Самолёт Л-39С «АЛЬБАТРОС». Руководство пилота

 точно устанавливать величины заданных кренов, углов пикирования, кабрирования

и контролировать их при выполнении фигур пилотажа;

 контролировать координацию движений ручкой управления и педалями при вводе в

фигуру, в ходе её выполнения и при выводе;

 определять положение самолёта в пространстве относительно естественного

горизонта.

НАБОР ВЫСОТЫ ПРИ ПОЛЕТЕ В ЗОНУ ПИЛОТАЖА (ЗАДАННЫЙ РАЙОН)

После взлёта, уборки шасси и закрылков установить номинальный режим работы

двигателя и с постепенным набором высоты разогнать самолёт до скорости 400 км/ч.

После набора заданной высоты сбалансировать самолёт в горизонтальном полете на

скорости 400 км/ч по прибору и приступить к выполнению задания.

ХАРАКТЕРНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВЫПОЛНЕНИЯ ФИГУР ПИЛОТАЖА

В данном разделе даны параметры для выполнения фигур пилотажа на малых и средних

высотах.

ВИРАЖ С КРЕНОМ ДО 45°

Вираж с креном до 45° выполнять на скорости по прибору 400 км/ч, n1=95-100%, ny= 1,4.

ВИРАЖ С КРЕНОМ 60°

Вираж с креном

60° выполнять на скорости по прибору 400 км/ч, режим работы

двигателя номинальный, ny= 2.

БОЧКА

Бочка выполняется на скорости не менее 400 км/ч, режим работы двигателя

номинальный

Перед вводом самолёта в бочку установить скорость 400 км/ч. Создать угол кабрирования

10-15⁰и зафиксировать самолёт в этом положении незначительным отклонением ручки

управления от себя, затем плавным движением ручки в сторону выполнения бочки

равномерно вращать самолёт вокруг продольной оси.

За 40-30⁰подхода самолёта к положению горизонтального полёта начать перемещать

ручку управления самолётом к нейтральному положению, одновременно оценивая темп

уменьшения угловой скорости. При подходе крена к нулю коротким двойным движением

ручки против вращения остановить крен. При выполнении бочки следить за темпом и

равномерностью вращения и определением момента начала вывода. Разницы в

выполнении левой и правой бочки практически нет.

Пикирование с Q 30⁰ - 60⁰.

Ввод в пикирование выполнять на скорости 300 км/ч, оборотах двигателя 90% с углом

разворота 60-90⁰. Координированным движением ручки управления ввести самолёт в

разворот с креном 60-120⁰. Крен на вводе зависит от угла пикирования. При пикировании

с Q=30⁰ крен на вводе 60 - 80⁰. При пикировании с Q >30⁰ крен на вводе 120⁰.

181

К моменту окончания разворота угол пикирования должен быть заданным. Величину угла

пикирования контролировать по КПП.

При достижении скорости 400 км/ч. увеличить обороты двигателя до взлётных.

По достижении заданной скорости (высоты) плавным движением ручки управления на

себя начать вывод самолёта из пикирования с заданной перегрузкой.

Вывод закончить на скорости 650 км/ч

ВАЖНО: При выполнении маневрирования на малой высоте необходимо учитывать

потерю высоты на выводе из фигуры. Вывод начинать на ВЫСОТЕ обеспечивающий

выход в горизонтальный полёт на безопасной высоте с учётом рельефа местности.

При выполнении вывода из пикирования по высоте, скорость к концу вывода из маневра

может быть незначительно меньше.

Таблица. Скорость начала вывода и потеря высоты на выводе из пикирования в зависимости от угла

пикирования и перегрузки на выводе.

Q=30⁰

Q=45⁰

Q=60⁰

Vвыв. = 600 км/ч, Ny =3 -3,5 ед.

Vвыв. = 580 км/ч, Ny =3 -3,5 ед.

Vвыв. = 500 км/ч. Ny =3 -3,5

ед.

Потеря высоты на выводе 300

Потеря высоты на выводе 400

Потеря высоты на выводе 500

м.

Vвыв. = 600 км/ч, Ny =5 ед.

Vвыв. = 580 км/ч, Ny =5 ед.

Vвыв. = 500 км/ч. Ny =5 ед.

Потеря высоты на выводе 150

Потеря высоты на выводе 200

Потеря высоты на выводе 250

м.

Пример: Пикирование с Q=60⁰, вывод необходимо закончить на высоте 100 м.

Высота начало вывода с Ny = 3 -3,5 ед. - 600 м.

Высота начало вывода с Ny = 5 ед. - 350 м.

Горка с Q 30⁰ - 60⁰.

Ввод в горку выполнять на скорости 650 км/ч и взлётном режиме работы двигателя.

Плавным движением ручки управления на себя, с перегрузкой 3 ед, создать заданный угол

и зафиксировать его, незначительным отклонением ручки от себя.

По достижении заданной скорости вывести самолёт из горки с одновременным

уменьшением оборотов двигателя до 90%. В зависимости от угла горки вывод выполнять

разворотом или двумя последовательными полубочками.

Вывод разворотом. По достижении заданной скорости создать заданный крен и ввести

самолёт в разворот с одновременным уменьшением угла горки и последующим

опусканием носа самолёта до линии естественного горизонта, с таким расчётом, чтобы при

угле тангажа 10⁰, скорость была не менее 300 км/ч. Убрать крен и установить обороты

двигателя 90%.

Вывод двумя последовательными полубочками. По достижении заданной скорости

создать самолёту вращение вокруг продольной оси с таким темпом, чтобы он оказался в

положении «вверх колёсамиª за 2-3 сек. (выполнить полубочку). Как только самолёт

окажется в положении

«вверх колёсамиª плавными движениями ручки управления

прекратить вращение и плавно выбирая ручку на себя подвести самолёт к линии

естественного горизонта, с таким расчётом, чтобы к углу тангажа 10⁰, скорость была не

менее 300 км/ч, зафиксировать данный угол тангажа незначительным отклонением ручки

от себя и выполнить вторую полубочку, установить обороты двигателя 90%.

