя центровка (шасси выпущено) для самолета Л-200А составляет 15,3% САХ и самолета Л-200Д - 15% САХ:

б) предельно- задняя центровка (шасси убрало) для самолета Л-200А составляет 29% САХ и самолета Л-200Д - 30% САХ.

 

Таблица 2

Наивыгоднейшие крейсерские режимы горизонтального полета и расходы топлива на один двигатель
на самолете Л-200А и Л-200Д с полетным весом 1950 кг

Высота полета, М		Истинная воздушная скорость, км/час
		200								210								220
		n об/ мин		Рк. мм рт .ст		Vпр  км/ час		Q  л/час		n об/ мин		Рк. мм рт .ст.		Vпр  км/ час		Q  л/час		n об/ мин		Рк. мм рт .ст		Vпр  км/ час		Q  л/час
500		1900		540		195		24,0		2015		530		205		26,5		2060		580		214		27,5
1000		1940		520		190		23,5		1970		560		199		25,5		2080		550		209		26
2000		1980		480		181		22		2060		490		189		23,5		2150		500		198		25
3000		1925		470		172		21,5		1990		480		180		23		2050		490		188		24
Высота полета, м		230								240								250
500		2140		600		224		29,5		2220		620		234		32		2280		640		244		34,5
1000		2155		560		219		28		2230		580		229		30		2310		600		238		32
2000		2200		510		208		26		2270		530		218		28		2330		540		227		29,5
3000		2110		500		197		25		2180		520		206		26,5		2240		530		215		28,5
Высота полета, м	260								270								280
500	2370		660		254		34,5		2450		690		264		41.5		2520		715		274		47
1000	2380		620		248		34		2460		640		258		37		2540		670		267		40.5
2000	2250*)		590		237		31,5		2315*)		610		245		34		2400*)		640		254		37
3000	2310		550		225		30		2370		570		233		32		2440		590		241		33

Примечания. 1. Режимы, обозначенные *), и все режимы на высоте 3000 м указаны с включенным нагнетателем.

2. Расходы топлива указаны при положении корректора смеси на «бедно».

Определение центра тяжести самолета

Расчет центра тяжести самолета по графику начинается с определения взлетного веса самолета. Для простоты расчета в качестве начального веса принят вес снаряженного самолета:

а) Л-200А составляет 1378 кг (вес пустого самолета 1275 кг, в т.ч. - пилота 80 кг и 23 кг масла).

При этом центровка самолета составляет 15,3% САХ (на рис. 1 и 2 это соответствует исходной вертикальной линии от точки А).

б) Л-200Д составляет 1435 кг (вес пустого самолета без антифриза для винтов – 1332 кг, вес пилота 80 кг и масла 23 кг).

При этом центровка самолета составляет 15% САХ.

К этим начальным весам прибавляется вес загрузки самолета: пассажиры (вес каждого пассажира принимается 75 кг), груз в багажнике и топливо.

Определив взлетный вес самолета, начинают рассчитывать его центр тяжести.

Для примера определим центровку самолета по рис. 1.

Примем, что загрузку самолета Л-200А составляют 4 пассажира (один на переднем сиденье и три—на заднем) и 50 кг груза в багажнике. Топливо в количестве 222 кг расположено: 167 кг—в основных баках л 55 кг—в дополнительных (см. табл. 3).

Взлетный вес самолета при такой загрузке составляет 1950 кг. Для определения центровки самолета по рис. 1 необходимо:

1) от исходной вертикальной линии, соответствующем центровке снаряженного самолета (15,3% САХ), отмеряем по шкале отрезок, соответствующий размещению одного пассажира на переднем сиденье, и находим точку 1,

2) из точки 1 опускаем вертикаль на шкалу размещения пассажиров на заднем сиденье и, отмеряя вправо отрезок, равный трем делениям (3 пассажира), находим точку 2;

3) из точки 2 опускаем вертикаль на шкалу заправки топливом основных баков и, отмеряя отрезок, равный 167 кг (три с четвертью деления), находим точку 3;

4) из точки 3 опускаем вертикаль на шкалу заправки топливом дополнительных баков и, отмеряя отрезок, равный 55 кг (одно деление и одна треть деления), находим точку 4;

5) из точки 4 опускаем вертикаль па шкалу загрузки багажника и, отмеряя отрезок, равный 50 кг (5 делений), находим точку 5;

6) из точки 5 опускаем вертикаль на шкалу влияния уборки шасси и отмеряя отрезок, равный одному делению, находим точку 6;

7) из точки 6 опускаем вертикаль на шкалу центровок до переселения с горизонтальной линией, соответствующей полученному ранее взлетному весу самолета в нашем примере 1950 кг), и находим точку 7.

8) Проводим из точки 7 линию параллельно ближайшей наклонной до пересечения с нижней горизонтальной линией центровок самолета, на которой определяем окончательное положение центра тяжести самолета в % САХ.

В нашем примере центровка будет равна 28,8% САХ.

Таким методом можно определить центровку для любого варианта загрузки самолета
Л-200А—как для взлетного, так и для посадочного веса самолета.

Определение центровки по рис. 2 для самолета Л-200Д производится таким же методом.

Варианты загрузки самолета Л-200Д представлены в табл. 4.

 

Таблица 3

Варианты загрузки самолета Л-200А

 

Примечание. Центровка на посадке дается при остатке топлива в баках 50 кг.

Таблица 4

Варианты загрузки самолета Л-200Д

Примечание. Центровка на посадке дается при остатке топлива в баках 50 кг.

Расчет заправки

Потребное для выполнения рейса количество горючего определяют как сумму:

G гор. = G расх. + G н.з. + G зем.

где: G pacx. — количество горючего, расходуемое в полете на заданное расстояние от момента взлета до посадки без навигационного запаса;

 G н.з. — навигационный запас горючего;

 G зем. — количество горючего, расходуемое на земле на прогрев, опробование двигателей и руление.

Заправку самолета производить в соответствии с расчетом, выполненным по следующей схеме:

1. Количество горючего, расходуемое в полете (G pacx.) определяют как сумму количеств горючего, потребного для выполнения набора (G наб.) заданной высоты и горизонтального полета (G г.п.) на заданной скорости.

Расходы горючего в наборе высоты и в горизонтальном полете приведены в табл. 2 и 5.

Таблица 5

Расход топлива в наборе высоты на режиме максимальной скороподъемности
при n = 2600 об/мин, Рк = 740 мм рт.ст. с включенным нагнетателем.

2. Навигационный запас горючего устанавливается командиром отряда в зависимости от характера летного задания, но не менее чем на один час полета.

3. Горючее, предназначенное на прогрев, опробование и руление, не включают в расчет загрузки самолета; его заправляют каждый раз в соответствии с конкретными условиями. Это количество горючего составляет 5—7 кг и, как правило, к моменту взлета оказывается полностью израсходованным.

Заправка самолета горючим.

Двигатели М-337 эксплуатируются на бензине с октановым числом в пределах 72—80.

Рекомендуется зимой и летом применять смесь бензина, состоящую из 25% Б-91/115 и 75% Б-70.

Перед заправкой необходимо проверить:

а) соответствует ли паспорту сорт бензина, предъявляемый для заправки, и есть ли в паспорте отметка сменного инженера или ОТК ЛЭРМ, разрешающего заправку;

б) заземлен ли самолет и бензозаправщик;

в) имеются ли у самолета противопожарные средства (огнетушитель, ящик с песком и проч.).

Заправку производить через заливные горловины, используя воронку с замшей, при этом равномерно распределять топливо в левую и правую группу баков.

Емкость основных баков, подвешенных на концах крыла — 230 л (2 бака по 115 л). Емкость дополнительных баков в крыле — 190 л (2 бака по 95 л). Общий объем топливных баков 420 л.

Количество заправленного топлива контролировать:

- на самолете Л-200А в основных баках—по показаниям бензиномеров в кабине самолета; в дополнительных баках—по мерным линейкам в горловинах бензобаков

- на самолете Л-200Д в основных баках — по верхней шкале бензиномеров; в дополнительных баках - по нижней шкале бензиномеров.

Через 15 мин. после заправки слить 0,5 л отстоя из каждого бака. Если при сливе отстоя в бензине будут обнаружены следы грязи или механических примесей, необходимо полностью слить горючее из бензобаков и промыть всю бензосистему.

Если при сливе отстоя в бензине будут обнаружены капли воды, то продолжать слив отстоя до исчезновения следов воды в бензине.

В снегопад и дождь заправку горючим производить только в случае крайней необходимости и обязательно под специальным брезентовым чехлом, при этом чехол с пистолета заправщика разрешается снимать только под брезентовым чехлом перед горловиной бензобака.

Заправка самолета маслом.

Для двигателей М- 337 разрешается применять зимой и летом масла МС- 20 и МК- 22, которые можно смешивать между собой в любых пропорциях. Масло заправлять через воронку с частой сеткой. Количество масла, заправляемого в каждый бак, составляет 12 л. Объем бака — 15 л.

Наличие в баке менее 7л масла считается недостаточным для выполнения полета. Количество масла в баках проверять мерной линейкой. Во время дождя или снегопада производить заправку маслом и проверять количество масла в баках не разрешается. В случае крайней необходимости заправки в таких условиях прикрыть горловину бака и пистолет маслозаправщика специальным чехлом. Зимой заправлять бак маслом, нагретым до 75—80°С.

Осмотр самолета пилотом

Принять от авиатехника доклад о готовности самолета к вылету. Осмотреть самолет. Зимой убедиться, что весь самолет очищен от снега, инея и льда.

Осмотр рекомендуется выполнять по следующему маршруту:

а) передняя часть фюзеляжа и переднее колесо;

б) левая винтомоторная установка и левое шасси;

в) левая половина крыла;

г) левая сторона фюзеляжа;

д) хвостовое оперение;

с) правая сторона фюзеляжа;

ж) правая половина крыла;

з) правая винтомоторная установка и правое шасси;

и) кабина самолета.

Передняя часть фюзеляжа. Убедиться; в целости стекла и фары, что замки носового люка фюзеляжа закрыты; в отсутствии повреждения в покрышке и деталях переднего шасси. Проверить, нет ли грязи в замке фиксации шасси в убранном положении.

Винтомоторные установки. 1. Осмотреть винты и коки винтов. Убедиться в отсутствии забоин, повреждений, люфтов.

2. Осмотреть капоты двигателей. Убедиться, что замки капотов закрыты правильно.

3. Убедиться в отсутствии течи бензина и масла из-под капота.

Шасси. 1. Убедиться в отсутствии повреждений и разрушений в элементах основных шасси.

2. Осмотреть покрышки, нет ли наружных повреждений. Проверить по обжатию зарядку пневматиков. Давление в пневматиках основных колес 3±0,2 кг/см². Давление в пневматике переднего колеса 1,2 кг/см².

3. Убедиться, что элементы шасси, а также механизмы выпуска и уборки шасси очищены от пыли и грязи.

Крыло. 1. Убедиться, что обшивка крыла, элеронов и щитков не имеет повреждений, крепление элеронов и щитков исправно, лючки в крыле закрыты правильно.

2. Лично проверить заправку самолета топливом, маслом и гидросмесью. Смеси
АМГ-10 должно быть в баке 2,5—3 л. Осмотреть дренажные трубки бензобаков.

3. Убедиться, что с приемника воздушного давления на левой половине крыла снят чехол.

Поверхность кабины и фюзеляжа. 1. Убедиться в целости остекления кабины и обшивки фюзеляжа. Осмотреть стеклоочиститель—нет ли повреждений.

2. Произвести наружный осмотр кабины, нижней части фюзеляжа и обшивки задней части фюзеляжа.

Проверить крепление стального башмака и концевого обтекателя под стабилизатором.

3. Убедиться, что все контрольные лючки и дверь багажника закрыты правильно.

4. Проверить надежность крепления обтекателей между фюзеляжем и крылом.

Хвостовое оперение. 1. Убедиться, что обшивка хвостового оперения не имеет повреждений, крепление рулей высоты и поворота исправно.

2. Убедиться в исправности обшивки и подвески триммеров руля высоты и руля поворота.

Кабина самолета. I. Проверить общее состояние кабины и убедиться, что нет посторонних предметов и сиденья не имеют повреждений, а механизмы замков дверей исправны.

2. Проверить перемещение сиденья, состояние привязных ремней, прилегание дверей и надежность закрытия замков.

3. Убедиться, что переключатели магнето установлены в положение «Выключено».

4. Снять блокирующее устройство рулей управления самолетом, надеть на него чехол и уложить в багажник.

5. Убедиться в легкости хода штурвала и педалей управления самолетом. Установить триммеры в нейтральное положение.

6. Убедиться, что рукоятка переключателя управления шасси и аварийные ручки находятся в нейтральном положении.

7. Включить АЗС аккумулятора. Проверить заряженность аккумулятора, для чего включить посадочную фару и, нажав кнопку вольтамперметра, измерить напряжение, которое должно быть не менее 24 в. Аккумулятор с пониженным напряжением необходимо заменить заряженным.

8. Поочередным и кратковременным включением АЗС и соответствующих кнопок на щитках управления убедиться в исправности сигнализации (шасси, триммеров, горючего и др.), посадочной и рулежной фар, аэронавигационных огней, освещения.

9. Внешним осмотром убедиться в исправном состоянии приборного оборудования и правильности исходных положений стрелок приборов. Включить электропитание приборов и по показаниям и положениям стрелок убедиться в их исправной работе.

10. Включить гироприборы. Авиагоризонт и курсовой гироскоп полностью готовы к работе соответственно через 5 и 10 мин. после их включения.

11. Сверить бортовые часы с точными.

12. Проверить соответствие показаний мановакуумметра 2МВ-18ПII и шкал барометрического давления высотомеров LUN 1121 атмосферному давлению на аэродроме (предварительно стрелки высотомеров должны быть поставлены на 0 шкалы высоты). Допустимые расхождения показаний соответственно ± 10 мм рт. ст. и ±3 мм рт. ст.

13. Установить задатчик магнитного компаса на заданный курс полета самолета с учетом девиации компаса и угла сноса на этом курсе.

14. Поставить курсозадатчик курсового гироскопа на заданный магнитный курс полета самолета.

15. Осмотреть самолетное радиооборудование и проверить его работу под напряжением в присутствии техника РЭСОС.

Порядок включения радиооборудования указан в разделе «Проверка радиооборудования при питании от аэродромного источника электроэнергии».

16. При внешнем осмотре радиооборудования убедиться, что:

а) антенные устройства, расположенные снаружи фюзеляжа, исправны, а в зимних условиях свободны ото льда и инея;

С) передняя панель приемопередатчика радиостанции, блоки и щиток управления радиокомпасом и индикатор курса, а также шнуры телефонов и микрофона (ларингофона) не имеют повреждений.

17. Проверить наличие в кабине всех необходимых документов и убедиться, что в багажном отсеке находятся оборудование для швартовки, струбцины и чехлы.

18. Разрешить посадку пассажиров в кабине самолета согласно произведенному ранее расчету по загрузке и центровке самолета.

19. Произвести подготовку к запуску и запуск двигателей, как указано ниже.

Подготовка двигателя к запуску

1. Убедиться, что самолет отвязан и около него имеются аэродромные огнетушители.

2. Перед первым запуском двигателя после длительной стоянки (более 5 суток) вывернуть из всех цилиндров по одной свече и ослабить впрыскивающие форсунки во всасывающем патрубке; провернуть коленчатый вал двигателя при закрытом дросселе до появления топлива во всех форсунках. Во время проворачивания винта давление масла по манометру должно быть около 0,5 кг/см². Установить свечи на место и затянуть форсунки.

3. Открыть топливные краны в положение «Основные баки».

4. Запуск двигателей можно производить как от бортового аккумулятора, так и от аэродромного источника электроэнергии. Включить АЗС генераторов и нагнетатели.

5. Включить главный выключатель, АЗС аккумулятора, приборов двигателей и подкачивающих насосов.

6. Как только давление бензина в системе повысится до 0,2—0,3 кг/см², выключить все АЗС, проверить, выключено ли зажигание, и подать команду «Провернуть винт». Механик проворачивает винт после того, как на свой вопрос «Выключено?» получит утвердительный ответ «Выключено».

Предупреждение. Во избежание несчастных случаев винт на горячем двигателе при температуре цилиндров выше 70°С не проворачивать.

7. Подать команду «От винта» и, убедившись, что она выполнена, включить главный выключатель. АЗС аккумулятора, приборов двигателя, сигнализации, воздушных винтов, генераторов и подкачивающих насосов. Нажать на кнопку «Разбег» на щитке управления винтами (для самолета Л-200А). На самолете Л-200Д установить винт в положение малого шага. Включить нагнетатели. Установить сектор газа в положение, соответствующее 1000 об/мин. Включить зажигание на оба магнето запускаемого двигателя и нажать соответствующую кнопку стартера.

Перед запуском рычаг коррекции смеси рекомендуется установить в следующее положение:

а) при нормальной температуре наружного воздуха — в среднее положение, соответствующее нормальной смеси;

б) при низких температурах—в положение нормально + 2 деления по лимбу насоса, что соответствует богатой смеси;

в) при высоких температурах - и положение «Нормально».

Для облегчения запуска перед проворачиванием винта необходимо залить двигатель бензином с помощью заливочного шприца, расположенного на левой стороне мотогондолы.

Заливку следует производить в количестве:

- при нормальных температурных условиях 2—3 хода плунжера насоса, а при высоких— 1—2 хода плунжера насоса;

- при отрицательных температурах наружного воздуха, при подогретом двигателе - 3—4 хода плунжера насоса.

