Самолёт ЯК-54. Руководство по лётной эксплуатации (2005 год) - часть 2

 

  Главная      Книги - Самолёты     Самолёт ЯК-54. Руководство по лётной эксплуатации (2005 год)

 

поиск по сайту            правообладателям  

 

 

 

 

 

 

 

 

  

 

 

содержание      ..      1      2      3      ..

 

 

 

Самолёт ЯК-54. Руководство по лётной эксплуатации (2005 год) - часть 2

 

 

Раздел 6 ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЁТА 

 

СОДЕРЖАНИЕ

6.1. ПОДГОТОВКА К ВЫРУЛИВАНИЮ И РУЛЕНИЕ

6.2. ВЗЛЁТ

6.3. ПОЛЁТ ПО КРУГУ

6.4. ПОСАДКА

6.5. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ

6.6. ВЗЛЁТ И ПОСАДКА С БОКОВЫМ ВЕТРОМ

6.7. ПИЛОТАЖ

6.7.1 Вираж с креном 45°

6.7.2. Вираж с креном 60°

6.7.3. Боевой разворот

6.7.4. Горка

6.7.5. Поворот на горке

6.7.6.Пикирование

6.7.7. Переворот

6.7.8. Петля

6.7.9. Полупетля

6.7.10. Бочка

6.7.11. Нормальный штопор

6.7.12. Спираль

6.7.13. Скольжение

6.7.14. Пилотирование самолёта на минимально допустимой скорости

6.7.15. Парашютирование самолёта

6.7. 16. Переворот на горке с углом 45°

6.7.17 Переворот на вертикали

6.7.18. Управляемые и штопорные бочки и полубочки в горизонтальной и вертикальной плоскостях

6.7.19. Перевернутый горизонтальный полёт

6.7.20. Обратный вираж с креном 45°

6.7.21. Обратный вираж с креном 600

 

 

6.7.22. Обратная петля вверх с перевёрнутого горизонтального полёта

6.7.23. Обратная петля вниз с прямого горизонтального полёта

6.7.24. Перевёрнутый штопор

6.7.25. “Колокол”

6.7.26. Многократные штопорные бочки

6.7.27. Плоский штопор

6.7.28. Бочка на хвост

6.7.29. Горизонтальный полёт “на ноже”

6.8. ПОЛЕТ ПО МАРШРУТУ (ПЕРЕГОН САМОЛЕТА)

6.8.1. Заход на посадку и посадка

6.9. ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ МЕЖДУ ЧЛЕНАМИ ЭКИПАЖА

 

 

6.1. ПОДГОТОВКА К ВЫРУЛИВАНИЮ И РУЛЕНИЕ

Убедитесь в надёжности закрытия фонаря по положению ручки и погасанию сигнальных табло ФОНАРЬ ОТКРЫТ в 1 и во 2 кабинах, а также по наличию трафарета ЗАКР. на флажке контроля закрытия фонаря во2 кабине на левом борту.

Убедитесь, что на высотомере ВД-10 установлены: давление аэродрома и высота «0». Увеличьте обороты двигателя до 54-57% и запросите по радио разрешение на выруливание

Получив разрешение, уменьшите обороты двигателя до минимальных и подайте команду: "Убрать колодки”.

Убедившись, что колодки убраны, посмотрите:

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

- влево - не выруливает ли одновременно другой самолёт;

- влево вперёд - нет ли препятствий и людей впереди самолёта.

В такой же последовательности осмотрите пространство справа.

Проверьте работу тормозов, для чего:

- поставьте педали нейтрально (ручка управления самолётом полностью на себя);

- нажмите тормозные подножки педалей до отказа и плавно увеличьте обороты двигателя до 70%, при этом самолёт должен удерживаться тормозами на месте.

Убедившись, что в полосе предполагаемого руления препятствий нет, плавно увеличьте обороты двигателя так, чтобы самолёт начал движение. Во время руления пользуйтесь тормозами плавно, нажимая на тормозные подножки импульсами. На прямой проверьте синхронность и эффективность работы тормозов. Для этого при нейтральном положении педалей нажмите на тормозные подножки, при этом самолёт не должен разворачиваться. В процессе руления выдерживайте скорость не более скорости быстро идущего человека. При рулении по вязкому и неровному грунту, а также при торможении ручку управления держите полностью взятой на себя. Перед разворотом уменьшите скорость до 5 км/ч, отклоните педаль в сторону желаемого разворота и, действуя тормозами, начните разворот. Для просмотра впередилежащей местности руление производите змейкой.

ВНИМАНИЕ. ВБЛИЗИ ПРЕПЯТСТВИЙ, СТОЯНОК И МЕСТ НАХОЖДЕНИЯ ЛЮДЕЙ РУЛЕНИЕ ПРОИЗВОДИТЕ ТОЛЬКО С СОПРОВОЖДАЮЩИМ.

При температуре наружного воздуха ниже +10 °С включите обогрев ПВД выключателем ОБОГРЕВ ПВД ВКЛ.-ОТКЛ. во второй кабине и проверьте исправность цепей обогрева нажатием кнопки ОБОГРЕВ ПВД КОНТРОЛЬ, при этом должно загореться сигнальное табло ОБОГРЕВ ПВД на приборной доске во второй кабине. В полете, такая проверка проводится при необходимости. 

 

ПРИМЕЧАНИЕ. Обогрев ПВД во избежание его перегрева включайте на земле не более чем за 5 мин. до взлета.

На линии предварительного старта осмотритесь и запросите разрешение вырулить на взлётную полосу. Вырулив на взлётную полосу, застопорите хвостовое колесо, прорулите по прямой 3-5 м, уменьшите обороты двигателя до минимальных и остановите самолёт. Удерживая самолёт на тормозах, проверьте:

- соответствие показаний магнитного компаса взлётному курсу полосы;

- показания приборов, контролирующих работу двигателя;

- установку рычага ВИШ в положение малого шага (полностью от себя).

Наметьте ориентир для взлёта. Запросите разрешение на взлёт.

 

 

6.2. ВЗЛЁТ

Получив разрешение на взлёт, включите часы, отпустите тормоза.

Плавно увеличивая обороты двигателя, начните разбег, удерживая ручку управления самолётом, взятую полностью на себя.

После пробега 5-10 м начните плавно поднимать хвост самолёта до взлётного положения. Возникающий от двигателя гироскопический момент разворота вправо парируйте плавным отклонением левой педали.

Режим работы двигателя к моменту отрыва должен быть доведён до взлётного.

На скорости 130 км/ч* самолёт плавно отделяется от земли.

После отрыва набор высоты производите с постепенным отходом самолёта от земли и достижением к Н=15м скорости >150 км/час.

На высоте 50-80 м при скорости 160-170 км/ч установите первый номинальный режим работы двигателя, для чего:

- уменьшите давление наддува двигателя на 25-30 мм рт.ст.;

- плавным движением рычага ВИШ на себя установите обороты 82%.

Дальнейший набор высоты производите на первом номинальном режиме.
* Здесь и далее по тексту, за исключением особо оговоренных, приводятся приборные скорости полёта самолёта.

 

 

6.3. ПОЛЁТ ПО КРУГУ

Набор высоты

Набор высоты до первого разворота производите на первом номинальном режиме работы двигателя на скорости 160-170 км/ч.

Приборы, контролирующие работу двигателя, должны показывать:

- температуру головок цилиндров, °С 140 - 190

- температуру масла на входе в двигатель, °С 50 - 65

- давление масла, кгс/см2 4 - 6

- давление бензина, кгс/см2 0,2 - 0,5

Первый разворот

На высоте 150 м и скорости 160-170 км/ч с креном 30° выполните первый разворот с набором высоты.

После вывода самолёта из разворота дальнейший набор высоты производите на скорости 160-170 км/ч.

Выйдя на высоту полёта по кругу (300 м), переведите самолёт в горизонтальный полёт, уменьшив наддув двигателя с таким расчётом, чтобы скорость полёта была равной 180 км/ч.

Второй разворот

Второй разворот начинайте в тот момент, когда угол, заключенный между продольной осью самолета и линией визирования на посадочное «Т», будет равен 45°.

Разворот выполняйте с креном 30° в горизонтальной плоскости.

Вывод из второго разворота произведите в направлении, параллельном линии посадочных знаков.

На прямой от второго к третьему развороту проконтролируйте правильность построения маршрута, его ширину и параллельность линии пути относительно линии посадочных знаков.

Третий разворот

Третий разворот начинайте в тот момент, когда угол, заключенный между продольной осью самолета и линией визирования на посадочное «Т» будет равен 45°.

Разворот выполняйте с креном 30° на скорости 180 км/ч. Перед переходом на планирование установите рычаг ВИШ в положение малого шага (полностью от себя).

Плавно уменьшите наддув и переведите самолёт на планирование, выдерживая скорость 180 км/ч

Высота полёта перед вводом в четвёртый разворот должна быть не менее 200 м. 

 

Четвёртый разворот

Четвертый разворот начинайте в тот момент, когда угол, заключенный между линией посадочных знаков и линией визирования на посадочное «Т», будет равен 15-20°.

Разворот выполняйте на скорости 180 км/ч с креном 30°.

Точность захода контролируйте в процессе разворота изменением крена, не допуская его более 40°.

Вывод из четвёртого разворота заканчивайте на высоте не менее 150 м.

Снижение выполняйте в точку начала выравнивания, сохраняя до высоты 50 м заданную скорость 180 км/ч.

С высоты 50 м уменьшайте скорость с таким расчетом, чтобы к высотеб-8 м она была 150 км/ч.

ПРИМЕЧАНИЕ: Величины углов крена, набора высоты и снижения определяются визуально по положению видимых частей самолёта (капоту двигателя, фонаря кабины, консолей крыла, ПВД) относительно линии горизонта.

 

 

6.4. ПОСАДКА

С высоты 6-8 м начинайте выравнивание самолёта. Одновременно с началом выравнивания плавно уменьшите наддув двигателя с таким расчётом, чтобы к концу выравнивания рычаг РУД был убран полностью на себя.

Выдерживание производите с постепенным снижением, одновременно создавая самолету трёхточечное положение.

По мере приближения самолёта к земле плавно подберите ручку управления самолёта на себя так, чтобы приземление произошло на три точки.

Скорость приземления самолета 130-135 км/ч.

После приземления, убедившись, что самолёт не отделяется от земли, сохраняя направление взгляда, плавно подберите ручку управления на себя.

Направление на пробеге выдерживайте отклонением педали в сторону, обратную развороту.

На скорости не более 100 км/ч, приступите к торможению. Во избежание подъёма хвоста торможение выполняйте плавно, короткими синхронными нажатиями на тормозные подножки.

При посадке на мягкий грунт пользоваться тормозами не рекомендуется.

После окончания пробега расстопорите хвостовое колесо, освободите посадочную полосу, доложите руководителю полётов об освобождении полосы, выключите обогрев ПВД, установив выключатель ОБОГРЕВ ПВД ВКЛ. - ОТКЛ во второй кабине в положение ОТКЛ., и зарулите на стоянку или линию предварительного старта для выполнения последующего полёта (в этом случае включение обогрева произведите на линии предварительного старта не более чем за 5 мин до взлёта). 

