Самолёт Л-39С «АЛЬБАТРОС». Руководство пилота

Чтобы предотвратить обледенение остекления козырька, на самолёте имеется

антиобледенительная система.

Для тренировки лётчика в технике пилотирования по приборам, передняя кабина

оборудована шторкой. Крепится шторка к откидной части фонаря передней кабины.

Управление шторкой возможно, как из передней, так и из задней кабины. В практической

эксплуатации Л - 39С лётчик в передней кабине закрывает и открывает шторку левой рукой

(в симуляторе с помощью кнопки). В задней кабине с помощью ручки управления шторкой,

установленной на левом борту кабины.

Важно: Если шторка закрыта из задней кабины, то и поднять её можно только из задней

кабины.

Замки откидной части фонаря закрываются и открываются с помощью ручки,

установленной на левом борту обеих кабин. При перемещении ручки вперёд замки

закрываются, назад-открываются. Контроль закрытого положения замков откидной части

фонаря осуществляется по красной метке на левом борту кабины и по сигналу «ФОНАРЬ

НЕ ЗАКРЫТª на аварийном табло. После закрытия, рукоятки должны находиться за

красной меткой, а сигнал «ФОНАРЬ НЕ ЗАКРЫТª не горит. Сигнал «ФОНАРЬ НЕ ЗАКРЫТª

- работает в постоянном режиме.

Откидные части фонаря обеих кабин оборудованы пиротехнической системой аварийного

сброса и позволяет произвести сброс откидных частей фонаря без катапультирования и

сброс откидных частей фонаря с последующим катапультированием. Для сброса без

катапультирования необходимо отклонить ручку вниз, которая размещена на правом борту

обеих кабин. Происходит открытие замков откидной части фонаря и отделение её от

фюзеляжа. Сброс с последующим катапультированием происходит при вытягивании

сдвоенной ручки на катапультном кресле.

КАТАПУЛЬТНОЕ КРЕСЛО ВС1-БРИ

Катапультное кресло ВС1-БРИ предназначено для размещения лётчика в кабине самолёта

и для покидания самолёта в аварийной ситуации. Для катапультирования лётчик должен

вытянуть сдвоенную ручку управления катапультированием расположенную на чашке

кресла, после чего все системы кресла срабатывают в процессе катапультирования

автоматически, вплоть до ввода в действие спасательного парашюта.

Катапультирование членов экипажа может быть выполнено в любой последовательности.

Чтобы исключить возможность одновременного катапультирования из обеих кабин и

столкновение при этом катапультных кресел между собой, имеется система блокировки.

Если катапультирование первого члена экипажа по какой-либо причине не произошло,

второй член экипажа может выключить блокировку выключателем «РАЗБЛ. КРЕСЛАª (47).

Выключатель расположен на правой панели обеих кабин. Данная функция в симуляторе

не реализована.

ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА САМОЛЁТА

Гидравлическая система самолёта состоит из основной и аварийной системы.

Основная гидравлическая система предназначена для:

 уборки и выпуска шасси;

 уборки и выпуск закрылков;

 уборки и выпуска тормозных щитков;

 торможения основных колёс.

Управление основной гидросистемой осуществляется с помощью кнопок и

переключателей, расположенных в обеих кабинах самолёта. Органы управления

основной гидросистемой в задней кабине - являются К О М А Н Д Н Ы М И .

Аварийная гидравлическая система предназначена для:

 аварийного выпуска шасси;

 аварийного выпуска закрылков в положение «ПОСАДКАª;

 аварийного выпуска воздушной турбины;

 аварийного торможения;

 аварийной уборки шасси при самовыключении двигателя.

Управление аварийной гидросистемой осуществляется с помощью механических кранов,

расположенных на правой панели обеих кабин. Краны преимуществ друг перед другом не

имеют.

Номинальное давление жидкости в основной и аварийной гидросистеме 150 кг/см².

Контроль давления в аварийной и основной гидросистеме осуществляется с помощью

двухстрелочных манометров со шкалой 0-200 кг/см² установленных на правой панели в

каждой кабине. Левая стрелка манометра показывает давление в основной гидросистеме,

правая в аварийной гидросистеме.

ОСНОВНАЯ ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

ШАССИ САМОЛЁТА

Шасси самолёта предназначено для осуществления взлёта, посадки и маневрирования

самолёта по аэродрому. Передняя стойка закреплена в носке фюзеляжа и убирается

вперёд по полёту в нишу передней стойки. Две основные стойки шасси закреплены в крыле

и полностью убираются в крыло. В выпущенном положении ниши стоек шасси закрываются

щитками.