При запуске горячего двигателя заливку плунжером производить не следует. Рычаг дросселя перед запуском рекомендуется устанавливать в среднее положение на колонке управления двигателями.

8. После запуска двигателя выключить нагнетатель, перевести рычаг корректора смеси в положение «Нормально» и работать на 1000 об/мин в течение 1—2 мин.

Не позднее, чем через 10—15 сек. после запуска давление масла должно быть не ниже 2,5 кг/см². В противном случае двигатель необходимо выключить.

9. Если двигатель не запустился после нескольких попыток, следует выключить зажигание и повторить операции, изложенные в пп. 4—7.

Предупреждение. Запуск от стартера разрешается производить не более трех раз с интервалом 30 сек. между запусками, и продолжительность непрерывной работы стартера допускается не более 10 сек. Если в течение трех запусков двигатель не заработает, то необходимо сделать перерыв до полного охлаждения электродвигателя стартера (не менее 10 мин).

Как только двигатель заработает, немедленно отпустить кнопку стартера. Включение стартера при работающем двигателе приводит к износу храповика.

Прогрев двигателей

Через 1—2 мин. после запуска двигателя постепенно повысить обороты до 1500 в минуту и прогревать двигатель до тех пор, пока давление масла не повысится до
3—4 кг/см². При этом температура масла на входе в двигатель должна повыситься до 25°С, а на выходе из двигателя—не ниже 35°С.

Двигатель считается прогретым для опробования. когда температура головок цилиндров будет не ниже 100°С и температура масла на входе в двигатель будет 25°С, на выходе из двигателя — 35°С.

Опробование двигателей (поочередно)

1. На режиме 2000 об/мин при малом шаге винта проверить работу системы зажигания, для чего поочередно выключить каждое магнето не более чем на 20 сек. Перед переключением с одного магнето на другое включить на 20—30 сек. оба магнето, чтобы «прожечь» свечи.

При переключении с двух магнето на одно число оборотов не должно уменьшиться более чем на 30—50 в минуту.

2. Проверить работу воздушного винта. Для этого выполнить следующие операции:

На самолете Л-200А:

а) рычагом газа при выключенном нагнетателе установить максимальный режим работы двигателя; при нажатой кнопке «Старт» обороты двигателя должны быть 2400 ± 20 об/мин;

б) нажать кнопку перевода винта на режим «Набора». Обороты двигателя должны снизиться до 2300 ± 50 об/мин;

в) нажать кнопку установки винта на режим «Максимальной скорости»; при этом обороты должны установиться 1900 ± 50 об/мин;

г) нажать поочередно на кнопки затяжеления и облегчения винтов и проверить их действие;

д) установить винт в положение «Старт» и нажать на кнопку флюгирования. Как только обороты начнут снижаться, не доводя винт до флюгерного положения, нажать на кнопку вывода винта из флюгера.

На самолете Л-200Д:

а) при малом шаге винта сектором газа установить двигателю 2300—2400 об/мин. Не трогая сектора газа, перевести рычаг управления винтом в положение «Большой шаг». Число оборотов при этом должно снизиться до 1200—1300 в минуту. При обратном переводе рычага управления регулятором оборотов должно восстановиться первоначальное число оборотов, т.е. 2300—2400 в минуту. Изменение оборотов от максимальных до минимальных и обратно должно происходить за 2—3 сек.;

б) проверить работу винта и регулятора оборотов на равновесных оборотах. Для этого при положении рычага управления винтом на малом шаге, рычагом газа установить двигателю 2600 об/мин. Затем затяжелить винт до 2300 об/мин и рычагом газа уменьшить давление на всасывании на 100—120 мм рт. ст., при этом число оборотов двигателя должно остаться постоянным. Рычагом газа снизить число оборотов до 1100—1200 в минуту, затем плавно увеличить давление на всасывании до первоначального, число оборотов должно установиться заданное, т. е. 2300 в минуту. В случае резкого выполнения указанных операций число оборотов может соответственно увеличиться или уменьшиться на 50—100 в минуту, но через 1—2 сек. оно должно восстановиться на первоначальном уровне;

в) проверить систему флюгирования, для чего рычагом газа установить двигателю 1200 об/мин и перевести рычаг управления шагом винта в положение «Большой шаг», освободить проходную защелку, перевести рычаг управления шагом винта до упора и возвратить его на 10 мм назад.

При исправной системе флюгирования загорается зеленая лампочка, а лопасти переходят во флюгерное положение. После перехода лопастей во флюгерное положение сигнальная лампочка погаснет, что свидетельствует о выключении флюгерного насоса. Вывести винт из флюгерного положения, для чего рычаг управления шагом винта установить в положение «Большой шаг» и нажать кнопку вывода винта из флюгера. Во время работы флюгерного насоса должна гореть зеленая лампочка.

3. Проверить работу двигателя на взлетном режим с включенными нагнетателями.

Показания приборов при этом должны быть:

число оборотов — 2550 ± 50 (для Л-200А)

 2750 ±30 (для Л-200Д);

давление наддува — Р₀ + 150 ± 10 –мм рт. ст.

давление масла — 3,5—4 кг/см²

давление бензина — 0,2—0,3 кг/см²

4. Проверить приемистость двигателя. Переход от режима малого газа до номинального (полный газ) должен совершаться плавно в течение 2—3 сек.

5. Проверить работу двигателя на режиме малого газа.

Показания приборов должны быть:

число оборотов — 450—500 об/мин

давление масла — не ниже 2,5 кг/см²

давление бензина — не ниже 0,1 кг/см².

6. Проверить величину и стабильность напряжения генератора. Для этого - надо выключить АЗС «Аккумулятор» и один генератор, нажать на кнопку вольтамперметра и, плавно увеличивая обороты двигателя, убедиться, что генератор вступает в работу при оборотах двигателя не более 1200—1400 об/мин.

Показания прибора должны быть 26,5—28,5 в.

7. Проверить работу стеклоочистителя.

8. Включить АЗС «Аккумулятор» и проверить, производится ли подзаряд аккумулятора по отклонению стрелки вольтамперметра влево от нулевого положения. Отклонение стрелки вольтамперметра вправо от нулевого положения укажет на разряд аккумулятора, вследствие недостаточного напряжения генератора, и на необходимость замены этого генератора в комплекте с его регуляторной коробкой.

Аналогичным образом проверить работу другого генератора.

Примечание: Система регулирования напряжения генераторов при помощи регуляторных коробок фирмы «Сцинтила» не обеспечивает необходимой стабильности напряжения при изменении нагрузки генераторов. В связи с этим напряжение генераторов с увеличением их нагрузки до номинальной может снизиться на 1—2 в, а разность в напряжении генераторов, при одинаковых оборотах авиадвигателей, может достигать
1—1,5 в, что считать допустимым.

9. После опробования двигателей проверить работу командной радиостанции, руководствуясь рекомендациями, приведенными в разделе «Радиооборудование самолета».

Остановка двигателей

1. Перед остановкой двигателя необходимо дать двигателю поработать несколько минут на режиме 1000—1200 об/мин при полностью открытых створках охлаждения двигателя и маслорадиатора.

2. После охлаждения двигателя до температуры головок цилиндров 120°С и ниже перевести рычаг газа в положение «Малый газ» и выключить зажигание.

3. После остановки двигателя закрыть бензиновый кран и выключать все «АЗС» и выключатели.

Предупреждение. Не допускать работы двигателя при выключенном зажигании. Если двигатель продолжает работать при выключенном зажигании, необходимо снова включить зажигание и продолжать охлаждение двигателя.

4. Запрещается закрывать неостывший двигатель чехлом во избежание разрушения изоляции проводов.

Заключительные работы пилота перед выруливанием на старт.

Перед выруливанием на старт пилот обязан:

1) установить сиденье в удобное для работы положение;

2) привязаться ремнями и проверить, привязались ли ремнями пассажиры. Проверить надежность закрытия дверей;

3) движением штурвала и педалей убедиться в легкости и правильности хода рулей и элеронов;

4) проверить работу взлетно-посадочных щитков путем их выпуска и уборки;

5) установить триммеры рулей управления в нейтральное положение. При этом должны загореться зеленые контрольные лампочки на пульте управления;

6) проверить показания всех приборов и убедиться в нормальном температурном режиме двигателей;

7) убедиться в нормальной работе авиагоризонта и курсового гироскопа и разарретировать их;

8) поставить стрелки высотомеров на нуль шкалы высоты;

9) при температуре наружного воздуха нуль и влажном воздухе, температуре ниже нуля или в условиях свежезаснеженного аэродрома включить электрообогрев приемника воздушных давлений;

Примечание. На земле включать электрообогревательный элемент мощностью около 100 вт можно лишь периодически на 1—2 мин.

10) включить питание УКВ радиостанции:

— переключатель телефонов на приборной доске установить в нужное положение;

— установить нужный канал связи.

Если на самолете установлена радиостанция ВКП- 10, произвести точную подстройку частоты приемника (порядок указан в разделе «Проверка радиооборудования при питании от аэродромного источника электроэнергии»);

11) прослушать работу командной радиостанции и, убедившись, что диспетчер не занят переговорами с экипажами других самолетов, запросить разрешения на руление и взлет;

12) дать команду убрать колодки из - под колес шасси;

13) снять колеса со стояночного тормоза и начать руление.

Глава III. ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТА

Руление

1. Руление на старт производится после проверки пилотом готовности самолета согласно карте обязательных контрольных проверок.

2. Убедившись в результате проверки по контрольной карте в готовности самолета к выруливанию, пилот включает радиостанцию, устанавливает связь с диспетчером КДП и запрашивает разрешение на выруливание самолета на старт. После получения разрешения убирает газ до минимальных оборотов и подает команду «Убрать колодки». Удостоверившись по ответу техника, что колодки убраны и путь самолету свободен, выключает стояночный тормоз шасси, отпускает тормоза, плавно увеличивает мощность двигателей с режима малого газа и, стронув самолет с места, начинает руление.

3. Страгивание самолета с места на ВПП и РД с искусственным твердым покрытием происходит при работе двигателей на оборотах 1000—1200 об/мин. При 900—950 об/мин самолет рулит со скоростью 10—15 км/час.

4. Руление по грунту производится на несколько больших оборотах двигателей, чем по бетону или другому искусственному покрытию, и зависит, в основном, от состояния ВПП или РД.

Проходимость самолета достаточна для руления по мягкому или песчаному грунту, а в зимнее время по неукатанному снежному покрову глубиной до 150 мм.

5. При рулении по прямой рекомендуется обоим двигателям устанавливать одинаковые обороты и легкими нажимами на педали управлять передним колесом. Переднее колесо поворачивать не более чем на 30°, так как при большем угле происходит самоотключение механизма управления колесом.

Вблизи препятствий, по незнакомой местности, по размокшему или неровному грунту рулить на пониженной скорости, соблюдая максимальную осмотрительность.

6. Развороты при рулении выполнять при помощи управления переднем колесом с применением, в случае необходимости, тормозов и режима работы двигателей.

Запрещается разворачиваться на полностью заторможенном колесе ввиду того, что это приводит к порче авиашин и может вызвать деформацию колес и узлов стоек шасси.

7. В процессе руления пилот обязан проверить правильность и эффективность действия тормозов колес.

Подготовка к взлету

1. Вырулить на ВПП и поставить самолет по направлению линии взлета, для чего прорулить 5—10 м по направлению взлета и убедиться, что переднее колесо установлено по направлению ВПП.

2. Выпустить закрылки на 15°—20°.

3. Установить рычаги коррекции смеси в положение «Нормальная» смесь.

4. На самолете Л-200А установить нажатием кнопки управления воздушные винты в положение «Разбег», а на самолете Л-200Д рычаги управления шагом винта установить в положение «Минимальный шаг».

5. Установить топливные краны в положение «Основные топливные баки»; включить подкачивающие насосы топлива.

6. Включить нагнетатели двигателей.

7. Затормозить основные колеса.

8. Убедившись в нормальном температурном режиме двигателей, поочередно проверить приемистость двигателей; полностью открыть жалюзи двигателей, убедиться, что при полном открытии дросселя обороты двигателя соответствуют взлетному режиму.

Приборы при этом должны показывать для каждого двигателя:

9. Поставить стрелку курсового гироскопа на значение магнитного курса или курса ВПП.

10. Запросить разрешение на взлет. После разрешения диспетчера СКП начать разбег самолета.

Взлет

1. Получив разрешение на взлет, растормозить колеса и плавным движением перевести рычаги управления газом двигателей на взлетный режим.

2. После того как самолет достигнет скорости от 60 до 70 км/час в трехточечном положении, плавным отклонением штурвала «на себя» приподнять переднее колесо на
100 мм над ВПП.

3. Стремление самолета к развороту парировать отклонением руля направления.

4. В этом положении выдержать самолет до отрыва от земли.

5. Отрыв самолета происходит плавно. Скорость отрыва самолета с закрылками, отклоненными на 20°, составляет 90—100 км/час, а с убранными закрылками
110—120 км/час. Длина разбега в зависимости от полетного веса и условий старта находится в пределах 240— 300 м.

6. Уход от земли должен быть плавным, без излишнего выдерживания, с постепенным увеличением скорости полета. По достижении скорости 140—145 км/час на высоте не менее 5 м убрать шасси.

7. После уборки шасси установить винты на самолете Л-200А в положение «набора», для чего нажать на среднюю кнопку со стрелкой вверх.

Предупреждение. На самолете Л-200А увеличение скорости при постоянном угле установки лопастей винта связано с увеличением оборотов двигателя, поэтому при изменении поступательной скорости полета в наборе высоты необходимо следить за режимом работы двигателя, не допуская раскрутки винта сверх 2780 об/мин.

8. После преодоления препятствий, на высоте, не менее 50 м, убрать закрылки.

9. Достигнув скорости полета 175—180 км/час, произвести дальнейший набор высоты, сняв давление со штурвала триммером руля высоты.

10. Обороты двигателя на взлете и в наборе высоты не должны превышать 2780 об/мин. Работа двигателей на этом режиме при полном открытии дросселя с включенными нагнетателями допускается в течение не более 5 мин.

Однако без необходимости (пользоваться длительное время этим режимом не следует, так как это ведет к повышенному износу деталей двигателя. Поэтому после преодоления препятствий рекомендуется выключить нагнетатели двигателей и продолжать набор высоты на номинальном режиме, т.е. установить двигателю обороты 2600 об/мин и давление наддува 740 мм рт. ст.

Набор высоты

1. При необходимости выполнять полет на эшелоне после преодоления всех препятствий на высоте 400 м в режиме набора устанавливается правый высотомер на давление 760 мм рт. ст. и продолжается набор до заданного эшелона.

2. Набирать высоту рекомендуется на наивыгоднейшей скорости набора у земли 175—180 км/час.

Время набора высоты на номинальном режиме работы двигателей (п = 2600 об/мин, Р_к = 740 мм рт. ст.) см. в табл. 6.

3. Для увеличения скороподъемности на высотах более 1500 м и повышения потолка самолета необходимо включить нагнетатели. Как правило, набирать высоту следует на мощности 0,75 номинала (п = 2400 об/мин, Р_к = 710 мм рт. ст.).

4. Максимальная вертикальная скорость набора высоты на номинальном режиме работы двигателей, при выключенных нагнетателях (Р_к = 770 мм рт. ст.) у земли составляет 5,0 м/сек, а при выключенных нагнетателях (Р_к = 740 мм рт. ст.) на высоте 1500 - 4,9 м/сек. Практический потолок при включенных нагнетателях составляет 4700 м.

 

Таблица 6

Время набора высоты на номинальном режиме

3. При наличии пассажиров скороподъемность должна быть не более 2—3 м/сек. Увеличение скороподъемности выше 3 м/сек допускается при полете без пассажиров и в случае необходимости быстрого набора высоты из- за метеорологических условий, преодоления препятствий и т. д.

4. Во время набора высоты до 3000 м ручка коррекции смеси должна быть в положении «Нормально».

5. В наборе высоты постоянно следить за температурным режимом двигателей.

При нормальной работе двигателей приборы должны показывать:

Температура входящего масла:

рекомендуемая                                                                                      40—70ºС,

максимально допустимая в течение не более
10 мин. непрерывной работы                                                             85°С,

Температура выходящего масла:

Рекомендуемая                                                                                      50—80ºC,

максимально допустимая в течение не более
10 мин. непрерывной работы                                                             100°С

Температура головок цилиндров:

Рекомендуемая                                                                                     140—170°С,

максимально допустимая в течение не более
5 мин. непрерывной работы                                                               200ºC

6. Если температурный режим одного из двигателей превышает допустимые пределы при полностью открытых створках охлаждения маслорадиатора и двигателя, необходимо уменьшить мощность этого двигателя и продолжать набор высоты. Если эта мера не будет эффективна, то увеличить скорость полета, уменьшив набор высоты, или перевести самолет в режим горизонтального полета. Установить винты в положение «Минимальный шаг» и секторами газа уменьшить обороты двигателя, выдерживая выбранную для полета скорость.

7. Охладив двигатели, продолжать набор высоты до заданного эшелона. Набрав высоту заданного эшелона, установить левый высотомер на давление 760 мм рт. ст.

Горизонтальный полет

1. После набора высоты, согласно заданному эшелону, следует установить такой крейсерский режим полета, который обеспечит прибытие самолета в пункт назначения в заданное расписанием время, но не выше максимального крейсерского режима. В особых случаях, при отказе одного из двигателей, а также при испытательных полетах, разрешается использовать номинальный режим работы двигателей без ограничения.