182

ВАЖНО: Скорость начала вывода из горки, зависит от угла горки. Чем больше угол,

тем раньше необходимо начинать вывод из горки.

Important: Speed of exit start depends on climb angle. The bigger the angle the earlier exit should

be started.

Вывод из горки закончить на скорости 300 км/ч, оборотах двигателя 90%.

Таблица: Скорость начало вывода из горки и способ вывода в зависимости от угла горки.

Q=30⁰

Q=45⁰

Q=60⁰

Vвыв.=350 км/ч

Vвыв.=400 км/ч

Vвыв=450 км/ч

Вывод двумя

Крен на выводе 60⁰-80⁰

Крен на выводе 120⁰

последовательными

полубочками.

Боевой разворот.

Боевой разворот выполнять на режиме работы двигателя не менее номинального на

высотах до 5000 м. Ввод в боевой разворот производить на скорости не менее 600 км/ч.

За боевой разворот, выполненный на взлётном режиме работы двигателя, при скорости

ввода 600 км/ч по прибору самолёт набирает 1150—1450 м (высота ввода 2000 м). При

номинальных оборотах набор высоты на 150 - 300 м. будет меньше.

Плавным движением ручки управления на себя перевести самолёт на кабрирование. По

достижении угла кабрирования

15⁰ создать самолёту крен

15⁰ и

координированными движениями ручки управления ввести самолёт в разворот с набором

высоты с перегрузкой 3-3.5 ед.

В процессе боевого разворота плавно увеличивать крен и угол кабрирования с таким

расчётом, чтобы после разворота на 90⁰ крен был не более 60⁰, а угол кабрирования 30⁰.

По достижении скорости 350 км/ч. начать уменьшение угла кабрирования с последующим

опусканием носа самолёта до линии естественного горизонта, с таким расчётом, чтобы при

угле тангажа 10⁰, скорость была не менее 300 км/ч. Убрать крен и установить обороты 90%.

1150 - 1450 м.

1. Ввод в боевой разворот - скорость не менее 600 км/ч. РУД в положении не ниже «НОМª;

2. КПП - крен 15⁰, угол тангажа 15⁰, перегрузка 2,5 - 3 ед;

3. КПП - крен 60⁰, угол тангажа 30⁰, скорость 500 - 450 км/ч, перегрузка 2,5 - 3 ед;

183

4. Скорость 350 км/ч. - начало вывода из боевого разворота;

5. Окончание вывода скорость 300 км/ч, обороты двигателя 90%.

Переворот.

Ввод в переворот выполнять на скорости 300—400 км/ч. до высоты 5000 м. и на скорости

300 км/ч. на высотах более 5000 м. Потеря высоты за переворот составляет

1100—1300

м. с высот ввода 4000—5000 м. и 1500—1700 м. с высот ввода 6000—8000 м.

Рассмотрим выполнение переворота на скорости ввода 300 км/ч.

В горизонтальном полете установить скорость

300 км/ч, обороты

90%. Плавным

движением ручки управления на себя создать угол кабрирования 15º-20⁰и зафиксировать

его незначительным отклонением ручки от себя.

После этого координированными движением ручки в сторону переворота создать самолёту

вращение вокруг продольной оси с таким темпом, чтобы он оказался в положении «вверх

колёсамиª за 2-3 сек. (выполнить полубочку).

Как только самолёт окажется в положении «вверх колёсамиª плавными движениями ручки

прекратить вращение и плавно выбирая ручку на себя, перевести самолёт в пикирование.

В угле пикирования 80 - 70⁰ скорость должна быть V= 450 км/ч, увеличить обороты

двигателя до взлётных. Плавным движением ручки на себя с перегрузкой 3-3,5 ед. вывести

самолёт в горизонтальный полет.

Табл. Соответствие скорости и угла тангажа по КПП на выводе из переворота.

Θ =80 - 70⁰

V= 450 км/ч

Θ =60⁰

V= 500 км/ч

Θ =50⁰

V= 550 км/ч

Θ =40⁰

V= 580 км/ч

Θ =30⁰

V= 600 км/ч

Вывод закончить на скорости 650 км/ч.

При выводе из пикирования не допускать перетягивания ручки на себя, т.к. при

перетягивании начинается тряска самолёта, а при дальнейшем выбирании ручки на себя

самолёт выходит на режим сваливания. При возникновении тряски необходимо отклонить

ручку от себя до прекращения тряски, затем плавно выводить самолёт из пикирования.

184

1. Ввод в переворот - скорость 300 км/ч, обороты двигателя 90%;

2. КПП - создание угла кабрирования 15º-20⁰ и выполнение полубочки;

3. Положение «вверх колёсамиª, перевод в пикирование с перегрузкой 3 ед;

4. Угловое вращение относительно земли, отсутствие крена;

5. КПП - угол пикирования 90⁰и переворачивание силуэта на 180⁰, скорость 400 - 420 км/ч,

перегрузка 3 - 3,5 ед;

6. Угол пикирования 80 - 70⁰ по КПП, скорость 450 км/ч, перегрузка 3 - 3,5 ед, увеличить

обороты двигателя до взлётных;

7. Окончание вывода скорость 650 км/ч.

Петля Нестерова.

Ввод в петлю Нестерова выполнять на скорости ввода 650 км/ч при работе двигателя на

взлётном режиме.

Плавным движением ручки управления на себя перевести самолёт на кабрирование.

Достигнув угла кабрирования 25-30⁰темп движения ручки на себя постепенно увеличивать

с таким расчётом, чтобы при угле кабрирования 50-60⁰ перегрузка была 4-5ед. Далее

выбирать ручку управления на себя следует так, чтобы угловая скорость самолёта

оставалась примерно постоянной, а скорость при выходе в верхнюю точку петли (самолёт

в положении "вверх колёсами") была не менее 200 км/ч.

