|
Архитектура Аудит Военная наука Иностранные языки Медицина Металлургия Метрология Образование Политология Производство Психология Стандартизация Технологии |
|
|
Архитектура Аудит Военная наука Иностранные языки Медицина Металлургия Метрология Образование Политология Производство Психология Стандартизация Технологии |
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТАСтр 1 из 13Следующая ⇒
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА Z -142
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА Z -142 Производитель: MORAVAN, Концерн OTROKOVICE, Чехословакия Категория: Акробатическая (A) Многоцелевая (U) Нормальная (N) Сертификационный базис FAR часть 23 NEW с внесенными изменениями до 23-13 включительно.
Чешская копия одобрена ГОСУДАРСТВЕННОЙ АВИАЦИОННОЙ ИНСПЕКЦИЕЙ - Прага № 5326/1254/79/Hy.
Во время эксплуатации должны соблюдаться ограничения, описанные в разделах 2 и 7.
Год выпуска 1989
СОДЕРЖАНИЕ 1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ.. 5 1.1. ВВЕДЕНИЕ. 5 1.2. ИЗМЕНЕНИЯ.. 5 1.3. СОКРАЩЕНИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ.. 7 1.4. ОБЩИЙ ВИД САМОЛЕТА Z 142. 8 1.5. ОПИСАНИЕ. 9 1.6. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ.. 12 1.7. Кабина пилотов. 14 2. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ.. 16 2.1. ДЕЙСТВИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ.. 16 2.2. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ.. 16 2.3. МАКСИМАЛЬНЫЕ ВЗЛЕТНЫЙ И ПОСАДОЧНЫЙ ВЕСА.. 16 2 .4 . МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМАЯ ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА.. 16 2.5. ПОЛОЖЕНИЕ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 17 2.6. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.. 17 2.7. МАРКИРОВКА ПРИБОРОВ КОНТРОЛЯ ДВИГАТЕЛЯ.. 18 2.8. ТОПЛИВО.. 19 2.9. КОЛИЧЕСТВО ТОПЛИВА.. 19 2.10. МОТОРНОЕ МАСЛО.. 19 2.11. ЗАПРАВКА МАСЛОМ.. 20 2.12. ОГРАНИЧЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ.. 20 2.13. ПОКАЗАНИЯ УКАЗАТЕЛЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ И АКСЕЛЕРОМЕТРА.. 20 2.14. ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ. 20 2.15. ФИГУРЫ ПИЛОТАЖА.. 22 2.16. ДОПУСТИМАЯ ТЕМПЕРАТУРА ОКРУЖАЮЩЕГО ВОЗДУХА.. 23 2.17. МАКСИМАЛЬНЫЕ ДОПУСТИМЫЕ СОСТАВЛЯЮЩИЕ ВЕТРА.. 23 2.18. ПОЛЕТЫ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ.. 23 2.19. ТОРМОЖЕНИЕ. 23 2.20. МИНИМАЛЬНЫЙ ЭКИПАЖ, МАКСИМАЛЬНОЕ ЧИСЛО МЕСТ ДЛЯ ПАССАЖИРОВ.. 23 2.21. КУРЕНИЕ. 23 2.22. МИНИМАЛЬНОЕ ДАВЛЕНИЕ АЗОТА В ПОЛКЕ ГЛАВНОГО ЛОНЖЕРОНА.. 23 2.23. СИГНАЛИЗАТОР ДАВЛЕНИЯ АЗОТА В ПОЛКЕ ГЛАВНОГО ЛОНЖЕРОНА.. 24 2.24. РУЛЕНИЕ. 24 2.25. ТАБЛИЧКИ.. 25 2.26. ОПРЕДЕЛЕНИЕ СОСТАВЛЯЮЩИХ СКОРОСТИ ВЕТРА (ДИАГРАММА) 30 3. ОСОБЫЕ СЛУЧАИ.. 31 3.1. ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ. 31 3.2. ВЫНУЖДЕННОЕ ПОКИДАНИЕ САМОЛЕТА С ПАРАШЮТОМ: 31 3.3. ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ В ПОЛКЕ ГЛАВНОГО ЛОНЖЕРОНА: 32 3.4. ПРОГОРАНИЕ ВЫХЛОПНОГО КОЛЛЕКТОРА.. 32 4. ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТОВ. 33 4.1. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПЕРЕД ПОСАДКОЙ В КАБИНУ.. 33 4.2. ДЕЙСТВИЯ ПОСЛЕ ПОСАДКИ В КАБИНУ.. 35 4.3. ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ.. 35 4.4 ПРОГРЕВ ДВИГАТЕЛЯ.. 37 4.5. ПРОВЕРКА ДВИГАТЕЛЯ НА ЗЕМЛЕ. 38 4.6. РУЛЕНИЕ. 39 4.7. ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ ПРОВЕРИТЬ: 39 4.8. ВЗЛЕТ (Скорости указываются приборные) 39 4.9. НАБОР ВЫСОТЫ.. 40 4.10. ПОЛЕТ ПО КРУГУ.. 41 4.11. СНИЖЕНИЕ. 42 4.12. ПЛАНИРОВАНИЕ. 42 4.13. ПОСАДКА.. 42 4.14. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПОСЛЕ ПОСАДКИ.. 43 4.15. ОСТАНОВКА ДВИГАТЕЛЯ.. 43 4.16. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПОСЛЕ ОКОНЧАНИЯ ПОЛЕТА.. 43 4.17. ВЫВОД ИЗ ШТОПОРА И СВАЛИВАНИЯ.. 44 4.18. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ. 45 4.19. ВЫНУЖДЕННАЯ ПОСАДКА НА ПЛОЩАДКУ.. 46 4.20. НОЧНЫЕ ПОЛЕТЫ.. 46 4.21. УПРАВЛЕНИЕ АВИАГОРИЗОНТОМ.. 46 4.22. УПРАВЛЕНИЕ ГИРОПОЛУКОМПАСОМ.. 47 4.23. ПИЛОТАЖ.. 48 4.24. ФИГУРЫ ПИЛОТАЖА.. 49 1. Вираж.. 50 2 Боевой разворот. 51 3 Скольжение. 52 4 Пикирование. 53 5 Штопор. 54 6 Петля Нестерова. 55 7 Бочка. 56 8 Полупетля с полубочкой (иммельман) 57 9 Переворот. 58 10 Поворот на горке. 59 11 Перевернутый полет. 60 12 Обратный вираж.. 61 13 Обратная петля из обратного полета. 62 14 Обратная петля прямого полета. 63 15 Обратный штопор. 64 5. ЛЕТНО - ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ.. 65 5.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ.. 65 5.2. ДЛИНА РАЗБЕГА м.. 65 5.3. ВЗЛЕТНАЯ ДИСТАНЦИЯ м.. 65 5.4. МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ, м/с. 65 5.5. ПРАКТИЧЕСКИЙ ПОТОЛОК, м.. 65 5.6. МАКСИМАЛЬНОЕ КАЧЕСТВО.. 65 5.7. ПОСАДОЧНАЯ ДИСТАНЦИЯ, м.. 66 5.8. ДЛИНА ПРОБЕГА, м.. 66 5.9. КРЕЙСЕРСКИЕ СКОРОСТИ: 66 5.10. МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА.. 67 5.11. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА.. 67 5.12. ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА.. 67 5.13. СКОРОСТИ СВАЛИВАНИЯ.. 68 5.14. ТАБЛИЦА ПОПРАВОК ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ.. 68 6. ВЕС И БАЛАНСИРОВКА. 70 6.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ.. 70 6.2. ВЕС И ПОЛОЖЕНИЕ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ ПУСТОГО САМОЛЕТА.. 