Авиация и время 2005 06

Коллектив авторов

Вместо эпилога

Годы эксплуатации -Альбатросов- показали. что коллективу Яна Влчека удалось создать весьма удачный самолет. Лучшим доказательством тому служит широкая география распространения L-39. который нашел применение более чем в 30 странах (без учета постсоветских государств). Некоторые упрощения конструкции машины и ее оборудования (например. неразъемное крыло, отсутствие в крыле баков, неуправляемое носовое колесо) были вполне приемлемы на учебном самолете. позволили снизить его стоимость и в конечном итоге – уменьшить затраты на подготовку летчиков. Тому же способствовало и применение двигателя АИ-25ТЛ, хотя его -гражданское- происхождение не лучшим образом сказалось на ряде характеристик -Альбатроса-.

Сегодня пик карьеры L-39 уже позади. И дело не столько в том, что самолет стал устаревать. сколько в изменившихся политико- экономических условиях – вряд ли

у -Аэро-Водоходов- когда-либо появится другой такой основной заказчик, каким был СССР. Однако те же современные реалии не позволяют говорить и о скором исчезновении -Альбатросов- с аэродромов. Например, в России хоть и создан Як-130, но из-за скудности бюджетных ассигнований его серийное производство разворачивается медленно. и массовая замена -элок- произойдет не скоро. Что уж говорить об Украине и других небогатых странах! У многих -Альбатросов- еще есть солидный запас ресурса, машина обладает неплохим потенциалом для модернизации, и есть все основания утверждать, что она еще послужит не один год для воспитания новых поколений авиаторов.

Краткое техническое описание самолета L-39C

L-39C – двухместный цельнометаллический низкоплан, выполненный по нормальной аэродинамической схеме. Самолет оснащен трехопорным шасси с носовым колесом и двухконтурным турбореактивным двигателем.

Фюзеляж самолета состоит из двух частей – передней и хвостовой, состыкованных между собой по шпангоутам 37 и 38.

Передняя часть (до шп. 37) включает носовой обтекатель и четыре неразъемных отсека: носовой, гермокабин, топливный и двигательный. В носовом отсеке (шп. 1-7) находится ниша передней опоры шасси, располагаются агрегаты радиоэлектронного и самолетного оборудования. Для доступа к оборудованию боковые панели этого отсека выполнены откидывающимися вверх. Далее, между шпангоутами 7 и 21а, находятся гермокабины летчиков – курсанта (передняя) и инструктора (задняя). Кабины закрыты общим фонарем, состоящим из неподвижного козырька и двух откидываемых вправо крышек. На левом борту этого отсека имеются подножки и две откидные ступеньки для входа в кабины. В подпольном пространстве размещаются блоки радиооборудования, преобразователь и гидроаккумулятор. В топливном отсеке (шп. 21а-30) находятся пять мягких топливных баков. Заливная горловина располагается сверху за кабиной.

В нижней части этого отсека за шп. 23 образована выемка под кессон неразъемного крыла, узлы крепления которого находятся на шп. 23, 266 и 30. Перед крылом установлены агрегаты гидросистемы, электро- и радиоэлектронного оборудования. К топливному отсеку примыкают два боковых воздушных канала двигателя, которые у шп. 30 переходят в общий канал круглого поперечного сечения. Входная часть воздушных каналов (до шп. 266) съемная. Воздухозаборники – дозвуковые, нерегулируемые. Между пластиной, являющейся внутренней стенкой воздухозаборника, и бортом фюзеляжа имеется щель для слива пограничного слоя. Переднюю часть двигательного отсека до противопожарной перегородки (шп. 32) занимает воздушный канал, далее установлен маршевый двигатель, узлы навески которого находятся на шп. 34 и 37. Внутри этого отсека смонтированы направляющие, предназначенные для снятия и установки двигателя, а также располагаются огнетушитель (на шп. 32), агрегаты системы кондиционирования (справа над воздушным каналом), электро- и гидросистем (слева над каналом), вспомогательная силовая установка (под двигателем слева) и воздушная турбина с аварийным электрогенератором (в убранном положении, под двигателем справа).

Хвостовая часть фюзеляжа (шп. 38-47) и киль представляют собой единую конструкцию, которая при необходимости снятия двигателя демонтируется. Внутри хвостовой части размещаются удлинительная труба двигателя и реактивное сопло. Передние узлы навески стабилизатора закреплены между шп. 42 и 43, задние – на шп. 44.

Крыло самолета трапециевидной формы в плане, трехлонжеронное, неразъемное по размаху. Угол стреловидности крыла по 1/4 хорд-1°45'; удлинение -4,4; сужение -2,1. Угол поперечного «V» крыла равен 2° 30'; угол установки 2°. Крыло не имеет аэродинамической и геометрической крутки. Его передняя кромка не механизирована, а задняя оснащена двухщелевым выдвижным закрылком и элеронами. Общая площадь закрылка – 2,68 м2 ; угол отклонения на взлете – 25°, на посадке – 44°. Закрылок оснащен механизмом кинематической синхронизация отклонения левой и правой его половин. Закрылок автоматически убирается при увеличении скорости полета (по прибору) до 310 км/ч. Суммарная площадь элеронов – 1,69 м2 ; углы отклонения – до ±16°. Элероны имеют весовую балансировку и оснащены триммерами с электрическим управлением. В подфюзеляжной зоне крыла между передним и средним лонжеронами находятся два тормозных щитка площадью по 0,25 м2 . Максимальный угол их отклонения – 55°. Щитки управляются летчиками, но при разгоне самолета до М=0,78 выпускаются автоматически. К среднему лонжерону

крепятся стойки основных опор шасси. На концах крыла расположены несъемные топливные баки, каждый из которых разделен на три отсека: средний заполняется топливом, а передний и хвостовой занимают антенны и блоки радиотехнического оборудования. В носках концевых баков установлены фары. Нижняя поверхность крыла оснащена узлами для подвески универсальных балочных держателей.