 

6.5. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ

Уход на второй круг возможен с любой высоты вплоть до касания земли.

При уходе на второй круг с высоты более 6 м:

-увеличьте обороты двигателя до взлётных, переместив рычаг РУД в крайнее переднее положение за 2-3 с;

- не допуская потери скорости менее 150 км/ч, выведите самолёт из угла снижения;

- на скорости 160-170 км/ч переведите самолет в набор высоты.

При уходе на второй круг с высоты выравнивания и ниже:

- не отрывая взгляда от земли и продолжая производить посадку, увеличьте обороты двигателя до максимальных, переместив рычаг РУД в крайнее переднее положение за 2-3 с;

- на скорости 160-170 км/ч переведите самолет в набор высоты;

- выполните повторный заход на посадку. 

 

6.6. ВЗЛЁТ И ПОСАДКА С БОКОВЫМ ВЕТРОМ

ВНИМАНИЕ. ВЗЛЁТ И ПОСАДКУ ПРОИЗВОДИТЕ ПРИ БОКОВОЙ СОСТАВЛЯЮЩЕЙ СКОРОСТИ ВЕТРА НЕ БОЛЕЕ 7 м/с.

При взлёте с боковым ветром с самого начала разбега ручку управления несколько отклоните в сторону против ветра.

По мере нарастания скорости ручку управления постепенно возвращайте ближе к нейтральному положению.

Направление на разбеге выдерживайте отклонением педалей.

После отрыва снос самолёта парируйте созданием крена в сторону, против ветра. Стремление самолёта к развороту парируйте отклонением педали в сторону, обратную развороту.

На планировании при заходе на посадку до высоты 100 м снос устраняйте подбором курса, при дальнейшем снижении - скольжением в сторону против ветра.

К концу выдерживания крен постепенно уменьшайте с таким расчётом, чтобы к моменту приземления самолёта крен был полностью убран и приземление произошло на три точки. На пробеге ручку управления несколько отклоните против ветра.

Направление пробега выдерживайте отклонением педалей. 

 

6.7. ПИЛОТАЖ

Зависимость минимальной скорости от величины маневренной перегрузки приведена на рис. 6.1.

В процессе пилотажа избегайте потери скорости менее рекомендуемой, это особенно важно при выполнении вертикальных фигур пилотажа.

Для ускорения ввода самолёта в фигуры пилотажа разгон и торможение производите не в горизонтальном полёте, а соответственно на снижении и в наборе высоты.

Величины углов кабрирования, пикирования и крена контролируйте по положению видимых частей самолёта (капота двигателя, фонаря кабины, консолей крыла, ПВД) относительно линии горизонта, а также с помощью визиров, установленных на законцовках крыла.

Все фигуры пилотажа выполняйте с затяжелённым воздушным винтом до оборотов 82%, при этом соответствующая скорость устанавливается наддувом.

Перевёрнутый полёт может выполняться как по прямолинейным траекториям (горизонтальный полёт, набор высоты, планирование), так и по криволинейным (развороты, виражи, восходящие и нисходящие фигуры).

Аэродинамические характеристики самолёта при выполнении фигур высшего пилотажа в перевёрнутом полёте практически не отличаются от их выполнения в прямом полёте, но требуют от лётчика уверенных навыков.

 

 

 

 

ВНИМАНИЕ. 1. ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПИЛОТАЖА БЕЗ ПРЕДНАМЕРЕННОГО ВЫХОДА НА РЕЖИМЫ СВАЛИВАНИЯ НЕ ДОПУСКАЙТЕ ПРЕВЫШЕНИЯ ОГРАНИЧЕНИЙ ПО СКОРОСТИ И ПЕРЕГРУЗКЕ, УСТАНОВЛЕННЫХ ДЛЯ САМОЛЁТА.

2. ПРИ РЕЗКОЙ ДАЧЕ РУД НЕ ДОПУСКАЙТЕ ЗАБРОСА ОБОРОТОВ ДВИГАТЕЛЯ СВЫШЕ 109% НА ВРЕМЯ БОЛЕЕ 1с.

3. ПРИ ДЛИТЕЛЬНОМ СНИЖЕНИИ НЕ ДОПУСКАЙТЕ ПАДЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ГОЛОВОК ЦИЛИНДРОВ МЕНЕЕ 120 °С. ПРИ НЕОБХОДИМОСТИ ПЕРИОДИЧЕСКИ ВЫПОЛНЯЙТЕ ПЛОЩАДКИ ДЛЯ ПРОГРЕВА ДВИГАТЕЛЯ.

4. МАКСИМАЛЬНОЕ ВРЕМЯ ПЕРЕВЕРНУТОГО ПОЛЕТА НЕБОЛЕЕ 2 мин.

Перечень фигур пилотажа и порядок их выполнения

6.7.1. Вираж с креном 45°

Вираж с креном 45° выполняйте на скорости 170-190 км/ч.

Перед вводом самолёта в вираж:

- осмотритесь и проверьте, свободно ли воздушное пространство, особенно в сторону виража;

- наметьте ориентир для ввода и вывода из виража;

- установите режим работы двигателя, соответствующий скорости 170-190 км/ч в горизонтальном полёте.

После этого плавными, координированными движениями ручки управления и педалей введите самолет в вираж.

Если при вводе в вираж произойдет уменьшение скорости от заданной, увеличьте наддув двигателя с таким расчетом, чтобы скорость оставалась постоянной.

Как только крен и угловая скорость достигнут заданной величины, зафиксируйте это положение небольшими отклонениями ручки управления в сторону, противоположную крену, и, сохраняя угловую скорость разворота, продолжайте вираж.

Если в процессе выполнения виража положение капота относительно горизонта изменится, плавными и соразмерными движениями ручки управления и педалей поднимите или опустите капот самолёта до нужного положения, не допуская увеличения или уменьшения скорости самолёта от заданной.

 

 

Вывод из виража начинайте за 15-20° до намеченного ориентира координирован-ными движениями ручки управления и педалей в сторону, обратную развороту самолёта. Увеличение скорости на выводе из виража парируется уменьшением наддува двигателя с таким расчётом, чтобы скорость и высота сохранялись заданными. После вывода самолёта в горизонтальный поставьте рули в нейтральное положение.

Самолёт на вираже устойчив. Время виража с креном 45° на высоте 1000 м составляет 34-38 с.

6.7.2. Вираж с креном 60°

Вираж с креном 60° выполняйте на скорости 190-200 км/ч.

При вводе в вираж по мере увеличения крена плавно увеличивайте наддув двигателя с таким расчётом, чтобы при крене 60° сохранялась скорость 190-200 км/ч.

При достижении крена 45° и дальнейшем его увеличении ручку управления выбирайте на себя для создания угловой скорости разворота.

При достижении крена 60° незначительным движением ручки управления в сторону, противоположную крену, зафиксируйте величину крена и установите постоянную угловую скорость разворота и перегрузку.

Соразмерными и координированными движениями ручки и педалей удерживайте самолёт в режиме виража.

В процессе выполнения виража не допускайте перетягивания ручки управления на себя, усилия на ручке управления в направлении на себя незначительные.

При значительном перетягивании ручки управления на вираже может произойти сваливание самолёта в штопор.

Вывод из виража начинайте за 30° до намеченного ориентира координированными движениями ручки управления и педалей с одновременным уменьшением наддува двигателя с таким расчётом, чтобы к моменту вывода самолёта в горизонтальный полёт скорость была 190-200 км/ч.

Время виража с креном 60° на высоте 1000 м составляет 18-21 с.

6.7.3. Боевой разворот

Выполнение боевого разворота начинайте на скорости 270 км/ч.

Перед вводом самолёта в боевой разворот:

- осмотрите воздушное пространство;

- наметьте ориентир для вывода;

- увеличьте наддув до максимального;

Плавным движением ручки управления на себя переведите самолёт на кабрирование.

 

 

По достижении угла 10-15° создайте самолёту крен 10-15° и координированными движениями ручки управления и педалей введите самолёт в разворот с набором высоты. Перегрузка при этом должна быть пу =3-4.

В процессе боевого разворота крен увеличивайте с таким расчётом, чтобы после разворота на 120° он был равен ~60° при угле набора 20-30°.

Вывод самолёта из боевого разворота в горизонтальный полёт начинайте за 30° до намеченного ориентира координированными движениями ручки управления и педалей в сторону, противоположную вводу, не допуская при выводе скорости менее 135 км/ч. После вывода самолёта в горизонтальный полёт уберите наддув двигателя до необходимого. В процессе выполнения боевого разворота не допускайте перетягивания ручки управления на себя.

6.7.4. Горка

Ввод в горку с углами кабрирования 30-60° начинайте на скорости 270 км/ч.

Плавным движением ручки управления на себя создайте самолёту угол кабрирования 30-60° и зафиксируйте его незначительным отклонением ручки управления от себя. Перегрузка при вводе в горку должна быть пу=3-4.

При достижении скорости 160 км/ч, не уменьшая режима работы двигателя, введите самолёт в разворот, с одновременным уменьшением угла кабрирования и последующим опусканием носа самолёта до линии естественного горизонта.

Когда нос самолёта подойдёт к линии горизонта, выведите самолёт в горизонтальный полёт на скорости не менее 135 км/ч и уменьшите режим работы двигателя до требуемого. При выводе из горки следите за скоростью начала ввода в разворот и сохранением заданной скорости вывода

6.7.5. Поворот на горке

Ввод в горку начинайте на скорости 240 км/ч.

Плавным движением ручки управления на себя переведите самолёт на кабрирование с углом 60° и удерживайте его в этом положении до достижения скорости 140 км/ч.

На этой скорости, не изменяя угла кабрирования, отклонением педали в нужную сторону выполните поворот вокруг вертикальной оси самолёта. Стремление самолёта к переворачиванию вверх колёсами, и парируйте отклонением ручки управления на себя и в сторону, противоположную отклонению педали.

При повороте следите за определением момента начала поворота, величиной крена и выполнением поворота в одной плоскости.

 

 

После того, как нос самолёта опустится ниже горизонта на угол 20-30°, плавно уменьшите наддув двигателя до минимального и установите угол пикирования, равный углу набора. При достижении скорости 170 км/ч начинайте вывод самолёта из пикирования в горизонтальный полёт.

6.7.6. Пикирование

Ввод в пикирование выполняйте с горизонтального полёта на скорости 125-135 км/ч. или с разворота на скорости не менее 135 км/ч.

Перед выполнением пикирования:

- при необходимости, прикройте жалюзи двигателя;

- осмотрите воздушное пространство в направлении пикирования;

- наметьте ориентир для ввода.

При выполнении пикирования с разворота координированными движениями ручки управления и педалей введите самолёт в разворот с креном 35-45° в направлении выбранного ориентира.