71 6.3. БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. 71 6.4. ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА.. 73 6.5. ПРОВЕРКА ВЕСА И ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ.. 74 6.6. ПРОВЕРКА ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 74 6.7. ПРОВЕРКА ВЕСА, ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ И ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 74 6.8. ПРИМЕР ПРОВЕРКИ ВЕСА, ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ И ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 76 6.9. ДИАГРАММА №1. СТАТИЧЕСКИЕ МОМЕНТЫ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ.. 78 6.10. ДИАГРАММА №2 ПРОВЕРКА ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 79 7. ДОПОЛНЕНИЯ.. 80 7.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ.. 80 7.2. ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ.. 80 7.3. Дополнение №1 - БУКСИРОВКА ПЛАНЕРОВ.. 80 7.4. Дополнение №2 - РАДИОСТАНЦИЯ LUN 3524.21. 81
1.1. ВВЕДЕНИЕ Предостережение: Перед полетом пилот самолета должен быть ознакомлен с содержанием РУКОВОДСТВА ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ. ИЗМЕНЕНИЯ 1.2.1. Все изменения или добавления к Руководству по летной эксплуатации выполнены следующим образом: 1) Изготовитель самолета высылает обязательный бюллетень с изменениями или новые исправленные страницы Руководства по летной эксплуатации держателю Руководства по летной эксплуатации. 2) Держатель Руководства по летной эксплуатации обязан: a) Зарегистрировать полученное изменение в ТАБЛИЦЕ ИЗМЕНЕНИЙ - пункт 1.2.2. b) Внести изменение в соответствии с бюллетенем или заменить первоначальные страницы исправленными, с датой выпуска и с пометкой "REV". Обратите внимание: Измененные или дополненные части текста будут отмечены вертикальной чертой. Таблица изменений
Примечание: Изменения добавляются держателем Руководства по летной эксплуатации в соответствии с пунктом 1.2.1. СОКРАЩЕНИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ Vинд. - Индикаторная воздушная скорость - это приборная воздушная скорость самолета, исправленная с учетом аэродинамической поправки и инструментальной погрешности прибора. Индикаторная воздушная скорость равна истинной воздушной скорости в стандартной атмосфере на уровне моря. Vэкв. - Эквивалентная воздушная скорость - это индикаторная воздушная скорость самолета, приведенная к стандартным условиям полета. Эквивалентная воздушная скорость равна индикаторной воздушной скорости в стандартной атмосфере на уровне моря. Vпр. - Приборная воздушная скорость - это скорость самолета, замеренная по фактическому скоростному напору как показано на его указателе воздушной скорости без исправлений системной ошибки воздушной скорости. Vист. - Истинная воздушная скорость - это воздушная скорость самолета относительно невозмущенной воздушной массы. Истинная воздушная скорость равна эквивалентной воздушной скорости, умноженной на (q0 /q )1/2 q0 - удельный вес воздуха на уровне моря q - удельный вес воздуха на заданной высоте
МСА – Международная стандартная атмосфера; САХ – Средняя аэродинамическая хорда (САХ); VA – эволютивная скорость; VFE – максимальная скорость выпуска закрылков; VNE - предельно допустимая скорость; VNO – максимально допустимая скорость при нормальной эксплуатации; VSO - скорость сваливания в посадочной конфигурации; VS1 - скорость сваливания или минимальная скорость установившегося полета в определенной конфигурации. ОБЩИЙ ВИД САМОЛЕТА Z 142
ОПИСАНИЕ 1.5.1. Общие положения (A) Самолет Z 142 предназначен для первоначального и дальнейшего обучения, выполнения фигур пилотажа, ночных полетов, полетов по приборам и для буксировки планеров. (B) Самолет Z 142 - версия Z 42 М. Это - двухместный одномоторный свободнонесущий моноплан с низко расположенным крылом, оборудованный шестицилиндровым рядным перевернутым двигателем М 337 AK и винтом изменяемого шага V 500. 1.5.2. Фюзеляж смешанной конструкции. Центральная часть фюзеляжа представляет собой сварную стальную ферму, обшитую панелями из стекловолокна. Хвостовая часть - полумонокок. Конструкция сидений позволяет использование наспинных парашютов. Расположение сидений пилотов бок о бок. Сиденья регулируемые, имеют 4 положения. Основное место - левое. Позади сидений, расположено место для ручной клади. Фонарь кабины пилотов сдвигается вперед и оборудован устройством для аварийного сброса. Для фиксации фонаря в открытом положении служит фиксатор. 1.5.3. Крыло имеет цельнометаллическую конструкцию с основным и вспомогательным лонжеронами. Крыло состоит из центроплана и отъемных консолей. Крыло в плане имеет прямоугольную форму, обшивка из листов дюралюминия. Щелевые, цельнометаллические элероны и закрылки имеют одинаковые размеры. 1.5.4. Хвостовое оперение консольной цельнометаллической конструкции, с обшивкой из листов дюралюминия. И руль направления, и руль высоты имеют частичную весовую и аэродинамическую балансировку. Руль высоты имеет сервокомпенсатор и управляемый триммер. Руль направления имеет неуправляемый триммер. Предостережение: 1 Кабанчик управления сервокомпенсатором руля высоты имеет два отверстия. 2. Имеются два варианта крепления тяги к сервокомпенсатору руля высоты.