Колеса основных стоек шасси при уборке автоматически затормаживаются. Колесо

передней стойки безтормозное, свободно ориентирующееся в обе стороны на угол ±60⁰.

Для предупреждения возможной уборки шасси на земле предусмотрена блокировка.

На носовой стойке шасси крепится концевой выключатель, который блокирует цепь уборки

шасси при нагруженной передней стойке шасси.

ВАЖНО: Если переключатель управления шасси, находится в положении «УБОРКАª, то

при нагруженной передней стойке, уборка шасси на земле не произойдёт. Но при взлёте

после подъёма носового колеса блокировка снимается и шасси убирается.

Управление уборкой и выпуском шасси осуществляется с помощью электрических

переключателей, установленных в левой части приборных досок обеих кабин. В передней

кабине переключатель двухпозиционный. Для уборки шасси его необходимо перевести в

верхнее положение, для выпуска шасси - в нижнее положение.

В задней кабине переключатель трёхпозиционный. Кроме верхнего (уборка шасси) и

нижнего (выпуск шасси) он имеет нейтральное положение.

ВАЖНО: Переключатель управления шасси в задней кабине является к о м а н д н ы м ,

управление из передней кабины возможно только при нейтральном положении

переключателя шасси в задней кабине.

Сигнализация положения шасси и щитков шасси одинаковая для обеих кабин, и

осуществляется с помощью пилотажно-посадочного сигнализатора (ППС) расположенного

внизу левой части приборной доски обеих кабин, а также с помощью механических

указателей. Механический указатель передней стойки расположен в передней части

фюзеляжа перед козырьком, а механические указатели основных стоек шасси

расположены в крыле. При выпущенных шасси механические указатели полностью вышли

из фюзеляжа и крыла, при убранном положении шасси полностью утоплены в фюзеляж и

крыло.

СИСТЕМА ТОРМОЖЕНИЯ ОСНОВНЫХ КОЛЁС

Предназначена для одновременного торможения, раздельного торможения и

автоматического растормаживания основных колёс при их юзе.

Одновременное торможение основных колёс происходит при нажатии рычага управления

тормозами который расположен на ручке управления самолётом в обеих кабинах.

Раздельное торможение основных колёс осуществляется при нажатом тормозном рычаге

и отклонении педали на угол от (18±2)⁰ до (40±2)⁰, при отклонении педали на угол до (18±2)⁰

не приводит к раздельному торможению.

Растормаживание колёс происходит после освобождения рычага управления тормозами.

ВАЖНО: Рычаг управления тормозами в задней кабине является к о м а н д н ы м . При

нажатии на рычаг управления тормозами в задней кабине отключается управление

тормозами в передней кабине.

Индикация давления в тормозах осуществляется по двухстрелочному манометру, который

установлен в обеих кабинах на среднем пульте управления. Манометры будут показывать

одинаковое давление в тормозе левого и правого колеса.

Двухстрелочный манометр в передней и задней кабине.

Передняя кабина

Задняя кабина

Также имеется стояночный тормоз - предназначен для затормаживания основных колёс,

когда самолёт находится на стоянке. Ручка стояночного тормоза расположена на левом

пульте только в передней кабине. Чтобы включить стояночный тормоз необходимо ручку

переместить вперёд до упора. Для снятия со стояночного тормоза ручку переместить в

среднее положение. Работа стояночного тормоза осуществляется от аварийной

гидросистемы.

ЗАКРЫЛКИ

Л-39С имеет мощную взлётно-посадочную механизацию - выдвижные двухщелевые

закрылки. Их назначение - улучшить взлётно-посадочные характеристики самолёта за

счёт увеличения коэффициента подъёмной силы и частично площади крыла.

Управление выпуском и уборкой закрылков осуществляется с помощью трёх кнопок,

расположенных в обеих кабинах на левой панели. Передняя кнопка служит для установки

закрылков в положение «УБРАНОª 0⁰, средняя - в положение «ВЗЛЁТª 25⁰, задняя - в

положение «ПОСАДКАª 44⁰.