В процессе разворота плавно уменьшите наддув двигателя до минимального и введите самолёт в пикирование.

К моменту окончания разворота угол пикирования должен быть заданным, но не более 60°. Величину угла пикирования контролируйте по положению консоли крыла относительно горизонта.

На пикировании появляются незначительные давящие усилия на ручке управления.

В процессе пикирования:

- не допускайте кренов и разворотов;

- следите за высотой, скоростью полёта и температурным режимом работы двигателя. Вывод самолёта в горизонтальный полёт начинайте на скорости не более 330 км/ч. Перегрузка при этом не должна превышать допустимой по ограничениям. В конце вывода увеличьте режим работы двигателя до требуемого.

При выводе из пикирования не допускайте резких движений и перетягивания ручки управления, так как при этом создаются большие перегрузки.

6.7.7. Переворот

Ввод в переворот производите с горизонтального полёта на скорости 150-200 км/ч.

Для выполнения переворота создайте самолёту угол кабрирования 15-20°, а затем плавным движением ручки управления в желаемую сторону и незначительным нажатием на педаль придайте самолёту вращение вокруг продольной оси с таким темпом, чтобы самолёт повернулся вверх колёсами за 2-3 с. 

 

При достижении положения вверх колёсами поставьте педали нейтрально, ручкой управления прекратите вращение самолёта, плавно подтягивая ручку на себя, выполните нисходящую часть переворота.

Набрав скорость не менее 190 км/ч, плавно выведите самолёт из пикирования с таким расчётом, чтобы скорость в конце вывода из пикирования была необходимой для выполнения очередной фигуры. Перегрузка на выводе из пикирования при скорости 190 км/ч ПР должна быть не более 2, при других скоростях смотри в разделе 6.7.1. (Рис. 6.1.).3а время переворота самолёт теряет 200-300 м высоты.

6.7.8. Петля

Перед выполнением петли проверьте отсутствие крена и скольжения и наметьте ориентир. На скорости 270-290 км/ч при оборотах двигателя 82% и максимальном наддуве движением ручки управления на себя создайте самолёту угловое вращение.

При выполнении петли в учебных целях рекомендуемая перегрузка 5 при скорости ввода 280-290 км/ч. На восходящей части петли удерживайте самолёт от разворота нажатием на левую педаль.

После прохода вертикали уменьшите тянущие усилия на ручку управления.

В верхней точке петли незначительно подтяните ручку управления и выполните нисходящую часть петли.

При появлении признаков неустойчивости самолёта в верхней точке петли незначительно отпустите ручку от себя с последующим взятием на себя.

Как только самолёт пройдёт линию горизонта, уменьшите нажим на левую педаль.

При положении самолёта в отвесном пикировании немного отклоните от себя ручку управления, чтобы вывод из пикирования был плавным, без резкого перехода на большие углы атаки.

Вывод из пикирования в режим горизонтального полёта начинайте плавно на скорости более 190 км/ч с таким расчётом, чтобы в конце вывода скорость была 270-290 км/ч.

Петля при скоростях ввода и вывода 270-290 км/ч с перегрузкой пу=4 выполняется без потери высоты.

6.7.9. Полупетля

Перед выполнением полупетли:

- установите самолёт в горизонтальный полёт;

- наметьте ориентир для вывода;

- осмотритесь, уделив особое внимание верхней полусфере.

 

 

Ввод в полупетлю выполняйте на скорости 280-310 км/ч при оборотах двигателя 82% и максимальном наддуве.

По достижении заданной скорости выполните первую половину петли, выбирая ручку управления на себя в более быстром темпе, чем при выполнении петли. На скорости ввода 280-310 км/ч рекомендуемая перегрузка пу = 5-6 соответственно.

При подходе к верхней точке, когда самолёт будет в положении вверх колёсами, а его капот не дойдёт до линии горизонта 5-10°, проверьте скорость, которая должна быть не менее 140 км/ч, и отклоните ручку управления и педаль в желаемую сторону. Выполните полубочку, вращая самолёт вокруг продольной оси на 180°.

При крене 20-30° отклоните рули управления в сторону, противоположную вращению самолёта.

Как только самолёт примет горизонтальное положение, рули поставьте в нейтральное положение.

При выводе из полупетли скорость должна быть не менее 135 км/ч.

Если при положении самолёта вверх колёсами скорость будет меньше 140 км/ч, полубочку не выполняйте, а фигуру заканчивайте выполнением второй половины петли.

6.7.10. Бочка

На самолёте можно выполнять управляемую и штопорную бочки.

6.7.10.1. Управляемая бочка

Для выполнения управляемой бочки в горизонтальном полёте установите скорость 210-230 км/ч, создайте угол кабрирования 15-20°, зафиксируйте это положение, после чего плавным движением ручки в сторону бочки начните вращение самолёта вокруг продольной оси.

Как только самолёт достигнет крена 45-50°, не замедляя вращения, начинайте отдавать ручку управления от себя.

В первый момент это необходимо для предупреждения разворота, а затем, когда самолёт будет в положении вверх колёсами, для предупреждения опускания носа самолёта ниже горизонта. Пройдя перевёрнутое положение, за 50-40° до выхода в прямой горизонтальный полёт, создайте нажим на педаль по вращению для удержания самолёта относительно горизонта и, по мере подхода самолёта к положению 20-30°,подтягиванием ручки управления на себя, удерживайте капот самолёта на угле кабрирования 15-20°.

При подходе самолёта к положению прямого горизонтального полёта приостановите вращение, поставив рули управления на вывод, а затем, при прекращении вращения, поставьте рули в нейтральное положение. Вращение самолёта вокруг продольной оси равномерное. Правую бочку самолёт выполняет несколько энергичнее, чем левую.
 

 6.7.10.2. Штопорная бочка

Для выполнения штопорной бочки установите скорость 160-200 км/ч, энергично создайте самолёту угол кабрирования 15-20°, затем энергично отклоните педаль в сторону выполнения бочки, после чего отклонением ручки управления в ту же сторону и незначительно от себя придайте самолёту вращение вокруг продольной оси.

В процессе вращения самолёта положение рулей управления и рычага РУД не меняется. При крене 20-30° дайте рули на вывод в сторону, противоположную вращению, при выходе самолёта в горизонтальное положение поставьте рули нейтрально.

Бочки выполняются без потери высоты.

Техника выполнения левой и правой бочек одинакова, но вращение самолёта на правой бочке энергичнее, чем на левой.

6.7.11. Нормальный штопор

В учебных целях разрешается выполнять не более двух витков штопора с высоты не менее 1500 м.

Перед выполнением штопора осмотритесь и убедитесь в отсутствии вблизи других самолётов. Особое внимание обратите на пространство под самолётом.

В режиме горизонтального полёта на скорости 160 км/ч проверьте показания приборов, контролирующих работу двигателя, наметьте ориентир для вывода самолёта из штопора. Ввод самолёта в нормальный штопор

В режиме горизонтального полёта полностью уберите наддув двигателя и по мере уменьшения скорости выберите ручку управления на себя для создания режима парашютирования, удерживая при этом самолёт от сваливания на крыло.

При достижении скорости 110-120 км/ч отклоните полностью педаль в сторону штопора, ручку управления доберите полностью на себя.

Движения рулями управления при вводе в штопор должны быть плавными.

В процессе штопора рули удерживаются в том положении, в каком они были после дачи на ввод.

Элероны на вводе в штопор, в процессе штопора и при выводе из штопора удерживаются в нейтральном положении.

При штопоре взгляд направляйте в сторону вращения, на 25-30° от продольной оси самолёта и на 30-40° ниже горизонта. Характер штопора самолёта равномерный, вращение энергичное, без рывков.

Время одного витка 2,5-3 с, потеря высоты - 80-130 м.

 

 

Вывод самолёта из нормального штопора

Для вывода самолёта из нормального штопора энергично и до отказа отклоните педаль в сторону, противоположную вращению самолёта, и вслед за этим отдайте ручку управления от себя незначительно за нейтральное положение строго по продольной оси самолёта. Как только самолёт прекратит вращение, немедленно поставьте педали в нейтральное положение и при достижении скорости 150-160 км/ч, плавно выбирая ручку управления на себя, выведите самолёт из пикирования.

При подходе самолёта к линии горизонта установите наддув двигателя, обеспечивающий горизонтальный полёт на скорости 160 км/ч, и выведите самолёт в горизонтальный полёт. Запаздывание на выводе из нормального штопора составляет 0,5-1,5 витка.

6.7.12. Спираль

Спираль выполняйте с установившегося режима планирования на скорости 160 км/ч с креном 45°.

Перед выполнением спирали:

- осмотритесь, обратив внимание в сторону выполнения фигуры;

- в режиме планирования установите скорость 160 км/ч.

Плавным движением ручки управления и педалей введите самолёт в разворот. Когда крен достигнет заданного, незначительным движением ручки управления и педалей в сторону, противоположную развороту, устраните стремление самолёта к увеличению крена, сохраняя постоянными наклон траектории и перегрузку.

Величину крена контролируйте по наклону консоли крыла относительно горизонта. Выдерживание заданной скорости на спирали производите изменением режима работы двигателя.

ВНИМАНИЕ. ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ СПИРАЛИ НЕ ДОПУСКАЙТЕ УМЕНЬШЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ГОЛОВОК ЦИЛИНДРОВ МЕНЕЕ 120 °С И ТЕМПЕРАТУРЫ МАСЛА В ДВИГАТЕЛЕ НИЖЕ 40 °С.

Вывод из спирали производите координированными движениями ручки управления и педалей в сторону, противоположную крену. При этом соблюдайте следующую последовательность: устраните крен и угловое вращение, затем выведите самолёт из пикирования. После вывода из спирали установите заданный режим полёта.

 

6.7.13. Скольжение

Скольжение выполняйте на скорости не менее 150 км/ч.

Перед выполнением скольжения:

- осмотритесь, обратив особое внимание вниз и в сторону скольжения;

- наметьте ориентир для выдерживания направления;

- проверьте температурный режим двигателя;

- переведите самолёт в режим планирования или горизонтального полёта на скорости 150 км/ч.

Координировано действуя рулями, отверните самолёт от намеченного ориентира на 10-15° и плавным движением ручки управления создайте крен до 30° в сторону скольжения, удерживая при этом самолёт от разворота отклонением педали в сторону, противоположную крену.

Выбранное направление полёта сохраняйте по намеченному ориентиру.

Скорость сохраняйте по указателю скорости и по положению капота самолёта относительно горизонта , а заданный крен - по наклону консоли крыла самолёта относительно горизонта.

Вывод самолёта из скольжения производите одновременным движением ручки управления в сторону, противоположную крену, и несколько по диагонали от себя, не допуская рыскания самолёта по горизонту.

По мере уменьшения крена соразмерным движением поставьте педали в нейтральное положение, а ручкой управления установите заданную скорость планирования.

Самолёт выходит из скольжения быстро, но остаётся снос, который после вывода устраните обратным креном.