3. При изменении крепления тяги, необходимо отрегулировать ее длину согласно Техническому руководству самолета Z 142, пункт 4.3. 1.5.5. Система управления Самолет оснащен сдвоенной системой управления. Система управления включает управление рулем высоты, элеронами, рулем направления, колесом носовой стойки шасси, закрылками, триммерами, двигателем и винтом. Ручное управление рычажного типа, управление рулем направления осуществляется с помощью педалей, оборудованных рычагами управления тормозом основных колес. Управление рулем высоты и элеронами – жесткое (посредством тяг), управление рулем направления – полужесткое (посредством тяг и тросов). Управление носовым колесом осуществляется вместе с управлением рулем направления. Закрылки и триммеры управляются механически. Двигатель управляется тягой дроссельной заслонки, ручкой управления качеством смеси и тягой нагнетателя. Воздушный винт управляется гибкой тягой тянуще-толкающего типа. 1.5.6. Посадочное устройство имеет три колеса и состоит из основного шасси и передней опоры шасси. Стойки основного шасси представляют собой плоские стальные рессоры, которые крепятся к лонжерону центроплана крыла. Основное шасси оборудовано гидравлическими дисковыми тормозами с автоматическим устранением зазора. Педали управления тормозом, которые расположены на педалях руля направления, обеспечивают раздельное торможение основных колес шасси. Стояночный тормоз приводит в действие оба тормоза основных колес одновременно. Передняя опора шасси оснащена гидропневматическим амортизатором и демпфером шимми. Носовое колесо управляется педалями управления рулем направления. 1.5.7. Силовая установка Самолет оснащен поршневым четырехтактным рядным шестицилиндровым перевернутым двигателем левого вращения с воздушным охлаждением, с клапанным механизмом и кулачковым распределительным валом на головках цилиндров, с впрыском топлива низкого давления перед впускными клапанами. Двигатель не имеет редуктора. Оснащен нагнетателем и позволяет выполнять фигуры высшего пилотажа и перевернутый полет. Винт V 500 - двухлопастный изменяемого шага. Лопасти винта выполнены из дюралюминия. 1.5.8. Топливная и масляная системы (1) Топливная система Основные топливные баки расположены в передней части консолей крыла (2 x 60 л). Дополнительные топливные баки расположены в законцовках крыла (2 x 50 л). Расходный топливный бак расположен в фюзеляже самолета (5 л). (2) Маслосистема Масляный бак расположен в двигательном отсеке перед противопожарной перегородкой. (3) Топливная и масляная системы позволяют выполнять полеты на пилотаж и перевернутый полет (только в АКРОБАТИЧЕСКОЙ и МНОГОЦЕЛЕВОЙ категориях). 1.5.9. Оборудование (1) Электрическая система однопроводного типа (+ полюс) с массой (- полюс) на конструкции самолета. Номинальное сетевое напряжение - 28 В. Основным источником питания является генератор постоянного тока мощностью 600 Вт, приводящийся в движение непосредственно двигателем. Вспомогательным источником энергии является аккумулятор емкостью (2) Противопожарное оборудование состоит из: a) противопожарной перегородки, отделяющей двигательный отсек от фермы самолета; b) системы пожаротушения двигателя, приводимой в действие из кабины; c) внутрикабинного огнетушителя, расположенного в кабине (на усмотрение заказчика). (3) Система обогрева и вентиляции Самолет оборудован управляемой системой обогрева и вентиляции кабины. (4) Световое оборудование Самолет оборудован следующими огнями для ночных полетов: - Рулежная и посадочная фары; - Аэронавигационные огни; - Подсветка приборов и освещение кабины; - Лампа для чтения полетной карты; - Проблесковый маяк. (5) Радиосвязное и радионавигационное оборудование По желанию заказчика на самолет может быть установлено: (A) радиостанция одобренного типа; (B) радионавигационное оборудование одобренного типа. (6) Буксировочное устройство Устройство для буксировки планера может устанавливаться на самолет по желанию заказчика. Буксировочное устройство состоит из буксировочного замка, зеркала заднего вида и механизма отцепки буксировочного фала. Тяга управления механизмом отцепки расположена на панели между сидениями. Максимальная взлетная масса планера может составлять 500 кг. (7) Приборное оборудование В кабине установлены пилотажно-навигационные приборы, приборы контроля двигателя и конструкции, включая сигнализацию. Кабина пилотов
1. Ручка управления 2. Кнопка радио (VHF) 3. Кнопка СПУ (IC) 4. Педали управления тормозами 5. Стояночный тормоз 6. Рычаг управления закрылками 7. Триммер руля высота 8. Триммер руля направления +9. Рукоятка отцепки буксировочного фала 10. Рукоятка аварийного сброса фонаря 11. Фиксатор фонаря в открытом положении 12. Рукоятка управления системой пожаротушения двигателя 13. Ручной топливный насос 14. Топливный шприц 15. Рычаг управления двигателем (РУД) 16. Рукоятка управления шагом воздушного винта (РУШВ) 17. Рукоятка управления нагнетателем 18. Управление качеством смеси 19. Переключатель топливных баков 20. Рычаги управления обогревом и вентиляцией 21. Переключатель магнето 22. Главный выключатель бортовой сети 23. Кнопка запуска 24. Панель автоматов защиты сети и выключателей 25. Регулятор подсветки приборной доски 26. Кнопка проверки работоспособности генератора 27. Сигнализация аварийного остатка топлива левой (L) и правой (R) групп баков 28. Сигнализация обогрева ПВД и давления в балке лонжерона 29. Кнопка проверки сигнализации предупреждения сваливания и исправности обогрева ПВД 30. Плавкие предохранители 31. Разъем радиогарнитуры 32. Сиденье пилота 33. Регулировка сиденья +34. Бортовой огнетушитель 35. Магнитный компас I. +36. Магнитный компас II. 37. Указатель воздушной скорости 38. Авиагоризонт 39. Вариометр 40. Часы 41. Высотомер I. 42. Гирополукомпас 43. Тахометр I. 44. Трех - стрелочный индикатор 45. Индикатор температуры головок цилиндров 46. Мановакуумметр наддува I. 47. Радиостанция (УКВ). +48. Указатель воздушной скорости II. +49. Указатель разворота +50. Вариометр II. +51. Высотомер II. 52. 4-стрелочный топливомер +53. Тахометр II. +54. Акселерометр (располагается в центре приборной доски) 55. Вольтамперметр +56. Мановакуумметр наддува II. 57. Индикатор давления в лонжероне с клапаном для подкачки 58. Табличка поправок 59. Таблички (описание в пункте 2.25) +60. Кнопка СПУ
Примечание: + Дополнительное оборудование
ПОЛОЖЕНИЕ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ
Предостережение: (1) Ограничения действительны для акробатической, многоцелевой и нормальной категорий. (2) Процедура проверки положения центра тяжести описывается в разделе 6. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА 2.6.1. Ограничения по винтомоторной группе
Примечание: В случае критической ситуации взлетный режим работы двигателя может использоваться в пределах 10 минут при следующих условиях: (1) Параметры работы двигателя не превышают другие максимально допустимые ограничения в соответствии с Руководством по летной эксплуатации. (2) Экстраординарное использование взлетного режима работы двигателя заносится в формуляр двигателя. 3) Качество смеси соответствует взлетному режиму работы двигателя.
2.6.2. Использование нагнетателя (1) Во время продолжительного использования включенного нагнетателя необходимо сохранять номинальное давление наддува в диапазоне значений, указанных для определенного режима полета. (2) При выполнении фигур пилотажа, разрешается включать нагнетатель только на максимальном непрерывном режиме работы двигателя, т.е. с давлением наддува 100 кПа (1,02 атм.) и оборотами 2600 об/мин. ТОПЛИВО Неэтилированный авиационный бензин с октановым числом не менее 78 или другие виды авиационного бензина. Ограничение: (1) Применение этилированного авиационного бензина разрешается только в случае, если содержание тетраэтилсвинца не превышает 0,06 % объема. (2) Этилированные жидкости не должны содержать бромид этила и органические хлористые составляющие. Рекомендация: (1) Следующие виды топлива и масла одобрены, для использования в эксплуатации самолета Z 142: LBZ 78 SHELL 80, ESSO 80 (содержание тетраэтилсвинца максимум 0,06 % объема.) BP 100 L соответствующее МIL - 5572 E, сорта 100/130 (содержание тетраэтилсвинца максимум 0,06 % объема.), AVGAS 100 L (St. - 100/130). (2) Виды топлива с октановым числом 80 рекомендуются для эксплуатации в тропических условиях с температурой окружающего воздуха выше +30°C. КОЛИЧЕСТВО ТОПЛИВА
МОТОРНОЕ МАСЛО Ограничение: Коксовый осадок не должен превышать 0,4% веса. Рекомендация: ДЛЯ ОБКАТКИ (максимум до 50 часов) рекомендуется минеральное масло, например AERO SHELL 100 или эквивалентное. ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ ПОСЛЕ ОБКАТКИ рекомендуется некоксующееся масло с антикоагуляционными присадками: ДЛЯ УМЕРЕННОГО КЛИМАТА рекомендуется AERO SHELL W 100 или эквивалентное. ДЛЯ ТРОПИЧЕСКОГО КЛИМАТА рекомендуется AERO SHELL W120 или эквивалентное. ДЛЯ ЗИМНЕЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ в полярных зонах рекомендуется АERO SHELL W80 или AERO SHELL W65 или эквивалентное. ПРЕДОСТЕРЕЖЕНИЕ: При работе на минеральных маслах более 50 часов, переход на масла с присадками не должен осуществляться без предварительной очистки от кокса и тщательной промывки двигателя.