Сигнализация положения закрылков (одинаковая для обеих кабин) осуществляется с

помощью трёх табло, расположенных на левых пультах возле кнопок управления

закрылками. При убранном положении закрылков горит переднее табло, после выпуска

закрылков в положении «ВЗЛЁТª горит среднее табло, и после выпуска в положение

«ПОСАДКАª горит заднее табло. Пока идёт процесс выпуска или уборки закрылков, кнопка

управления остаётся в утопленном положении. После достижения закрылками требуемого

положения кнопка возвращается в исходное положение.

ВАЖНО: Кнопки управления положением закрылков задней кабины являются

командными. Лётчик в задней кабине может прервать команду на управление

закрылками из передней кабины и изменить её, нажав на соответствующую кнопку.

Кнопки управления

закрылками

Сигнализация положения

закрылков

Также имеется механические указатели положения закрылков, расположенные в крыле.

При убранном положении закрылков механические указатели утоплены в крыло, после

выпуска закрылков в положение «ВЗЛЁТª они выходят на половину своей длины, а при

выпуске закрылков в положение «ПОСАДКАª - выходят полностью.

Время выпуска закрылков из положения «УБРАНОª в положение «ВЗЛЁТª - (3±1) с. Время

выпуска закрылков из положения «УБРАНОª в положение «ПОСАДКАª - (5±1) с. В

обратное положение время тоже. Если лётчик своевременно не убрал закрылки,

предусмотрена автоматическая уборка. Автоматическая уборка происходит на скорости

более 310 км/ч.

ТОРМОЗНЫЕ ЩИТКИ

Тормозные щитки предназначены для торможения самолёта в полёте.

Управление выпуском и уборкой тормозных щитков осуществляется с помощью

переключателей, расположенных в обеих кабинах на рычаге управления двигателем.

В передней кабине переключатель имеет два фиксированных положения «ВЫПУСКª и

«УБОРКАª. Также в передней кабине возможен кратковременный выпуска тормозных

щитков, переключатель необходимо нажать как кнопку, после отпускания переключателя

тормозные щитки убираются. Для выпуска тормозных щитков на длительное время

переключатель необходимо установить в заднее положение, для уборки в переднее.

В задней кабине переключатель - нажимной, имеет три положения: переднее (на уборку

тормозных щитков), среднее (нейтральное), заднее (на выпуск тормозных щитков).

ВАЖНО: Переключатель управления тормозными щитками в задней кабине является

командным. Из передней кабины тормозными щитками можно управлять если

переключатель управления тормозными щитками в задней кабине находится в

нейтральном положении.

Сигнализация положения тормозных щитков одинаковая в обеих кабинах и

осуществляется с помощью табло «ЩИТКИ ВЫПУЩЕНЫª расположенного на ППС в обеих

кабинах.

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

автоматически.

ППС

1. Три красные лампы - шасси убрано.

2. Три зелёные лампы - шасси выпущено.

3. Табло:

«ЛЮКИ ОТКРЫТЫª - горит в процессе выпуска и уборки шасси, (при

аварийном выпуске шасси щитки стоек не закрываются, табло: «ЛЮКИ ОТКРЫТЫª

продолжает гореть).

4. Табло: «ВЫПУСТИ ШАССИª - горит в случае захода на посадку с убранными шасси

и выпущенными закрылками в посадочное положение

(при загорании гудит

электрическая сирена).

5. Табло «ЩИТКИ ВЫПУЩЕНЫª

АВАРИЙНАЯ ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА САМОЛЁТА

Аварийная гидравлическая система заряжается автоматически при работе двигателя и

выпущенных шасси. В полёте с убранными шасси для зарядки аварийной гидравлической

системы необходимо открыть кран соединения основной и аварийной гидросистемы,

переместив назад рукоятку на правом пульте кабины.

В полёте необходимо периодически контролировать зарядку аварийной гидросистемы, при

необходимости дозаряжать перемещая назад кран соединения основной и аварийной

гидросистемы до 150 кг/см². При давлении в аварийной гидросистеме 105 кг/см²

обеспечивается аварийный выпуск шасси, закрылков и воздушной турбины. При

уменьшении давления до 100 ±5 кг/см² загорается сигнал «ПАД. ДАВЛ. ГИДРОСИСТª на

аварийном табло обеих кабин. Сигнал «ПАД. ДАВЛ. ГИДРОСИСТª - работает в мигающем

режиме.

Во избежание понижение давления в аварийной гидросистеме, в случае падения давления

в основной гидросистеме, краны соединения основной и аварийной гидросистемы в обеих

кабинах должны быть закрыты.