В верхней точке петли уточнить, положение самолёта и, когда верхний обрез приборной

доски подойдёт к горизонту, плавно уменьшить обороты двигателя до

90%, затем

незначительным выбиранием ручки управления на себя перевести самолёт в пикирование.

Нисходящая часть петли аналогична перевороту. Набор высоты к верхней точки петли

составляет 1200 - 1400 м.

185

1. Ввод в петлю - скорость 650 км/ч, РУД в положении «ВЗЛª;

2. КПП - угол кабрирования 50 - 60⁰, перегрузка 4,5 - 5 ед;

3. КПП - угол кабрирования 90⁰ и переворачивание силуэта на 180⁰, скорость 400 км/ч,

перегрузка 3,5 - 4 ед;

4. Cамолёт в положении «вверх колёсамиª - контроль скорости не менее 200 км/ч, установить

обороты двигателя 90%, перегрузка 1,2 ед;

5. Угловое вращение относительно земли, отсутствие крена;

6. КПП - угол пикирования 90⁰ и переворачивание силуэта на 180⁰, скорость 380 - 400 км/ч,

перегрузка 3 - 3,5 ед;

7. Угол пикирования 80 - 70⁰ по КПП, скорость 450 км/ч, перегрузка 3 - 3,5 ед, увеличить

обороты двигателя до взлётных;

8. Окончание вывода скорость 650 км/ч.

Полупетля.

Полупетлю выполнять на скорости ввода 650 км/ч и при работе двигателя на взлётном

режиме.

Плавным движением ручки управления на себя перевести самолёт на кабрирование.

Достигнув угла кабрирования 25-30⁰темп движения ручки на себя постепенно увеличивать

с таким расчётом, чтобы при угле кабрирования 50-60⁰ перегрузка была 4,5-5 ед. Далее

выбирать ручку управления на себя так, чтобы угловая скорость самолёта оставалась

примерно постоянной, а скорость при выходе в верхнюю точку полупетли (самолёт в

положении "вверх колёсами") была не менее 200 км/ч.

При подходе к верхней точке полупетли, когда нос самолёта не дойдёт до линии горизонта

10⁰, отклонением ручки управления повернуть самолёт вокруг продольной оси на 180⁰

(выполнить полубочку). При этом темп отклонения рулей доложен быть таким, чтобы

полубочка была выполнена за 2 - 3сек, уменьшить обороты двигателя до 90%.

Если, скорость в верхней точке полупетли будет менее 200 км/ч, не уменьшая оборотов

двигателя и не перетягивая ручку, плавно опустить нос самолёта ниже горизонта и при

достижении скорости 200-210 км/ч выполнить полубочку, установить обороты двигателя

90%.

1200 - 1400 м.

186

1. Ввод в полупетлю - скорость 650 км/ч, РУД в положении «ВЗЛª;

2. КПП - угол кабрирования 50 - 60⁰, перегрузка 4,5 - 5 ед;

3. КПП - угол кабрирования 90⁰ и переворачивание силуэта на 180⁰, скорость 400 км/ч,

перегрузка 3,5 - 4 ед;

4. Выполнение полубочки, скорость 210 - 220 км/ч;

5. Окончание вывода - скорость не менее 200 км/ч, уменьшить обороты двигателя до 90%.

ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЁТА НА МИНИМАЛЬНЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЁТА

Минимальная приборная скорость (скорость сваливания самолёта при перегрузке, равной

1) с убранными шасси и закрылками при работе двигателя на режиме малого газа равна

180 км/ч, с выпущенными шасси и закрылками 25⁰ (44⁰) — 165 (155) км/ч.

С увеличением перегрузки срыв самолёта наступает раньше, т. е. на больших

скоростях.

При приближении к скорости на

5—10 км/ч больше минимальной возникает

предупредительная тряска самолёта и подёргивание ручки управления от - элеронов.

Дальнейшее уменьшение скорости сопровождается увеличением тряски самолёта и

появлением колебаний по крену. По достижении скорости 160—165 км/ч при полностью

взятой ручке управления на себя самолёт, как правило, опускает нос и переходит на режим

парашютирования с постепенным увеличением скорости до 200—220 км/ч.

Сваливание на крыло происходит значительно реже с медленным плавным накренением

самолёта, преимущественно вправо. В этих случаях после отклонения ручки управления

от себя за нейтральное положение

(элероны нейтрально) скорость увеличивается,

самолёт без запаздывания выходит на управляемый режим. Элероны эффективны вплоть

до момента сваливания самолёта.

Отклонение педали в момент сваливания может привести к срыву самолётам в штопор

причём как в сторону отклонённой педали, так и в противоположную.

ШТОПОР

Самолёт Л-39С непреднамеренно может сорваться в штопор только при грубых ошибках в

технике пилотирования, связанных с чрезмерным отклонением ручки управления в

продольном отношении и некоординированным перемещением педалей более половины

их хода от нейтрального положения.

187

Потеря высоты за один виток равна 300—400 м, время одного витка 6—7 с. Общая потеря

высоты от момента ввода в штопор до вывода из штопора и перехода в горизонтальный

полет составляет 500—650 м. Общая потеря высоты при выполнении двух и трёх витков

штопора соответственно составляет

1050—1200 и

1400—1700 м.

НОРМАЛЬНЫЙ ШТОПОР

Ввод самолёта в штопор выполнять в такой последовательности:

 установить в горизонтальном полете на высоте 4000 м. скорость 300 км/ч.

 перевести РУД в положение «МГª и убедиться, что режим работы двигателя

соответствует режиму «МГª;

 перевести самолёт в набор высоты с углом 20° и уменьшить скорость до 170 км/ч;

 отклонить педаль полностью в сторону штопора, а ручку управления — полностью

на себя и удерживать их в этом положении в процессе всего штопора, элероны при

вводе и во время штопора должны находиться в нейтральном положении.

Вывод самолёта из штопора:

 отклонить педаль полностью против штопора, а затем отдать ручку управления от

себя в нейтральное или несколько за нейтральное положение;

 после прекращения вращения самолёта установить педали нейтрально и по

достижении скорости 400 км/ч увеличить обороты двигателя до взлётных и вывести

самолёт из пикирования с перегрузкой 2,5—3. ед.