2. При переводе самолета в режим горизонтального полета необходимо:

а) выключить нагнетатели и подкачивающие насосы основных баков;

б) посредством рычагов газа отрегулировать давление наддува двигателям согласно выбранному режиму;

в) на самолете Л-200А установить винты в положение «Максимальная скорость», а на самолете Л-200Д рычагом управления шагом винта отрегулировать обороты двигателям 2400 об/мин.

3. Режимы горизонтального полета следует устанавливать в соответствии с табл. 1.

4. В полете пилоту необходимо следить за показаниями приборов, контролирующих работу двигателей.

При нормальных условиях работы двигателей
на крейсерском режиме приборы должны показывать:

Давление масла, кг/см²                                                            3,5—4

Давление бензина, кг/см²                                                                           0,2—0,3

Температура масла на входе в двигатель:

рекомендуемая                                                                40—70°С

максимальная                                                                  80°С

Температура масла на выходе из двигателя:

рекомендуемая                                                                50—80°С

максимальная                                                                  90°С

Температура головок цилиндров:

рекомендуемая                                                                140—170°С

максимальная                                                                  185°С

минимальная                                                                   100°С

5. В горизонтальном полете необходимо расходовать топливо сначала из дополнительных, а затем из основных баков. На самолете Л-200Д контролировать расход топлива следует по топливомерам. Верхняя шкала топливомера показывает наличие топлива в основном баке (на конце крыла), а нижняя шкала - количество топлива в дополнительном баке (в крыле). Загорание оранжевой контрольной лампочки на топливомере указывает пилоту на то, что в основном баке осталось только 25л топлива.

На самолете Л-200А контроль за выработкой топлива из дополнительного бака осуществляется по режиму работы двигателей и продолжительности полета. При загорании сигнальных лампочек немедленно переключить соответствующий кран на основной бак. Загорание сигнальной лампочки постоянным светом свидетельствует об остатке топлива в баке на 1,5—2 мин. полета.

В случае неравномерной выработки топлива из правого и левого основных баков допускается пользоваться системой кольцевания, для чего необходимо включить систему кольцевания путем нажатия соответствующей кнопки и закрыть топливный бак с меньшим остатком топлива.

6. С целью снижения расходов топлива в горизонтальном полете необходимо рычаги коррекции смеси перевести в положение «Бедная смесь». Работа двигателей с коррекцией «Бедно» разрешается на всех крейсерских режимах в случае, если температурные режимы двигателей находятся в допустимых пределах. В случае повышения температурного режима двигателей сверх допустимого необходимо рычаг коррекции смеси переместить в сторону «Нормально».

При переводе самолета в режим набора высоты или снижения рычаг коррекции следует установить в положение «Нормально».

7. В горизонтальном полете самолет на всем диапазоне эксплуатационных центровок устойчив и легко балансируется триммером. Управляемость самолета в полете хорошая.

8. Развороты производить с кренами не более 30° на скорости не менее 180 км/час и на высоте не менее 100 м. Если скорость полета менее 180 км/час, то крены на разворотах не должны превышать 15°.

РАБОТА С РАДИОСРЕДСТВАМИ И ПИЛОТАЖНЫМИ ПРИБОРАМИ.

1. Включить питание радиокомпаса.

— установить в нужное положение переключатель телефонов;

— настроить приемник на частоту приводной или широковещательной радиостанции (порядок настройки приведен в разделе «Проверка радиооборудования при питании от аэродромного источника электроэнергии»).

2. Использовать радиокомпас для полета на привод, для пеленгации или для захода на посадку.

3. Питание УКВ радиостанций в течение всего полета должно быть включено.

4. В полете следить за работой командной радиостанции. При необходимости или вызове выйти на связь с диспетчером аэропорта или другими самолетами.

5. В соответствии с планом по связи своевременно производить переход с одного канала связи на другой.

Если на самолете установлена радиостанция ВКП-10, то при переходе на другой канал связи произвести точную подстройку частоты приемника (порядок указан в разделе «Проверка радиооборудования при питании от аэродромного источника электроэнергии»).

6. При полете в условиях возможного обледенения включить обогрев приемника воздушных давлений ПВД.

7. Периодически через 15—20 мин. в спокойном горизонтальном полете согласовывать показания курсового гироскопа с магнитным компасом.

8. Если в полете начнет проявляться значительная «болтанка», то необходимо уменьшить скорость полета до 195 км/час.

Минимальные скорости полета.

Минимально допустимые скорости полета по прибору установлены следующие:

двухмоторный полет с убранными шасси и закрылками              —140 км/час;

двухмоторный полет с отклоненными на 15° закрылками           — 130 км/час;

одномоторный полет                                                                        — 150 км/час.

На этих скоростях разрешается производить развороты с креном не более 15°.

Указанные скорости обеспечивают запас до скоростей начала бафтинга порядка 15 км/час и до скоростей сваливания 20—30 км/час. Полет на скоростях меньших минимально допустимых запрещается. Значения скоростей начала бафтинга и скоростей сваливания в зависимости от использования мощности двигателей и механизации крыла в двухмоторном полете с полетным весом 1950 кг приведены в табл. 7.

Таблица 7

За 5—10 км/час до сваливания возникает бафтинг хвостового оперения, ощущаемый по характерной тряске органов управления и приборной доски пилота.

Сваливание происходит достаточно плавно, самолет при этом обычно кренится и разворачивается вправо, одновременно опуская нос. Угловые скорости крена и рысканья в момент сваливания достигают 5—6 град/сек., а угловая скорость тангажа 10—15 град/сек.

В случае сваливания пилот должен немедленно отдать штурвал от себя. Самолет при этом легко выходит из сваливания с потерей высоты около 50 м. Отклонение руля высоты, потребное для вывода, составляет 6—8º.

В одномоторном полете сваливание происходит в сторону неработающего двигателя, на большей скорости и более резко, чем в двухмоторном полете.

Сваливание в полете на левом работающем двигателе наступает примерно на 10 км/час раньше (т. е. на большей скорости), чем в случае полета на правом двигателе.

Значения скоростей сваливания в одномоторном полете приведены в табл. 8.

Таблица 8

Снижение.

1. При входе в зону АДС по командной радиостанции установить связь с КДП аэропорта посадки. Получив разрешение на вход в район аэропорта и данные о погоде, установить барометрические шкалы обоих высотомеров на давление аэродрома.

2. Перед началом снижения установить рычаги коррекции смеси в положение «Нормально».

3. Скорость полета при снижении, как правило, держать такую же, как и в горизонтальном полете перед снижением.

Наивыгоднейшая скорость полета самолета при снижении находится в пределах 175—200 км/час. Вертикальная скорость снижения самолета при наличии пассажиров на борту должна быть не более 2 м/сек.

4. Во время планирования или длительного снижения следить, чтобы температура головок цилиндров была не ниже 70°С, а температура масла на входе в двигатель не ниже 40°С. Непосредственно перед посадкой, для хорошей приемистости в случае необходимости ухода на второй крут, двигатели необходимо прогреть до температуры головок цилиндров не ниже 100°С.

5. Перед заходом на посадку переключить топливные краны на основные баки, включить подкачивающие насосы топлива и нагнетатели двигателей.

Посадка.

1. При подходе к аэродрому пилот должен сличить показания магнитного компаса и курсового гироскопа и установить посадочный магнитный курс.

2. Получив разрешение по командной радиостанции на вход в малый круг и заход на посадку, пилот должен выполнить полет по кругу на указанной высоте. Построение прямоугольного маршрута контролировать по «Т» и по курсовому гироскопу LUN-1272.

3. Полет по кругу следует выполнять на скорости не менее 200 км/час, развороты выполнять с кренами не более 30°.

4. Перед третьим разворотом на траверзе «Т» выпустить шасси. Выпуск шасси производить на скорости не выше 200 км/час при помощи ручки управления шасси путем ее установки вниз, в положение «Выпущено». При этом погаснут сигнальные лампочки красного цвета и через 7—10 сек должны загореться три сигнальные лампочки зеленого цвета, что означает: шасси выпущено. Выпуск шасси необходимо также контролировать по давлению в гидросистеме, которое должно быть в пределах 60—65 кг/см², после чего кран шасси установить в нейтральное положение.

Если в течение 7—10 сек сигнальные лампочки положения шасси не загорятся, то необходимо проверить нажатием кнопки на указателе положения шасси, исправны ли эти лампочки. При нажатии кнопки должны загореться все лампочки на щитке положения шасси. О выпуске шасси можно также узнать при помощи механических указателей положения шасси. При выпущенном шасси красная риска на механических указателях выступает на 4 мм над контуром моторных гондол и над передней частью фюзеляжа.

Если выпуск шасси нормальным способом невозможен, то необходимо воспользоваться механизмом аварийного выпуска шасси. Для этого увеличить скорость до 210—220 км/час, основной рычаг управления шасси установить в нейтральное положение, а кран аварийного выпуска в положение «Шасси» и создать давление в гидросистеме аварийным ручным насосом до полного выпуска шасси. После применения в воздухе аварийного выпуска шасси какие - либо другие действия по выпуску и уборке шасси запрещаются. Шасси необходимо оставить в выпущенном положении до самой посадки. После посадки самолет установить на подъемник и стравить давление в аварийной системе, для чего кран аварийного выпуска шасси установить сначала в положение «Щитки- закрылки» и затем в нейтральное положение.

Проверить правильность уборки и выпуска шасси и определить причину дефекта, как об этом указано в Инструкции по обслуживанию самолета Л-200Д.

5. После выпуска шасси на самолете Л-200А установить воздушные винты в положение «Набор», а на самолете Л-200Д рычаги управления шагом винта в положение малого шага. Облегчение воздушных винтов ведет к увеличению оборотов двигателей. При облегчении воздушных винтов в полете следить, чтобы обороты двигателей не превышали 2780 в минуту. После выполнения 3-го разворота уменьшить скорость до 180 км/час и начать снижение с таким расчетом, чтобы вывод из 4-го разворота был на высоте не менее 100 м. Перед четвертым разворотом на высоте полета 150 м выпустить закрылки на 15°, после
4-го разворота уменьшить скорость до 160 км/час.

6. На высоте не ниже 50 м на скорости планирования не более 170 км/час выпустить закрылки на 30°.

7. При выпуске закрылков самолет стремится кабрировать. Поэтому по мере выпуска закрылков необходимо соразмерной отдачей штурвала и триммером руля высоты предупреждать взмывание самолета. После выпуска закрылков на 30° производить снижение на скорости не ниже 140 км/час, подтягивая самолет, в случае необходимости, увеличением мощности двигателей. После выпуска закрылков на 30° установить винты в положение «Взлет» на самолете Л-200А и малый шаг на самолете Л-200Д на случай ухода на 2-й круг.

8. Выравнивание самолета начинать на высоте 5—6 м плавным движением штурвала на себя и заканчивать на высоте 0,5—0,7 м.

9. Легким и плавным движением штурвала «на себя» произвести посадку самолёта, при этом на скорости 110—120 км/час для самолета Л-200А и 140 км/час для самолета Л-200Д посадку производить так, чтобы самолет сначала коснулся земли колесами основного шасси. После посадки необходимо подтягивать штурвал «на себя» и удерживать переднее колесо на расстоянии 10 см от земли с таким расчетом, чтобы на переднюю ногу самолет опустился на наименьшей скорости движения (80—70 км/час).

10. На пробеге строго выдерживать направление, действуя рулем направления и применить торможение колес. Для сокращения длины пробега применять тормоза колес на травяном покрытии ВПП разрешается на скорости самолета не более 90 км/час, а на бетонном покрытии не более 80 км/час, чтобы избежать вибрации переднего колеса.

Примечание. Если тормозная система колес была применена на скорости самолета больше 90 км/час, то это приводит к перегреву тормозов колес и повреждению камер. Во избежание этого необходимо дальнейшее руление производить на малой скорости и минимально использовать тормоза, чтобы они могли остыть.

11. После окончания пробега убрать закрылки и отрулить самолет согласно указанию КДП.

12. Выключить гироприборы только после заруливания самолета на стоянку.

Заруливание самолета на стоянку и остановка двигателей.

1. После заруливания на стоянку и остановки самолета пилот обязан:

— ручку переключателя стояночных тормозов (желтая рукоятка) установить в положение «Стоянка», после чего созидать аварийным ручным насосом давление 20–25 кг/см² по манометру в системе стояночных тормозов и установить ручку в положение «Стоянка обеспечена». Манометр должен всегда показывать давление от 20 до 25 кг/см². Значительное падение давления свидетельствует о негерметичности в системе стояночных тормозов;

— выключить ненужные потребители электроэнергии;

— выключить двигатели в соответствии с рекомендациями раздела «Остановка двигателей»;

— после прекращения вращения винтов обесточить все системы и выключить бортовые аккумуляторы.

Глава IV. ОСОБЫЕ СЛУЧАИ ПОЛЕТА

Полеты с двумя работающими двигателями

Взлет с боковым ветром

На самолетах Л-200А и Л-200Д разрешается взлет с боковым ветром при определенных предельных условиях. Такими условиями являются:

1) скорость ветра не более 10 м/сек при угле между направлениями ветра и старта 90°;

2) скорость ветра не более 14 м/сек при угле между направлением ветра и старта 45°.

Боковой ветер при взлете вызывает на разбеге разворачивание самолета навстречу ветру, а в конце разбега и после отрыва — снос самолета. Пилот, выполняя взлет при боковом ветре, должен руководствоваться следующим:

1. При боковом ветре подъем переднего колеса начинать позже, чем три обычном взлете, так как при небольшой скорости, когда руль направления еще недостаточно эффективен, самолет в трехточечном положении обладает большей путевой устойчивостью.

2. Прямолинейность разбега осуществлять использованием руля направления, а при необходимости — работой двигателями. В начале разбега и до отрыва следует парировать разворот самолета, для чего при ветре справа следует нажать на левую педаль, при ветре слева — нажать на правую педаль. По мере возрастания скорости эффективность руля направления увеличивается, поэтому следует постепенно уменьшать их отклонение, выдерживая направление разбега и производя отрыв самолета без крена.

3. Скорость отрыва самолета должна быть на 5— 10 км/час больше нормальной, т.е. 115—125 км/час.

4. После отрыва самолета не допускать касания земли колесами, при котором из-за скоса произойдет боковой удар, могущий привести к срыву пневматика или другим повреждениям шасси.

5. Высота выдерживания после отрыва должна быть увеличена на один метр по сравнению со взлетом самолета без бокового ветра, так как при этих условиях наиболее вероятно увеличение крена самолета и изменение высоты от порыва ветра, которое может вызвать задевание основных топливных баков крыла за землю.

6. После отрыва направление полета сохранять, создавая крен в сторону, обратную сносу, и нажимая ногой на педаль, противоположную крену. Кроме этого, надо бороться со скольжением курсом или парировать снос самолета изменением курса на угол, равный углу сноса самолета.

Посадка при боковом ветре.

На самолетах Л-200А и Л-200Д разрешается производить посадку с боковым ветром при определенных условиях. Такими условиями являются:

1) скорость ветра не более 10 м/сек при угле между направлениями ветра и старта 90°;

2) скорость ветра не более 14 м/сек, при угле между направлениями ветра и старта 45°.

Боковой ветер при посадке самолета вызывает его снос по ветру, а на пробеге - и разворачивание против ветра. Пилот, выполняя посадку при боковом ветре, должен руководствоваться следующим:

1) заходить на посадку с учетом ветра и выполнять ее особенно тщательно;

2) направление на планировании и выдерживании сохранять созданием крена в сторону, противоположную сносу, и удерживанием самолета от разворота в сторону крена, нажимая ногой на противоположную педаль;

3) при посадке с боковым ветром закрылки должны быть отклонены на 15-20°, а при встречном ветре и в штиль их отклоняют на 30°;

4) перед приземлением убрать крен самолета и посадку производить без крена на основные колеса с приподнятым передним колесом на скорости, большей на 5—10 км/час, чем при посадке в нормальных условиях, т.е. на скорости 115—125 км/час для самолета
Л-200А и 145—150 км/час для самолета Л-200Д. После приземления убрать закрылки;

5) сохранять направление на пробеге, как и при разбеге на взлете, управляя не только рулем высоты, но и при необходимости и одностороннем торможением.

Осуществлять торможение колес для сокращения пробега следует только после опускания передней ноги. Передняя нога должна быть опущена на землю не раньше, чем при скорости самолета 90—75 км/час.

Вынужденная посадка вне аэродрома.

Если до момента посадки возможно продолжение визуального полета (высота полета более 100 м, имеется горючее и пр.), то пилоту необходимо руководствоваться следующим:

1) шасси оставить в убранном положении;

2) выбрать площадку для наиболее безопасного приземления;

3) произвести заход и точный расчет на посадку с учетом направления ветра;

4) для обеспечения меньшей скорости выпустить закрылки до 30°;

5) выбрав место посадки, срочно сообщить район посадки КДП;

6) перед приземлением во избежание пожара закрыть оба топливных крана; выключить зажигание; выключить основной выключатель электрической сети.

Уход на второй круг.

При уходе на второй круг пилоту необходимо:

1. Сохраняя скорость полета неизменной, плавно (в течение 1,5—2 сек.) увеличить режим работы двигателей до взлетного и перевести самолет в горизонтальный полет. При установлении взлетного режима двигателей необходимо соблюдать следующее: увеличение дачи газа в диапазоне первой трети хода сектора нужно производить медленно (в течение 1,5—2 сек.), после чего можно сектор газа перемещать быстрым темпом. Число оборотов двигателей на самолете повысится до 2750 об/мин ± 20 об/мин.

2. После установившейся работы двигателя на взлетном режиме, на скорости не менее 150 км/час перевести самолет в режим набора высоты. На высоте не менее 5 м убрать шасси.