ЗАПРАВКА МАСЛОМ Максимально допустимое количество масла........................................................ 12л Количество масла для полетов на пилотаж............................................................ 9л Минимальное количество масла................................................................................ 7л ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ 2.14.1. Значения перегрузки
2.14.2. Ограничения по перегрузке
Перегрузка
Скорость V инд. , км/ч A АКРОБАТИЧЕСКАЯ категория
ФИГУРЫ ПИЛОТАЖА 2.15.1. Акробатическая и многоцелевая категории Перечень фигур, разрешенных для самолетов акробатической и многоцелевой категорий:
Предостережение: Перечисленные выше фигуры пилотажа могут быть выполнены как в варианте с одним летчиком, так и с двумя, в любой произвольной последовательности при условии, что соблюдены следующие ограничения: 1) Вес и положение центра тяжести - пункт 2.3-2.5. 2) Ограничения по силовой установке - пункт 2.6. - 2.7. 3) Ограничения скорости и перегрузки - пункты 2.12. - 2.14. 4) Максимальная длительность перевернутого полета 1 мин. 30 сек. 5) Штопор – a) максимально допустимое число витков: 6 b) выполнение штопора с выпущенными закрылками ЗАПРЕЩЕНО. 6) Штопорные бочки ЗАПРЕЩЕНЫ. 7) Полеты на пилотаж запрещены: - с топливом в дополнительных баках; - с багажом в багажном отделении. 2.15.2. Нормальная категория (N) (A) На самолетах НОРМАЛЬНОЙ категории (вес более 1020 кг или самолет с топливом в дополнительных баках) все фигуры пилотажа, включая намеренный штопор и сваливание, запрещены. (B) Маневры, разрешенные для самолетов НОРМАЛЬНОЙ категории
Высота
Температура (°С) ТОРМОЖЕНИЕ Допустимая начальная скорость для торможения - 100 км/ч. КУРЕНИЕ КУРЕНИЕ на борту самолета Z 142 - ЗАПРЕЩЕНО. РУЛЕНИЕ При рулении, закрылки должны находиться в положении УБРАНО. ТАБЛИЧКИ Следующие таблички расположены в кабине самолета: ОПРЕДЕЛЕНИЕ СОСТАВЛЯЮЩИХ СКОРОСТИ ВЕТРА (ДИАГРАММА)
Описание: φ - Угол между направлением ветра направлением ВПП; u – скорость ветра; v – скорость составляющей ветра, перпендикулярной направлению ВПП; w - скорость встречной составляющей ветра. ПРИМЕР: (показано пунктирной линией) (1) Скорость ветра u = 13 м/с; (2) Угол φ = 20° (3) Точка пересечения определяет позицию (3). Линии, параллельные осям координат, проведенные от точки (3), определяют составляющие скорости ветра: (4) Встречная составляющая w = 12,2 м/с; (5) Боковая составляющая v = 4,5 м/с. ОСОБЫЕ СЛУЧАИ ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ (1) Переключатель топливных баков установить в положение «ВЫКЛЮЧЕНО»; (2) Дроссель - полностью ОТКРЫТЬ; (3) Выключить главный выключатель; (4) Включить огнетушитель (во время пожара в двигателе); (5) Выключить магнето (после остановки двигателя); (6) Установить скорость планирования 140 км/ч; (7) Если огонь погасить не удалось, необходимо применить скольжение влево и вправо или увеличить скорость планирования; (8) После того, как пожар был потушен, выполнить аварийную посадку. Предостережение: (1) После того, как пожар был потушен, двигатель не перезапускать. (2) Если пожар ликвидировать не удалось, а вынужденная посадка угрожает жизни летчика, - покинуть самолет с парашютом. (3) Пункты 1-8 справедливы и в тех случаях, когда высота полета не позволяет покинуть самолет с парашютом или когда самолет не оборудован парашютами. 3.2. ВЫНУЖДЕННОЕ ПОКИДАНИЕ САМОЛЕТА С ПАРАШЮТОМ: Предостережение: (1) При аварийном сбросе фонаря, замок фонаря НЕ ОТКРЫВАТЬ. (2) При аварийном покидании необходимо избегать случайных действий с управлением самолета, например, удара ногой по ручке управления. 3.2.1. Вынужденное покидание самолета с левого кресла через левый борт: (1) Выбрать направление полета в сторону безлюдной местности; (2) Оттриммировать самолет; (3) Выключить магнето; (4) Переключатель топливных баков установить в положение «ВЫКЛЮЧЕНО»; (5) Выключить главный выключатель; (6) Произвести аварийный сброс фонаря, переместив рычаг аварийного сброса фонаря назад; замок фонаря НЕ ОТКРЫВАТЬ; (7) Для сброса – толкнуть фонарь рукой; (8) Наушники выбросить из кабины; (9) Расстегнуть привязные ремни и отбросить плечевые ремни назад через плечи; (10) Протянуть левую руку вниз и назад из кабины, поворачивая корпус налево, опереться рукой на крыло. (11) Перегнуться через левый борт кабины, опереться правой рукой на крыло и поставить правую согнутую ногу на крыло. (12) Оттолкнуться от самолета под углом мин. 30° к продольной оси самолета с помощью рук и левой ноги. Примечание: (1) Пункты (1) - (5) могут быть опущены, если времени не достаточно. (2) В зависимости от фактической ситуации и условий, пилот может принять другое решение. 3.2.2. Вынужденное покидание самолета с левого кресла через правый борт: (1) Выбрать направление полета в сторону безлюдной местности; (2) Оттриммировать самолет; (3) Выключить магнето; (4) Переключатель топливных баков установить в положение «ВЫКЛЮЧЕНО»; (5) Выключить главный выключатель; (6) Произвести аварийный сброс фонаря, переместив рычаг аварийного сброса фонаря назад; замок фонаря НЕ ОТКРЫВАТЬ; (7) Для сброса – толкнуть фонарь рукой; (8) Наушники выбросить из кабины; (9) Расстегнуть привязные ремни и отбросить плечевые ремни назад через плечи; (10) Повернуть корпус направо, встать правым коленом на правое сиденье держась руками за правый край фонаря. (11) Опереться руками и левой ногой на крыло. (12) Оттолкнуться от самолета под углом мин. 30° к продольной оси самолета с помощью рук и правой ноги. Предостережение: Этот способ покидания осуществим, если правое место не занято. Примечание: (1) Пункты (1) - (5) могут быть опущены, если времени не достаточно. (2) В зависимости от фактической ситуации и условий, пилот может принять другое решение.
3.2.3. Вынужденное покидание самолета с правого кресла: Процесс покидания самолета с правого кресла аналогичен процессу покидания самолета с левого кресла (пункты 3.2.1., 3.2.2.). Соответствующие действия выполнять в зеркальном отображении, относительно плоскости симметрии самолета.