Вывод самолёты из штопора при непреднамеренном срыве в штопор выполнять в такой

последовательности:

 оценить высоту;

 определить направление вращения (по «набеганиюª земли слева или справа);

 перевести РУД в положение «МГª;

 поставить рули по штопору, т. е. педаль отклонить полностью в сторону

вращения самолёта, а ручку управления

— полностью на себя

(элероны

нейтрально);

188

 отклонить педаль полностью против штопора, а затем отдать ручку управления от

себя в нейтральное или несколько за нейтральное положение;

 после прекращения вращения самолёта установить педали нейтрально и по

достижении скорости по прибору

400 км/ч увеличить обороты двигателя до

взлётных и вывести самолёт из пикирования с перегрузкой 2,5—3. ед.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: Если до высоты 1500 м. самолёт из штопора не выходит —

экипажу катапультироваться.

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ АППАРАТУРЫ РСБН - 5С («ИСКРА-Кª) ДЛЯ РЕШЕНИЯ

ЗАДАЧ САМОЛЁТОВОЖДЕНИЯ

Перед полётом с применением аппаратуры РСБН

5С («ИСКРА-Кª) необходимо

установить номера каналов навигации и посадки в передней кабине.

РЕЖИМ «НАВИГАЦИЯª

Режим «НАВИГАЦИЯª является основным режимом работы РСБН - 5С («ИСКРА-Кª).

Значение азимута самолёта в полёте считывается с прибора НПП по внутренней шкале

против стрелки с кружком. Значение дальности снимается с прибора ППД-2. По значениям

азимута и дальности в любой момент полёта определяется место самолёта относительно

того аэродрома номер канала навигации, которого установлен.

Для быстрого определения направления полёта на аэродром используется острый конец

стрелки на приборе НПП. Указанная стрелка так же, как и стрелка РКЛ-41, показывает

направление для полёта на аэродром.

Рис. НПП.

Азимут самолёта

Бленкер курса

Курсовая планка

Глиссадная планка

Бленкер глиссады

Направление на аэродром

ППД - 2

189

В режиме «НАВИГАЦИЯª можно выполнять полёт по заданному азимуту.

Для выполнения полёта от радиомаяка РСБН:

 на НПП курсозадатчиком установить курс, равный заданному азимуту;

 при полете от радиомаяка дальность на ППД - 2 увеличивается.

Для выполнения полёта на радиомаяк РСБН:

 на НПП курсозадатчиком установить курс, отличающийся от заданного азимута на

180°;

 при полете на радиомаяк дальность на ППД - 2 уменьшается.

Для выполнения полёта по линии заданного азимута

(заданного пути) достаточно

удерживать курсовую планку прибора НПП в центре кружка.

ВЫХОД НА АЭРОДРОМ ПОСАДКИ И ВЫПОЛНЕНИЕ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ С

ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ АППАРАТУРЫ РСБН - 5С («ИСКРА-Кª)

В симуляторе Л - 39С на аэродромах Краснодар - Центральный, Майкоп, Крымск и Моздок

установлена РСБН и оборудование посадочно радиомаячной группы (ПРМГ) в состав

которого входят курсовой радиомаяк (КРМ) и глиссадный радиомаяк с ретранслятором

дальности (ГРМ).

Оборудование посадочно радиомаячной группы на аэродроме Краснодар - Центральный

установлено только с посадочным курсом 86⁰, а на аэродроме Майкоп только с посадочным

курсом 50⁰.

На аэродроме Крымск и Моздок оборудование ПРМГ установлено с обоих направлений

посадки.

Расположение маяка РСБН и оборудование ПРМГ на аэродромах необходимо знать, и

учитывать это, при выходе на аэродром посадки и выполнение захода на посадку. Также

необходимо помнить, что выбор посадочного курса зависит от того какое направление

ветра установлено в редакторе миссий.

Чтобы было легко ориентироваться при выходе на аэродром посадки и для выполнения

захода на посадку, зону в районе аэродрома представим в виде двух условных секторов.

Сектор «Аª - при выходе на аэродром с посадочным курсом, а также если направление

выхода отличается от посадочного курса на угол ± 15⁰.

Сектор «Вª - при выходе на аэродром с других направлений.

После выполнения задания, необходимо:

 развернуться на маяк РСБН;

 определить в каком секторе находится самолёт относительно аэродрома посадки (в

помощь для определения места самолёта используйте карту («клавиша F10ª);

 выполнить маневр по выходу на аэродром.

Если принято решение выполнить посадку не на аэродроме вылета, необходимо:

 установить задатчик курса на значение курса посадки;

 на пульте управления РСБН установить номер канала навигации и посадки;

 убедится, что на приборах НПП и ППД - 2 индицируются значения азимута и

дальности относительно выбранного аэродрома и горят лампы «АЗИМУТ ДАЛЬН.

КОРРЕКЦИЯª и сигналы «АЗИМУТ ТОЧНОª, «ДАЛЬНОСТЬ ТОЧНОª;

190

 установить частоту ДПРМ и БПРМ аэродрома посадки, стрелка указателя РКЛ - 41

должна показывает направление на ДПРМ.

 развернуться на маяк РСБН;

 определить в каком секторе находится самолёт относительно аэродрома посадки;

 выполнить маневр по выходу на аэродром.

1. Самолёт находится в секторе «Аª:

Если самолёт находится на высоте 5000 - 8000 метров и на удаление от 50 - 132 км, то

целесообразно использовать режим

«ПРОБИВАНИЕ ОБЛАЧНОСТИ ВНИЗª. Если

удаление 12 - 30 км, и высота 600 - 1500 м, используйте режим «ПОСАДКАª.

Режим «ПРОБИВАНИЯ ОБЛАЧНОСТИª - предназначен для привода самолёта в зону

аэродрома со снижением по определённой программе до безопасной высоты, принятой

равной 600 м. по любому заданному азимуту на радиомаяк РСБН или по курсу посадки.