ВНИМАНИЕ. ПРИ СКОЛЬЖЕНИИ НЕ ДОПУСКАЙТЕ КРЕН БОЛЕЕ 30°, ТАК КАК ПРИ БОЛЬШЕМ КРЕНЕ ТРУДНО УДЕРЖИВАТЬ САМОЛЁТ ОТ РАЗВОРОТА В СТОРОНУ СКОЛЬЖЕНИЯ.

6.7.14. Пилотирование самолёта на минимально-допустимой скорости Набор высоты

В зоне на высоте 1000 м в наборе высоты на скорости 150 км/ч наметьте ориентир для выдерживания направления. Увеличьте наддув двигателя до полного и плавным движением ручки управления на себя установите угол наборы высоты до положения, соответствующего скорости полёта 125 км/ч.

Зафиксируйте самолёт в этом положении, сохраняя выбранное направление на ориентир при помощи элеронов и руля направления.

 

 

Планирование

В режиме планирования наметьте ориентир для выдерживания направления.

Уменьшая наддув двигателя и плавно выбирая ручку управления на себя, установите скорость 125 км/ч. На этой скорости самолёт планирует устойчиво. Возникающие при этом крены устраняйте отклонением элеронов и руля направления.

Для перехода в нормальное планирование отдайте ручку управления от себя и увеличьте скорость до 150 км/ч.

При выполнении планирования следите за температурой головок цилиндров.

6.7.15. Парашютирование самолёта

Парашютирование самолёта применяется в учебных целях при отработке техники выполнения ввода в штопор, а также при посадке самолёта в момент приземления самолёта.

В зоне на заданной высоте, осмотритесь и наметьте ориентир для сохранения направления при парашютировании.

В режиме планирования на скорости 140 км/ч при полностью убранном наддуве двигателя плавным движением ручки управления на себя, уменьшите скорость до 120 км/ч.

Самолёт на этой скорости парашютирует устойчиво, но реагирует на отклонение рулей медленнее, чем на скорости 140 км/ч.

Направление полёта сохраняйте так же, как и при планировании на нормальной скорости, но движения рулями должны быть большими по величине и более энергичными. Возникающие крены исправляйте не только элеронами, но и рулём направления. Если в процессе парашютирования не удаётся устранить образовавшийся крен, необходимо незначительно отпустить ручку управления от себя - самолёт увеличит скорость и станет хорошо управляем,.

Для прекращения парашютирования плавно отклоните ручку управления от себя и одновременно увеличьте наддув двигателя, наберите скорость 150 км/ч и установите режим горизонтального полёта.

При выполнении парашютирования следите за температурой головок цилиндров.

6.7.16. Переворот на горке с углом 45°

Переворот на горке представляет собой сочетание первой половины горки, полубочки и второй половины переворота или петли.

Перед выполнением фигуры:

- осмотритесь, особенно в направлении переворота;

- наметьте ориентир для вывода;

- установите скорость 280 км/ч;

 

 

- убедитесь в отсутствии кренов.

Плавным движением ручки управления на себя переведите самолёт на кабрирование с углом 45°. Величину угла контролируйте по положению консоли крыла и капота относительно линии горизонта. При достижении заданного угла небольшим движением ручки управления от себя зафиксируйте это положение и в дальнейшем сохраняйте его до начала выполнения полубочки. Когда скорость будет равна 190-220км/ч, плавным движением ручки управления в сторону переворота придайте самолёту вращение вокруг продольной оси, т.е. выполните полубочку. После того как самолёт перевернётся в положение "вверх колёсами", поставьте педали в нейтральное положение, а движением ручки управления прекратите вращение.

После прекращения вращения плавным движением ручки управления на себя подведите капот самолёта к линии горизонта и, продолжая плавно подбирать ручку управления на себя, выведите самолёт в прямолинейный горизонтальный полёт в направлении, обратном вводу, на скорости, необходимой для выполнения очередной фигуры.

6.7.17, Поворот на вертикали

Набор скорости перед вводом в фигуру производите на максимальном наддуве.

По достижении скорости 280-300 км/ч плавным, но энергичным движением ручки управления на себя доведите самолёт до вертикали.

Вертикальное положение самолёта контролируйте по положению консоли крыла относительно горизонта (трубка ПВД перпендикулярна к линии горизонта).

При подходе самолёта к вертикальному положению коротким и энергичным движе-нием ручки управления от себя остановите самолёт на вертикали.

Убедившись в вертикальном положении самолёта, на скорости 50-60 км/ч при выполнении поворота вправо и на скорости 65-75 км/ч влево плавным и энергичным полным отклонением педали в желаемую сторону введите самолёт в разворот. Стремление самолёта к переворачиванию на спину парируйте отклонением ручки управле-ния в сторону, противоположную развороту.

Как только самолёт повернётся на 55-60°, начните плавно затяжелять винт и, убедившись, что самолёт поворачивается устойчиво, затяжелите винт полностью. После поворота на 10-15° до вертикали вниз нажатием на педаль обратную развороту прекратите разворот и движением ручки управления установите угол пикирования, равный углу ввода в фигуру, облегчите винт. Контроль вертикального положения самолёта осуществляйте по положению крыла относительно горизонта.

В этом положении пройдите такое же расстояние, как и по вертикали вверх, после чего выведите самолёт в горизонтальный полёт.
 

 

 

6.7.18. Управляемые и штопорные бочки и полубочки в горизонтальной и вертикальной плоскостях Управляемая восходящая бочка с углом 45°

Для выполнения восходящей бочки с углом 45° установите скорость 280 км/ч, а затем, взяв ручку управления на себя, переведите самолёт в набор высоты.

При достижении угла 45° (величину его контролируйте по положению консоли относительно горизонта) зафиксируйте его движением ручки управления от себя и введите самолёт в фигуру.

Техника выполнения полубочки, одинарной и полуторной бочек аналогична технике выполнения горизонтальной управляемой бочки за исключением несколько большего расхода рулей по мере падения скорости в процессе вращения.

В конце фигуры положение самолёта определяйте по проекции видимых частей самолёта относительно естественного горизонта.

После выполнения фигуры обязательно зафиксируйте угол кабрирования 45°. Управляемая нисходящая бочка с углом 45°

В горизонтальном полёте установите скорость 125 км/ч, приберите наддув двигателя и плавным движением ручки управления от себя введите самолёт в пикирование.

При достижении угла 45° зафиксируйте его, впереди по курсу самолёта наметьте ориентир для вывода и на скорости 150-170 км/ч выполните бочку.

Техника выполнения нисходящей бочки и распределение внимания аналогичны технике выполнения и распределения внимания при выполнении горизонтальной управляемой бочки.

Необходимо иметь в виду, что на вводе расход рулей больше, чем во второй половине бочки, так как начало фигуры выполняется на малой скорости, а в дальнейшем, по мере снижения самолёта, она непрерывно возрастает.

За 20-30° до окончания бочки отклонением ручки управления в сторону, обратную вращению, и вперёд по диагонали, а так же, отклонением педали в ту же сторону, начните вывод самолёта из бочки, сохраняя направление на ориентир вывода.

После прекращения вращения:

- рули управления поставьте нейтрально;

- на короткое время зафиксируйте угол пикирования 45°;

- выведите самолёт в горизонтальный полёт.

 

 

Штопорная бочка на восходящей линии под углом 45°

В горизонтальном полёте на оборотах двигателя 82% и максимальном наддуве установите скорость 280 км/ч.

Плавным движением ручки управления на себя переведите самолёт в набор высоты с углом 45° и зафиксируйте этот угол незначительным отклонением ручки управления от себя. Создавая угол набора, следите за тем, чтобы не было кренов и сохранялось направление движения самолёта. Взгляд направляйте сбоку вдоль капота самолёта на горизонт. Контроль угла набора осуществляйте по положению видимых частей самолета относительно горизонта.

Как только скорость полёта достигнет 230 км/ч, коротким энергичным движением ручки управления на себя выведите самолёт на закритические углы атаки и отклоните педаль и ручку управления до отказа в сторону бочки.

Вращение самолёта на бочке энергичное.

В процессе вращения положение рулей не изменяйте.

За 30° до выхода самолёта в прямой полёт отклоните педаль в сторону, противоположную вращению, а ручку управления поставьте в нейтральное положение или против вращения (в зависимости от темпа вращения).

После кратковременной фиксации угла 45° плавным движением ручки управления от себя выведите самолёт в горизонтальный полёт.

Штопорная бочка на нисходящей линии под углом 45°

В горизонтальном полёте на оборотах двигателя 82% плавно уберите наддув до 1/3 и установите скорость 125 км/ч.

Плавным движением ручки управления от себя введите самолёт в пикирование с углом 45°.

Величину угла пикирования контролируйте по положению видимых частей самолёта относительно горизонта. Взгляд должен быть направлен вдоль капота, выше и в ту площадь видимой земной поверхности, которая видна примерно посередине между капотом и горизонтом.

Наметив ориентир, на скорости 150-180 км/ч возьмите ручку управления на 1/3 хода на себя, затем энергично и полностью отклоните педаль в желаемую сторону, после чего полностью отклоните ручку в ту же сторону и незначительно от себя. Вращение самолёта быстрое, на правой бочке более энергичное, чем на левой.

После ввода перенесите взгляд в сторону вращения под углом 50-60°.

 

 

За 40-45° до намеченного ориентира для прекращения вращения дайте полностью педаль против вращения, а ручку управления отклоните

против вращения на величину, зависящую от темпа вращения. После прекращения вращения поставьте педали нейтрально, а ручкой управления выдерживайте угол 45°. Вывод из пикирования производите плавно.

Управляемая полубочка на восходящей вертикали с прямого полета

Перед выполнением фигуры осмотритесь и наметьте на горизонте под углом 90° хорошо видимый ориентир.

Установите скорость 300 км/ч.

Затем плавным, но энергичным движением ручки управления на себя (по мере уменьшения скорости темп движения ручки более энергичный) выведите самолёт на вертикаль и зафиксируйте это положение.

Контроль вертикали осуществляйте по положению консолей крыла относительно линии горизонта.

В процессе полёта по вертикали уточните ориентир.

Убедившись в вертикальном положении самолёта, а также в отсутствии крена и скольжения, отклонением ручки управления в нужную сторону начните вращение вокруг продольной оси.

При подходе консоли крыла к намеченному ориентиру коротким, но энергичным движением ручки управления в сторону, противоположную вращению, остановите вращение и поставьте рули нейтрально.

Зафиксируйте вертикаль и плавно переведите самолёт в горизонтальный полёт на скорости не менее 135 км/ч.

Если после полубочки выполняется 1/2 петли, возьмите ручку управления на себя и удерживайте самолёт по направлению на ориентир. При достижении угла пикирования 90° зафиксируйте его и начните вывод самолёта в прямой полёт.

Управляемая 1/4 бочки на восходящей вертикали.

Управляемую 1/4 бочки на восходящей вертикали выполняйте на скорости 280 км/ч.