3. По достижении высоты 40—50 м увеличить скорость и перейти на нормальный режим набора высоты на скорости - полета 175—180 км/час. Установить число оборотов двигателям 2600 об/мин и давление наддува 740 мм рт. ст.

4. На высоте не менее 50 м убрать закрылки.

5. Во время уборки закрылков штурвалом предупреждать стремление самолета к изменению угла атаки и выдерживать скорость полета не менее 155—160 км/час.

Полеты с одним неработающим двигателем.

Отказ одного из двигателей на взлете.

1. Самолет Л-200А с полетным весом 1950 кг обладает летными качествами, позволяющими в условиях обычных температур наружного воздуха безопасно совершать полет в случае отказа одного из двигателей.

Поэтому самолет, впервые поступивший в данное авиационное подразделение новый, после ремонта или из другого подразделения, а также после каждой смены двигателей должен быть облетан в горизонтальном полете на одном двигателе. Результаты облета и особенности поведения самолета записать в формуляр самолета.

2. Пилот самолета перед вылетом в рейс должен ознакомиться и твердо знать записанные в формуляре характеристики данного самолета при полете на одном двигателе и учитывать их при пилотировании в случае отказа одного из двигателей. Кроме того, пилоты должны обязательно пройти обучение и тренировку по пилотированию самолета с одним работающим двигателем.

3. Основным признаком отказа двигателя является стремление самолета к развороту и крену в сторону отказавшего двигателя.

4. Во время взлета самолета пилот должен быть готов в любой момент принять меры, обеспечивающие безопасную остановку самолета на аэродроме, приземление или безопасное завершение взлета на случай отказа одного из двигателей.

5. Пилот обязан знать состояние ВПП, концевые полосы безопасности, наличие препятствий на аэродроме, а также знать рельеф местности и свободные от препятствий площадки в зоне подходов в радиусе 5—10 км от аэродрома на случай вынужденной посадки при отказе одного из двигателей.

Отказ двигателя на разбеге.

1. В случае отказа одного из двигателей в процессе разбега до подъема переднего колеса (скорость не более 60—70 км/час) следует опустить переднее колесо на ВПП, убрать газ работающему двигателю и применить плавное торможение колес. При этом обеспечивается прекращение движения самолета до полной его остановки на дистанции, не превышающей 350 м от начала разбега.

2. При отказе одного из двигателей на разбеге до достижения скорости для самолета
Л-200А 140 км/час пилот должен немедленно убрать газ обоих двигателей и прекратить полет, использовав все средства для гашения скорости. Дистанция от начала разбега до остановки самолета составляет 800—900 м в стандартных условиях атмосферы.

Направление выдерживать, используя тормоза колес, а в случае необходимости - управление передним шасси.

В случае, когда не удается избежать встречи с препятствиями, следует торможением одного из колес шасси развернуть самолет так, чтобы избежать лобового удара. Если и отворот не обеспечивает безопасность для избежания удара, убрать шасси, выключить зажигание, бортсеть и перекрыть доступ бензина к двигателям.

3. При отказе одного из двигателей на разбеге, а также после отрыва и достижения скорости на самолете Л-200А 140 км/час и более пилоту предоставляется право либо продолжать полет для посадки на аэродроме вылета или на другую пригодную площадку, либо прекратить взлет, если он считает прекращение полета в данных условиях наиболее безопасным.

В случае принятия решения о продолжении полета пилот обязан, удерживая самолет от разворота и крена, не терять времени на выяснение причин отказа двигателя и, определив отказавший двигатель по направлению начала разворота самолета, немедленно ввести воздушный винт отказавшего двигателя во флюгерное положение, выключить зажигание, а затем:

1) рукоятку управления шасси установить в положение «Убрано»;

2) работающий двигатель оставить на взлетном режиме. Взлетным режимом разрешается пользоваться в течение 5 мин., а в случае крайней необходимости даже в течение 10 мин., если температурный режим двигателя не будет выходить из допустимого предела.

По достижении скорости 150 км/час винт работающего двигателя установить в положение «набора»;

3) производить набор высоты до 50 м на скорости 150 км/час на самолете Л-200А, убрать закрылки;

4) после уборки закрылков продолжать набор высоты до 100 м на скорости 160 км/час.

Полет производить с креном 2—3° в сторону работающего двигателя;

5) В полете следить за температурным режимом работающего двигателя; в зависимости от температурного режима открыть на работающем двигателе створку маслорадиатора и жалюзи охлаждения двигателя;

6) закрыть топливный кран отказавшего двигателя. Закрыть створки маслорадиатора и капота охлаждения двигателя;

7) после преодоления препятствий и набора 100 м высоты уменьшить режим работающего двигателя до номинального (n = 2600 об/мин. Р_к == 740 мм рт. ст.) и произвести заход на посадку;

8) пилоту в любой момент продолжения полета после отказа двигателя на взлете предоставляется право совершить посадку с убранным шасси; посадка на аэродром разрешается как с убранным, так и с выпущенным шасси в любом безопасном направлении, по выбору пилота;

9) в случае крайней необходимости для обхода препятствий допускаются пологие отвороты как в сторону работающего, так и в сторону неработающего двигателя на скорости не менее 160 км/час с креном до 10°.

Развороты после взлета с отказавшим двигателем при отсутствии препятствий следует, как правило, производить на высоте не ниже 50 м.

При выполнении отворота и разворота пилот обязан следить за скоростью по прибору, ни в коем случае не допуская ее уменьшения. Особенно недопустимо уменьшение скорости при выполнении отворота или разворота в сторону неработающего двигателя.

Пилот должен помнить, что потеря скорости может вызвать резкое скольжение и срыв самолета.

Отказ одного из двигателей в режиме набора высоты.

При отказе двигателя в режиме набора высоты пилоту запрещается выполнять полет по маршруту (заданию), а производится посадка самолета.

Посадку самолета необходимо производить на аэродром вылета с любого направления как с выпущенным, так и с убранным шасси по усмотрению пилота. Разрешается производить посадку также на местности, обеспечивающей безопасную посадку. В этом случае шасси должно быть убрано.

Развороты самолета производить только в сторону работающего двигателя;

Отказ двигателя в установившемся режиме набора высоты особых трудностей в пилотировании самолета не вызывает. В этом случае, выдерживая скорость полёта на самолете Л-200А 160 км1час и на самолете Л-200Д 165 км/час, необходимо выполнить последовательно следующее:

1) дать полный таз работающему двигателю;

2) зафлюгировать винт отказавшего двигателя;

3) выключить зажигание и топливный кран неработающего двигателя, закрыть створку маслорадиатора и створку охлаждения двигателя;

4) отрегулировать число оборотов двигателя на 2600 об/мин и давление наддува
740 мм рт. ст.;

5) при необходимости уменьшить нагрузку на педали триммерами руля направления;

6) набирать высоту для преодоления препятствий следует без крена, так как крен значительно уменьшает скороподъемность самолета;

7) в тех случаях, когда нет возможности зафлюгировать винт отказавшего двигателя, следует перевести лопасти винта на предельно большой шаг и установить минимальные обороты, какие только возможно будет достигнуть в полете.

При посадке с убранным шасси следует выключить зажигание, бортсеть и закрыть доступ топлива к двигателю.

Отказ одного из двигателей в горизонтальном полете.

При отказе одного двигателя в горизонтальном полете следует выполнить следующее:

1. Ввести винт неработающего двигателя во флюгерное положение.

2. На самолете Л-200А установить лопасти винта на работающем двигателе в положение «Набора». На самолете Л-200Д лопасти винта установить на минимальный шаг.

Примечание. На самолете Л-200А во избежание раскрутки двигателя лопасти винта устанавливать на скорости не более 170 км/час.

3. Включить нагнетатель, установить число оборотов двигателю, соответствующее номинальному режиму п = 2600 об/мин, Р_к = 740 мм рт. ст., и рукоятку корректора смеси поставить в .положение «Нормально». Если полет будет происходить со снижением высоты, то для сохранения высоты периодически по 5 минут с перерывами применять взлетный режим двигателю.

4. Выключить зажигание и топливный кран на отказавшем двигателе.

5. В горизонтальном полете необходимо лететь со скоростью 165 км/час на высотах ниже 1500 м и 160 км/час на высотах выше 1500 м. Если полет происходит с потерей высоты и уменьшением скорости ниже 160 км/час, пилот обязан выбрать площадку с воздуха и произвести посадку с убранным шасси и выпущенными закрылками.

6. Полет должен производиться с небольшим (2—3°) креном в сторону работающего двигателя с соответствующим отклонением руля направления для предотвращения отклонения самолета от направления полета. Руль направления сбалансировать при помощи триммера.

7. Температурный режим на работающем двигателе регулировать в допустимом пределе при помощи открытия створок охлаждения двигателя и маслорадиатора.

8. На неработающем двигателе закрыть створки охлаждения и топливный кран.

9. Во всех случаях полета на одном двигателе скорость по прибору не должна быть меньше 150 км/час. Развороты самолета производить только в сторону работающего двигателя.

10. Во всех случаях полета на одном двигателе посадку следует производить на ближайшем аэродроме, где возможна безопасная посадка с одним работающим двигателем.

Если по каким - либо причинам пилот считает продолжение полета с одним работающим двигателем до ближайшего аэродрома небезопасным, он обязан выбрать площадку с воздуха и произвести посадку только с убранным шасси и выпущенными закрылками.

Снижение, заход на посадку и посадка с одним работающим двигателем.

Снижение, развороты и заход на посадку при сбалансированном триммером руля направления самолете практически выполняются на тех же скоростях, что и в полете с двумя работающим и двигателями.

Расчет на посадку должен быть особенно тщательным, шасси и закрылки следует выпускать в посадочное положение только при полной уверенности в правильности расчета. Шасси выпускать после четвертого разворота на высоте 100 м.

Планирование производить с нормальным или немного крутым углом, чтобы не было надобности в применении более высокой мощности двигателя при необходимости подтягивания. Во время посадки крен в сторону pa6oтающего двигателя убрать.

Уход на второй крут на самолете Л-200А с одним неработающим двигателем (при заходе на посадку с неотклоненными закрылками) возможен при скорости не менее
150 км/час и с высоты не менее 50 м.

Для ухода на второй круг в этом случае пилот обязан установить взлетный режим работающему двигателю, убрать шасси, сохраняя скорость полета не ниже
150—155 км/час.

Уход самолета на второй круг с высоты менее 50 м запрещается.

Запуск двигателя в воздухе.

Если температурный режим двигателя удовлетворительный, то в воздухе можно запустить двигатель следующим образом:

1. Установить рычаг или кнопку управления воздушным винтом в положение лопастей, соответствующее легкому шагу.

2. Для того чтобы избежать заброса оборотов, установить рычаг в положение «малый газ».

3. Включить топливный кран.

4. Вывести винт из флюгерного положения. Как только винт начнет вращаться, включить зажигание.

5. После запуска двигателя увеличить давление наддува до 500 мм рт. ст. и прогреть двигатель до нормального температурного режима, после чего установить двигателю режим, необходимый для полета.

Примечания: 1. Если при выводе винта из флюгерного положения он не будет вращаться от встречного потока при температуре головок цилиндров ниже 20°С, то включить нагнетатель и запустить двигатель при помощи электростартера.

2. Во время запуска двигателя не допускать уменьшения скорости полета самолета менее 150 км/час.

Глава V. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА
 В ЖАРКИХ УСЛОВИЯХ И НА ГРУНТОВЫХ АЭРОДРОМАХ.

1. Эксплуатация самолета Л-200А разрешается на аэродромах, оборудованных радиосвязью и имеющих диспетчера, осуществляющего руководство приема и выпуска самолетов.

2. Эксплуатация самолета со взлетным весом 1950 кг может производиться при температурах наружного воздуха до + 40°С.

Перед началом полета пилот должен определить по номограммам длину разбега и пробега самолета в зависимости от температуры наружного воздуха, атмосферного давления, взлетного и посадочного веса, силы ветра, уклона летной полосы.

Рассчитанные данные длины разбега и пробега должны быть занесены в полетное задание.

3. Производить взлеты и посадки самолета возможно на аэродромах, грунтовые условия которых характеризуются следующими данными:

длиной рабочей площади летной полосы, приведенной к стандартным условиям, - 550 м и по 50 м концевых полос безопасности при ширине лётного поля 200 м (100 м рабочей полосы и по 50 м боковых полос безопасности);

условной прочностью грунта не менее 3 кг/см²;

глубиной колеи не более 4 см;

высотой травяного покрова не более 15 см.

4. Эксплуатация самолета на грунтовых аэродромах должна производиться при тщательном контроле за состоянием грунтовой поверхности лётного поля. Разрешение на полёты этого самолёта с грунтовых аэродромов должно выдаваться только после определения состояния аэродрома непосредственно перед полетами. Для определения состояния грунта начальники аэропортов (площадок) должны иметь ударники У-1.

5. Взлет и посадка самолетов на аэродромах с переувлажненными грунтами, а также руление по ним запрещаются.

Выполнение полета.

Техника выполнения руления, взлета и посадки самолета на грунтовых аэродромах практически не отличается от техники выполнения указанных операций на аэродромах, имеющих искусственные покрытия (ВПП). Поэтому при полетах с грунтовых аэродромов необходимо выполнять требования настоящего Руководства по летной эксплуатации самолета с учетом изложенных ниже особенностей взлета и посадки.

Взлет.

1. Скорость отрыва самолета должна быть не менее 115 км/час. Отрыв самолета на меньшей скорости, запрещается. Не рекомендуется также чрезмерно разгонять самолет по грунту, так как это хотя и обеспечивает большую устойчивость самолета в момент отрыва, но в то же время значительно увеличивает длину разбега.

2. Длина разбега самолета колеблется в небольших пределах, в зависимости от состояния грунта, направления и силы ветра, температуры наружного воздуха, атмосферного давления, взлетного веса, уклона летного поля аэродрома и определяется по номограмме перед вылетом.

Посадка.

1. Посадочная скорость самолета составляет 120 км/час.

2. Заход на посадку должен производиться так же, как и в обычных условиях. Нагрузку на штурвал необходимо снимать отклонением триммера руля высоты.

3. При посадке на грунт закрылки должны быть отклонены в зависимости от размеров летного поля аэродрома и силы ветра от 10° до 30°. Посадку следует производить так, чтобы самолет сначала коснулся земли колесами основного шасси. После приземления на скорости около 80 км/час опустить самолет на переднюю ногу;

4. После окончания пробега убрать закрылки.

5. Длина пробега самолета с полетным весом 1950 кг при стандартных условиях с нормальным торможением и закрылками, отклоненными на 30°, составляет 300 м.

6. Длина пробега самолета в зависимости от температуры наружного воздуха, атмосферного давления, посадочного веса, силы ветра и уклона летного поля аэродрома определяется по номограмме.

Летно-технические характеристики самолета.

При эксплуатации самолетов в условиях температуры наружного воздуха +30-35°С летные характеристики самолета на колесном шасси снижаются по сравнению с характеристиками, полученными при стандартных условиях.

Максимальная скорость горизонтального полета уменьшается на 10—15 км/час.

Вертикальные скорости набора высоты с двумя работающими двигателями на номинальном режиме с включенными и выключенными нагнетателями уменьшается на 0,7—0,8 м/сек.

Практический потолок самолета снижается на 900— 1000 м.

Полет самолета на одном двигателе, работающем на номинальном режиме, происходит со снижением 0,4—0,5 м/сек до границы высотности двигателя 1500 м. В горизонтальном полете для поддержания высоты полета приходится периодически (не более чем по 5 мин.) пользоваться взлетным режимом двигателя.

Данные набора высоты на номинальном режиме приведены в табл. 9.

Таблица 9

Вертикальные скорости набора высоты и время набора высоты в двухмоторном полете самолета Л-200А с полетным весом 1950 кг при температуре наружного воздуха +30°С.

* Граница высотности двигателя.

Номограммы для определения длин разбегов и пробегов самолета на грунтовых аэродромах.

 

Номограммы позволяют определить длины разбега (рис. 3) и пробега (рис. 4) самолета по грунтовой поверхности аэродрома в зависимости от температуры наружного воздуха, атмосферного давления, взлетного или посадочного веса, силы ветра и уклона летной полосы при движении самолета по твердому грунту (без образования колеи).

Длина разбега определяется путем проведения линий:

Вертикальной - от шкалы расчетных температур до кривых атмосферного давления (график «А»), горизонтальной - от полученной точки пересечения до расчетного веса самолета (график «Б»); далее вертикальной линии вниз до пересечения с прямыми, характеризующими встречный или попутный ветер (график «В»), и затем горизонтальной—до встречи с прямыми уклона летной полосы (график «Г»). Окончательный результат читается на горизонтальной шкале графика «Г».

Длина пробега самолета по грунту определяется аналогичным образом по номограмме (рис. 4).

Примеры расчета длин разбега и пробега показаны на номограммах пунктирными линиями.

 

Рис. 3. Номограмма для определения длины разбега самолета.

 

Рис. 4. Номограмма для определения длины пробега самолета,

Глава VI. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА Л-200А ПРИ ОТРИЦАТЕЛЬНОЙ ТЕМПЕРАТУРЕ НАРУЖНОГО ВОЗДУХА.

Подготовка самолета к зимней эксплуатации.

При подготовке самолета и двигателей к зимней эксплуатации необходимо выполнить работы по техническому обслуживанию в объеме, не менее предусмотренного регламентом технического обслуживания самолета после 100 часов налета.

Кроме регламентных работ, надо выполнить следующее:

По силовой установке.

1. Подготовить и в случае необходимости отремонтировать зимние чехлы и подогнать их к капотам двигателей.