Программа снижения определяется траекторией пробивания облачности, лежащей в

вертикальной плоскости под углом

4—5° к горизонту. Траектория пробивания

облачности вниз лежит в пределах 132—21 км.

На удалении свыше 132±5 км. глиссадная планка в режиме пробивания облачности

показывает положение самолёты относительно крейсерской высоты, принятой равной

8000 м.

На удалении от 132±5 до 21 ±3 км. глиссадная планка показывает положение самолёты

относительно траектории пробивания облачности.

На удалении менее 21 ±3 км глиссадная планка показывает положение самолёты

относительно безопасной высоты, равной 600 м.

По достижении дальности 21 ±3 км в первой и второй кабинах загорится сигнал

«ПРОБИВ. ОКОНЧЕНОª и глиссадная планка будет показывать положение самолёты

относительно высоты 600 м. Для перехода на глиссаду планирования включить режим

«ПОСАДКАª.

Для выполнения полёта в режиме «Пробивания облачности внизª, необходимо:

 проверить установку задатчика курса на значение курса посадки;

 переключатель рода работ

«ПОСАДКА-НАВИГАЦИЯ-ПРОБИВª установить в

положение «ПРОБИВª.

 курсовая планка на приборе НПП и стрелка отклонения по курсу на КПП покажет

положение самолёта относительно маяка РСБН.

 глиссадная планка на приборе НПП, и стрелка отклонения по высоте на приборе

КПП покажет положение самолёта относительно траектории пробивания

облачности,

 прибор ППД - 2 индицирует дальность до маяка РСБН.

ПРИМЕЧАНИЕ: Глиссадная и курсовая планка прибора НПП, стрелка отклонения по

высоте и стрелка отклонения по курсу прибора КПП дублируют друг друга.

Для удобства пилотирования следует сосредоточиться на планках прибора НПП. Также

необходимо следить за скоростью и высотой полёта. Скорость на траектории

пробивания облачности 400 - 500 км/ч.

 произвести вертикальный и горизонтальный маневр для совмещения глиссадой и

курсовой планки с центральным кружком.

 кружок в центре прибора НПП символизирует самолёт. Для полёта по траектории

пробивания облачности необходимо удерживать глиссадную и курсовую планку в

пределах центрального кружка прибора НПП.

191

 при нахождении самолёта ниже траектории пробивания облачности вертикальный

маневр можно не выполнять, так как при выполнении горизонтального полёта

самолёт приближается к траектории пробивания облачности, глиссадная планка

будет плавно отходить от верхнего упора прибора НПП и приближаться к

центральному кружку.

 по достижении дальности 21 ± 3 км в первой и второй кабинах загорится сигнал

«ПРОБИВАНИЕ ОКОНЧЕНОª, а глиссадная планка на НПП будет показывать

положение самолёты относительно высоты 600 м, установить скорость 350 км/ч.

 для перехода на радиоглиссаду переключатель рода работ

«ПОСАДКА-

НАВИГАЦИЯ-ПРОБИВª установить в положение «ПОСАДКАª

ВАЖНО: Для использования режима «ПОСАДКАª задатчик курса на приборе НПП

должен установлен на заданный курс аэродрома посадки.

Включение режима «ПОСАДКАª:

 глиссадная планка НПП уйдёт вверх;

 закроются бленкеры курса и глиссады;

 прибор ППД - 2 индицирует дальность до точки установки ГРМ.

Снижене на посадочном курсе:



продолжить горизонтальный полёт на высоте 600 метров;



выполнить доворот на курсовую планку НПП;



Д = 15 км уменьшить обороты двигателя до 80% установить скорость 330 км/ч,

выпустить шасси;



продолжить гасить скорость до 280 км/ч и выпустить закрылки на 25⁰;



увеличить обороты двигателя до 90 % и далее выдерживать скорость 280 км/ч,

сохранять высоту 600 м;



по мере подхода к радиоглиссаде (Д = 12 км.) глиссадная планка НПП будет

приближаться к центральному кружку.



Д = 12 км. высота 600 м. перевод на снижение по радиоглиссаде, удерживать

глиссадную и курсовую планку в пределах центрального кружка прибора НПП,

выдерживать скорость 280 км/ч, Vy - 3 - 4 м/с;



Д = 6 км. что должно соответствовать высоте 300 метров выпустить закрылки на 44⁰,

установить скорость 260 км/ч;



продолжая снижение по радиоглиссаде, удерживать глиссадную и курсовую планку

в пределах центрального кружка прибора НПП, сохранять скорость 260 км/ч;



пролёт ДПРМ скорость 260 км/ч, высота 200 метров, момент пролёта ДПРМ

определяется по звуковому сигналу и миганию сигнала «МАРКЕРª.



после пролёта ДПРМ контролировать уменьшение скорости, чтобы к пролёту БПРМ

скорость была не менее 230 км/ч;



пролёт БПРМ выполнить на Н=80-60 м и скорости 230 км/ч, момент пролёта БПРМ

определяется по звуковому сигналу и миганию сигнала «МАРКЕРª.



после пролёта БПРМ установить визуальный контакт с посадочной полосой,

уточнить положение самолёта относительно посадочной полосы и произвести

посадку.

192

Рис. Схема захода на посадку с использованием режимов «ПРОБИВАНИЯ ОБЛАЧНОСТИª и

«ПОСАДКАª.

ДПРМ

БПРМ

1. Снижение в режиме пробивание облачности.

2. Высота 600 м. Д= 21±3 км. окончание режима пробивания облачности;

3. Высота 600 м. Д = 15 км. скорость 330 км/ч - выпустить шасси;

4. Скорость 280 км/ч - выпустить закрылки на 25⁰.

5. Высота 600 м. Д = 12 км. вход в радиоглиссаду.

6. Высота 300 м. Д = 6 км. скорость 280 км/ч - выпустить закрылки на 44⁰.

7. Проход ДПРМ, скорость 260 км/ч, высота 200 м.