По достижении указанной скорости взятием ручки управления на себя выведите самолёт на вертикаль. Контроль вертикали осуществляйте по положению консоли крыла относительно естественного горизонта.

После фиксации вертикали наметьте ориентир для разворота на 90°:

- при правой бочке относительно левой консоли;

- при левой относительно правой консоли.

 

 

Отклонением ручки управления в нужную сторону создайте самолёту вращение вокруг продольной оси.

Движения ручкой управления должны быть энергичными. Отклонения педали при этом не требуется. При вращении взгляд направляйте вдоль капота и в сторону, противоположную вращению, на ориентир, выбранный на земной поверхности.

При подходе консоли крыла к намеченному ориентиру коротким, но энергичным движением ручки управления в сторону, противоположную

вращению, прекратите вращение самолёта и поставьте рули нейтрально. Зафиксируйте вертикаль и плавно переведите самолёт в прямой горизонтальный полёт на скорости не менее 135 км/ч или выполните 1/2 прямой петли.

Управляемая 1/4 бочки на нисходящей вертикали

Ввод в фигуру производите на скорости 125-135 км/ч, РУД при этом должен быть дан на 1/3 хода.

После фиксации отвесного пикирования начните ввод в 1/4 бочки (скорость нарастает очень быстро). Взгляд направляйте вдоль капота и в сторону вращения под углом 50-60° и выше, имея в поле зрения ориентир, выбранный на земной поверхности.

Отклонением ручки управления в желаемую сторону и незначительным отжатием её от себя, сохраняя вертикальную линию полёта, создайте самолёту вращение вокруг продольной оси.

После поворота самолёта на 90° коротким движением ручки в обратном направлении прекратите вращение и поставьте рули нейтрально.

Зафиксируйте вертикаль и выведите самолёт в горизонтальный полёт или установите скорость для выполнения очередной фигуры. Увеличение наддува двигателя производите после прохода самолётом угла пикирования 45°.

ПРИМЕЧАНИЕ. При выполнении данной фигуры необходимо иметь в виду, что расход рулей при вводе больше, чем во второй половине бочки, так как начало фигуры выполняется на малой скорости, а в последующем, по мере снижения самолёта, она непрерывно возрастает.

Петля Нестерова с бочкой в верхней точке

Ввод в фигуру выполняйте на скорости 300 км/ч на полном наддуве двигателя и оборотах не ниже 82%.

Первую половину фигуры выполняйте так же, как и первую половину петли Нестерова, однако темп выбирания ручки управления на себя должен быть несколько большим.

 

 

При подходе к верхней части петли, когда капот ещё не дойдёт до линии горизонта 25-30°, на скорости не менее 140 км/ч отклонением ручки управления в желаемую сторону введите самолёт в бочку. Для вывода самолёта из бочки за 10-15° до перевёрнутого положения ручку управления отклоните против вращения за нейтральное положение с таким расчётом, чтобы самолёт, остановив вращение на 360° вокруг продольной оси, занял положение "вверх колёсами", а его капот проектировался на 25-30° ниже горизонта.

После прекращения вращения рули поставьте нейтрально и, не фиксируя положение самолёта "вверх колёсами", продолжайте выполнение второй половины петли.

Плавно выбирая ручку управления на себя, переведите самолёт на нисходящую траекторию и выведите самолёт в прямолинейный полёт на скорости не более 300 км/ч.

После этого установите скорость и наддув для горизонтального полёта или для выполнения очередной фигуры.

Управляемая горизонтальная бочка с фиксацией через 90°

Перед выполнением фигуры установите скорость 210 км/ч при оборотах двигателя 82% и максимальном наддуве.

Создайте самолёту угол кабрирования 10-15° и зафиксируйте это положение. Затем энергичным движением ручки управления в сторону создайте крен 90° и, когда самолёт достигнет заданного крена, энергичным движением ручки в обратную сторону зафиксируйте его на счёт "раз-два".

При крене 90° и 270° энергичным нажатием на педаль(при крене 90° - против вращения, при крене 270° - по вращению), удерживайте нос самолёта от опускания, а незначительным движением ручки управления от себя - от разворота.

В положении самолёта "вверх колёсами" поставьте педали нейтрально, а ручку управления отклоните от себя для создания угла кабрирования 5-10°.

Вертикальная восьмёрка с полубочками на пикировании с углом 45°

Перед выполнением фигуры осмотритесь и наметьте ориентир для ввода и вывода.

В режиме прямого горизонтального полёта установите скорость 280 км/ч.

По положению капота и консолей относительно горизонта убедитесь в отсутствии кренов, и плавным движением ручки управления на себя начните выполнение прямой петли вверх, следя за равномерностью углового вращения.

После прохода верхней точки петли продолжайте выполнять её с одинаковым темпом движения ручки управления на себя до достижения самолётом в положении "вверх колёсами" угла пикирования 45°. Величину угла пикирования контролируйте по углу наклона продольной оси самолёта к плоскости земли (по углу наклона трубки ПВД относительно горизонта).

 

 

При достижении заданного угла пикирования прекратите выбирание ручки управления на себя, коротким движением её от себя зафиксируйте этот угол и выполните полубочку в желаемую сторону. При выполнении полубочки ручку управления отклоняйте в сторону вращения и незначительно от себя.

На скорости 250 км/ч плавным движением ручки управления на себя начните выполнение второй половины восьмёрки прямой петлей вверх с угла пикирования 45°.

При проходе горизонта в верхней точке петли по положению капота и консолей относительно горизонта убедитесь в отсутствии крена и продолжайте выполнение петли до угла пикирования 45°.

При достижении заданного угла пикирования коротким движением ручки управления от себя зафиксируйте этот угол и выполните вторую полубочку в желаемую сторону.

При достижении скорости 250 км/ч выведите самолёт в горизонтальный полёт.

6.7.19. Перевёрнутый горизонтальный полёт

Перед выполнением перевернутого горизонтального полёта: осмотритесь и наметьте впереди характерный ориентир;

- проверьте, хорошо ли подтянуты привязные ремни и закрыт ли их замок;

- установите скорость 190 км/ч.

Взятием ручки управления на себя создайте самолёту угол кабрирования 15-25° и зафиксируйте его. Затем ручкой управления придайте самолёту вращение вокруг продольной оси в желаемую сторону. При достижении крена 90°, продолжая вращение самолёта, начните отдавать ручку управления от себя для того, чтобы предотвратить опускание капота ниже горизонта.

В положении "вверх колёсами" прекратите вращение самолёта и отдайте ручку управления от себя настолько, чтобы самолёт сохранял горизонтальный полёт с постоянной скоростью.

По истечению заданного времени перевернутого полета переведите самолет в прямой полет. Для этого плавным движением ручки управления от себя создайте угол кабрирования 15-20°, после чего движением ручки управления в любую сторону придайте самолету вращение вокруг продольной оси и выполните полубочку.

При достижении крена 90° незначительным нажатием на педаль, противоположную вращению, поддерживайте самолет от опускания капота ниже горизонта и начните выбирать ручку управления на себя с таким темпом, чтобы к моменту вывода самолета из полубочки капот самолет лег на горизонт.

 

 

ВНИМАНИЕ. В СЛУЧАЕ ПАДЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ МАСЛА НИЖЕ 4 кгс/см2 ИЛИ БЫСТРОГО НАРАСТАНИЯ СКОРОСТИ НЕМЕДЛЕННО ВЫВЕДИТЕ САМОЛЕТ В ПРЯМОЙ ПОЛЕТ, ВЫПОЛНИВ ПОЛУБОЧКУ.

6.7. 20. Обратный вираж с креном 45°

Перед выполнением обратного виража:

- убедитесь свободно ли воздушное пространство;

- наметьте характерный ориентир для ввода и вывода из виража;

- проверьте показания приборов.

В перевернутом горизонтальном полете установите скорость 180-190 км/ч на оборотах двигателя 82 %. Затем плавным координированным движением ручки управления и педали введите самолет в вираж, для чего отклоните ручку управления в сторону ввода для создания крена, а нажатием на педаль, противоположную, создайте угловое вращение. По мере увеличения крена ручку управления отдавайте от себя для предотвращения опускания капота самолета и поддержания углового вращения.

Отрицательная перегрузка на вираже по абсолютной величине не более 1,5.

Когда заданный крен и необходимая угловая скорость будут достигнуты, движением ручки управления и педали устраните стремление самолета увеличить крен и угловое вращение

За 25-30° до намеченного ориентира движением ручки управления в сторону против крена и нажатием на педаль, противоположную вращению, начните вывод самолёта из виража. Когда самолёт прекратит угловое вращение и выйдет из крена, поставьте рули нейтрально, удерживая самолёт в перевёрнутом горизонтальном полёте.

Время обратного виража с креном 45° на высоте 1000 м составляет 34-38 с.

ВНИМАНИЕ. 1. В СЛУЧАЕ ЭНЕРГИЧНОГО УВЕЛИЧЕНИЯ ИЛИ УМЕНЬШЕНИЯ СКОРОСТИ В ПРОЦЕССЕ ВЫПОЛНЕНИЯ ОБРАТНОГО ВИРАЖА ПРИ ВОЗНИКНОВЕНИИ ЗАТРУДНЕНИЙ В УСТРАНЕНИИ ЭТИХ ОШИБОК НЕМЕДЛЕННО УБЕРИТЕ КРЕН, ПЕРЕВЕДЯ САМОЛЁТ В ПРЯМОЛИНЕЙНЫЙ ПЕРЕВЁРНУТЫЙ ПОЛЁТ, А ЗАТЕМ ПЕРЕВЕДИТЕ ЕГО В ПРЯМОЙ ПОЛЁТ.

2. В СЛУЧАЕ ПАДЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ МАСЛА И ОБОРОТОВДВИГА-ТЕЛЯ НЕМЕДЛЕННО ВЫВЕДИТЕ САМОЛЁТ ИЗ ВИРАЖА И ПЕРЕВЕДИТЕ ЕГО В ПРЯМОЙ ПОЛЁТ.

 

 

6.7.21. Обратный вираж с креном 60°

Обратный вираж с креном 60° выполняйте на скорости 205-210 км/ч и оборотах двигателя 82%, отрицательная перегрузка на вираже по абсолютной величине не более -2,0.

Порядок действий лётчика при вводе в вираж с креном 60° такой же, как и при выполнении виража с креном 45°, но в отличие от этого виража:

- в процессе создания крена плавно увеличьте наддув двигателя до максимального к моменту достижения крена 45°;

- при дальнейшем увеличении крена ручку управления значительно отдавайте от себя для увеличения углового вращения, а движением педалей выдерживайте положение капота относительно горизонта;

- при достижении крена 60° ручкой управления устраните стремление самолета увеличить крен и угловое вращение и сохраняйте это положение рулей в процессе всего виража.

Не рекомендуется отдавать ручку управления от себя больше, чем необходимо для создания углового вращения, так как это приводит к потере скорости.