Чехлы должны плотно облегать капоты, перекрывать их по всей длине и не иметь щелей, пропускающих тепло.

2. При температуре наружного воздуха ниже 0°С произвести следующие доработки системы охлаждения двигателей и масла:

а) отключить маслорадиатор;

б) снять летний эжектор диаметром 180 мм и установить зимний — диаметром 140 мм.

Установка эжектора меньшего диаметра приводит к уменьшению обдува цилиндров и повышению их температуры;

в) установить козырек с левой стороны на входе камеры обдува цилиндров. Установка козырька выравнивает температуру всех цилиндров;

г) при температуре наружного воздуха ниже – 10 - 15°С закрыть щель обдува картера двигателя на верхней части капота специальной заглушкой.

Установка этой заглушки повышает температуру выходящего и входящего масла.

При установке самолета на лыжи следует произвести регулировку оборотов двигателя на крейсерском режиме. Установка лыж снижает максимальную скорость самолета, вследствие чего уменьшаются обороты двигателя за счет увеличения угла атаки лопасти. Поэтому при установке винта в положение максимальной скорости для самолета в лыжном варианте обороты должны быть несколько выше, чем для самолета с колесным шасси.

Регулировка должна быть такой, чтобы в горизонтальном полете на высоте 300—500 м при давлении наддува 670 мм рт. ст. двигатели развивали 2400 об/мин.

По самолету. 1. Осмотреть и убедиться в исправности системы отопления и вентиляции кабины и противообледенительной системы крыла.

Проверить, соответствуют ли положения заслонок в патрубках обогрева и вентиляции положениям рычагов в кабине самолета. При необходимости произвести соответствующую регулировку.

Убедиться в полной надежности управления системой обогрева и вентиляций.

2. Изготовить и установить на выходные щели теплого воздуха над приборной доской дюралюминовые пластины по длине щели так, чтобы отклонить струю теплого воздуха на лобовые стекла. Это ускоряет прогрев лобовых стекол при опробовании двигателей на земле.

3. Колесное шасси заменять лыжными в соответствии с Инструкцией завода- изготовителя. При установке лыжного шасси необходимо:

а) во избежание случайной уборки шасси в воздухе надежно законтрить ручку крана подъема и выпуска шасси в ее нейтральном положении;

б) отключить питание сирены от бортсети самолета.

По приборному оборудованию. Убедиться, что техник по приборам:

1) осмотрел амортизаторы приборной доски, дюритовые и резиновые шланги, а также электропроводы с хлорвиниловой изоляцией.

Электропроводы с хлорвиниловой изоляцией, дюритовые и резиновые шланги и амортизаторы приборной доски, имевшие трещины или другие дефекты, заменены исправными;

2) отсоединил трубопроводы полного и статического давлений от указателя скорости, высотомеров, вариометpa и снял заглушки с отстойников системы приемника воздушных давлений; продул трубопроводы со стороны приборов сжатым воздухом под давлением не более 1 кг/см²; присоединил трубопроводы к приборам, надел заглушки на влагоотстойники и проверил всю систему на герметичность:

3) проверил исправность электрообогревательного элемента приемника воздушных давлений;

4) подготовил исправный чехол для приемника воздушных давлений.

Эксплуатация самолета в зимних условиях.

1. Самолет на колесном шасси может эксплуатироваться в зимнее время на аэродромах с бетонным покрытием, а также на грунтовых аэродромах с хорошо укатанным снежным покровом.

На неукатанных аэродромах самолет может эксплуатироваться при толщине снежного покрова не более 15см.

2. Самолет устанавливать на лыжи при глубине снега не менее 15 см.

3. Самолет на лыжном шасси может эксплуатироваться на аэродромах с укатанным и полуукатанным снежным покровом.

Эксплуатация самолета на неукатанных аэродромах возможна при толщине снежного покрова не более 15 см из-за малого расстояния концов лопастей воздушного винта от земли (250 мм и сравнительно большого удельного давления на опорную поверхность лыж (1800 кг/м²).

4. Эксплуатация самолета на лыжном шасси производится с полетным весом не более 1950 кг.

Подготовка к полету

Загрузка и центровка самолета. При расчете загрузки самолета необходимо учитывать, что вес его на лыжном шасси на 15 кг больше по сравнению с самолетом на колесном шасси.

Установка на самолет лыжного шасси вместо колесного практически не изменяет центровки самолета. Предельно передняя эксплуатационная центровка самолета Л-200А на лыжном шасси составляет 16% САХ, при весе пилота — 80 кг, бензина — 20 кг,
масла — 23 кг. Предельно задняя эксплуатационная центровка самолета Л-200А составляет 29% САХ при полетном весе 1950 кг.

Диапазон эксплуатационных центровок самолета обеспечивает необходимый запас руля высоты на взлете и посадке.

Типовой вариант загрузки самолета Л-200А (в килограммах) на лыжном шасси до полетного веса 1950 кг

Конструкция самолета (с радиокомпасом РКЛ- 301)                   1324

Масло                                                                                                    23

Бензин (в основных баках)                                                                173

Пилот                                                                                                    80

Пассажир на переднем сиденье                                                          75

Три пассажира на заднем сиденье                                                   225

Груз в багажнике                                                                                  50

Итого                                                                                                 1950

Центровка на взлете                                                             27,6% САХ

При установке на самолет Л-200А радиокомпаса АРК-5 вместо РКЛ-301 вес конструкции самолета увеличивается на 25 кг, а центровка сдвигается назад на 1,4% САХ.

Заправка самолета топливом и маслом. Двигатели М- 337 эксплуатируются на бензине с октановым числом 72—80, что соответствует смеси 75% Б-70 и 25% Б-91/115.

Заправлять топливо рекомендуется в основные бензобаки (на концах крыла), так как наличие такого же количества бензина в дополнительных бензобаках создает более заднюю центровку самолета.

Контроль выработки бензина в полете из основных баков осуществляется по показанию бензиномеров, а из дополнительных — по загоранию красных лампочек на приборной доске. Время работы двигателя с момента загорания красной лампочки — не более 1,5 мин.

Для двигателя М-337 применяется зимой и летом масло МС-20 или МК-22. Минимальное количество масла в одном из баков, при котором разрешается производить полет,— 7л.

Подготовка двигателей к запуску. При температуре наружного воздуха ниже +5°С (минимальная температура в течение истекших суток) двигатели перед запуском подогревать аэродромным подогревателем, подающим горячий воздух с температурой не выше 120°С.

При подогреве двигатели закрывать теплым чехлом, плотно прилегающим к капоту.

До начала подогрева двигателей:

1) убедиться в отсутствии подтекания бензина и масла в соединениях трубопроводов;

2) подвести рукава подогревателя к трубам эжектора с задней стороны двигателей и надеть их на трубы. Подвод теплого воздуха на подогрев двигателей с задней части обеспечивает более быстрый и надежный их подогрев;

3) подогреватель разжигать на расстоянии не менее 25 м от самолета.

Запуск и регулировку подогревателя производить в соответствии с руководством по его эксплуатации. Температуру воздуха, замеренную непосредственно на выходе из подогревателя, отрегулировать в пределах 100—120°С.

Работающий подогреватель подвезти к самолету и присоединить к рукавам. Рукава подогревателя присоединять так, чтобы не было перекосов и перекручивания их. Для уменьшения потерь тепла следует укладывать рукава на подкладки или легкие козлы.

Подогрев двигателей считать достаточным, когда термопары головок цилиндров показывают не ниже +30°С и воздушные винты свободно проворачиваются от руки.

Вращать винт холодного двигателя от руки или с помощью электростартера запрещается во избежание поломки приводов агрегатов и стартера.

Обеспечив подогрев двигателей до температуры головок цилиндров не ниже +30°С, подогреть масло в баках (если оно не сливалось после остановки двигателей).

Для подогрева масла в баках подвести рукава к лючкам в обшивке крыла под маслобаком. Подогрев масла в баке контролировать по его вязкости. Подогретое масло должно свободно стекать с мерной линейки. Чехол с двигателей снимать только непосредственно перед запуском двигателей.

Если масло сливалось из баков, то, не снимая чехла с двигателей, залить в маслобаки горячее масло, имеющее температуру 80—85°С.

Запуск двигателей. Запуск двигателей производить, как обычно.

Перед запуском двигателя провернуть воздушный винт на пять-шесть оборотов. Для облегчения запуска при проворачивании винта залить двигатель бензином с помощью шприца (3—4 подачи плунжера).

Рукоятку регулировки смеси установить в положение «Богато». После запуска двигателя через 10—15 сек убедиться в наличии давления масла по манометру, которое должно быть не ниже 2,5 кг/см². Если давление масла ниже, остановить двигатель; при нормальном запуске - медленно перевести рычаг регулировки смеси в положение «Нормально» и установить двигателю 1000 об/мин. Через 1—2 мин медленно увеличить обороты двигателей до 1500 об/мин, и прогревать двигатель до тех пор, пока температура головок цилиндров не будет выше 120°С, а температура масла на входе и двигатель +30°С и на выходе +35°С.

Включить систему обогрева кабины с тем, чтобы к концу опробования двигателей устранить обледенение лобовых стекол фонаря и прогреть кабину самолета.

В конце прогрева двигателей переключить теплый воздух в систему антиобледенения крыла и по показанию термометров на приборной доске убедиться в исправности системы.

Двигатель считается прогретым для опробования, если температура головки цилиндра будет не ниже 120°С.

Температура входящего масла + 30°С, выходящего + 040°С.

Опробование двигателя производить согласно Руководству по летной эксплуатации самолета (см. стр. 30).

Выполнение полета.

Руление. Руление самолета на лыжах в значительной степени зависит от материала, из которого изготовлена скользящая поверхность лыж. Лыжи с подошвой из пластмассы типа «пертинакс» (производства ЧССР) имеют тенденцию к примерзанию при стоянке самолета, а также при кратковременных остановках при рулении.

В этом случае при страгивании самолета необходима помощь сопровождающего.

При рулении надо стараться избегать остановок самолета до места старта.

Лыжи с подошвой из материала «фторопласт 4» или «полиэтилен низкого давления» не примерзают при температуре наружного воздуха до -40°С и обладают удовлетворительными характеристиками скольжения.

Перед началом выруливания самолета со стоянки необходимо убедиться, что двигатели достаточно прогреты, а лобовые стекла кабины и передняя половина стекла левой двери очищены от обледенения.

Страгивание самолета с места (на укатанном снежном покрове) происходит при оборотах двигателей 1500÷1700 об/мин.

Руление самолета на лыжном шасси по укатанному и полуукатанному снегу сложности не представляет. Управление самолетом при рулении по укатанному снегу можно осуществлять с помощью управляемой передней лыжи и тормозов.

Управление самолетом при рулении по неукатанному снежному покрову требует дополнительно применения асимметричной тяги двигателей.

Развороты и довороты следует производить на уменьшенной скорости.

Крутых разворотов надо избегать, так как это создает большие нагрузки на шасси. Развороты на одном месте недопустимы.

При рулении по незнакомой местности соблюдать максимальную осмотрительность, принимая во внимание небольшое расстояние концов лопастей воздушного винта от поверхности снега.

Не допускать руления самолета по рыхлому снегу глубиной более 15 см.

Если руление должно производиться в условиях снегопада, дождя или при температуре наружного воздуха, близкой к 0°С, периодически (не более чем на 1—2 мин.) включать обогрев ПВД.

Взлет. Подготовка к взлету, взлет и набор высоты выполняются в соответствии с рекомендациями для самолета с колесным шасси, изложенными в настоящем Руководстве.

Дополнительно учитывать следующее:

Взлет разрешается при температуре головок цилиндров не ниже 120°С и температуре масла на входе в двигатель +40°С, на выходе +50°С.

Разбег в значительной степени зависит от состояния взлетной полосы. Если взлетная полоса хорошо укатана, то процесс разбега и отрыв самолета такие же, как на колесном шасси. Направление взлета выдерживается с помощью тормозов и управляемой передней ноги.

Выдерживать направление при разбеге значительно сложнее, особенно по рыхлому снегу и если на взлетной полосе имеются глубокие колеи. В этом случае направление взлета, при необходимости, выдерживать посредством асимметричной тяги двигателей. При этом следует учесть, что длина разбега самолета будет больше обычной. По достижении скорости 60 км/час и более разворот самолета парируется педалями.

В начале разбега по слабо укатанному и рыхлому снегу штурвал надо взять полностью на себя, чтобы уменьшить нагрузку на переднюю лыжу. После отрыва передней лыжи вернуть штурвал в переднее, положение, удерживая лыжу над поверхностью снега, и продолжать разбег.

Последующие операции выполняются так же, как и на колесном шасси, кроме уборки шасси.

Длина разбега самолета на лыжах меняется в зависимости от состояния взлетной полосы, а также физического состояния снега. Последнее, в свою очередь, определяется температурой наружного воздуха. Так, например, при температуре наружного воздуха от —3 до —5°С, когда снег становится крупнозернистым, длина разбега по укатанной полосе составляет 300—310 м, в то время как при —12°С и ниже длина разбега на этой же полосе — не более 240 м. Помимо увеличения мощности двигателей за счет снижения температуры наружного воздуха большое влияние в таком случае оказывает физическое состояние снега.

Горизонтальный полет, снижение и посадка. В горизонтальном полете следить за температурным режимом двигателей.

Температура головок цилиндров должна быть:

Рекомендуемая                                                                                    140 - 170°С

Максимальная                                                                                              185°С

Максимально допустимая кратковременная в течение 3 мин.              200°С

Минимальная при снижении                                                                       70°С

Минимальная перед заходом на посадку для хорошей приемистости в случае ухода на второй круг                                                                                                                       120°С

Температура масла должна быть:

Входящего: рекомендуемая                                                                    40—70°С

максимальная:                                                                            80°С

Выходящего: рекомендуемая                                                                  50- 80°С

максимальная в течение 5 мин                                             90°С

В горизонтальном полете для уменьшения расхода топлива рукоятку регулировки смеси установить в положение «Бедно».

Если необходимо снизить температуру масла и головок цилиндров, то следует открыть створки капота.

При полетах в условиях повышенной влажности в случае признаков обледенения воздухозаборника, что отмечается постепенным падением наддува при полете на неизменной высоте и неизменном режиме работы двигателей, требуется открыть заслонки забора воздуха из-под капота двигателей.

Для поддержания температуры головок цилиндров снижение следует производить, не полностью убирая газ двигателей, а подбирать режим их работы так, чтобы обеспечить необходимую температуру головок цилиндров к моменту захода на посадку.

Например, при температуре наружного воздуха минус 20°С, длительном снижении 2,5—3 м/сек со скоростью по прибору 200 км/час в режиме работы двигателей
1800—1900 об/мин при давлении наддува 400÷420 мм рт.ст. температура головок цилиндров не снижается ниже 120°С. При снижении с вертикальной скоростью 4 м/сек на той же скорости по прибору 200 км/час (режим работы двигателей несколько ниже: п=1800 об/мин, Р = 360—380 мм рт. ст.) температура головок цилиндров снижается до 90—100°С.

Следовательно, для повышения температуры головок цилиндров необходимо уменьшить вертикальную скорость снижения путем повышения режима работы двигателя или уменьшения скорости по прибору.

Заход на посадку и посадку производить так же, как и на колесном шасси.

При полете в условиях возможного обледенения исключить обогрев приемника воздушных давлений.

В случае замерзания или закупорки статической системы приемника воздушных давлений (при неизменном режиме полета — уменьшенные показания указателя скорости, увеличенные показания вариометра и неизменные показания высотомеров) открыть заглушку вывода статической проводки ПВД на кабину. При этом приборы будут работать от аварийной статической системы с измененными показаниями, т.е. показания указателя скорости увеличатся на 10 - 15 км/час.

Следует также иметь в виду, что при включении в полете обогрева кабины могут кратковременно измениться показания вариометра на 1—1,5 м/сек.

Летные характеристики самолета на лыжах.

Установка на самолет лыжного шасси приводит к следующему снижению летных характеристик по сравнению с самолетом при убранном колесном шасси (в стандартных атмосферных условиях).

Максимальная и крейсерская скорости горизонтального полета уменьшаются на 30—35 км/час.

Вертикальные скорости набора высоты в двухмоторном полете как с включенными, так и с выключенными компрессорами уменьшаются на 0,8—1,0 м/сек, потолок при этом снижается на 800—1000 м.

Вертикальные скорости набора высоты в пролете с одним неработающим двигателем уменьшаются в среднем на 0,4—0,5 м/сек, потолок самолета снижается при этом на 700 - 800 м.

Но поскольку самолет на лыжном шасси эксплуатируется при отрицательных температурах наружного воздуха, то влияние лыжного шасси на летные характеристики самолета компенсируется увеличением мощности двигателей за счет понижения температуры воздуха. Можно считать, что при температуре наружного воздуха у земли
-10 — -15°С летные характеристики самолета Л-200А на лыжном шасси практически не отличаются от летных характеристик самолета с убранным колесным шасси в стандартных условиях, т. е, при температуре +15°С у земли. При более низких температурах летные характеристики самолета на лыжах будут уже превосходить характеристики самолета с убранным шасси в стандартных условиях.

Основные летные характеристики самолета с полетным весом 1950 кг на лыжном шасси при температуре наружного воздуха -5°С у земли приведены в табл. 10.

Длительный одномоторный полет самолета Л-200А (на высоте 1500 м) с лыжными шасси на номинальном режиме работающего двигателя возможен при температуре наружного воздуха у земли - 5°С и ниже. При этом следует учитывать возможность использования в случае необходимости взлетного режима двигателя в течение не более 5 мин. для вертикального маневра.