8. Проход БПРМ, скорость 230 км/ч, высота 60 - 80 м.

Самолёт Л - 39С оборудован системой СДУ, которая значительно облегчает заход на

посадку.

После устойчивого захвата курсового радиомаяка включить АЗС «СДУª и выключатель

«СДУª.

На КПП убираются флажки-сигнализаторы «Тª и «Кª.

Дальнейший полёт выполнять по командным стрелкам КПП. Выдерживание командных

стрелок в центре обеспечивает снижение самолёты по заданной глиссаде. На приборе

ППД-2 индицируется дальность до точки установки ГРМ.

2. Самолёт находится в секторе «Вª:

Если после окончания задания вы оказались в другой точке «воздушного пространстваª

игры, то необходимо выполнить маневр для выхода в створ ВПП на дальности 15 - 21 км.

по ППД - 2 (в помощь для определения направления полёта используйте карту).

При подходе к створу ВПП установите высоту 600 м. и скорость 350 км/ч, и выполните

разворот на посадочный курс. Перед разворотом на посадочный курс включите режим

«ПОСАДКАª.

Порядок снижения на посадочном курсе описан выше.

193

Рис. Схема выхода на аэродром и выполнение захода на посадку с использованием режима

«ПОСАДКАª.

ДПРМ

БПРМ

1. Маневр по выходу в створ ВПП

2. Разворот на посадочный курс, включение режима «ПОСАДКАª;

3. Высота 600 м. Д = 15 км. скорость 330 км/ч - выпустить шасси;

4. Скорость 280 км/ч - выпустить закрылки на 25⁰.

5. Высота 600 м. Д = 12 км. вход в радиоглиссаду.

6. Высота 300 м. Д = 6 км. скорость 280 км/ч - выпустить закрылки на 44⁰.

7. Проход ДПРМ, скорость 260 км/ч, высота 200 м.

8. Проход БПРМ, скорость 230 км/ч, высота 60 - 80 м.

ВЫХОД НА АЭРОДРОМ ПОСАДКИ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ РКЛ-41

Если аэродром посадки не оборудован РСБН и ПРМГ, то для выхода на аэродром

использовать РКЛ - 41.

 задатчиком курса на НПП установить посадочный курс аэродрома посадки;

 установить частоту ДПРМ и БПРМ аэродрома посадки;

 убедится, что стрелка куазателя РКЛ - 41 показывает направление на ДПРМ;

 используя в комплексе показания приборов НПП, РКЛ - 41 и карту (F10) определить

своё место положения относительно аэродрома посадки, выполнить разворот на

аэродром;

 для раннего обнаружения ВПП, полёт целесообразно выполнять на высотах 1000 -

2000 м;

 после визуального обнаружения ВПП, выполнить маневр по выходу на ДПРМ;

 после выхода на ДПРМ выполнить снижение к первому развороту до высоты 600

вдоль ВПП, на снижение установить скорость 350 км/ч;

 далее выполнить полёт по кругу для захода на посадку.

194

ВООРУЖЕНИЕ САМОЛЁТА

Самолёт Л-39С оборудован бомбардировочным и ракетным вооружением. Самолёт имеет

прицел АСП-3НМУ-39, фотоконтрольный прибор ФКП-2-2 и вспомогательное вооружение

ЭКСР-46.

Вооружение, прицельное и фотоконтрольное оборудование самолёта Л-39С

предназначены для выполнения следующих задач:

 прицельное бомбометание с пикирования авиабомбами калибра 50 - 100 кг;

 прицельной стрельбы неуправляемыми ракетами типа С-5 по наземным целям с

пикирования;

 пуска управляемых ракет Р-3С по воздушным целям.

Органы управления вооружением сосредоточены на среднем пульте в передней

кабине. Боевая кнопка находится на ручке управления самолётом только в передней

кабине.

БОМБАРДИРОВОЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ

В состав бомбардировочного вооружения входят:

 крыльевые балочные держатели Л39М-117, Л39М-118;

 две авиационные бомбы;

 система управления сбросом авиабомб;

Авиационные бомбы подвешиваются к крыльевым балочным держателям.

Сбрасывание авиабомб от боевой системы управления производится только на взрыв

одиночно или залпом при скорости полёта самолёта более 310 км/ч (при скорости менее

310 км/ч боевая система блокируется). При аварийном сбросе можно осуществить только

одновременный сброс авиабомб.

197

Органы управления и сигнализации бомбардировочного вооружения в передней

кабине.

 АЗС «ОРУЖИЕª - предназначен для подачи питания в цепь боевой кнопки;

 Двухпозиционный переключатель «ЛЕВАЯ - ПРАВАЯ, ОБЕª - предназначен для

выбора варианта сброса авиабомб. Для поочерёдного сброса авиабомб

необходимо переключатель установить в положение «ЛЕВАЯª, затем в положение

«ПРАВАЯ, ОБЕª. При установке в положение «ПРАВАЯ, ОБЕª произойдёт

одновременный сброс двух авиабомб.

 Переключатель «АВАР. СБРОСª - предназначен для аварийного сброса подвесок;

 Переключатель «ВЗРЫВ - НЕВЗРЫВª - предназначен для сброса авиабомб на

взрыв или невзрыв от аварийной системы сбрасывания авиабомб.

 Сигнал «ВЗРЫВª - сигнализирует о включении АЗС «ВЗРЫВ - НЕВЗРЫВª в

положение «ВЗРЫВª;

 Сигналы «ГРУЗЫ ПОДВЕШЕНЫª - сигнализирует о подвеске авиабомб;

 Сигнал «ГОТОВª - сигнализирует о готовности системы управления вооружением.

Сигнал загорается при скорости более 310 км/ч;

 Предохранительная скоба боевой кнопки.

Органы управления и сигнализации бомбардировочного вооружения в задней

кабине.