Рис. Краны аварийной гидросистемы

1. Кран аварийного выпуска шасси.

2. Кран аварийного выпуска закрылков

3. Кран аварийного выпуска воздушной

турбины

4. Кран соединения основной и аварийной

гидросистемы

Для аварийного выпуска шасси необходимо переместить назад до упора ручку крана

аварийного выпуска шасси на правой панели в передней или задней кабине. Контроль

выпуска шасси осуществляется по световой и механической сигнализации. При аварийном

выпуске шасси щитки стоек не закрываются, табло: «ЛЮКИ ОТКРЫТЫª продолжает

гореть.

С помощью аварийной гидросистемы закрылки выпускаются только в положение

«ПОСАДКАª 44⁰. При аварийном выпуске закрылков не происходит автоматическое

отклонение сервокомпенсатора на левой половине руля высоты.

Заход на посадку с убранными шасси при выпущенных на 44⁰ закрылках сопровождается

загоранием табло «ВЫПУСТИ ШАССИª на ППС и звучанием сирены в кабине.

Для аварийного выпуска воздушной турбины необходимо переместить назад до упора

ручку крана аварийного выпуска на правой панели в передней или задней кабине.

Для аварийной уборки шасси и воздушной турбины при самовыключении двигателя

необходимо кран шасси в передней или задней кабине поставить в положение УБРАНО и

вправо на 1 - 2 секунды.

АВАРИЙНОЕ ТОРМОЖЕНИЕ ОСНОВНЫХ КОЛЁС

Для аварийного торможения основных колёс необходимо переместить назад ручку крана

аварийного торможения на левой панели в передней или задней кабине.

При аварийном торможении невозможно выполнить раздельное торможение (развороты)

и не происходит автоматическое растормаживание при юзе.

Индикация давления в тормозах осуществляется по манометру, который установлен

только в передней кабине на среднем пульте управления.

Манометр аварийной системы торможения

УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЁТОМ

Управление самолётом включает системы управления рулём высоты, элеронами, рулём

направления, триммером руля высоты, триммером элеронов.

Управление рулём высоты и элеронами осуществляется ручками управления самолёта,

установленными в кабинах самолёта. Ручки управления соединяются с рулём высоты и

элеронами трубчатыми тягами, промежуточными рычагами и качалками. Управление

рулём направления осуществляется педалями, соединяющимися с рулём направления

посредством трубчатых тяг, промежуточных рычагов и качалок.

Все рулевые поверхности самолёта оснащены сервокомпенсаторами для уменьшения

шарнирных моментов на рулевых поверхностях. Сервокомпенсатор правого элерона

отклоняется в зависимости от угла отклонения элерона, электромеханизма не имеет.

Сервокомпенсатор левого элерона имеет электромеханизм, который управляется

дистанционно с помощью нажимного переключателя на ручках управления самолётом.

Поэтому сервокомпенсатор левого элерона является триммером элерона.

Сервокомпенсатор руля направления электромеханизма не имеет и отклоняется

зависимости от угла отклонения руля направления.

Сервокомпенсаторы на правой и левой половинах руля высоты имеют электромеханизмы.

Сервокомпенсатор на правой половине руля высоты управляется дистанционно с

помощью нажимного переключателя на ручках управления самолётом. Сервокомпенсатор

на правой половине руля высоты является триммером руля высоты.

Сервокомпенсатор на левой половине руля высоты автоматически отклоняется вниз на 15⁰

при выпуске закрылков в посадочное положение.

1. Сервокомпенсатор руля направления

4. Сервокомпенсатор элерона

2. Триммер элерона

5. Триммер руля высоты

3. Сервокомпенсатор руля высоты

Табло сигнализации о нейтральном положении триммера элеронов и указателя положения

триммера руля высоты расположены на среднем пульте передней и задней кабины. В

задней кабине вместо указателя положения триммера руля высоты, установлено табло

нейтрального положения руля высоты.

ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ ТРИММЕРАМИ В ПЕРЕДНЕЙ И ЗАДНЕЙ КАБИНЕ.

Передняя кабина

Задняя кабина

1. Нейтральное положение триммера элеронов.

2. Нейтральное положение триммера руля высоты.

3. Кнопка управления триммерами.

ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА САМОЛЁТА

Воздушная система самолёта предназначена для герметизации козырька фонаря и

откидных частей фонаря.