3.2.4. Вынужденное покидание при штопоре: Процесс покидания самолета при штопоре аналогичен процессу покидания самолета согласно пунктам 3.2.1., 3.2.2. и 3.2.3. Подпункты (1), (2) упомянутые в пунктах 3.2.1 и 3.2.2. не выполнять, подпункты (3), (4) и (5) могут быть опущены, если времени не достаточно. 3.3. ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ В ПОЛКЕ ГЛАВНОГО ЛОНЖЕРОНА: (1) При падении давления азота в полке главного лонжерона ниже 150 кПа (1,5 кг/см2) необходимо произвести ПОСАДКУ на ближайшем аэродроме. (2) По возможности, не перегружать несущую конструкцию в полете. ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТОВ ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ (1) Подсоединить внешний источник питания (2) Переключатель топливных баков установить в положение 2.R (правая группа баков) (3) Положение РУД и регулятора качества смеси - согласно пункту 4.3.1. (4) Ручным насосом создать давление 20-30 кПа (0,2 - 0,3 кг/см2) (5) Топливным шприцем закачать топливо в соответствии с пунктом 4.3.1. (6) Провернуть винт вручную (только в случае запуска холодного двигателя) (7) Рычаг управления шагом винта установить в положение, соответствующее максимальным оборотам (min. угол) – полностью от себя (8) Включить нагнетатель (9) Убедиться, что пространство вращения винта свободна (10) Переключатель магнето установить в положение «1+2» (11) Нажать кнопку «Стартер» (12) Установить обороты двигателя - 1000 ОБОРОТОВ В МИНУТУ (рычагом управления двигателем) (13) Давление масла должно достигнуть min. 120 кПа (1,2 кг/см2) не более чем через 10 сек. (14) Отрегулировать качество смеси в соответствии с таблицей 4.3.2 (15) Отключить внешний источник питания. Предостережение: 1) В случае снижения температуры окружающего воздуха ниже +5°C, необходимо нагреть нижнюю часть маслобака с масляным клапаном во время подогрева двигателя горячим воздухом до запуска двигателя (см. Техническое руководство М. 337 AK). Температура горячего воздуха не должна превышать 120 °C. 1) Прогреть двигатель и масло при низких температурах окружающего воздуха (ниже -15°C). 2) Стартер приводится в действие через механизм нагнетателя. Если нагнетатель не включен, запустить мотор электрическим стартером невозможно. 3) Запуск двигателя: (A) во время запуска двигателя отключить радиостанцию от бортсети с помощью выключателя на щитке управления радиостанцией. (B) максимальное время запуска - 10 сек. (C) разрешается повторять запуск двигателя до 3 раз с интервалами 30 сек. (D) следующий запуск возможен после охлаждения стартера (спустя 10 минут). (E) после того как двигатель заработает, кнопка стартера должна быть немедленно отпущена. (F) после запуска двигателя следить за давлением масла; если давление 120 кПа (1,2 кг/см2) не достигнуто в течение 10 секунд, необходимо немедленно остановить двигатель и устранить дефект. Рекомендация: 1) Для запуска двигателя рекомендуется использовать сертифицированный внешний источник питания (для продления срока службы аккумулятора). 2) При использовании внешнего источника питания радиостанцию не включать. 3) При температурах окружающего воздуха ниже +5°C для облегчения запуска двигателя рекомендуется предварительный подогрев двигателя и масла. 4.3.1. Таблица для запуска двигателя
Примечание: * Положение рукоятки регулятора качества смеси (|) (на упоре) подходит для диапазона высот 0 - 800 м. по МСА. Установите рукоятку регулятора качества смеси для больших высот в соответствии с таблицей 4.3.2. 4.3.2. Регулирование состава смеси в зависимости от рабочего давления на высоте
ПРОГРЕВ ДВИГАТЕЛЯ (1) ОБОРОТЫ: (A) 1000 об/мин. – 2 - 5 мин. (в зависимости от температуры окружающего воздуха); (B) 1500 об/мин. в течение времени, необходимого для прогрева и опробования двигателя. (2) Проверка во время прогрева: (A) Проверить работу двигателя во всех положениях переключателя топливных баков (Левая группа баков. Правая группа баков. Левая и правая группы баков), После проверки установить переключатель в положение «Правая группа баков». (B) Проверить работу генератора и зарядку аккумулятора: На оборотах 1800 об/мин. красный индикатор ГЕНЕРАТОР не должен гореть, показания вольтамперметра: - напряжение 26-28V; - ток - зарядка или 0. (C) Проверить работу оборудования и приборов (авиагоризонт, радиостанция и т.д.). (3) Показания приборов, при которых можно проводить опробование двигателя на земле: Температура головок цилиндров - min. 120°C Температура масла - min. 25°C Давление масла - min. 350 кПа (3,5 кг/см2). Предостережение: (1) При низких температурах окружающего воздуха, прогрев двигателя проводить до достижения давления масла 350 - 400 кПа (3,5 - 4 кг/см2) и температуры масла 40 - 50°C. (2) При прогреве двигателя не использовать обороты, на которых двигатель работает грубо или с вибрацией. ПРОВЕРКА ДВИГАТЕЛЯ НА ЗЕМЛЕ (1) Ручка управления – руль высоты в нейтральном положении (2) Ручка регулятора качества смеси - в соответствии с таблицей 4.3.2 (3) Проверить работу регулятора оборотов двигателя: (A) Наддув 90 кПа (0,92 атм.) (В) Рычаг управления шагом винта 2-3 раза переместить из одного крайнего положения в другое (минимальный и максимальный шаг воздушного винта) (4) Эксплуатационные параметры работы двигателя приведены в таблице:
Предостережение: 1) Опробование двигателя на земле производить, развернув самолет против ветра. 2) Не проводить опробование двигателя на покрытии с песком и камнями (поднятые винтом, они могут повредить его переднюю кромку) 3) Во время опробования двигателя под основными колесами должны находиться колодки. 4) Проверку зажигания проводить при выключенном нагнетателе. 5) Температура масла и головок цилиндров не должна превышать значений, приведенных в пункте 2.7. Обратите внимание: Значения давления наддува даны для высоты 0 м ПО МЕЖДУНАРОДНОЙ СТАНДАРТНОЙ АТМОСФЕРЕ. РУЛЕНИЕ (1) Стояночный тормоз: (A) рукоятка стояночного тормоза – освободить; (B) дважды нажать носками ног на педали тормоза. (2) Перед началом руления проверить работоспособность тормозов. (3) Рычаг управления шагом винта – полностью от себя (малый шаг). Предостережение: (1) Руление осуществлять только с убранными закрылками. (2) Если преобразователь сразу не был включен, при рулении авиагоризонт должен быть заарретирован. Обратите внимание: (1) Скорость руления выбирается в зависимости от состояния грунта, скорости и направления ветра. (2) Руление осуществляется с помощью руля направления, для поворотов с малым радиусом пользуются тормозами. 4.7. ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ ПРОВЕРИТЬ: (1) Ручка управления и педали – свобода перемещений; (2) Триммер – нейтрально; (3) Закрылка – взлетное положение; (4) Топливо – переключатель топливных баков в положении «2.R»; – количество топлива; (5) АЗС и выключатели – включены; (6) Давления азота в полке основного лонжерона - min. 150 кПа (1,5 кг/см2); (7) Нагнетатель – включен; (8) Рычаг управления шагом винта в положении, соответствующем max. оборотам (малый шаг) – полностью от себя; (9) Магнето – в положении «1 + 2»; (10) Главный выключатель - включен; (11) Смесь - в соответствии с таблицей 4.3.2; (12) Параметры работы двигателя (**); (13) Высотомер – откорректировать; (14) Привязные ремни – застегнуты; (15) Фонарь кабины - закрыт и законтрен; (16) Гирополукомпас, авиагоризонт – разарретированы. Примечание: (**) Проверка должна осуществляться на оборотах 1500 об/мин. НАБОР ВЫСОТЫ (1) Эксплуатационные параметры работы двигателя приведены в таблице:
Ограничение: (1) Температуры и давления - в соответствии с пунктом 2.7. (2) Смесь - в соответствии с таблицей 4.3.2 (3) Триммер – по ситуации. (4) Скорость в наборе высоты - в соответствии с таблицей:
(5) Переключатель топливных баков: после 5 мин. полета переключить в положение «L + R» (левая и правая группы баков). Предостережение: 1) Указанное давление наддува справедливо только для расчетных высот полета, выше расчетных высот полета давление наддува пропорционально снижается. 2) При наборе высоты выше расчетной необходимо поддерживать указанную скорость с максимальным наддувом. 3) При увеличении температуры головок цилиндров или температуры масла выше допустимой, скорость необходимо увеличить так, чтобы температуры оказались в указанных пределах, или прекратить набор высоты и охладить двигатель в горизонтальном полете. ПОЛЕТ ПО КРУГУ (1) Эксплуатационные параметры работы двигателя приведены в таблице:
Ограничение: Температуры и давления - в соответствии с пунктом 2.7. Предостережение: 1) Необходимо поддерживать давление наддува в соответствии с высотой полета. 2) При полете на большей высоте нагнетатель может использоваться для поддержания предписанного давления наддува. (2) Смесь: (A) до высоты 1500 м. (4920 футов) по МСА – смесь обедненная; (B) выше 1500 м. (4920 футов) по МСА – смесь обогащают по ситуации, то есть, приблизительно, один фиксированный поворот рукоятки высотного корректора влево к символу "+" на каждые 1000 м. высоты по МСА. Следить за показаниями указателя температуры головок цилиндров. (3) Триммер – по ситуации. (4) Переключатель топливных баков: для выравнивания количества топлива в баках можно установить переключатель в положение «1.L» (левая группа баков) или «2.R» (правая группа баков). Предостережение: В положении «1.L» (левая группа баков) при уменьшении топлива в этом баке менее 30 л, необходимо усилить внимание на координированное управление самолетом. Длительный полет с левым скольжением (шарик указателя разворота и крена перемещается из центра в левую сторону) может привести к ограничению подачи топлива, сопровождаемому перебоями в работе двигателя. В случае колебаний давления топлива или перебоях в работе двигателя необходимо установить переключатель в положение «2.R» (правая группа баков). СНИЖЕНИЕ (1) РУД – на малом газе; (2) Смесь – последовательно поворачивать к вертикальному положению – БЕДНАЯ; (3) Скорость (Vпр.) 150 - 200 км/ч (в зависимости от фактических условий); (4) Триммер - по ситуации; Предостережение: 1) При падении температуры головок цилиндров ниже 70°C, необходимо увеличить наддув, чтобы нагреть головки цилиндров. 2) Перед посадкой температура головок цилиндров должна быть не менее 100°C. ПЛАНИРОВАНИЕ (1) На планировании скорость (Vпр.) должна быть - 130 км/ч для категории A, U; 140 км/ч для категории N. (2) Закрылки – во ВЗЛЕТНОМ положении; (3) Триммер - по необходимости; (4) Переключатель топливных баков: в положении «2.R» (правая группа баков); (5) Нагнетатель – включен; (6) Рычаг управления шагом винта – в положении, соответствующем max. оборотам (малый шаг) – полностью от себя; (7) Смесь - в соответствии с таблицей 4.3.2. ПОСАДКА (1) Скорость планирования (Vпр.) должна быть - 130 км/ч для категории A, U; (2) Закрылки - во ВЗЛЕТНОМ или ПОСАДОЧНОМ положении (в зависимости от силы ветра и принятого пилотом решения); (3) Триммер - по ситуации; (4) Выравнивание: a) Высота начала выравнивания равна 7 м над ВПП; b) Заканчивают выравнивание на высоте 1 м над ВПП; (5) Выдерживание – плавно добирать ручку управления на себя для уменьшения воздушной скорости; (6) Приземление - плавно добрать ручку управления на себя, чтобы посадка произошла на основные колеса. Касание носового колеса происходит на скорости max. 80 - 90 км/ч (Vпр.); (7) Пробег: a) Ручка управления – в нейтральном положении; b) Чтобы сократить пробег после посадки на скорости менее 100 км/ч (Vпр.) могут применяться тормоза; c) При окончании пробега закрылки поставить в убранное положение. Примечание: При окончании пробега по ВПП с твердым покрытием взять ручку управления на себя. Максимальная вертикальная скорость приземления 2,7 м/с. ОСТАНОВКА ДВИГАТЕЛЯ (1) Температура – охладить двигатель до температуры головок цилиндров ниже 140°C; (2) РУД – на малом газе; (3) Радиостанция – выключить; (4) Магнето - выключить (в положении "0"). (5) Главный выключатель - выключить; (6) АЗС и выключатели – выключить. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ (1) РУД – полный газ; (2) Рычаг управления шагом винта – малый шаг; (3) Нагнетатель – включен; (4) Триммер - как требуется для скорости 120 км/ч (Vпр.); (5) После достижения скорости 120 км/ч (Vпр.) перевести самолет в набор высоты; (6) Закрылки: (A) на скорости 120 км/ч (Vпр.) – взлетное положение; (B) на скорости 130 км/ч (Vпр.) – убраны; (7) Произвести повторный заход на посадку. НОЧНЫЕ ПОЛЕТЫ (1) При посадке в кабину самолета включить ОСВЕЩЕНИЕ КАБИНЫ. (2) Включить главный выключатель и аккумулятор; (3) После включения ОСВЕЩЕНИЯ включаются аэронавигационные огни и могут быть включены подсветка приборной доски, лампа для чтения полетной карты, посадочная и рулежная фары. Примечание: (1) Включение и регулировка интенсивности подсветки приборной доски осуществляется при помощи регуляторов освещенности, расположенных на панели под приборной доской. (2) Включение и регулировка интенсивности лампы для чтения полетной карты осуществляется при помощи ручки управления, расположенной на лампе. (3) Выключатели рулежной и посадочной фар также расположены на панели под приборной доской между сидениями. (4) Подсветка приборной доски, проблесковый маяк и рулежная фара должны быть включены перед рулением. (5) После взлета рулежную фару выключают. (6) Включите рулежную и посадочную фары перед посадкой. (7) Выключите посадочную фару после посадки. Предостережение: Во время руления посадочная фара должна быть выключена (во избежание перегревания и деформации блистера).
УПРАВЛЕНИЕ АВИАГОРИЗОНТОМ
4.21.1. Общие положения: (1) Авиагоризонт приводится в действие арретиром и ручкой установки символа самолета. (2) Арретир расположен в правом углу прибора и помечен символом A. При вытягивании арретира, прибор разблокирован (красный диск убирается), при утапливании - прибор зафиксирован (красный диск появляется). (3) Поворотом ручки в левом нижнем углу прибора, положение символа самолета корректируется в диапазоне +11,5° (вверх) -5,5° (вниз) согласно режиму полета. (4) Светящийся индикатор авиагоризонта показывает достижение рабочих оборотов авиагоризонта и также служит для проверки гирополукомпаса.