Взлетно- посадочные характеристики самолета на лыжном шасси.

Длина разбега (δ_з = 20°)                                                                         310 м

Длина пробега без торможения (δ_з ⁼ 30°)                                            330 м

Длина пробега без торможения (δ_з = 0°)                                              380 м

Примечание: Длина пробега самолета с использованием тормозов не приводится в связи с тем, что в период испытания самолета в ГосНИИ ГВФ тормозная система не работала из- за имевшегося конструктивного недостатка.

Таблица 10

Скороподъемность и потолок самолета Л-200А в двухмоторном полете

Полетный вес 1950 кг, число оборотов 2600 в минуту

Высота, м	Скороподъемность, м/сек	Наддув, мм рт. ст.	Скорость по прибору, км/час	Время набора высоты, мин.
С включенными нагнетателями
0	4,4	740	170	0
1000	4,5	740	170	3,7
1500	4,6	740	165	5,5
2000	4,2	700	160	7,4
3000	3,1	620	160	12,0
4000	2,0	540	160	18,5
5000	0,9	470	155	30,0
5100*	0,5	430	155	40,0
С выключенными нагнетателями,
0	5,0	740	170	0
1000	3,8	670	165	4,0
2000	2,8	590	165	9,0
3000	1,8	520	160	16,0
4000	0,8	460	160	30,0
4300**	0,5	440	155	38,0

* граница высотности

** практический потолок

Таблица 11

Скороподъемность и потолок самолета Л-200А в одномоторном полете.

Полетный вес— 1950 кг

Особенности эксплуатации и обслуживания приборного оборудования.

В осеннее - зимнее время при отрицательных температурах наружного воздуха (до
-35°С) эксплуатация приборного оборудования особенностей не имеет, за исключением манометрических пилотажных приборов: указателя скорости, высотомеров и вариометра, которые могут иметь отказы в работе из-за попадания воды, снега и образования льда в отверстиях приемника воздушных давлений и в его трубопроводах.

Для предотвращения возможных отказов указанных приборов техник по приборам должен:

1. Во время послеполетного обслуживания, если полет или руление происходили в дождь или снегопад или если самолет рулил по свежему снегу, после остановки двигателя слить через сливные отверстия отстойников воду, продуть трубопроводы со стороны приборов (предварительно разъединив их) сжатым воздухом под давлением не более 1 кг/см² и проверить систему на герметичность.

Если же вода или снег успели замерзнуть, то отогреть отстойники, слить воду, продуть трубопроводы и проверить систему на герметичность.

При образовании ледяных пробок в трубопроводах полного или статического давлении необходимо отъединить трубопроводы от приборов, залить их спиртом и через некоторое время продуть систему воздухом. После этого соединить систему и проверить ее на герметичность.

2. При предполетном обслуживании:

а) тщательно осмотреть приемник воздушных давлений и его отверстия; удалить влагу и лед как с наружной, так и с внутренней сторон приемника, очистить отверстия для стока влаги и отверстия статического и полного давлений; проверить работу указателя скорости через отверстия полного и статического давлений;

б) проверить правильность показаний трехстрелочного указателя обогрева плоскостей и кабины;

в) включить питание электрообогревательного элемента приемника воздушных давлений и убедиться в его исправности.

Примечание: Включение электрообогревательного элемента ПВД-6М на земле допускается не более чем на 1—2 мин.

Особенности эксплуатации электрооборудования.

1. При резких колебаниях температуры на контактах коммутационной аппаратуры (выключатели, кнопки, реле и др.) может образоваться ледяная пленка. В этих случаях необходимо многократно включать и выключать реле, выключатели, кнопки и другую аппаратуру с тем, чтобы механически разрушить ледяную пленку на ее контактах.

2. Для сохранения емкости бортового аккумулятора при температурах наружного воздуха ниже —25°С во время стоянки самолета свыше двух часов аккумулятор следует снять с самолета и хранить в теплом помещении.

Устанавливать аккумулятор на самолет следует не раньше, чем за час до вылета.

3. При температурах наружного воздуха ниже —25°С изделия из хлорвинила, органического стекла и обычной резины становятся хрупкими, поэтому монтаж и демонтаж электрических проводов марки ВПВЛ, хлорвиниловых лент, трубок и шлангов, амортизаторов и других изделий необходимо выполнять только после их прогрева путем обдува теплым воздухом.

Глава VII. ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ.

Уборка шасси.

Для уборки шасси необходимо: отвести предохранитель в верхнее положение, ручку крана перевести вверх в положение «Убрано». В положении «Убрано» держать ручку крана до тех пор, пока не загорятся три красные лампочки убранного положения шасси. Затем перевести ручку крана в нейтральное положение и застопорить ее в вырезе направляющего сегмента. Время уборки шасси — 7÷10 сек.

Выпуск шасси.

Для выпуска шасси необходимо: ручку крана перевести на выпуск вниз в крайнее положение «Выпущено». При этом должны погаснуть красные лампочки и загореться три зеленые лампочки выпущенного положения шасси. Время выпуска шасси—7÷10 сек.

Если по истечении 7÷10 сек не произойдет загорания сигнальных лампочек положения шасси, то проверить нажатием кнопки на щитке, исправны ли эти сигнальные лампочки. При нажатии указанной кнопки должны загореться все сигнальные лампочки щитка положения шасси. О положении шасси можно также узнать по механическим указателям. При выпущенном положении шасси механические указатели выступают над контуром мотогондол и передней частью фюзеляжа так, что видна красная риска на указателях (приблизительно 4 мм над контуром фюзеляжа и мотогондол).

При убранном положении шасси механические указатели также убраны, выступают только концы всего на 10 мм над контуром фюзеляжа и мотогондол.

Выпуск закрылков.

Закрылки приводятся в действие от основной гидросистемы. Давление в системе контролируется по манометру.

Контроль положения закрылков осуществляется по указателю отклонения закрылков.

Для выпуска закрылков необходимо: снять ручку крана с плоской головкой с предохранителя, перевести ее вниз и выдержать в этом положении до тех пор, пока на указателе не установится требуемое отклонение (на взлете 15÷20° и 30° на посадке). После этого переставить ручку в нейтральное положение и установить на предохранитель в направляющем секторе.

Уборка закрылков.

Для уборки закрылков необходимо: снять с предохранителя ручку крана закрылков, для чего нажать на ручку крана и перевести ее из нейтрального положения вверх на уборку до тех пор, пока по указателю положения закрылков стрелка не установится на «0». После этого переставить ручку крана в нейтральное положение и установить на предохранитель.

Аварийный выпуск шасси и закрылков.

Если невозможно выпустить шасси или закрылки в полете от основной гидросистемы, то необходимо произвести выпуск их от аварийной системы при помощи ручного насоса. Для этого:

1) необходимо ручки кранов управления шасси и закрылков от основной гидросистемы поставить в нейтральное положение;

2) кран аварийного выпуска шасси, или закрылков установить в положение «Шасси» или «Закрылки», после этого создать аварийным ручным насосом давление в системе до полного выпуска шасси или закрылков.

Предупреждения: 1. Если кран аварийного выпуска шасси или закрылков находится в нейтральном положении, то выпуск шасси или закрылков другим способом в течение полета не допускается.

2. Убирать шасси и закрылки можно только при помощи основной системы; поэтому после аварийного выпуска шасси или закрылков ручным насосом какие-либо действия по выпуску и уборке шасси или закрылков от основной системы не допускаются;

3) шасси или закрылки, выпущенные аварийным способом оставить в выпущенном положении до самой посадки;

4) после посадки стравить давление в аварийной системе, для чего необходимо, если ручка крана аварийного выпуска шасси или закрылков находилась в положении «Закрылки» переставить в положение «Шасси», и наоборот, если она находилась в положении «Шасси», установить ее в положение «Закрылки», после чего установить в нейтральное положение.

Предупреждение. После стравливания давления из аварийной системы необходимо самолет установить на подъемники и проверить выпуск и уборку шасси от наземной установки и определить причину отказа в работе. После устранения дефекта вновь проверить работу по выпуску и уборке шасси и закрылков на земле и в контрольном полете, в воздухе.

Таблица 13

Положение ручек крана при аварийном выпуске шасси

Положение ручек крана при аварийном выпуске закрылков

Вентиляция и обогрев кабины.

Самолеты можно отапливать теплым воздухом, подводимым из теплообменников, установленных на левой стороне двигателей. Для отопления кабины теплый воздух поступает из распределителя проводкой в крыле и в фюзеляже до шпангоута № 4. Здесь трубы отопления идут вдоль контура шпангоута. Вертикальные трубы имеют патрубки для обдува ног пилота и переднего пассажира; вертикальные трубы закончены соплами, из которых теплый воздух подводится для обдува кабины. В местах стыка крыла и фюзеляжа трубы раздвоены, оба конца которых подведены к ногам пассажиров, находящихся на заднем сиденье. К проводке теплого воздуха в фюзеляже присоединена проводка холодного воздуха, служащего для вентиляции кабины. Проводка холодного воздуха имеет вход в передней части крыла. Воздух из кабины отводится патрубком использованного воздуха, помещенным в задней части кабины и выполненным из трубы, выведенной под самолет. Отвод воздуха управляется маховичком, помещенным на потолке кабины. Отопление и вентиляция управляются рукоятками и кнопками, помещенными на левой стороне сиденья пилота. Движение от ручек управления передается при помощи тросов к заслонкам на соответствующих трубопроводах. Для обогрева передней кромки крыла предназначены первая и вторая рукоятки, расположенные в полу около сиденья пилота. Третья рукоятка обеспечивает вентиляцию воздуха в кабине.

Для нагрева лобового стекла кабины и ног пилота, а также пассажира на переднем сиденье предназначены кнопки, расположенные по бокам приборной доски. Подача теплого воздуха и включение вентиляции осуществляется вытягиванием рукояток и кнопок.

Бензосистема.

1. Эксплуатация двигателей М-337 допускается на этилированном бензине с октановым числом в пределах 72—80. При этом рекомендуется применять смесь бензина, состоящую из 75% Б-70 и 25% Б-91/П5 или 80% Б-70 и 20% Б-95/130 (топливо СБ- 78 по ТУ-4-60).

2. Количество бензина в системе на самолете Л-200А определять:

а) в дополнительных баках — по показаниям мерной линейки в горловинах бензобаков (на стоянке). Загорание в полете постоянным светом сигнальных лампочек свидетельствует об остатке топлива в дополнительных баках на 1,5—2 мин. полета;

б) в основных баках — по показаниям бензиномеров в кабине самолета.

Количеств бензина в системе на самолете Л-200Д определять:

а) в дополнительных баках — по нижней шкале бензиномеров;

б) в основных баках — по верхней шкале бензиномеров.

3. Тщательно следить, особенно в зимних условиях, за чистотой дренажных трубок бензобаков.

4. Зимой заправлять самолет бензином сразу же после окончания полетов, чтобы избежать образования инея в пустых баках.

5. Емкость бензосистемы самолета составляет 420 л; при этом 2 основных бака имеют емкость по 115 л и 2 дополнительных бака — по 95 л каждый.

Маслосистема.

1. Не допускать эксплуатации двигателей на каком-либо сорте масла, кроме МС- 20 и МК- 22.

2. Емкость одного маслобака составляет 18 л, заправлять в каждый маслобак разрешается 15 л масла. Наличие в одном из баков менее 7 л масла считается недостаточным для выполнения любого полета.

3. Часовой расход масла на один двигатель—не более 0,6 л/час.

Система тушения пожара.

На самолете имеется система тушения пожара, включающая в себя два баллона (по одному на каждую силовую установку) с огнегасящим составом, трубопроводы с форсунками подвода огнегасящего состава к двигателям, систему сигнализации и управление.

При возникновении пожара на силовой установке загорается соответствующая сигнальная лампочка на приборной доске в кабине пилота.

Для тушения пожара необходимо выполнить следующие операции:

1. Закрыть топливный кран загоревшегося двигателя и если есть возможность, то дать полный газ этому двигателю, чтобы быстрее выработать горючее в бензосистеме.

2. Закрыть жалюзи и створку капота.

3. Снять предохранитель и повернуть ручку управления огнетушителем соответствующего двигателя.

4. Зафлюгировать винт и выключить зажигание.

Управление воздушными винтами.

На самолете Л-200А установлен винт В-410 с электромеханическим изменением шага винта. Управление винтом производится электромотором, включаемым из кабины пилотов путем нажатия соответствующей кнопки на щитке управления.

Перед взлетом необходимо установить винт на минимальный шаг, что обеспечивает максимальные обороты, т.е. максимальную мощность. Для этого режима должна быть утоплена кнопка «разбег».

С увеличением скорости самолета вследствие уменьшения угла атаки лопасти обороты двигателя будут увеличиваться и на скорости 140 км/час достигнут максимальных 2750±30 об/мин.

При увеличении скорости свыше 140 км/час во избежание раскрутки винта лопасти необходимо перевести в положение набора высоты — нажать на кнопку со стрелкой вверх, а при скорости 170 км/час—в положение максимальной скорости.

При нажатии кнопки загораются сигнальные лампочки, свидетельствующие о работе электромеханизмов перевода винта, и горят до тех пор, пока лопасти винта не остановятся на заданном угле. Частым дефектом управления винтом является залипание контактов реле. В этом случае лопасти будут перемещаться на увеличение или уменьшение шага до упора. Поэтому при переводе лопастей в новое положение нажатием кнопки необходимо следить за изменением оборотов и сигнальной лампочкой.

Если обороты одного из двигателей не остановились на заданной величине, продолжают изменяться и при этом горит сигнальная лампочка, т.е. электромеханнзм продолжает изменять угол установки лопастей сверх положенного, то нужно выключить АЗС этого винта, чтобы избежать самопроизвольного флюгирования или раскрутки винта.

Для увеличения или уменьшения угла лопастей от положения, заданного основными кнопками, на щитке управления имеются четыре кнопки (по две для каждого винта) со значками увеличения и уменьшения угла установки лопастей.

При нажатии соответствующей кнопки изменяются обороты соответствующего ей двигателя. Кнопки служат для синхронизации оборотов двигателей.

Для ввода винта во флюгер необходимо нажать на кнопку флюгирования соответствующего двигателя, закрыть топливный кран и выключить зажигание.

На самолете Л-200Д установлен автоматический винт изменяемого шага В-506 с гидравлическим регулятором оборотов.

Система управления винтом поддерживает его постоянные обороты на всех режимах полета. Для увеличения оборотов двигателя при постоянном положение дроссельной заслонки необходимо перевести рычаг управления регулятором оборотов вперед, что вызовет облегчение винта.

Для уменьшения оборотов необходимо рычаг управления регулятором оборотов переместить назад.

Для ввода винта во флюгерное положение необходимо перевести рычаг управления регулятором оборотов в положение большого шага, освободить проходную защелку, перевести рычаг до упора и возвратить его назад на 10 мм. При этом должен включиться флюгер-насос и загореться сигнальная лампочка.

Когда лопасти винта войдут во флюгерное положение, флюгер-насос должен выключиться, а сигнальная лампочка погаснуть.

Если винт установится во флюгерное положение, а флюгер-насос и сигнальная лампочка не выключатся то их необходимо выключить путем кратковременного выключения АЗС винта.

Для вывода винта из флюгера установить рычаг оборотов в положение малого шага, открыть топливный кран, нажать на кнопку вывода из флюгера и включить магнето.

Необходимо помнить, что для ввода или вывода винта из флюгера должны быть включены АЗС винтов.

После вывода винта из флюгера сектором газа увеличить обороты двигателя для перевода винта на малый шаг.

Система противообледенения винтов.

1. На самолетах имеется противообледенительная система воздушных винтов. Спирт от специального бачка подводится к противообледенительным трубкам лопастей винтов, откуда, вытекая, омывает переднюю кромку перьев лопастей.

Перед полетом, если не исключена возможность обледенения, в бачок противообледенительной системы, расположенный с правой стороны фюзеляжа, необходимо заправить спирт. Емкость бачка составляет 8 л.

Как только во время полета появляются признаки обледенения, необходимо:

1) включить АЗС «Обледенение винтов»;

2) Включить реостат регулировки подачи спирта на винты;

3) регулировку расхода спирта производить поворотом рукоятки реостата; уменьшение подачи спирта производится путем дальнейшего после включения поворота рукоятки;

4) часовой расход спирта в условиях среднего обледенения на оба винта составляет 6 л/час.

 

Глава VIII. ЭКСПЛУАТАЦИЯ СПЕЦОБОРУДОВАНИЯ

Принципиальные особенности конструкций авиаприборов и пользование ими.

Авиагоризонт LUN - 1202

Авиагоризонт LUN-1202 по внешнему виду несколько схож с отечественным авиагоризонтом типа АГК-47Б. Однако индикация показаний его отличается от индикации АГК- 47Б весьма существенным образом.

Индикация шкалы тангажа авиагоризонта обратная, т.е. при наборе высоты силуэт самолета прибора находится в нижней части шкалы с надписью STOUPA (подъем), а при снижении самолета силуэт самолета находится в верхней части шкалы, имеющей надпись KLESA (спуск). Соответственно этому нижняя часть шкалы окрашена в голубой цвет, а верхняя - в коричневый.

Индикация шкалы поперечных кренов прямая, одинаковая с авиагоризонтом АГК- 47Б.

Пилоту необходимо помнить об обратной индикации шкалы тангажа у авиагоризонта LUN-1202.

Погрешность авиагоризонта в выдерживании правильного положения линии горизонта составляет ±1.5°.