Распределение внимания в установившемся вираже с креном 60° такое же, как и при выполнении обратного вираже с креном 45°.

Действия рулями на выводе из виража с креном 60° такие же, как и выводе из виража с креном 45°,но по мере уменьшения крена ручку управления подбирайте по диагонали на себя для того, чтобы не поднимался капот самолета, и уменьшите наддув до необходимого для перевернутого горизонтального полета.

После вывода самолета в перевернутый горизонтальный полет педали и ручку управления поставьте нейтрально.

Время обратного виража с креном 60° на высоте 1000 м составляет 18-21 с.

6.7.22. Обратная петля вверх с перевернутого горизонтального полета

Перед выполнением фигуры наметьте два характерных ориентира:

- один впереди - для ввода и вывода самолета из петли;

- другой сзади - для контроля направления в верхней точке петли.

В перевёрнутом горизонтальном полёте или на снижении при максимальном наддуве двигателя и полностью облегчённом винте установите скорость 270-290 км/ч.

При достижении заданной скорости плавным, но энергичным движением ручки управления от себя строго по продольной оси самолёта начните выполнение петли. При выполнении обратной петли в учебных целях рекомендуемая перегрузка ввода минус 4-4,5 при скорости ввода 270-290 км/ч соответственно.
 

 

По мере увеличения угла подъёма увеличивайте темп отдачи ручки управления от себя до подхода самолёта к горизонтальному положению.

Не рекомендуется допускать излишней отдачи ручки управления от себя, так как при этом теряется скорость.

В этом случае замедлите темп отдачи ручки управления от себя.

При подходе самолета к горизонтальному положению в верхней точке петли ручку управления несколько подберите на себя для предотвращения быстрого опускания капота самолета после прохода верхней точки петли вследствие малой скорости.

При проходе самолетом горизонтального положения проверьте:

- отсутствие крена и при наличии крена устраните его движением ручки управления;

- направление по ориентиру, при уклонении исправьте ошибку;

- скорость, которая должна быть не менее 135 км/ч.

После прохода самолетом вертикального положения продолжайте отдавать ручку управления от себя с таким расчетом, чтобы при выводе из петли скорость была 270-290 км/ч. После выхода самолёта в перевёрнутый горизонтальный полёт проконтролируйте давление масла и обороты двигателя.

Обратная петля вверх при скорости ввода и вывода 270-290 км/ч с перегрузкой минус 4 выполняется без потери высоты.

6.7.23. Обратная петля вниз с прямого горизонтального полёта Перед выполнением фигуры наметьте два характерных ориентира:

- один впереди - для ввода и вывода из петли;

- другой сзади - для контроля направления в нижней точке петли.

В прямом горизонтальном полёте полностью облегчите винт и установите скорость 135 км/ч.

При достижении заданной скорости, плавно отдавая ручку управления от себя с одновременным увеличением наддува до максимального, начните выполнение петли, следя за тем, чтобы не создавалось кренов и сохранялось направление по наземным ориентирам.

После прохода самолётом вертикального положения увеличьте нажим на ручку управления от себя с таким расчетом, чтобы вывести самолёт в перевёрнутое горизонтальное положение на скорости 290 км/ч.

В нижней точке петли проверьте:

- направление (по ориентиру);

- отсутствие кренов;

- скорость, которая должна быть не менее 290 км/ч. 

 

При выполнении второй половины петли движения рулями управления и распределение внимания такие же, как при выполнении первой половины обратной петли вверх из перевёрнутого полёта.

При выходе самолёта в горизонтальное положение несколько подберите на себя ручку управления для того, чтобы удержать самолёт в горизонтальном положении до набора скорости не менее 135 км/ч, после чего уберите наддув до необходимого.

6.7.24. Перевёрнутый штопор

Перевёрнутый штопор разрешается выполнять с высоты не менее 1500 м.

Перед выполнением перевёрнутого штопора:

- плотно подтяните привязные ремни;

- наметьте ориентир для вывода самолёта из штопора;

- в режиме горизонтального полёта установите скорость 160 км/ч.

Ввод самолёта в перевёрнутый штопор

В горизонтальном полёте на скорости 160 км/ч, выполнив полубочку, переведите самолёт в положение "вверх колёсами".

Плавно уменьшите наддув до минимального. Педалями и ручкой управления удерживайте самолёт от разворота и опускания носа.

При достижении скорости 120 км/ч отклонением педали полностью в сторону желаемого вращения и отдачей ручки управления полностью от себя введите самолёт в перевёрнутый штопор.

В процессе штопора ручку управления и педали удерживайте в крайних отклоненных положениях. Элероны при вводе в штопор, в процессе штопора и при выводе из штопора должны быть в нейтральном положении.

За один виток штопора самолёт теряет 80-130 м высоты. Время одного витка 2,5-3 с. Вывод самолёта из перевёрнутого штопора

Для вывода самолёта из перевёрнутого штопора за 30-40° до намеченного ориентира энергично отклоните педаль полностью в сторону, противоположную вращению самолёта, и вслед за этим возьмите ручку управления на себя на 1/4 хода за нейтральное положение. Как только самолёт прекратит вращение, педали поставьте нейтрально и после увеличения скорости до 160 км/ч плавно подбирайте ручку управления на себя с таким расчётом, чтобы выход в горизонтальный полёт был на скорости 230-240 км/ч.

Запаздывание не превышает 1,5 витка. 

 

При выводе самолёта из штопора в перевёрнутый полёт после прекращения враще-ния ручку управления задержите в нейтральном положении и при достижении скорости 150-160 км/ч, плавно отдавая ручку управления от себя, переведите самолёт в перевёрнутый горизонтальный полёт.

6.7.25. "Колокол"

Ввод в "колокол" выполняется с прямого или перевёрнутого полёта на оборотах двигателя 82-95% и максимальном наддуве.

"Колокол" с прямого полёта - падение вперёд

На скорости 260 км/ч переведите самолёт в набор высоты с углом тангажа 90°, зафиксируйте и строго выдерживайте этот угол.

Положение самолёта относительно горизонта контролируйте по проекции консолей крыла на горизонт.

После того, как самолёт зафиксирован на вертикали и проконтролировано его положение относительно горизонта, плавно уберите наддув с таким расчётом, чтобы к моменту зависания он был убран полностью (рычаг ВИШ полностью от себя).

На скорости 40-50 км/ч отклонением ручки управления от себя уменьшите угол тангажа до 87-85° (не более чем на 5°).

После начала падения на хвост ручку управления возьмите полностью и строго на себя (самолёт на это не реагирует), педали удерживайте в нейтральном положении.

Ручку управления и в педали удерживайте в этом положении с некоторым усилием, так как при падении самолёта на хвост на рули будут действовать значительные нагрузки. После падения вперёд и перехода самолёта в пикирование отдайте ручку управления от себя до нейтрального положения, увеличьте наддув и на скорости не менее 190 км/ч начните вывод самолёта из пикирования в горизонтальный полёт.

"Колокол" с прямого полёта - падение на спину

Для выполнения "колокола" - падение на спину в отличие от "колокола" - падение вперёд -на скорости 40-50 км/ч отклонением ручки управления на себя увеличьте угол тангажа от 90 до 93-95° и в момент зависания отдайте ручку управления полностью от себя. После падения на спину и перехода на пикирование ручку управления установите в нейтральное положение, увеличьте наддув и выведите самолёт в горизонтальный полёт на необходимой скорости.

 

 

Многократные штопорные бочки с положительной перегрузкой

На рекомендуемой скорости полёта возьмите ручку управления на себя:

- на 1/2 хода на нисходящей вертикали;

- на 1/4 хода на восходящей вертикали.

Затем энергично и полностью отклоните педаль в желаемую сторону, после чего полностью отклоните ручку управления в ту же сторону по диагонали от себя. Вращение самолёта быстрое, на правой бочке более энергичное, чем на левой.

Для прекращения вращения отклоните полностью противоположную педаль, а ручку управления - против вращения и на себя на величину, зависящую от темпа вращения. После прекращения вращения поставьте педали нейтрально, а ручкой управления удерживайте угол наклона траектории с последующим выходом в горизонтальный полёт. Многократные штопорные бочки с отрицательной перегрузкой На рекомендуемой скорости полёта отклоните ручку управления от себя:

- на 1/3 хода на нисходящей вертикали;

- на 1/4 хода на восходящей вертикали. 

 

Затем энергично и полностью отклоните педаль в желаемую сторону, после чего полностью отклоните ручку управления в противоположную сторону и на себя на 2/3 хода.

Для прекращения вращения отклоните полностью педаль, противоположную вращению, а ручку управления против вращения и от себя на величину, зависящую от темпа вращения. После прекращения вращения поставьте педали нейтрально, а ручкой управления удерживайте заданный угол наклона траектории с последующим выходом в горизонтальный полёт.

6.7.27. Плоский штопор

Плоский штопор, как нормальный, так и перевёрнутый, выполняется на I номиналь-ном и максимальном режимах работы двигателя, с элеронами, отклоненными против вращения. Скорость ввода в плоский штопор 60-70 км/ч, что обеспечивается выходом в прямой или перевёрнутый полёт с восходящей вертикали, начиная со скорости 110 км/ч.

Нормальный плоский штопор

После выхода с восходящей вертикали в прямой полёт на скорости 60-70 км/ч отклоните полностью педаль в сторону штопора, а ручку управления на 1/2 хода против штопора и полностью на себя.

В процессе штопора удерживайте рули в этом положении.

Для вывода самолёта из штопора энергично отклоните педаль на полный ход в сторону, противоположную вращению, а ручку управления отклоните по вращению и с небольшой паузой от себя незначительно (до 1/Зхода) за нейтраль.

После прекращения вращения поставьте педали и ручку управления в нейтральное положение с последующим выводом в горизонтальный полёт.

6.7.28. Бочка на хвост

Бочка на хвост выполняется на первом номинальном и максимальном режимах работы двигателя совместно с управляемой правой многократной бочкой на восходящей вертикали.

После ввода во вращение на восходящей вертикали сохраняйте отклонение ручки управления вправо до нулевой скорости.

Педали удерживайте в нейтральном положении. Ручку управления и педали удерживайте с некоторым усилием, так как при падении на хвост на ручку будут действовать значительные нагрузки. После выполнения бочки на хвост рули поставьте нейтрально, уберите наддув и выполните "колокол" с падением вперёд или на спину.

При выполнении фигуры не допускайте времени падения на хвост более 2 с.

 

 

6.7.29. Горизонтальный полёт "на ноже"

В горизонтальном полёте на скорости 250-340 км/ч возьмите ручку управления на себя, увеличьте угол тангажа на 5-7° и без задержки отклонением ручки управления установите угол крена 90°, поддерживая горизонтальный полёт отклонением педали.

После нескольких секунд полёта "на ноже" возвратите самолёт в исходное состояние горизонтального полёта отклонением ручки управления с последующей постановкой всех рулей в балансировочое положение.