Герметизация откидных частей фонаря и козырька передней кабины осуществляется с

помощью ручки «ГЕРМЕТ - КЛИМАТИЗАЦИЯª (47). Герметизация откидных частей фонаря

и козырька передней кабины происходит после закрытия откидных частей фонаря,

закрытия их замков с последующим перемещением ручки «ГЕРМЕТ- КЛИМАТИЗАЦИЯª

вперёд до упора в передней или задней кабине. Разгерметизация производится обратным

движением рукоятки. Рукоятки находятся на правой горизонтальной панели обеих кабин.

Воздушная система.

1. Зарядный штуцер

9. Редуктор

2. Фильтр

10. Комбинированный клапан

3. Обратный клапан

11. Ручка «ГЕРМЕТ-КЛИМАТИЗАЦИЯª

4. Баллон

12. Кран герметизации

13. Краны герметизации откидных частей

5. Манометр

фонаря

6. Кран стравливания воздуха из системы

14. Телескопические соединения

7. Кран стравливания воздуха из зарядного

15. Шланг герметизации козырька

шланга

16. Шланги герметизации откидных частей

8. Редуктор

фонаря

В случаи открытия замков откидной части фонаря кабины без предварительной

разгерметизации рукояткой или при катапультировании давление воздуха из шлангов

стравливается автоматически. Открытие откидных частей фонаря без предварительного

сброса давления из шлангов не рекомендуется во избежание выхода откидных частей

фонаря из шарниров подвески.

СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ

Система кондиционирования предназначена для поддержания заданной температуры и

требуемого давления воздуха в кабине, а также для её вентиляции. В комплекте с

герметической кабиной, кислородным оборудованием, аппаратурой контроля и управления

система кондиционирования составляет высотное оборудование самолёта.

Кабина самолёта - вентиляционного типа. Необходимое давление воздуха в кабине

обеспечивается за счёт подачи в неё сжатого атмосферного воздуха от компрессора

двигателя. Поступая в кабину, воздух вентилирует, обогревает или охлаждает её, а затем

выходит наружу. Подача воздуха в кабину происходит после перевода вперёд до упора

ручку «ГЕРМЕТ-КЛИМАТИЗАЦИЯª в передней или задней кабине, при этом через 30

секунд гаснет сигнал «КОНДИЦ. ЗАКРЫТОª на правом информационном табло обеих

кабин. Сигнал «КОНДИЦ. ЗАКРЫТОª - работает в мигающем режиме. Сигнал «КОНДИЦ.

ЗАКРЫТОª информирует лётчика о положение перекрывного крана отбора воздуха.

Сигнал мигает

- кран закрыт, кран открыт

- сигнал гаснет. Управление краном

осуществляется ручкой «ГЕРМЕТ-КЛИМАТИЗАЦИЯª. Управлять перекрывным краном

можно в том случае если АЗС «КОНДИЦª в задней кабине находится в нейтральном

положении.

АЗС «КОНДИЦª

При переходе регулятора температуры в аварийный режим загорается сигнал «КОНДИЦ

АВАРª на аварийном табло. В симуляторе Л - 39С работа регулятора температуры на

аварийном режиме не реализована. Аварийный сигнал загорается только при нажатии

кнопки «КОНТРОЛЬª.

Высота в кабине и перепад давления воздуха контролируется по указателям высоты и

перепада давления (УВПД). УВПД установлен в обеих кабинах. При возникновении

положительного или отрицательного перепада давления воздуха в кабине, а также при

разгерметизации кабины на высоте более 2000 м на аварийном табло обеих кабин

загорается сигнал «ДАВЛЕНИЕ В КАБИНЕª, сигнал работает в мигающем режиме.

Некоторые функции системы кондиционирования такие как автоматическое регулирование

температуры воздуха в кабине, автоматическое регулирование температуры в магистрали

индивидуальной вентиляции и вентиляции костюмов, а также индивидуальный обдув лица

лётчика - в симуляторе не реализованы.

Панель управления температуры воздуха в кабине установлена на правом пульте

передней кабины, на ней расположены переключатель «ТЕПЛО - ХОЛОД - АВТОМАТª и

задатчик температуры.

Панель регулирования температуры в магистрали индивидуальной вентиляции и

вентиляции костюмов установлена в передней кабине справа от приборной доски, на ней

расположены переключатель «ТЕПЛО - ХОЛОД - АВТОМАТª и задатчик температуры.