Отклонение стрелки (чувствительность) указателя поворота (установленного в корпусе авиагоризонта) при угловой скорости разворота самолета 3 град/сек равна 4±0,6 мм.

Включение авиагоризонтов на самолетах Л-200Д и Л-200А производится через автомат защиты «Гиро» и кнопку «Авиагоризонт» или через автомат защиты «Гироприборы» и кнопку «Горизонт».

Приборы включаются в заарретированном состоянии и разарретируются, когда ротор гироузла наберет достаточное число оборотов (для авиагоризонта LUN-1202, когда будет виден свет неоновой лампы на шкале). Перед полетом авиагоризонт включается полностью на стоянке самолета (до выруливания).

Выключение и арретирование авиагоризонта производятся после заруливания самолета на стоянку.

На самолетах Л-200Д поставлен авиагоризонт АГК-47Б.

Курсовой гироскоп LUN-1272.

Курсовой гироскоп представляет собой гирополукомпас. Направление полета показывает центральная (узкая) стрелка прибора; широкая стрелка с двумя светлыми линиями является курсозадатчиком.

Погрешность (уходы) стрелки на 4 основных курсах: 0°, 90°, 180°, 270° — за 15 мин. составляет у исправного прибора не более ±3°. С помощью арретира гироузел курсового гироскопа может быть зажат, т.е. заарретирован, или освобожден, т.е. разарретирован.

В заарретированном положении стрелка прибора может быть поставлена на любой курс, в разарретированном положении на любой курс может быть поставлен курсозадатчик.

Обычно стрелки курсового гироскопа устанавливается на магнитный курс еще на земле, а затем периодически корректируется в воздухе по магнитному компасу. Курсозадатчик устанавливается на заданный магнитный курс полета на стоянке. Включение курсового гироскопа на самолетах Л-200Д и Л-200А производится через автомат защиты «Гиро» и кнопку «Гирополукомпас» или через АЗС «Гироприборы» и кнопку «Гироскоп».

Перед полетом включение прибора производится в заарретированном положении на стоянке самолета. Разарретирование его, при необходимости, можно произвести через 5 мин. после включения питания. Полная готовность к работе курсового гироскопа
LUN-1272 равна 10 мин. Выключение и арретирование гирополукомпаса LUN-1272 после полета делается после заруливания самолета на стоянку.

Указатель поворота LUN-1213.

Указатель поворота LUN-1213 установлен на самолетах Л-200Д, Л-200А вместо
LUN-1211. На этих самолетах им пользуются как резервным указателем поворота в дополнение к имеющемуся при авиагоризонте. По принципу работы и конструкции он схож с отечественными указателями поворота ЭУП-46, ЭУП-53.

Чувствительность указателя поворота LUN-1213 при нормальных условиях следующая:

W = 18 град/сек....................................................... 30 ± 4°

W = 6.......................................................................... 17±2°

W = 2............................................................. 5 мм ± 0,5 мм

где W—угловая скорость поворота самолета.

Указатель поворота на самолете включается через автомат защиты с названием «Приборы» и выключатель (нажимную кнопку) «Вспомогательный указатель поворота».

Включение указателя поворота перед полетом и выключение после полета производится на стоянке самолета.

Указатель скорости LUN-1101.

Указатель скорости, установленный на самолетах Л-200Д, Л-200А, по принципу работы аналогичен отечественным указателям скорости.

Инструментальная погрешность показаний указателя скорости LUN-1101 при нормальной температуре для исправного прибора не превышает ±4 км/час до точки 100 км/час и ±6 км/час до точки 200 км/час; на точках 250, 350, 400 км/час погрешность не превышает ±8 км/час.

Допустимое смещение стрелки с нулевой точки шкалы для исправного прибора — не более ±2 км/час.

На самолетах Л-200А, Л-200Д имеется сигнализация включения и исправности электрообогревательного элемента приемника воздушных давлений.

Для проверки исправности электрообогревательного элемента ПВД следует включить автомат защиты «Антиобледенитель, ПВД», или АЗС «Противообледенение». В этом случае должна гореть сигнальная лампа. Для включения обогрева ПВД необходимо еще нажать белую кнопку «Обогрев ПВД», расположенную слева под приборной доской (сигнальная лампа не горит).

В полете обогрев ПВД следует включать при температурах наружного воздуха 0° и ниже.

На случай замерзания или засорения статических отверстий приемника воздушных давлений во избежание отказа в работе указателя скорости, высотомеров и вариометра в верхней части приборной доски сделано приспособление, соединяющее статическую проводку ПВД с кабиной самолета. Конец статической проводки ПВД, выведенный на приборную доску, герметично закрыт металлической заглушкой. Вблизи ее имеется надпись: «Аварийный прием статического воздушного давления». В нормальных полетах заглушка завернута до конца, и статическая система ПВД с кабиной не соединяется.

В случае замерзания или засорения статических отверстий ПВД необходимо заглушку аварийного вывода отвернуть. В этом случае корпусы манометрических навигационно- пилотажных приборов будут сообщены с воздухом кабины самолета. Показания их изменятся таким образом, что указатель скорости будет показывать на 10—12 км/час больше; высотомеры также несколько увеличат свои показания.

Высотомер LUN-1221 и вариометр LUN-1145.

Высотомер LUN-1121 и вариометр LUN-1145 аналогичны отечественным: высотомеру ВД-12 и вариометру ВР-10.

Допустимые инструментально-шкаловые погрешности показаний у исправного высотомера LUN-1121 при нормальной температуре на высоте полета 0 м (у земли) составляет ±20 м; на высоте 1000 м и 2000 м ±40 м.

Погрешности показаний вариометра LUN-1145 на точках шкалы до 4 м/сек составляют ±0,5 м/сек; на точках шкалы 6 и 10 м/сек—соответственно ±1 и ±1,5 м/сек.

Пользоваться этими приборами следует так же, как и отечественными.

Магнитный компас LUN-1222.

Компас LUN-1222 подобен отечественному компасу КИ-11. По внешнему виду от компаса КИ-11 он отличается курсозадатчиком, который перед вылетом устанавливается на заданный магнитный курс полета самолета с учетом девиации данного компаса на этом курсе. Ошибки компаса LUN-1222 на самолетах в виде поправки (девиации) приведены в таблице, вывешенной вблизи прибора.

ВНИМАНИЕ! При кренах самолета более 17° иногда возможно заедание картушки компаса. Для приведения картушки в нормальное (горизонтальное) положение необходимо постучать по кожуху компаса.

Двух стрелочный тахометр LUN-1314.

Указатель тахометра LUN-1315 измеряет одновременно количество оборотов валов двух двигателей.

Верхняя стрелка этого тахометра с обозначением «L» или «Л» показывает обороты вала левого двигателя; по нижней стрелке с обозначением «Р» или «П» определяются обороты вала правого двигателя.

Указатель тахометра LUN-1315 в комплекте с датчиком LUN-1316 правильно показывает (в пределах допусков) с отметки шкалы 500 об/мин при условии синхронной работы электромоторов указателя и датчика. Вход в синхронизм указателя с датчиком осуществляется кратковременным увеличением числа оборотов до 700—1000 и более. Погрешности показаний комплекта тахометра LUN-1314 на точках шкалы 500 и 1000 об/мин. составляют ±50 об/мин., на точках шкалы 2000, 2500, 3000 об/мин ±25 об/мин.

Четырехстрелочный указатель параметров двигателя типа LUN-1523.

На самолетах Л-200Д, Л-200А прибором LUN-1523 определяются:

а) температуры входящего в двигатель и выходящего из него масла;

б) давление бензина и масла, поступающих в двигатель.

Включение на самолете левого четырехстрелочного указателя производится через автомат защиты с надписью: «Приборы контроля работы моторов» (левый); четырехстрелочного указателя параметров правого двигателя — соответственно через автомат защиты, расположенный с правой стороны.

Трехстрелочный указатель температуры воздуха LUN-1355.

Трехстрелочный указатель температуры LUN-1355 на самолетах Л-200Д, Л-200А определяет температуру подогрева переднего носка левого и правого крыльев и температуру воздуха в теплообменнике, из которого горячий воздух поступает в кабину самолета.

Включение прибора на указанных самолетах происходит через автомат защиты «Приборы».

Бензиномеры LUN-1617, LUN-1630.

На самолете Л-200А установлены два однострелочных бензиномера LUN-1617, которыми определяется количество горючего в основных бензобаках.

На левой стороне шкалы указателей бензиномеров имеется сигнализация горючего в основных бензобаках, которая срабатывает при остатке топлива в них примерно по 25 л. Погрешность показаний составляет ±0,75 л.

Исправный указатель бензиномера LUN-1617 в комплекте со своим датчиком при нормальной температуре может иметь следующие инструментальные погрешности показаний:

Таблица 14

 

В дополнительных бензобаках этого самолета имеется возможность определения лишь критического количества горючего с помощью прибора LUN-1645.

На самолете Л-200Д установлены два двухстрелочных (двухшкаловых) бензиномера типа LUN-1630, по верхним шкалам которых определяется количество горючего в основных бензобаках, по нижним шкалам — количество горючего в дополнительных бензобаках.

В нижней части левой стороны верхней шкалы указателя бензиномера имеется застекленное окно для сигнализации остатка горючего в основных бензобаках при 25 л. Возможная ошибка сигнализации ±0,75 л. Сигнализации критического количества горючего в дополнительных бензобаках на самолетах Л-200Д не имеются. Поэтому определение как общего, так и критического остатка топлива в дополнительных бензобаках производится по стрелке на нижней шкале бензиномера LUN-1630. При этом следует учитывать, что данный бензиномер может показать на отметках нуль и 10 л с погрешностью ±3 л, а на остальных отметках шкалы - ±6 л.

Включение бензиномеров на самолетах Л-200Д, Л-200А происходит через автомат защиты «Приборы».

Сигнализатор критического количества горючего дополнительных бензобаков LUN-1645.

Прибор LUN-1645 на самолете Л-200А служит для подачи сигнала при израсходовании горючего до минимально допустимого количества в дополнительном бензобаке, когда необходимо произвести переключение питания двигателя с дополнительного на основной бензобак.

Загорание сигнальной лампы прибора LUN-1645 на самолете Л-200А должно происходить при остатке горючего в маленьком дополнительном баке 0,6 л ± 10%.

Включение сигнализатора критического количества горючего на самолете происходит через автомат защиты «Сигнализация».

Указатель положения закрылков LUN-1684.

На самолетах Л-200Д. Л-200А комплектом прибора LUN-1684 определяется положение закрылков.

Прибор LUN-1684 подобен отечественным указателям положения УПЗ. Погрешность показаний комплекта исправного прибора LUN-1684 при нормальной температуре - не более ±4°. Включение указателя положения закрылков на самолете производится через автомат защиты «Сигнализация».

Двухстрелочный термометр цилиндров типа 2ТЦТ-47.

Прибор типа 2ТЦТ-47 отечественного производства установлен на самолете для измерения температуры головок цилиндров двух двигателей.

Погрешность показаний комплекта 2ТЦТ-47 при нормальной температуре на отметках шкалы 100, 160, 200, 240° составляет ±9°С.

Перед опробованием двигателей прибор 2ТЦТ-47 должен показывать температуру наружного воздуха с точностью ±5° (если она равна температуре двигателя).

Двухстрелочный мановакvумметр типа 2МВ-18П.

Мановакуумметр («наддув») 2МВ-18П на самолетах Л-200Д, Л-200А определяет давление воздуха в нагнетателях двух двигателей. При неработающих двигателях прибор 2МВ-18П должен показывать окружающее атмосферное давление. Расхождения не должны быть более ±10 мм рт. ст.

Погрешности показаний мановакуумметра 2МВ-18П при нормальной температуре на отметках шкалы 400 мм рт. ст. составляют ±15 мм рт. ст.; на отметках шкалы 600, 800, 1000 мм рт. ст. — ± 10 мм рт. ст.

Эксплуатация электрооборудования.

На самолетах Л-200А и Л-200Д источниками электроэнергии являются два генератора фирмы «Сцинтилла» мощность 600 вт каждый и аккумулятор 12-А-30 емкостью 27 а час.

Аккумулятор может служить для запуска авиадвигателей и как аварийный источник электроэнергии при неработающих генераторах в случае их отказа или во время руления самолета по аэродрому, когда число оборотов авиадвигателей недостаточно для включения генераторов (менее 1200—1400 об/мин.).

На земле при неработающем авиадвигателе питание бортсети может осуществляться как от наземного источника электроэнергии, так и от бортового аккумулятора.

Однако, как правило, на земле при техническом обслуживании и запуске двигателя должен использоваться аэродромный источник электроэнергии.

Во время полета генераторы и аккумулятор должны быть постоянно включены.

Выключать генератор в полете разрешается только в случае его ненормальной работы, когда напряжение резко возрастает (свыше 28,5 в) или падает (ниже 24,5 в).

Для контроля за работой генератора предназначена лампочка с красным светофильтром, установленная на приборной доске. При отказе генератора эта лампочка загорается.

Электрическая сеть самолета однопроводная, т.е. минусовые цепи всех потребителей соединены с корпусом самолета. Защита цепей потребителей электроэнергии осуществлена при помощи автоматов защиты сети типа АЗС, основная часть которых смонтирована на электропульте.

Примечание: При определении неисправности в электрооборудовании самолета следует руководствоваться бортовой формулярной электросхемой данного самолета, так как электрооборудование отдельных серий самолетов может отличаться как системой монтажа, так и типом электроагрегатов.

Проверка исправности электрооборудования.

1. Перед полетом необходимо проверить заряженность аккумулятора, для чего включить на время проверки бортовой аккумулятор и в качестве нагрузки посадочную фару или преобразователь радиостанции. Нажав на кнопку вольтамперметра, измерить напряжение, которое должно быть не менее 24 в. При напряжении ниже 24 в аккумулятор заменить заряженным.

2. Включить АЗС «Сигнализация» и путем нажатия соответствующих кнопок убедиться в исправности сигнализации шасси, щитков, триммера руля поворота и др.

3. После запуска авиадвигателей проверить работу генераторов, для чего выключить один генератор и при 1600—2000 об/мин. авиадвигателя включенного генератора нажать на кнопку его вольтамперметра; напряжение этого генератора должно находиться в пределах 27—28,5 в, а красная лампочка на электрощитке не должна гореть.

Отпустить кнопку, стрелка вольтамперметра должна отклониться влево от нулевого положения, указывая на подзаряд аккумулятора.

Аналогичным образом проверить работу другого генератора.

4. Проверить работу бензоподкачнвающих насосов, стеклоочистителя, приборов и радиооборудования.

Перед ночным полетом проверить исправность фар, аэронавигационных огней, ламп УФО и освещения.

5. На самолете Л-200А проверить работу электромеханизмов винтов, для чего при работающих авиадвигателях на 2000—2200 об/мин, поочередно устанавливать соответствующие кнопки переключателя винтов в положения «Старт», «Набор», «Макс.» и «Флюгер»; нажатием корректировочных кнопок правого и левого винта убедиться в исправности действия управления воздушными винтами.

6. На самолете Л-200Д проверить работу вспомогательных насосов флюгирования винта, для чего рычаг искателя оборотов перевести в положение, соответствующее флюгированию (угол 82°). Вывод винта из флюгерного положения осуществляется нажатием кнопки коробки управления винтом.

Контроль за электрооборудованием в полете.

1. При неисправности электросети или агрегата АЗС автоматически выключается, при этом рукоятка его переходит из верхнего положения в нижнее. Автоматически выключившийся АЗС следует попытаться включить, но ни в коем случае принудительно не удерживать во включенном положении, так как это может привести к пожару на самолете.

При повторном срабатывании автомата включать его нельзя до устранения неисправности в цепи.

2. Во время полета необходимо периодически контролировать работу источников электроэнергии по показаниям вольтамперметра. Стрелка вольтамперметра должна показывать величину зарядного тока аккумулятора, т.е. отклоняться влево от нулевого положения. Величина зарядного тока зависит от степени разряда аккумулятора до полета и может изменяться в пределах от 25 а в начале полета до нуля в конце полета. Если аккумулятор хорошо заряжен, то в начале полета будет небольшой зарядный ток. При рулении самолета, т.е. при работе авиадвигателей на малых оборотах, генераторы не дают нужного напряжения, вследствие чего всю нагрузку электросети несет аккумулятор. При этом стрелка вольтамперметра отклоняется вправо от нулевого положения и показывает величину тока разряда аккумулятора. Положение стрелки вольтамперметра правее нуля, при работающих авиадвигателях с оборотами 1600 и более, укажет на неисправность генератора или другого электрооборудования.

Перегрузка генератора может произойти при повышенном потреблении тока в какой- либо неисправной цепи электросети самолета. В этом случае нужно поочередно, выключая отдельные потребители и генераторы, найти неисправную цепь и выключить ее.

На самолетах Л-200А и Л-200Д работа генераторов контролируется с помощью сигнальных ламп. Загорание лампы свидетельствует о том, что питание электросети происходит от бортового аккумулятора. При включении генераторов на бортовую сеть сигнальные лампы гаснут. В случае отказа в работе одного из генераторов или одного из авиадвигателей необходимо следить за показанием вольтамперметра и не допускать длительного разряда аккумулятора (отклонения стрелки вольтамперметра вправо от нуля); для чего включать мощные потребители электроэнергии, (радиостанцию, радиокомпас) только на короткое время (на время связи и определения курса).

Пользование электрооборудованием ночью.

Ночью перед рулением следует включить AHO, а во время руления рулежную фару. В случае необходимости во время руления допускается кратковременно включать посадочную фару. Длительное непрерывное горение посадочной фары не рекомендуется.