 АЗС «ОРУЖИЕª - предназначен для подачи питания на всю систему вооружения;

 Переключатель «АВАР. СБРОСª - предназначен для аварийного сброса подвесок;

 Переключатель «ВЗРЫВ - НЕВЗРЫВª - предназначен для сброса авиабомб на

взрыв или невзрыв от аварийной системы сбрасывания авиабомб. Переключатель

должен находится в нейтральном положении.

Важно: Данный переключатель является командным по отношению к

переключателю «ВЗРЫВ - НЕВЗРЫВª в передней кабине. При установке

переключателя в задней кабине в положение

«ВЗРЫВª или

«НЕВЗРЫВª

авиабомбы будут сброшены соответственно на взрыв или невзрыв независимо

от того, в какое положение установлен переключатель «ВЗРЫВ - НЕВЗРЫВª в

передней кабине.

 Сигналы «ГРУЗЫ ПОДВЕШЕНЫª;

 Сигнал «СБРОС - ПУСКª - сигнализирует о нажатии боевой кнопки в передней

кабине.

 Сигнал «ГОТОВª;

 Сигнал «ВЗРЫВª.

НЕУПРАВЛЯЕМОЕ ВООРУЖЕНИЕ

В состав неуправляемого ракетного вооружения входят:

 два универсальных блока УБ-16-57У;



32 неуправляемые ракеты типа С - 5;

 прибор управления стрельбой ПУС-36ДМ;

 крыльевые балочные держатели Л39М-117, Л39М-118;

 электрическая система управления стрельбой и сигнализация.

198

Блоки УБ-16-57У подвешиваются к крыльевым балочным держателям. ПУС-36ДМ

предназначен для распределения и посылки импульсов в электрозапалы ракет обоих

блоков. Электрическая система управления стрельбой НАР позволяет вести стрельбу при

скорости полёта более 310 км/ч (при скорости менее 310 км/ч система управления

стрельбой блокируется) из двух блоков в следующих вариантах;

 по 32 ракеты в серии (по 16 из каждого блока);

 по 4 ракеты в серии (по 2 ракеты из каждого блока);

 по 2 ракеты в серии (по 1 ракете из каждого блока).

Органы управления и сигнализации неуправляемого вооружения в передней кабине.

 АЗС «ОРУЖИЕª - предназначен для подачи питания в цепь боевой кнопки;

 АЗС «УБ - 16ª - предназначен для подачи питания на ПУС - 36ДМ, блоки УБ - 16,

после включения АЗС «УБ-16ª загорается сигнал «ПУС-0ª;

 Переключатель «АВАР. СБРОСª - предназначен для аварийного сброса УБ - 16;

 Переключатель «2РС - АВТ. - 4РСª - предназначен для выбора варианта пуска

ракет. «2РСª - после каждого нажатия боевой кнопки происходит отстрел двух ракет

из левого и правого блока с интервалом 0,025 с. «4РСª - после каждого нажатия на

боевую кнопку происходит пуск четырёх ракет по две с каждого блока. «АВТª -

осуществляется пуск всех 32 - х ракет при одном нажатии боевой кнопки;

 Сигналы «ГРУЗЫ ПОДВЕШЕНЫª - сигнализирует о подвеске УБ - 16;

 Сигнал «ГОТОВª - сигнализирует о готовности системы управления вооружением.

Сигнал загорается при скорости более 310 км/ч;

 Сигнал «ПУС - 0ª - сигнализирует о готовности ПУС - 36 ДМ к стрельбе. После

первого пуска ракет сигнал гаснет.

 Предохранительная скоба боевой кнопки.

199

Органы управления и сигнализации неуправляемого вооружения в задней кабине.

 АЗС «ОРУЖИЕª - предназначен для подачи питания на всю систему вооружения;

 Переключатель «АВАР. СБРОСª - предназначен для аварийного сброса УБ - 16;

 Сигналы «ГРУЗЫ ПОДВЕШЕНЫª;

 Сигнал «СБРОС - ПУСКª - сигнализирует о нажатии боевой кнопки в передней

кабине.

 Сигнал «ГОТОВª.

УПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ

В состав управляемого ракетного вооружения входят:

 две управляемые ракеты Р-3С;

 два пусковых устройства АПУ-13М1;

 крыльевые балочные держатели Л39М-117, Л39М-118;

 датчик перегрузок МП-28А;

 электрическая система питания, сигнализации и управления стрельбой ракет Р -

3С.

Управляемое ракетное вооружение позволяет производить пуск ракет при скорости полёта

самолёта более 310 км/ч.

АПУ-13М1 предназначены для подвески и электропитания ракет Р-3С. Пусковые

устройства с ракетами подвешивается к крыльевым балочным держателям.

Датчик перегрузок МП-28А предназначен для измерения перегрузки и подключения

сигнализации при достижении перегрузки более 2 ед.

200

Органы управления и сигнализации управляемого вооружения в передней кабине.

 АЗС «ОРУЖИЕª - предназначен для подачи питания в цепь боевой кнопки;

 АЗС «ОБОГРЕВ ССª - предназначен для подачи питания цепей обогрева головки

самонаведения ракеты и сигнала «ОБОГРЕВª в задней кабине.

 АЗС «НАКАЛ ССª - - предназначен для подачи питания к датчику перегрузки, цепям

накала ракет и сигналу «НАКАЛª в задней кабине;

 Переключатель «АВАР. СБРОСª - предназначен для аварийного сброса подвесок;

 Двухпозиционный переключатель «ЛЕВАЯ - ПРАВАЯ, ОБЕª - предназначен для

выбора варианта пуска ракет. В отличие от бомбардировочного вооружения пуск

управляемых ракет выполняется только поочерёдно в зависимости от положения

переключателя, одновременный пуск ракет невозможен.

 Сигналы «ГРУЗЫ ПОДВЕШЕНЫª - сигнализирует о подвеске АПУ;



«ГРОМК. ССª - регулятор громкости звукового сигнала захвата цели тепловой

головкой самонаведения;

 Сигнал «ГОТОВª - сигнализирует о готовности системы управления вооружением.