Хвостовое оперение палубное. Вертикальное оперение трапециевидной формы площадью 3,51 м2 . Киль двухлонжеронный.

Площадь руля направления 0,72 м2 , углы отклонения ±30°. РН имеет осевую аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку, оснащен триммером. Горизонтальное оперение трапециевидной формы площадью 5,07 м2 . Кессон стабилизатора сквозной, двухлонжеронный. Площадь руля высоты 1,4 м2 , углы отклонения +307-20°. РВ состоит из двух жестко соединенных частей, каждая из которых имеет весовую балансировку и оснащена электроуправляемым триммером. Правый триммер управляется летчиками, левый отклоняется автоматически в зависимости от положения закрылка.

Шасси самолета трехопорное, убираемое в полете: основные опоры убираются по направлению к оси фюзеляжа в отсек между средним и задним лонжеронами крыла, передняя – против направления полета в носовой отсек фюзеляжа. Стойки шасси полурычажного типа, оснащены жидкостно-газовыми амортизаторами. Давление зарядки азота в амортизаторе передней стойки 23 кгс/см2 , основной – 33 кгс/см2 . Передняя стойка шасси – самоориентирующаяся. На ней установлено колесо К25-500 размером 430x150 мм с давлением в пневматике 4,3 кгс/см2 . Угол поворота колеса ±60°. Стойка снабжена демпфером «шимми» и центрирующим механизмом, устанавливающим разгруженное колесо в плоскость симметрии самолета. На основных стойках шасси установлено по одному тормозному колесу К24 размером 610x180 мм с давлением в пневматике 5,5 кгс/см2 . Управление самолетом при движении по земле производится педалями путем подтормаживания основных колес, а торможение на пробеге – рычагом на ручке управления. Торможение колес возможно только при обжатой носовой стойке шасси.

Силовая установка. На самолете установлен двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель АИ-25ТЛ. Тяга двигателя в стандартных условиях: на взлетном режиме – 1720 кгс, на номинальном – 1500 кгс. Удельный расход топлива – 0,60 и 0,585 кг/кгсч, соответственно. Степень двухконтурности – 1,983. Двигатель состоит из осевого двенадцатиступенчатого компрессора, разделительного корпуса, кольцевой камеры сгорания, трехступенчатой осевой турбины, камеры смешения, удлинительной трубы и реактивного сопла. Компрессор двигателя выполнен дозвуковым, двухкаскадным: первый каскад – трехступенчатый компрессор низкого давления, второй каскад – девятиступенчатый компрессор высокого давления. Между компрессорами низкого и высокого давлений находится разделительный корпус, который служит для распределения потока воздуха меж- – ду контурами двигателя, а также размещения опор компрессоров. В нижнем приливе этого корпуса расположены приводы самолетных агрегатов, передающие вращение от ротора высокого давления. Турбина – двухвальная, реактивная, состоит из одноступенчатой турбины высокого давления и двухступенчатой турбины низкого давления.

Запуск двигателя воздушный. Раскрутка ротора высокого давления осуществляется стартером СВ-25ТЛ, к которому воздух подается от вспомогательной силовой установки.

ВСУ представляет собой одновальный газотурбинный двигатель «Сапфир-5», который состоит из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой противоточной камеры сгорания, двухступенчатой осевой турбины, выхлопного сопла, а также агрегатов и систем, обеспечивает устойчивую регулируемую подачу воздуха для запуска маршевого двигателя. Запуск ВСУ производится электростартером от бортовой аккумуляторной батареи или других источников постоянного тока напряжением 27В. Топливо для работы двигателя «Сапфир-5» подается из самолетной магистрали. Расход топлива на номинальном режиме работы – 50 кг/ч. Воздух отбирается за компрессором, подача воздуха в стартер – 0,4 кг/с, время непрерывной работы, ограниченное системой управления, – 10 мин.

В топливную систему самолета входят: пять фюзеляжных баков (общей емкостью 1100 л); два концевых крыльевых бака (по 200 л); топливный аккумулятор, обеспечивающий подачу топлива к двигателю при полете с отрицательной перегрузкой; трубопроводы и топливная аппаратура; системы управления, контроля, сигнализации и дренажа. Заправка баков топливом производится сверху через три заливные горловины, находящиеся: одна – на втором фюзеляжном баке и по одной – на крыльевых баках. Расходным является фюзеляжный бак № 5. Подача топлива из крыльевых баков в расходный производится путем поддавливания (0,4 кгс/см2 ) воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. Применяемое топливо – керосин марок Т-1, ТС-1, РТ, PL-4/5/6.