На аэродроме, имеющем световое оборудование, ночной взлет, как правило, производить с выключенной фарой.

Если взлет производят с включенной фарой, то выключать ее нужно после преодоления всех препятствий, но не ниже чем на высоте 50 м.

Преждевременное выключение фары может привести к потере ориентировки вследствие резкого изменения освещения местности. Для освещения приборов при взлете целесообразнее использовать ультрафиолетовое облучение, а плафон для освещения кабины должен быть выключен.

В течение всего ночного полета и руления должны быть включены навигационные огни и лампы облучения приборов.

Особенности эксплуатации электрооборудования зимой.

Для сохранения емкости бортового аккумулятора при температуре наружного воздуха — 25°С и стоянке самолета свыше двух часов аккумулятор следует снимать с самолета и хранить в теплом помещении. Устанавливать аккумулятор на самолет следует не раньше, чем за час до вылета.

При резких колебаниях температуры на контактах коммутационной аппаратуры (выключателей, кнопок, реле и др.) может образоваться ледяная пленка, которая будет препятствовать прохождению тока. В этих случаях необходимо многократно включать н выключать реле, выключатели, кнопки и другую аппаратуру, чтобы механически разрушить ледяную пленку на их контактах.

Основные данные электрооборудования самолетов Л-200А и Л-200Д

Напряжение сети, в                                                                  28 _-1^+0,5 в

Род тока                                                                              постоянный

Система проводки                                                        однопроводная

Монтаж                                                                                   открытый

Маркировка проводов                                         буквенно- цифровая

Источники электроэнергии

Генератор фирмы                                                             «Сцинтилла»

Количество                                                                                           2

Мощность, вт.                                                                                  600

Напряжение,                                                                                       27

Скорость вращения, об/мин                                              4000—7000

Направление вращения (со стороны привода)                          левое

Система охлаждения                 продув встречным потоком воздуха

Контроль                                             сигнальная лампочка

Аккумулятор                                                                            12- А- 30

Количество                                                                                           1

Емкость номинальная, ачас                                                               27

Напряжение, в                                                                                     24

Ток разряда, а:

длительный (10 час.)                                                                         3

стартерный (5 мин.)                                                                      107

Контроль                                                              по вольтамперметру

Регуляторная коробка «Сцинтилла»

Количество                                                                                           2

Пределы регулирования напряжения, в                            27,0— 28,5

Напряжение включения минимального реле, в                24,5—26,5

Обратный ток отключения,                                               не более 7 а

Эксплуатация радиооборудования

В комплект радиооборудования входят: на самолете Л-200А ультракоротковолновая радиостанция ВКП-10 (ЛУН-3521) или РСИУ-3М и радиокомпас АРК-5; на самолете
Л-200Д ультракоротковолновая радиостанция ВКП-10 и радиокомпас РКЛ-301.

Ультракоротковолновые радиостанции предназначены для двусторонней радиотелефонной связи с наземными и бортовыми радиостанциями.

Радиокомпасы обеспечивают навигацию по приводным и широковещательным станциям и вывод самолета на посадку по приводным радиостанциям.

УКВ-радиостанция ВКП-10 (ЛУН-3521).

Радиостанция состоит из приемо-передатчика, выпрямителя, преобразователя и антенны.

Приемо-передатчик радиостанции вмонтирован в электрощиток, расположенный под приборной доской пилота.

На самолете Л-200А на электрощитке, левее приемопередатчика, расположены два штеккерных гнезда для подключения микрофона и телефонов. На самолете Л-200Д штеккерные гнезда расположены на задней кромке потолочной панели.

Телефоны соединяются не непосредственно со станцией, а через переключатель с маркировкой «Компас-Радио» или «АРК-5—УКВ», при установке его в положение «Радио» или «УКВ».

В зависимости от серии самолетов этот переключатель устанавливается на приборной доске пилота или электрощитке правее приемо- передатчика.

Радиостанция работает в диапазоне частот:

приемник— от 108 до 132 мггц,

передатчик—от 118 до 132 мггц.

Предусмотрена возможность выбора в полете одной из десяти заранее настроенных частот (каналов). Выбор нужной частоты передатчика и приемника осуществляется с помощью кнопочного переключателя, расположенного на передней панели приемопередатчика; при этом приемник должен каждый раз дополнительно подстраиваться соответствующими ручками, расположенными также на передней панели приемопередатчика.

Предварительная настройка 10 каналов требует установки определенных кварцев и регулировки системы автоматической настройки и может производиться только в лабораторных условиях.

Радиостанция работает со штыревой антенной, установленной на верху фюзеляжа самолета.

Выпрямитель и преобразователь МА-100 установлены на полках в носовой части самолета по правому борту.

Цепь питания радиостанции защищена автоматом защиты АЗС-15 с маркировкой «Радио» или «УКВ», установленным на электрощитке (самолет Л-200А) или потолочной панели кабины (самолет Л-200Д).

УКВ радиостанция PCИУ-3М.

Радиостанция состоит из приемника, передатчика, выпрямителя, пульта управления и антенны.

Приемник, передатчик и выпрямитель установлены в задней части кабины на полке багажника.

Пульт управления радиостанции вмонтирован в электрощиток, расположенный под приборной доской пилота.

Телефоны и ларингофоны подключаются к штепсельному разъему микротелефонного шнура, выходящего из-под электрощитка.

Телефоны соединяются с радиостанцией через переключатель «Компас-Радио» или «АРК-5—УКВ».

Диапазон частот радиостанции от 100 до 150 мггц.

Предусмотрена возможность выбора в полете одной из четырех заранее настроенных частот (каналов). Выбор нужной частоты передатчика и приемника осуществляется с помощью кнопочного переключателя, расположенного на пульте управления.

Антенна радиостанции штыревая, типа АШС и установлена сверху фюзеляжа самолета (на некоторых самолетах используется штыревая антенна от радиостанции ВКП-10).

Радиостанция питается от преобразователя МА-100, установленного на площадке в багажном отсеке.

Цепь питания радиостанции защищена автоматом защиты АЗС-15 с маркировкой «Радио» или «УКВ», установленным на электрощитке (самолет Л-200А).

Радиокомпас РКЛ-301.

Радиокомпас состоит из пульта управления с высокочастотной частью приемника, блоков усилителя и питания, рамочной и ненаправленной антенн и указателя курса.

Радиокомпас работает в диапазоне частот от 190 до 1800 кгц.

Пульт управления вмонтирован в электрощиток под приборной доской пилота.

Блоки усилителя и питания установлены в задней части кабины на полке багажника.

Указатель курса установлен на приборной доске пилота.

Рамочная антенна расположена под фюзеляжем, а ненаправленная — тросовая антенна подвешена над фюзеляжем между опорным изолятором (над кабиной самолета) и стойкой (в хвостовой части самолета).

Для присоединения телефонов к приемнику радиокомпаса переключатель «Компас—Радио» должен устанавливаться в положение «Компас».

Цепь питания радиокомпаса защищена автоматом защиты АЗС-10 с маркировкой «Радиокомпас», установленным на потолочной панели кабины самолета.

Радиокомпас АРК-5.

Радиокомпас АРК-5 состоит из приемника, щитка дистанционного управления, указателя курса, преобразователя МА-250М, рамочной и ненаправленной антенн.

Радиокомпас работает в диапазоне частот от 150 до 1300 кгц.

Приемник радиокомпаса установлен в задней части кабины на полке багажника. Щиток дистанционного управления расположен на потолке кабины самолета. Указатель курса находится на приборной доске пилота. Преобразователь МА-250М смонтирован в багажном отсеке. Рамочная антенна расположена под фюзеляжем, а ненаправленная тросовая антенна подвешена над фюзеляжем между опорным изолятором (над кабиной самолета) и стойкой (в хвостовой части самолета).

Для присоединения телефонов к приемнику радиокомпаса переключатель «Компас—Радио» или «АРК-5-УКВ» должен устанавливаться в положение «Компас» или «АРК-5».

Цепь питания радиокомпаса защищена автоматом защиты АЗС-30 с маркировкой «АРК- 5», установленным на электрощитке.

Проверка радиооборудования при питании от аэродромного источника электроэнергии.

Подключить к бортовой сети самолета источник электроэнергии и проверить работу радиооборудования в следующем порядке:

УКВ радиостанция ВКП-10. 1. Вставить штеккеры телефонов и микрофона в соответствующие гнезда.

2. Переключатель телефонов «Компас—Радио» или «АРК-5—УКВ» установить в положение «Радио» или «УКВ».

3. Включить питание радиостанции автоматом защиты с маркировкой «Радио», «УКВ» или «УКВ радиостанция» на электрощитке или потолочной панели. После этого загорятся лампочки подсвета шкалы приемника.

4. Нажать одну из десяти кнопок на передней панели приемопередатчика, соответствующую выбранному каналу связи.

Если система автоматической настройки приемника радиостанции отключена, то настройка приемника производится вручную.

5. Нажать кнопку микрофона (или кнопку на штурвале управления) и держать ее нажатой до тех пор, пока стрелка на шкале настройки приемника автоматически остановится против деления, соответствующего частоте выбранного канала связи, после этого кнопку микрофона (или кнопку на штурвале) отпустить.

Передатчик (точно) и приемник (грубо) будут автоматически настроены на нужную частоту.

6. Для точной настройки (при отключенной системе автонастройки) приемника нужно:

а) регулятор громкости установить на максимальную громкость:

6) нажать кнопку с металлической головкой (на передней панели радиостанции);

в) вращать ручку настройки приемника в области выбранной частоты до появления в телефонах свиста. Низкий тон свиста будет свидетельствовать о точной настройке, после чего кнопку отпустить.

При переходе на другой канал связи процесс точной настройки повторяется.

7. Прослушать работу наземной командной радиостанции. Если она не занята связью с другими корреспондентами, осуществить двустороннюю связь с диспетчером, для чего:

а) нажать кнопку на микрофоне или штурвале управления и вызвать радиостанцию при этом в телефонах должна прослушиваться собственная передача;

б) для перехода на «прием» отпустить кнопку на микрофоне или штурвале и прослушать ответ диспетчера;

в) убедившись в нормальной работе радиостанции на рабочем канале связи, проверить ее на остальных каналах по прослушиванию своей работы.

8. Выключить «питание радиостанции автоматом защиты на электрощитке или потолочной панели.

УКВ радиостанция РСИУ-3М.*)

1. Включить телефоны и ларингофоны.

2. Переключатель телефонов «Компас—Радио» или «АРК-5—УКВ» установить в положение «Радио» или «УКВ».

3. Включить питание радиостанции автоматом защиты с маркировкой «Радио» или «УКВ» на электрощитке.

4. На пульте управления радиостанции нажать кнопку, соответствующую выбранному каналу связи (предварительная настройка радиостанции производится техником РЭСОС до вылета) и прослушать работу наземной радиостанции.

5. Убедившись, что наземная радиостанция не занята связью с другими самолетами, вызвать ее и осуществить двустороннюю связь, для чего:

а) нажать кнопку пуска передатчика радиостанции, установленную на штурвале управления, и произвести вызов диспетчера; при этом в телефонах должна прослушиваться собственная передача;

б) для перехода на прием отпустить кнопку и слушать ответ диспетчера.

Громкость приема устанавливается регулятором громкости, расположенным на пульте управления радиостанцией;

в) убедившись в нормальной работе радиостанции на рабочем канале связи, проверить ее на остальных каналах по прослушиванию своей работы;

г) по окончании проверки радиостанции выключить ее питание.

Радиокомпас РКЛ- 301. 1. Переключатель телефонов «Компас—Радио» установить в положение «Компас».

2. Включить питание радиокомпаса автоматом защиты АЗС- 10 с маркировкой «Радиокомпас» на потолочной панели.

После этого, если ручка «Подсвет» повернута в правую сторону, загорятся лампочки подсвета шкалы приемника радиокомпаса.

3. Установить переключатель «ТЛФ—ТЛГ» на прием модулированных или немодулированных сигналов в зависимости от работы наземной радиостанции.

4. Установить переключатель «Компас—Прием» в положение «Прием».

5. Установить переключатель шкалы на необходимый диапазон, настроить приемник радиокомпаса на известную радиостанцию по максимальному отклонению стрелки индикатора настройки и отрегулировать необходимую громкость принимаемых сигналов.

6. Установить переключатель «Компас—Прием» в положение «Компас» и проверить правильность показаний пеленга по указателю КУР.

7. Выключить питание радиокомпаса автоматом защиты на потолочной панели.

Радиокомпас АРК- 5. 1. Переключатель телефонов «Компас—Радио» или «АРК-5—УКВ» установить в положение «Компас» или «АРК-5».

2. Переключатель рода работы на щитке управления радиокомпасом установить в положение «Ант».

3. Включить питание радиокомпаса на электрощитке автоматом защиты АЗС-30 с маркировкой «АРК- 5».

4. Настроить приемник радиокомпаса на частоту известной радиостанция, установить необходимую громкость принимаемых сигналов.

5. Установить переключатель рода работы на щитке управления в положение «Компас» и проверить правильность показаний пеленга по указателю КУР.

6. Выключить питание радиокомпаса автоматом защиты на электрощитке, а затем установить переключатель рода работы на щитке управления радиокомпасом в положение «Выкл».

Проверка радиооборудования при питании от бортовых генераторов при работающих двигателях.

Проверка работы радиооборудования при работающих двигателях производится аналогично проверке при питании от аэродромного источника электроэнергии.

При этом необходимо убедиться: в отсутствии помех радиоприему (на приемниках УКВ радиостанции и радиокомпаса) от системы зажигания двигателей или от работы электроагрегатов; в отсутствии треска в телефонах; перерывов и искажений сигналов принимаемой радиостанции, а также в устойчивости показаний указателя курса.

ПРИЛОЖЕНИЯ

КОНТРОЛЬНАЯ КАРТА
ОБЯЗАТЕЛЬНЫХ ПРОВЕРОК ПИЛОТОМ НА САМОЛЕТАХ Л-200А И Л-200Д ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ

Проверить

Перед запуском двигателя:

Размещение к крепление груза                                                                      правильное

Бензин в баках                                                                                                 достаточно

Чехол ПВД                                                                                                                   снят

Перед выруливанием:

Отклонение рулей                                                                                          нормальное

Закрылки                                                                                                              работают

Триммер                                                                                                           нейтрально

Положение секторов управления двигателем                                             правильное

Авиагоризонт                                                                                                                        включен

Перед взлетом:

Бензокраны                                                                                                основные баки

Нагнетатели и подкачивающие насосы                                                          включены

Триммер                                                                                                             для взлета

Закрылки                                                                                                            для взлета

Показание приборов двигателя                                                                     нормальное

Отклонение рулей                                                                                          нормальное

Перед посадкой:

Шасси перед третьим разворотом                                                                  выпущены

ПОРЯДОК РАБОТЫ С КАРТОЙ: пилот, находясь в кабине самолета читает карту и лично проверяет показания приборов, положение рычагов и рулей управления самолетом и двигателями.

 

 

Бензосистема самолета.

 

1—основной бак левый; 2—основной бак правый; 3—дополнительный бак левый;
4—дополнительный бак правый; 5—штуцер дренажа; 6— заливная горловина;
7- —сливной кран; 8—подкачивающий насос; 9— штуцер забора топлива; 10—датчик бензиномера; 11—крестовина; 12— регулятор давления; 13—датчик давления;
14—бензофильтр; 15— трехходовой пожарный кран; 16 — сигнализатор минимального остатка топлива; 17—заливной шприц; 18—электроклапан; 19—кнопочный переключатель; 20—концевой выключатель; 21—лампочка сигнализации;
22—указатель бензиномера; 23—двухстрелочный указатель бензиномера; 24—датчик бензиномера основного бака; 25—- датчик бензиномера дополнительного бака;
26 — четырехстрелочный индикатор двигателя.

 

Принципиальная схема гидросистемы тормозов со стояночным тормозом:

 

1—ножной насос LUN-6180; 2—колесо основного шасси с рабочим цилиндром тормоза; 3—аварийный ручной насос; 4—переключатель стояночного тормоза и аварийного выпуска шасси и закрылков LUN-7313; 5— цилиндр стояночного тормоза LUN-6170;
6—предохранительный клапан LUN-7554; 7—манометр МГ-60; 8—компенсационный бачок LUN-6970; 9— разъемный штуцер LUN-7732.

 

Принципиальная схема гидравлической системы с двумя насосами

 

1 — бак; 2—гидронасос П6121, установленный на двигателе; 3—фильтр LUN-7630; 4—предохранительный клапан LUN-7540.01; 5—обратные клапаны LUN-7532.3;
6 — регулятор расхода LUN-6440; 7—манометр МГ-80М; 5—распределитель закрылков LUN-7315; 9 - распределитель шасси LUN-7314; 10—размыкающий цилиндр шасси LUN-7180.1; 11—золотниковый переключатель цилиндра шасси LUN-7530.2; 12, 14—рабочий цилиндр основного шасси LUN-7100; 13—рабочий цилиндр переднего шасси LUN-7100; 15—золотниковый переключатель цилиндра закрылков; 16—замыкающий клапан LUN-7531; 17 - дроссельный клапан LUN-7570; 18—рабочий цилиндр закрылков LUN-7070; 19—аварийный ручной насос LUN-6100; 20—переключатель стояночного тормоза и аварийного выпуска шасси и закрылков LUN-7313; 21- предохранительный клапан LUN-7554; 22— обратный клапан LUN-7532.1; 23, 24— разъемные штуцеры LUN-7731 и LUN-7730; 25—бортовой штуцер для соединения с наземной установкой; 26—трубопроводы соединения системы стояночного тормоза.

Основные потребители электроэнергии