4.21.2. Управление и эксплуатация: (1) Перед включением авиагоризонта, главный выключатель и АЗС «Аккумулятор», «Генератор» (во время работы двигателя) и «Приборы» должны быть включены. (2) Прибор приводится в действие включением преобразователя; при включении прибор должен быть заарретирован (арретир утоплен, красный диск виден). (3) Прибор может быть разарретирован после раскрутки гироскопа, о чем сообщает светящийся индикатор в щели сферы авиагоризонта (приблизительно через 1 мин. после включения). Предостережение: 1) Перед выключением прибор должен быть заарретирован. Только после этого преобразователь может быть выключен. Разарретированный прибор может быть поврежден во время выбега гироскопа. Прибор может быть заарретирован в любом положении. 2) При рулении, запуске и приземлении прибор может быть разарретирован, если гироскоп раскручен. 3) При необходимости прибор может быть разарретирован через 25 сек. после включения. Однако, он работает точно только после загорания светящегося индикатора. 4) Авиагоризонт работает при выполнении пилотажа, однако при выполнении штопора его показания не надежны. УПРАВЛЕНИЕ ГИРОПОЛУКОМПАСОМ 4.22.1. Общие положения: Гирополукомпас управляется ручкой, расположенной на приборе в правом нижнем углу на месте крепежного винта. Управление простым указателем осуществляется посредством вращения кнопки в нажатом положении, в то время как прибор зафиксирован. Выдвигая кнопку, прибор разблокируют, и при вращении кнопки в выдвинутом положении, перемещается двойной указатель. 4.22.2. Управление и эксплуатация: (1) Перед включением курсового гироскопа, помимо главного выключателя, АЗС «Аккумулятор», «Генератор» (во время работы двигателя) и «Приборы» должны быть включены. (2) Гирополукомпас приводится в действие включением преобразователя. Во время включения прибор должен быть заблокирован – кнопка нажата. (3) Настройка курсового гироскопа выполняется согласно магнитному компасу. Кнопка нажата - простой указатель управляется ее вращением. (4) Прибор разарретируется выдвижением кнопки. Двойной указатель, посредством которого устанавливается курс, управляется поворотом кнопки в этом (выдвинутом) положении. (5) При сохранении параллельности обоих указателей, полет осуществляется с выбранным курсом. Предостережение: 1) Гирополукомпас может быть разарретирован самое раннее через 10 мин. после включения. 2) Во время взлета, посадки, руления и при выполнении пилотажа прибор должен быть заарретирован, если гироскоп не раскручен. 3) Настройка направленного гироскопа согласно компасу выполняется с интервалом 15 мин. ПИЛОТАЖ 4.23.1. Самолет Z 142 одобрен для выполнения фигур пилотажа, указанных в 4.23.2. Фигуры пилотажа разрешается выполнять в произвольной последовательности и различных комбинациях в самостоятельном полете или со вторым пилотом, при условии, что соблюдаются все ограничения, указанные в разделе 2 пункт 2.15.1. 4.23.3. Предполетная подготовка (1) Лишние предметы - удалить все лишние предметы из кабины. (2) Аккумулятор - проверить отсутствие свободного электролита. (3) Самостоятельный полет: (A) Убрать подушку или парашют со свободного сиденья; (B) Завязать привязные ремни на свободном сидении. (4) Вес и балансировку проверить согласно разделу 6. (5) Дополнительные топливные баки в законцовках крыла не должны быть заполнены. 4.23.4. Действия летчика в полете перед выполнением фигур пилотажа: (1) Управление – проверить работоспособность и оттриммировать (нейтрально). (2) Переключатель топливных баков – установить в положение «1.L» (левый бак). (3) Нагнетатель - включен или выключен (согласно принятому решению). (4) Рычаг управления шагом винта - 2750 об./мин. (нагнетатель выключен) или 2600 об./мин. (нагнетатель включен). (5) Смесь - бедная до высоты 1500 м. по МСА (выше 1500 м. смесь обогащают). (6) Закрылки – убраны. (7) Фонарь кабины - закрыт и законтрен. (8) Проверка приборов: (A) приборы контроля двигателя - показания в допустимых пределах (зеленая дуга); (B) давление в полке основного лонжерона - min. 150 кПа (1,5 кг/см2); (C) акселерометр - на "0" (если он установлен). (9) Привязные ремни – застегнуты и затянуты. (10) Высотомер - безопасная высота. (11) Осмотреть воздушное пространство – выполнить разворот на 360°. 4.23.5. Во время выполнения пилотажа (1) не превышать ограничений по двигателю, скоростям, перегрузке, маневрированию и т.д. в соответствии с пунктом 2.15.1. Предостережение: (A) разрешается работа двигателя с максимальными оборотами 2750 об./мин. в течение не более 5 мин. (нагнетатель - выключен). (B) разрешается включать нагнетатель только на максимальном непрерывном режиме работы двигателя при давлении наддува 100 кПа (1,02 атм.) и оборотах 2600 об./мин. (C) переход двигателя от режима малого газа до максимального должен быть выполнен медленно и плавно (мин. за 2 секунды.). (2) При выполнении пилотажа, необходимо выбрать высоту ввода в фигуру так, чтобы вывести самолет в горизонтальный полет на безопасной высоте после любой фигуры в соответствии с квалификацией летчика и правилами, установленными авиационными властями. ФИГУРЫ ПИЛОТАЖА Методические карты полета и фигур пилотажа на самолете Z 142 приведены ниже. Скорости даются в Vпр. и справедливы для категорий А и U. Скорости для (1) Вираж с креном 45° (2) Разворот с набором высоты (3) Скольжение (4) Пикирование (5) Штопор (6) Петля Нестерова (7) Бочка (8) Полупетля (9) Переворот (10) Поворот на горке (11) Перевернутый полет (12) Обратный вираж (13) Обратная петля из перевернутого полета (14) Обратная петля из нормального полета (15) Перевернутый штопор Вираж
Боевой разворот
Скольжение
Пикирование
Штопор
Петля Нестерова
Бочка
Переворот
Поворот на горке
Перевернутый полет
Обратный вираж
Обратный штопор
ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ Заявленные рабочие показатели относятся к самолету Z 142, с исправным стандартным оборудованием, двигателем М 337 AK и винтом V 500, при обычной технике пилотирования в спокойных атмосферных условиях. Описание: A - Акробатическая категория - 970 кг U - Сервисная категория - 1020 кг N - Нормальная Категория - 1090 кг
5.9. КРЕЙСЕРСКИЕ СКОРОСТИ: - Высота: 500 м. по МСА - Закрылки убраны - Нагнетатель включен
ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА Параметры, как в пункте 5.9.
Примечание: (1) Продолжительность полета определена для горизонтального полета: - для категорий A, и U без топлива в концевых топливных баках; - для категории N с топливом в концевых топливных баках. (2) Топливо, требуемое для наземной эксплуатации, взлета, набора высоты, планирования, и ухода на второй круг вычтено из полного количества топлива. ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА
Обратите внимание: Дальность полета определена для горизонтального полета: - для категорий A, и U без топлива в концевых топливных баках; - для категории N с топливом в концевых топливных баках. СКОРОСТИ СВАЛИВАНИЯ
Условия: - Режим работы двигателя – малый газ Примечание: Данные скорости справедливы во всем диапазоне рабочих высот.
ТАБЛИЦА ПОПРАВОК ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ 5.14.1. Поправки справедливы для: (1) Нормального полета; (2) Перевернутого полета (нижняя часть диаграммы); (3) Категорий A, U, N; (4) Всех положений закрылков; (5) Всего диапазона рабочих высот полета. 5.14.2. Диаграмма для определения поправок воздушной скорости:
5.14.3. Пользование диаграммой (пример обозначен пунктирной линией): (1) Провести вертикальную линию от определенной скорости (Vпр.) (например, скорость (Vпр.) = 240 км/ч). (2) От точки пересечения вертикальной линии с кривой поправок воздушной скорости для соответствующей категории, проводится горизонтальная линия к оси ординат диаграммы, по которой определяется поправка воздушной скорости δVA (δVA = -10 км/ч). (3) CAS = Vпр. + δVA (CAS = 240 - 10 = 230 км/ч).