Краны вентиляции служат для регулирования подачи воздуха в костюм. Находятся на

левом пульте обеих кабин.

Вентиляция костюма

Краны индивидуального обдува установлены в обеих кабинах справа от приборной доски.

Все органы управления анимированы.

4.Кран индивидуального обдува лица

1.УВПД.

лётчика.

5.Панель управления температуры

2.Ручка ГЕРМЕТ - КЛИМАТИЗАЦИЯ.

воздуха в кабине

3.Панель регулирования температуры в

магистрали индивидуальной вентиляции и

6. АЗС «КОНДИЦª

вентиляции костюмов.

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА САМОЛЁТА

Топливная система самолёта предназначена для размещения топлива и обеспечения

бесперебойной работы двигателя во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей.

Топливная система состоит из основной топливной системы и системы концевых

топливных баков.

Основная топливная система включает пять фюзеляжных баков общей вместимостью

1100л (825 кг). Для увеличения дальности полёта на концах крыла жёстко закреплены два

топливных бака вместимостью 100 л каждый. Полная заправка 975 кг.

Правый концевой топливный бак (100 л).

5 Фюзеляжный бак №4 (135л).

6 Фюзеляжный бак №5 (205л).

Фюзеляжный бак №1 (260л).

Является расходным баком

Фюзеляжный бак №2 (365л).

7 Левый концевой топливный бак (100 л).

Фюзеляжный бак №3 (135л).

Питание двигателя топливом при полётах с отрицательными перегрузками обеспечивает

топливный аккумулятор. Вместимость топливного аккумулятора 10,5 л. Допускается полёт

в условиях отрицательных перегрузок в течение не более 20 с. Время горизонтального

полёта необходимое для заполнения топливного аккумулятора перед повторным полётом

с отрицательными перегрузками - не менее 20 с.

Для перекрытия доступа топлива из баков в топливную магистраль служит пожарный кран.

Управление пожарным краном осуществляется с помощью рычагов, установленных на

левой панели обеих кабин. Положение вперёд - пожарный кран открыт.

Передняя кабина

Задняя кабина

ПОРЯДОК ВЫРАБОТКИ ТОПЛИВА

Порядок выработки топлива должен обеспечить сохранение центровки самолёта в

заданных эксплуатационных пределах. При полной заправке топливом

(1300л)

первоначально вырабатывается топливо из фюзеляжных топливных баков. При остатке

топлива в фюзеляжных баках 575-625 кг, определяется по указателю топливомера,

начинает вырабатываться топливо из концевых топливных баков. Время выработки

топлива из концевых топливных баков примерно

15 мин. Топливомер показывает

суммарный остаток топлива в килограммах в фюзеляжных топливных баках.

Ёмкостный топливомер предназначен для измерения количества топлива, и сигнализации

резервного остатка топлива.

Для включения прибора необходимо включить выключатель «АККУМª (101) и АЗС «ДВ -

ЛЬª (101) на основном распределительном щитке передней кабины. Стрелка указателя

должна через 1-2 минуты показать фактическое количество топлива в фюзеляжных

топливных баках. Приборы установлены на приборных досках обеих кабин.

Ёмкостный топливомер (44)

При отказе преобразователя СПТ-40 указатель топливомера не работает. Для

обеспечения работы топливомера включить выключатель

«АВАРИЙНОЕ ПИТАНИЕ

ПРИБОРОВ ДВИГАТЕЛЯª (47) на правой панели передней кабины. Нулевая отметка

шкалы соответствует наличию в фюзеляжных баках 37 кг топлива.

«АВАРИЙНОЕ ПИТАНИЕ

ПРИБОРОВ ДВИГАТЕЛЯª

После выработки топлива из концевых топливных баков, дальнейшая выработка

происходит из фюзеляжных топливных баков.