Сигнал загорается при скорости более 310 км/ч;

 Сигнал

«ОПАСНАЯ ПЕРЕГРª

- сигнализирует о превышении допустимой

перегрузки. более 2 ед. При такой перегрузке невозможно точно навести ракету на

цель.

 Сигналы «ССª - сигнализируют о подвески ракет к АПУ;

 Предохранительная скоба боевой кнопки.

Органы управления и сигнализации управляемого вооружения в задней кабине.

 АЗС «ОРУЖИЕª - предназначен для подачи питания на всю систему вооружения;

 Переключатель «АВАР. СБРОСª - предназначен для аварийного сброса подвесок;

 Сигналы «ГРУЗЫ ПОДВЕШЕНЫª;

 Сигналы «ССª;

 Сигнал «СБРОС - ПУСКª - сигнализирует о нажатии боевой кнопки в передней

кабине.

 Сигнал «ГОТОВª;

 Сигнал «ОПАСНАЯ ПЕРЕГРª;

 Сигнал «ОБОГРЕВª;

 Сигнал «НАКАЛª.

201

Сигнал «ОПАСНАЯ ПЕРЕГРª

11 Сигнал «ОБОГРЕВª;

Сигнал «ВЗРЫВª

ПРИЦЕЛЬНОЕ И ФОТОКОНТРОЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

В состав прицельного оборудования входит авиационный стрелковый прицел АСП-3НМУ-

39.

Управление прицелом операция не сложная, но требует определённых навыков и

внимания.

Прицеливание заключается в выполнении лётчиком одновременно двух операций: в

удержании центральной точки сетки прицела на цели, чего необходимо добиваться

пилотированием самолёта.

Реостат дальности и внешнебазовый оптический дальномер составляют дальномерное

устройство. Принцип работы внешнебазового дальномера основан на измерении размера

цели в зависимости от дальности до неё. Дальномерное устройство позволяет вводить в

прицел дальность в полном диапазоне от 180 до 800 м. только при установке базы от 14

до 22 м. Для целей, база которых менее 14 м. невозможно ввести полностью максимальную

дальность, а для целей более 22 м. - минимальную дальность. Это объясняется тем, что

диаметр сетки оптического дальномера ограничен пределами

17,

(наибольшая

дальность) - 122 тыс. (наименьшая дальность).

Прицел имеет два режима работы «ГИРОª и «НЕПОДª. В режиме «ГИРОª производится

автоматическое построение угла упреждения в процессе прицеливания. Для

использования прицела как коллиматорный визир предназначен режим «НЕПОДª, при

котором сетка прицела неподвижна. Выбор режима работы прицела осуществляется с

помощью переключателя на прицеле.

Для быстрого перехода с

«ГИРОª на «НЕПОДª необходимо ввести минимальную

дальность в прицел, вращением рукоятки дальности на РУД. при этом происходит

замыкание контактов, и сетка прицела становится неподвижной. Для перехода в режим

«ГИРОª - ввести максимальную дальность.

Также на прицеле размещён механический визир, являющийся дублирующим устройством

и состоящий из мушки и кольца с перекрестием. Прицел снабжён светофильтром и имеет

регулировку яркости сетки прицела.

На прицеле имеется поворотный отражатель. Он позволяет отклонять оптическую ось

прицела на угол от 0 - 20⁰, чем обеспечивается установка расчётной поправки при стрельбе

и бомбометании.

205

Основные ТТХ прицела:

 наибольший угол упреждения, который строит прицел, не менее 8⁰;

 дальность до цели, вводимая в прицел, 180-800 м.;

 база цели, устанавливаемая в прицел, 7-45м;

 угловая величина наибольшего диаметра переменной окружности сетки 122 тыс;

 угловая величина наименьшего диаметра переменной окружности сетки 17,5 тыс;

 угловая величина постоянного диаметра кольца сетки 132 тыс;

 угловая величина механического визира 132 тыс;

Для включения прицела необходимо включить АЗС «АСП - ФКПª на среднем пульте в

передней кабине.

В состав фотоконтрольного оборудования входит фотоконтрольный прибор ФКП-2-2,

установленный на прицельной головке АСП-3НМУ-39 и предназначенный для контроля

результатов прицеливания.

Основные данные ФКП-2-2:

 максимальная дальность фотографирования цели размером 10м 750-800м;

 максимальная дальность фотографирования цели размером 20м 1300-1500м;

 время непрерывного фотографирования 12сек.;

 число кадров 60;

Для включения ФКП - 2 - 2 необходимо включить АЗС «АСП - ФКПª на среднем пульте в

передней кабине. Управление осуществляется нажатием боевой кнопкой на ручке

управления при этом производится фотографирование прицельной сетки прицела. Работа

ФКП контролируется по вращению диска на крышке прибора. Кроме того,

работоспособность прибора можно проверить при нажатии кнопки ФКП на ручке

управления в передней кабине.

Кадры снимка ФКП выводятся при просмотре трека.

206

Рис. Пульт управления ЭКСР - 46 и установка сигнальных ракет

Для стрельбы сигнальными ракетами необходимо включить «СИГНАЛ. РАКЕТЫª и

нажать соответствующую кнопку.

ПОДГОТОВКА К ПОЛЁТУ НА БОЕВОЕ ПРИМЕНЕНИЕ ПО НАЗЕМНЫМ

ЦЕЛЯМ

Полёты на боевое применение по наземным целям являются сложным элементом, и

требует от лётчика твёрдых навыков в технике пилотирования и знаний вопросов

эксплуатации авиационного вооружения.

Перед полётом изучить порядок действий с органами управления вооружением и технику

выполнения элементов полёта, уточнить прицельные данные (фиктивная база цели и угол

наклона отражателя прицела).

Расчёт фиктивной базы цели

Так как рекомендованная дальность стрельбы и бомбометания превышает максимальную

дальность, устанавливаемую на прицеле (800м.), для работы внешнебазового дальномера

необходимо устанавливать фиктивную базу цели, величина которой определяется из

соотношения

210

Самолёт Л-39С «АЛЬБАТРОС». Руководство пилота - часть 7