 

 

6.8.ПОЛЁТ ПО МАРШРУТУ (ПЕРЕГОН САМОЛЕТА)

Полеты по воздушным трассам, местным воздушным линиям (МВЛ), установленным маршрутам выполняются с самолетом (вертолетом) сопровождения. Полёты по маршруту осуществляют лётчики, допущенные к полётам на данном типе самолёта и имеющие опыт полётов по МВЛ.

Перед выполнением полёта по установленному маршруту или МВЛ проведите подготовку в соответствии с требованиями действующих документов по производству полётов и штурманской службе (детальное изучение маршрута полёта, наибольших превышений рельефа, подготовки карты, расчёт безопасной высоты полёта ниже нижнего эшелона, выбор запасных аэродромов для посадки в случае отказа авиатехники или резко изменившейся метеообстановки - возникновение условий обледенения, грозовой деятельности и т.д.).

Непосредственно перед вылетом ознакомьтесь с прогнозом погоды по маршруту (высота и характер облачности, видимость, зоны грозовой деятельности и возможного обледенения).

При наличии в прогнозе погоды возможного обледенения или грозовой деятельности вылет запрещается.

Полёт на высотах ниже нижнего эшелона выполняется по минимальному барометрическому давлению по маршруту, приведённому к уровню моря и выставленному на высотомере на высоте перехода при выходе из зоны взлёта и посадки. Взлёт и полёт по маршруту выполняется по ранее разработанному плану.

После набора заданной высоты:

- переведите самолёт в горизонтальный полёт, установите необходимый для выбранной скорости режим работы двигателя;

- поддерживайте двустороннюю радиосвязь с самолетом (вертолетом) сопровождения;

- выдерживайте установленные дистанцию и интервал между самолетом (вертолетом) сопровождения;

- следите за параметрами работы двигателя;

- ведите визуальную ориентировку, при необходимости внесите поправки в курс полёта;

- осматривайте воздушное пространство, не допускайте опасного сближения с другими воздушными суднами;

- контролируйте количество и равномерность выработки топлива;

- периодически (через каждые 15 мин) контролируйте по амперметру зарядный ток в аккумуляторной батарее, который не должен превышать 1 А. 

 

6.8.1. Заход на посадку и посадка

Перед снижением:

- получите от службы УВД условия посадки;

- установите необходимый режим работы двигателя.

Снижение производите на скорости 170-180 км/ч ПР.

На эшелоне перехода установите на высотомере давление аэродрома посадки. Запросите разрешение у руководителя полётов на вход в круг. Заход на посадку и посадку выполняйте установленным порядком, выполняя указания руководителя полётов. 

 

6.9. ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ МЕЖДУ ЧЛЕНАМИ ЭКИПАЖА

Командиром воздушного судна в двухместном варианте является лётчик первой кабины(инструктор).

В обязанности инструктора входит:

- показ выполнения фигур высшего пилотажа;

- контроль правильности выполнения фигур;

- контроль скорости ввода - вывода из фигур;

- контроль соблюдения обучаемым ограничений по скорости и перегрузкам;

- контроль параметров силовой установки и систем самолета.

Взаимодействие и взаимопонимание в экипаже обеспечивается:

- предварительной и предполетной подготовкой;

- связью по СПУ;

- вмешательством в управление с целью исправления допущенной ошибки;

- при необходимости взятием управления на себя с целью исправления грубой ошибки или показа выполнения фигуры;

- выдачей рекомендаций курсанту по парированию отказов;

- взятием управления на себя в случае возникновения особой ситуации. 

 

Раздел 7 ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 

 

СОДЕРЖАНИЕ

7.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ.

7.2. ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

7.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ НАБОРА ВЫСОТЫ

7.4. ХАРАКТЕРИСТИКИ СНИЖЕНИЯ

7.5. КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ

 

7.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Приведенные в разделе 7 лётные характеристики позволяют экипажу самолёта получить необходимую информацию для обеспечения безопасности полёта

График перевода скорости ветра в продольную составляющую ветра 

 

 

 

 

Скорости сваливания в зависимости о угла крена

 

7.2. ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ (сухая твёрдая ВПП  >7 кгс/см2)

Взлётные характеристики

Скорость отрыва при взлётной массе 990 кг, км/ч ПР 130

Скорость отрыва при взлётной массе 1087 кг, км/ч ПР 135
Потребная дистанция разбега / Потребная взлётная дистанция в зависимости от высоты расположения аэродрома и температуры окружающего воздуха, м Для взлётной массы 990 кг

 

 

 

7,3 ХАРАКТЕРИСТИКИ НАБОРА ВЫСОТЫ

Наивыгоднейшая скорость набора высоты на Номинальном 1 режиме 160-170 км/ч ПР.

Расход топлива, путь и время набора высоты

Набор

высоты,

м

Приборная скорость, км/ч ПР

Вертикальная

скорость,

м/с

Расход

топлива,

л

Путь,

км

Время,

мин

1000

170

10,7

3,0

4,7

1,4

2000

170

8,4

6,9

11,6

4,0

3000

160

6,1

11,3

21,0

7,0

 

 

7.4. ХАРАКТЕРИСТИКИ СНИЖЕНИЯ

Наивыгоднейшая скорость снижения при работе двигателя на режиме малого газа 160-180, км/чПР
Расход топлива, путь и время при снижении до высоты круга

 

 

Высота

начала

снижения,

м

Приборная скорость, км/ч ПР

Вертикальная

скорость,

м/с

Расход

топлива,

л

Путь,

км

Время,

мин

3000

160-180

10-15

3,8

17

5,5

2000

160-180

10-15

2,3

12

4,0

1000

160-180

10-15

0,8

6

2,0

500

160-180

10-15

-

-

-

 

 

7.5. КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ

Расчет дальности полета

(Перегоночный вариант)

Условия полёта:

- высота - 500 м;

- скорость - 210 км/ч ПР (206 км/ч ИС).

Часовой расход топлива - 44 л/ч.

 

Параметры

один лётчик

два лётчика

Взлётная масса, кг

1003

1087

Количество топлива, л

181

173

Невырабатываемый остаток топлива, л

10

10

Гарантийный остаток топлива, л Расход топлива, л:

12,5

12,5

- на запуск, опробование двигателя и руление;

2

2

- на набор высоты 500 м;

2

2

- на полёт по кругу (6 мин) и посадку.

4

4

Всего

30,5

30,5

Количество топлива на горизонтальный полёт, л

150,5

142,5

Дальность полёта, км

710

670

Продолжительность полёта

3 часа 35 мин

3 часа 25 мин
 

 

Раздел 8 ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ И ОБОРУДОВАНИЯ

 

 

СОДЕРЖАНИЕ

8.1. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

8.1.1. Двигатель

8.1.2. Воздушный винт

8.1.3. Система охлаждения двигателя

8.1.4. Система запуска двигателя

8.1.5. Топливная система самолёта

8.1.6. Масляная система

8.2. ФОНАРЬ КАБИНЫ

8.3. СИСЬТЕМА ВЕНТИЛЯЦИИ И ОБОГРЕВА КАБИНЫ

8.4. КРЕСЛО ПИЛОТОВ

8.5. ШАССИ

8.6. СИСТЕМА СТОПОРЕНИЯ КОЛЕСА ХВОСТОВОЙ ОПОРЫ ШАССИ

8.7. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЁТОМ

8.8. ПНЕВМОСИСТЕМА САМОЛЁТА

8.9. ТОРМОЗНАЯ СИСТЕМА САМОЛЁТА

8.10. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ

8.11. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

8.12. РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

8.13. АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

 

 

8.1. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

Силовая установка самолёта состоит из двигателя М-14Х (М-14П) с воздушным винтом MTV-9 и систем охлаждения, запуска, топливной и масляной.

8.1.1. Двигатель М-14Х (М-14П)

Авиационный двигатель М-14Х (М-14П) - четырёхтактный, бензиновый, воздушного охлаждения, невысотный, девятицилиндровый, однорядный с звездообразным расположением цилиндров и карбюраторным смесеобразованием.

Мощность двигателя, л.с. 360

Сухая масса двигателя, кг 214

Режимы и значения эксплуатационных параметров работы двигателя приведены в таблице.

Параметры режимов работы двигателя

 

 

- масляный насос;

- компрессор;

- датчик тахометра.

На головке каждого цилиндра установлено по две свечи зажигания и одному пусковому воздушному клапану.

Двигатель с помощью подмоторной рамы крепится к лонжеронам фюзеляжа.

Управление двигателем состоит из проводки и рычагов управления РУД и ВИШ, установленных в обеих кабинах, Т° МАСЛА, ПК, ЖАЛЮЗИ, Т° СМЕСИ, установленных во второй кабине (рис. 1).

8.1.2. Воздушный винт MTV-9-B-C/CL-260-27

Воздушный винт предназначен для преобразования крутящего момента вала двигателя в силу тяги.

Воздушный винт - трёхлопастный, тянущий, изменяемого шага с регулятором числа оборотов, работающий по прямой схеме. Механизм изменения шага винта центробежный. Поворот лопастей в сторону увеличения шага происходит под действием моментов центробежных сил противовесов, а в сторону уменьшения - давлением масла.

Совместная работа механизма изменяемого шага и регулятора оборотов винта обеспечивает поддержание числа оборотов, задаваемого при помощи рычага ВИШ.

Диаметр винта, м 2,5

Сухая масса винта, кг 35,7

Направление вращения левое

8.1.3. Система охлаждения

Охлаждение двигателя осуществляется за счёт набегающего потока воздуха и потока, создаваемого воздушным винтом.

Перед головками цилиндров двигателя установлены регулирующие поток входные жалюзи, а сам двигатель, для уменьшения лобового сопротивления и регулировки температурного режима, заключён в капот, имеющий неуправляемые выходные жалюзи.

8.1.4. Система запуска двигателя

Система запуска состоит их двух частей: воздушной и электрической. Воздушная часть системы запуска двигателя предназначена для подвода сжатого воздуха из баллона в цилиндры двигателя.

Она включает:

- распределитель сжатого воздуха;

- пусковые клапаны;

- трубопроводы.

 

 

Электрическая часть системы запуска предназначена для обеспечения воспламенения смеси в цилиндрах двигателя. В неё входят:

- кнопка запуска;

- пусковая катушка;

- два магнето;

- выключатели магнето;

- проводка зажигания.

Магнето и проводка зажигания экранированы.

Запуск двигателя осуществляется из второй кабины.

8,1.5. Топливная система самолёта

Топливная система самолёта (рис. 2) предназначена для размещения топлива и питания двигателя топливом на всех режимах его работы при любых эволюциях самолёта.

Для размещения топлива на самолёте служат два топливных бака-кессона, расположенных в левой и правой консолях крыла. Левый кессон является основным, правый - дополнительным, он используется только в перегоночном варианте.

Полная вместимость основного и дополнительного топливных баков-кессонов по 92±3 л., заправочная вместимость - по 90,5±3 л. в каждом.

Заправочная вместимость топливной системы в стояночном положении 185±6 л, из них 5 л- в расходном баке и трубопроводах.