Ёмкостный

топливомер

АЗС

«КРЫЛ. БАКИª

«АВАРИЙНОЕ ПИТАНИЕ ПРИБОРОВ

ДВИГАТЕЛЯª

СИГНАЛЫ

1. Сигнал «150 кг ТОПЛИВАª на аварийном табло обеих кабин, свидетельствующий о

резервном остатке топлива в фюзеляжных баках, сигнал работает в мигающем

режиме;

2. Сигнал «НЕЗАПУСКª на аварийном табло обеих кабин, свидетельствующий о

падении давления топлива после насоса подкачки, сигнал работает в мигающем

режиме;

3. Сигнал

«ФИЛЬТР ТОПЛИВАª на информационном табло обеих кабин,

свидетельствующий о перепаде давления на топливном фильтре

(фильтр

предназначен для очистки топлива от механических примесей), сигнал работает в

постоянном режиме;

4. Сигнал «БАКИª на информационном табло обеих кабин, гаснет при повышении

давления в концевых топливных баках и загорающегося после выработки топлива

из них. После выработке топлива из концевых топливных баков и загорание сигнала

«БАКИª, необходимо выключить АЗС

«КРЫЛ. БАКИª на основном

распределительном щитке передней кабины. Сигнал работает в постоянном

режиме.

ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЁТА

Противопожарное оборудование самолёта предназначено для тушения пожара в

пожароопасной зоне двигателя. Эта зона включает топливные агрегаты двигателя, камеру

сгорания и корпус газовой камеры.

Противопожарное оборудование.

1. Баллон.

2. Головка-затвор.

3. Двигатель АИ-25ТЛ.

4. Коллекторы.

5. Сапфир-5.

Противопожарное оборудование состоит из системы сигнализации пожара и системы

пожаротушения.

Система сигнализации пожара предназначена для подачи светового сигнала о

возникновении пожара. Система включает шесть термодатчиков (объединены в два

контура по три датчика), сигнал «ПОЖАРª на аварийном табло в передней и задней

кабине. Для контроля исправности термодатчиков служит нажимной переключатель

«КОНТР. ССПª, который установлен на среднем пульте передней кабины, имеет два

положения «Iª и «IIª первый и второй контур соответственно. Перед полётом проверить

исправность термодатчиков, для чего нажимной переключатель «КОНТР. ССПª установить

вверх в положение «Iª - должен загореться сигнал «ПОЖАРª на аварийном табло,

отпустить нажимной переключатель - сигнал «ПОЖАРª гаснет, аналогичную информацию

следует получить при установке нажимного переключателя вниз в положение «IIª. Сигнал

«ПОЖАРª - работает в мигающем режиме.

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА

Противообледенительная система предназначена для защиты от обледенения входных

кромок воздухозаборников и переднего козырька кабины. Горячий воздух отбирается от

двигателя.

Противообледенительная система.

1. Патрубок обдува козырька фонаря.

2. Патрубки подвода воздуха на обогрев входных кромок воздухозаборников.

3. Ограничитель расхода воздуха.

4. Перекрывной кран.

5. Заборник горячего воздуха.

Управление системой - дистанционное, осуществляется автоматически и вручную только

из передней кабины. Для управления системой на правой панели в передней кабине

расположен переключатель «АНТИОБЛЕДª, который имеет три положения «ВРУЧН. -

АВТОМАТ - ВЫКЛª.

При положении переключателя в положение

«АВТОМАТª включение

противообледенительной системы осуществляется от радиоизотопного индикатора

обледенения РИО-3. После включения загорается сигнал «АНТИОБЛЕД. РАБОТАЕТª на

информационном табло в обеих кабинах. Включение индикатора РИО-3, осуществляется

с помощью АЗС «РИОª (14) на основном распределительном щитке передней кабины. На

правом пульте в передней кабине находятся кнопка проверки исправности цепи обогрева

датчика РИО - 3 и лампа контроля цепи обогрева.

Противообледенительная система включается перед полётом при температуре наружного

воздуха +5⁰С и ниже, а также перед полётами в сложных метеорологических условиях

(СМУ) и ночью.

При положении переключателя в положении «АВТОМАТª и при наличии обледенения на

самолёте, вначале загорается сигнал с символом снежинки, а не позже чем через 30с.

после этого сигнал «АНТИОБЛЕД. РАБОТАЕТª. После прекращения обледенения система

выключается автоматически, вначале гаснет сигнал с символом снежинки, а через 30с.

сигнал «АНТИОБЛЕД. РАБОТАЕТª. Оба сигнала расположены на информационном табло

обеих кабин. Сигнал с символом снежинки и «АНТИОБЛЕД. РАБОТАЕТª - работают в

постоянном режиме.

При отказе РИО-3 и наличии обледенения на самолёте противообледенительную систему

включить вручную. Для этого переключатель «АНТИОБЛЕДª установить в положение

«ВРУЧНª не позже чем через 30с загорается сигнал «АНТИОБЛЕД. РАБОТАЕТª. Для

выключения переключатель поставить в положение «ВЫКЛª.

ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ И СИГНАЛИЗАЦИИ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ

СИСТЕМЫ.

Кнопка РИО

АЗС «РИОª

Переключатель

«АНТИОБЛЕДª

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА, ПРИНЦИП РАБОТЫ И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ

ДВИГАТЕЛЯ АИ - 25ТЛ

На самолёте установлен двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель АИ-

25ТЛ.

Компрессор низкого давления (КНД).

Турбина.

Разделительный

Камера смешивания.

корпус.

Компрессор высокого давления (КВД).

Удлинительная труба.

Камера сгорания.

Реактивное сопло.

Воздух из атмосферы подводится через входное устройство. Входное устройство состоит

из двух воздухозаборников, расположенных по бокам фюзеляжа.

Из входного устройства воздух поступает в КНД и КВД. Воздух из КВД попадает в камеру

сгорания. Из камеры сгорания поступает в турбину, и далее в камеру смешивания и

реактивное сопло.

Таким образом газовоздушный поток, протекающий через двигатель получает

значительное ускорение, что и обусловливает возникновение - силы тяги двигателя.

АИ - 25ТЛ оборудован измерителем вибрации двигателя ИВ - 300. В передней опоре

двигателя установлен датчик вибрации. Величину виброскорости лётчик контролирует по

указателю ИВ - 200, установленный на приборной доске передней кабины. В случае

повышения вибрации двигателя более 35 мм/с на аварийном табло в обеих кабинах

загорается сигнал «ВИБРАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯª, сигнал работает в мигающем режиме.

Для проверки работоспособности ИВ - 300 на левой панели передней кабины нажать

кнопку «КОНТРОЛЬ ИВ-300ª при этом стрелка указателя на приборе отклоняется до

отметки 75 - 100 мм/с, и загорается сигнал «ВИБРАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯª на аварийном

табло. Указатель ИВ - 200 в задней кабине не установлен.

Кнопка «КОНТРОЛЬ ИВ - 300ª

Указатель ИВ - 200

Основные системы двигателя:

 система смазки двигателя;

 топливная система и автоматика двигателя;

 система защиты двигателя от перегрева;

 противообледенительная система;

 система запуска двигателя.

СИСТЕМА СМАЗКИ ДВИГАТЕЛЯ

Система смазки двигателя - предназначена для подачи масла под давлением во время

работы двигателя к его трущимся поверхностям с целью уменьшения трения и частичного

отвода тепла. Кроме того, масло вымывает мельчайшие частицы металла, отделившиеся

от трущихся поверхностей, и предохраняет детали. Система смазки определяет

надёжность работы и ресурс двигателя.

Давление и температура масла на входе в двигатель замеряется датчиками. Давление

масла на оборотах КВД 95% и выше должно быть не менее 3 кг/см², на остальных режимах

не менее 2 кг/см². Температура масла должна быть не более 90⁰С.

Если давление масла ниже 3 кг/см² на оборотах КВД 95% и выше, и ниже 2 кг/см²на

остальных режимах загорается сигнал «МИН ДАВЛ. МАСЛАª на информационном табло

передней кабины. Сигнал работает в мигающем режиме. Сигнала «МИН ДАВЛ. МАСЛАª в

задней кабине - нет.

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА И АВТОМАТИКА ДВИГАТЕЛЯ

Топливная система и автоматика двигателя - предназначена для подачи в камеру

сгорания необходимого количества топлива в зависимости от режима работы двигателя.

Она включает в себя: основную и аварийную систему топливопитания.

Давление топлива перед рабочими форсунками должно быть не более 65 кг/см².

В случае частичного или полного отказа основной системы топливопитания (боевое

повреждение) необходимо выполнить переход на аварийную систему топливопитания,

включить «АВАР. ТОПЛИВОª. Выключатель расположен на левой панели обеих кабин.

Загорается сигнал «АВАР ТОПЛИВОª на информационном табло обеих кабин. Сигнал

работает в постоянном режиме.

В случае засорения фильтрующих элементов и увеличения перепада давлений топлива на

топливном фильтре, загорается сигнал «ФИЛЬТР ТОПЛИВАª на информационном табло

обеих кабин. Сигнал работает в постоянном режиме.

Передняя кабина

Задняя кабина

Переключатель

«АВАР.

ТОПЛИВОª

Самолёт Л-39С «АЛЬБАТРОС». Руководство пилота - часть 3