Несливаемый остаток топлива из основного, дополнительного и расходного баков не более 2,5 л.

Невырабатываемый остаток топлива не более 10 л.

Из баков-кессонов топливо самотёком поступает в расходный бак.

Расходный бак вместимостью 5,5 л установлен под полом кабины пилотов и предназначен для обеспечения бесперебойного питания двигателя топливом при различных эволюциях самолёта, в том числе при отрицательных перегрузках. Запас топлива в баке обеспечивает непрерывную работу двигателя на номинальном режиме в перевёрнутом полёте в течение 2,5 мин.

Из расходного бака через обратный клапан, открытый пожарный кран и фильтр-отстойник топливо откачивается топливным насосом двигателя и под давлением

л

0,2-0,5 кгс/см через воздухоотделительный бачок и фильтр тонкой очистки попадает в карбюратор. Одновременно топливо поступает к крану разжижения масла и датчику давления топлива.

 

 

На самолёте предусмотрена система разжижения масла бензином с помощью электромагнитного крана, нажимной переключатель которого расположен на приборной доске во второй кабине.

Для подачи топлива в цилиндры двигателя, создания давления в топливной системе и подачи топлива в карбюратор перед запуском, а также для подачи топлива в карбюратор при отказе бензонасоса двигателя используется заливочный шприц, рукоятка которого расположена на приборной доске во второй кабине.

Контроль за количеством топлива осуществляется с помощью механических топливоме-ров, установленных в левом и правом баках-кессонах.

В правом кессоне топливомер устанавливается только в перегоночном варианте. Указатели топливомеров расположены на верхней части обшивки каждой консоли крыла.

8.1.6. Масляная система

Масляная система самолёта (рис. 3) предназначена для подачи смазки к трущимся деталям двигателя и их охлаждения. (Тип масел указан в разделе 2,3 настоящего РЛЭ).

Масляная система самолёта состоит из маслобака вместимостью 20 л, насоса, фильтра, суфлерного бачка, маслорадиатора, маслопроводов, приемников и указателей давления и температуры масла.

К масляной системе подключена система разжижения масла бензином. Разжижение масла бензином применяется при температурах наружного воздуха +5°С и ниже. Для разжижения применяется тот же бензин, на котором работает двигатель. Порядок разжижения определён в РЭ самолёта.

Количество масла в баке, л:

- максимальное 15

- рекомендуемое (для пилотажа) 10

- минимальное 8

Циркуляция масла в системе принудительная и осуществляется двухступенчатым шестеренчатым насосом, установленным на задней крышке картера двигателя.

Во время работы двигателя масло из маслобака самотёком поступает по шлангу через фильтр на вход к маслонасосу и далее под давлением в двигатель. После смазки трущихся деталей двигателя масло стекает в отстойник и откачивающей ступенью маслонасоса прокачивается через маслорадиатор, где охлаждается набегающим потоком холодного воздуха и возвращается в маслобак.

 

Режим охлаждения масла регулируется створкой маслорадиатора. Управление створкой осуществляется из второй кабины с помощью рычага Т °МАСЛА, расположенного на правом борту. Суфлирование маслобака и двигателя осуществляется через два верхних суфлера, соединённых с маслобаком.

Для бесперебойной работы масляной системы при всех эволюциях самолёта заборники масла и воздуха масляного бака выполнены качающимися.

Давление и температура входящего в двигатель масла контролируются по указателям УКЗ-1, установленным в первой и второй кабинах.

На верхней половине капота двигателя имеется крышка-люк для подхода к заливной горловине масляного бака. Слив масла из системы обеспечивается сливными устройствами, установленными в маслобаке, радиаторе и фильтре.

 

 

 

 

Рис. 1. Установка рычагов управления силовой установки

 

 

Рис. 2. Принципиальная схема топливной системы

1 - гибкий рукав; 2 - кран топливный электромагнитный; 3 - фильтр тонкой очтстки; 4 - дроссель; 5 - заливочный шприц; 6 - заправочная горловина; 7 - топливомер; 8 - бензобак; 9 - обратный клапан; 10 - бензобак (основной); 11 - расходный бачок; 12 - обратный клапан; 13 - кран перекрывной (пожарный); 14 - фильтр-отстойник; 15 - бачок воздухоотделительный; 16 - приемник давления.

 

 

 

Рис. 3. Принципиальная схема масляной системы

1 - гибкие рукава; 2 - клапан 772 (топливная система); 3 - маслокарман;

4 - маслобак; 5 - масломерная линейка; 6 - заборник воздуха; 7 - заправочная горловина; 8 - лоток-пеногаситель; 9 - заборник масла; 10 - сливной кран; 11 - суфлерный бачок; 12 - приемник температуры; 13 - масляный фильтр (фильтр-отстойник); 14 - маслорадиатор; 15-приемник давления масла (из комплекта УКЗ-1); 16 - фильтр-сигнализатор;

17 - жиклер 1,0; 18 - жиклер 1,51.

 

 

8.2. Фонарь кабины

Фонарь кабины расположен в передней части фюзеляжа, имеет обтекаемую форму и состоит из неподвижного козырька и общей, единой для обеих кабин откидной части фонаря (ОЧФ). Он предназначен для защиты экипажа от внешних воздействий и обеспечивает достаточный обзор внекабинного пространства при пилотировании в полёте и передвижении самолёта на земле. Козырёк фонаря - беспереплётный, состоит из металлической рамы, двух кронштейнов, внешних и внутренних окантовок и однослойного дымчатого органического стекла.

Стекло герметизируется двумя слоями ленты и крепится к раме болтами. На раме козырька в первой кабине установлено зеркало заднего обзора. В открытом положении откидная часть фонаря (ОЧФ) фиксируется подкосом, расположенным на средней дужке рамы фонаря справа. Упор для подкоса расположен на карнизе приборной доски второй кабины справа.

Откидная часть фонаря состоит из рамы, остекления, внешней и внутренней окантовок, узлов крепления, внешней и внутренних ручек открытия фонаря.

Рама сварной конструкции состоит из передней, средней и задней дуг и двух продольных балок. К балкам рамы приварены пластинчатые опоры толкателей системы аварийного сброса фонаря.

Остекление ОЧФ состоит из переднего и заднего стекол, отформованных из дымчатого оргстекла. Стекла герметизируются с двух сторон резиновой прокладкой и крепятся к раме болтами.

ОЧФ крепится к фюзеляжу по правому борту двумя петлями с вилками, по левому - двумя вилками. Вилки левого и правого бортов входят в зацепление с замками, установленными под профилями подфонарной рамы.

На левом борту в районе передней и средней дуг изнутри к раме крепятся две ручки с надписью ОТКРЫТИЕ ФОНАРЯ, а снаружи одна. При эксплуатационном открытии отпираются замки левого борта, а правого остаются закрытыми. ОЧФ откидывается вправо и фиксируется подкосом на петлях правого борта.

Открытие ОЧФ более чем на 90° ограничивается упорами неподвижных петель. Для предотвращения случайного открытия замков на кронштейне установлен сектор, фиксирующий ручку в закрытом положении с помощью подпружиненного упора.

Для открытия замков левого борта необходимо отклонить ручку открытия фонаря внутрь до снятия упора, а затем потянуть на себя. Внешняя ручка с надписью ОТКРЫТИЕ ФОНАРЯ установлена на обшивке фюзеляжа между шпангоутами 4 и 5. 

 

Аварийный сброс ОЧФ осуществляется синхронным открытием всех замков левого и правого бортов и принудительным отделением её от фюзеляжа пружинными толкателями и набегающим потоком.

Управление аварийным сбросом ОЧФ осуществляется с помощью ручек красного цвета с надписью АВАРИЙНЫЙ СБРОС ФОНАРЯ, расположенных на правом подфонарном профиле в первой и второй кабинах. В исходном положении каждая ручка законтрена мягкой медной проволокой диаметром 0,5 мм и запломбирована. Аварийный сброс ОЧФ производится поворотом ручки аварийного сброса фонаря сначала влево, затем энергичным движением на себя любой из ручек аварийного сброса, при этом вторая ручка остаётся неподвижной и законтренной.

 

 

8.3. Система вентиляции и обогрева кабины

Система вентиляции и обогрева кабины самолёта состоит из системы вентиляции кабины (для эксплуатации в летних условиях) и системы вентиляции и обогрева кабины (для эксплуатации в зимних условиях).

Система вентиляции кабины В систему вентиляции кабины входят: воздухозаборник, трубопроводы, кран перекрыв-ной, тяга мягкая и ручка управления.

В полёте вентиляция кабины обеспечивается воздухом, поступающим в систему через воздухозаборник за счёт скоростного напора. После воздухозаборника воздух поступает в перекрывной кран и затем через штуцер в первую кабину.

Управление перекрывным краном осуществляется ручкой управления, установленной на правом борту во второй кабине в секторе ВЕНТИЛЯЦ. В зависимости от положения ручки управления достигаются следующие режимы вентиляции:

- максимальный (ручка управления в положении "назад до упора");

- желаемый (ручка управления в промежуточном положении);

- прекращение вентиляции (ручка управления в положении "вперёд до упора").

Система вентиляции и обогрева кабины В систему вентиляции и обогрева кабины, кроме элементов, входящих в систему вентиляции, дополнительно входят подогреватель и распределительный кран вместо перекрывно-го.

В полёте обогрев кабины обеспечивается воздухом, поступающим через воздухозаборник. После воздухозаборника воздух разделяется на два потока. Один поток проходит через подогреватель и образует "горячую” линию. Второй поток проходит, минуя подогреватель , и образует "холодную" линию. Далее оба потока поступают в распределительный кран и затем через штуцер в первую кабину.

Управление распределительным краном осуществляется ручкой управления, установленной на правом борту во второй кабине в секторе ОБОГРЕВ.

В зависимости от положения ручки управления достигаются следующие режимы обогрева:

- максимальный (ручка управления в крайнем переднем положении);

- желаемый (ручка управления в промежуточном положении);

- прекращение обогрева (ручка управления в крайнем заднем положении). Это положение ручки используется также при появлении запаха гари в кабине. 

 

Дополнительная вентиляция второй кабины осуществляется через воздухозаборник, установленный на остеклении фонаря во второй кабине. Воздухозаборник состоит из створки, заслонки и ручки управления. При открытой створке вентиляция осуществляется встречным потоком воздуха и регулируется заслонкой. В закрытом положении створка находится заподлицо с поверхностью остекления фонаря.

На приборной доске во второй кабине установлен индикатор наличия СО “Детектор” , предназначенный для сигнализации лётчику о появлении в кабине самолёта газа СО (окиси углерода).

Индикатор представляет собой устройство, в котором отсутствие газа СО в кабине индицируется пятном оранжевого цвета. При появлении газа СО в кабине пятно меняет свой цвет на коричневый (повышенная концентрация) и чёрный (опасная концентрация). При очищении воздуха, пятно возвращается к первоначальному цвету.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

содержание      ..      1      2      3      ..