ВЕС И БАЛАНСИРОВКА ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ 6.1.1. Определения, обозначения и используемые единицы
G1: Вес передней части с подъемником (кг) G2: Вес хвостовой части с подъемником (кг) G3: Сумма G1 + G2 (кг) G4: Вес переднего подъемника (кг) G5 Вес хвостового подъемника (кг) G6 Сумма G4 + G5 (кг) G Сухой вес = G3 - G6 (кг) L Расстояние между центрами подъемников (м) S Статический момент S = G·Хт (кгм) bСАХ: Длина средней аэродинамической хорды = 1,460 (м) XT: Плечо центра тяжести (измерено от плоскости отсчета) (м) Плоскость отсчета совпадает с плоскостью противопожарной перегородки (то есть, это вертикаль в горизонтальном положении самолета). Взвешивание самолета - проводится с целью определения веса и статического момента. Самолет взвешивается в горизонтальном положении. Это положение поддерживается двумя подъемниками, помещенными под первым шпангоутом фюзеляжа и хвостовой опорой. Горизонтальное положение самолета – определяется нивелированием точек № 2-3 на обшивке фюзеляжа.
6.1.2. Формулы вычисления: (1) Сухой вес (кг)
(2) Плечо центра тяжести (измерено от нулевого шпангоута) (м)
(3) Статический момент (кгм)
(4) Положение центра тяжести (% САХ)
Предостережение: В последующих пунктах этого раздела используется обозначение "M" (вес - масса), кг БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Далее приведен список весов (M), расстояний (X) и статических моментов (S) наиболее важного для самолета Z 142 стандартного и поставляемого по специальному заказу оборудования. Обозначения: (1) Дополнительное оборудование - поставленное по желанию клиентов. (2) Только для работы на самолетах нормальной (N) категории.
ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА 6.4.1. Максимально допустимая полезная нагрузка Акробатическая категория (A):............... 240 кг; Многоцелевая категория (U):.................. 290 кг; Нормальная категория (N):..................... 360 кг. Предостережение: (1) Вышеупомянутая допустимая полезная нагрузка справедлива только для самолета со стандартным оборудованием. (2) Если на самолет установлено дополнительное оборудование, поставляемое по специальному заказу, необходимо уменьшить допустимую полезную нагрузку во избежание превышения весовых ограничений, описанных в разделе 2 - пункт 2.3. 6.4.2. Список составляющих максимально допустимой полезной нагрузки Ниже приведен список весов (Mu), расстояний (X) и статических моментов (Su) составляющих максимально допустимой полезной нагрузки для самолета со стандартным оборудованием.
Предостережение: (1) Максимально допустимая полезная нагрузка указана с учетом кресел пилотов оборудованных: - парашютами в категории A, U, - наспинными подушками без парашютов в категории N. (2) (А) Багаж может транспортироваться в багажном отделении только в категории N. (B) Багаж должен быть закреплен от смещения ремнем. (C) Багаж весом более 15 кг должен быть пристегнут по крайней мере двумя ремнями. (3) Максимально допустимая полезная нагрузка должна соответствовать пункту 6.4.1 при соблюдении весовых ограничений, описанных в разделе 2 - пункт 2.3. ПРИМЕР ПРОВЕРКИ ВЕСА, ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ И ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ Условия: Категория: Акробатическая (A) Экипаж: 2 человека - 150 кг (включая парашюты) Положение кресел: крайнее переднее Топливо: основные баки – 120л Баки законцовки крыла: 0л (без топлива) Масло: 9л Багаж: 0 (не должен находиться в самолете категории A, U) 6.8.1. Вес и статический момент пустого самолета Следующие значения даны на основании Протокола взвешивания, таблички в самолете или, повторного взвешивания: (1) Сухой вес: М = 715 кг (2) Статических момент пустого самолета (для акробатической категории) S = M·XT = 715 кг · 0,556 м. = 397,75 кгм (приблизительно 398 кгм). Обратите внимание: Вышеупомянутые значения определены в пункте 6.7.1. 6.8.2. Фактическая полезная нагрузка и статические моменты Согласно диаграмме №1 - пункт 6.9, соответствующие статические моменты определяются в зависимости от фактической полезной нагрузки следующим образом (показано пунктирной линией):
6.8.3. Взлетная масса и полный статический момент Взлетная масса и полный статический момент определяются суммированием значений (весов и статических моментов) пустого самолета и полезной нагрузки как показано в следующей таблице:
6.8.4. Определение положения центра тяжести На основании числовых значений, определенных в соответствии с пунктом 6.8.3, следующие точки должны быть отмечены на диаграмме №2 пункт 6.10: Точка А - находится на вертикальной оси и соответствует взлетной массе: ML = 959 кг. Точка В - находится на горизонтальной оси и соответствует полному статическому моменту: SV = 582 кгм. Точка С - является точкой пересечения горизонтальной линии полных статических моментов SV проведенной от точки B, с вертикальной линией взлетной массы M (пунктирная линия). Точка С определяет фактическое положение центра тяжести для данного примера. 6.8.5. Заключение Точка C попадает в область допустимых положений центра тяжести и веса для акробатической категории. Самолет годен к полетам. ДОПОЛНЕНИЯ ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ Этот раздел содержит необходимую информацию, эксплуатационные ограничения и процедуры, относящиеся к самолету Z 142, поставляемому изготовителем с соответствующим дополнительным оборудованием. ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ Эксплуатационные ограничения и процедуры, описанные в разделе 7, относятся к самолету Z 142 с соответствующим дополнительным оборудованием. Дополнение №1 - БУКСИРОВКА ПЛАНЕРОВ Это дополнение содержит данные о буксировке планеров и дополняет следующие разделы Руководства по летной эксплуатации: Раздел 1 – ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ Z 142 самолет одобрен для буксировки планеров. Рычаг расцепки буксировочного устройства расположен на центральном пульте между сиденьями. Раздел 2 - ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ При выполнении буксировки планеров одобрены: (1) Максимально допустимый взлетный вес планера 500 кг (2) Максимально допустимый взлетный вес самолета 1020 кг (3) Z 142 оборудован: (A) буксировочным устройством одобренного типа; (B) зеркалом заднего вида (4) Максимально допустимые нагрузки на буксировочный фал - 4900 Н (500 kp). Предостережение: (1) При выполнении буксировки планеров, в соответствии с разделом 2, должны соблюдаться ограничения для самолетов НОРМАЛЬНОЙ категории (N). (2) Если предел прочности буксировочного фала превышает 4900 Н (500 kp), то на нем должна быть расположена предохранительная муфта, значение предела прочности которой составляет 4900 Н (500 kp). Раздел 4 – ОСНОВНЫЕ ДЕЙСТВИЯ (1) Взлет - согласно пункту 4.8 (2) Набор высоты - согласно пункту 4.9. (3) Скорость в наборе высоты - 110-130 км/ч. (4) Крейсерская скорость - в соответствии с ограничениями по планеру. (5) Снижение - после отцепки планера, согласно пункту 4.11 (6) Перед посадкой - на безопасной высоте сбросить буксировочный фал в отмеченное место. (7) Заход и посадка - согласно пунктам 4.12, 4.13. Рекомендация: (1) Выбрать скорость набора высоты и снижения в соответствии с типом планера. (2) Набор высоты может быть выполнен с закрылками, установленными во взлетное положение, или убранными. РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА Z -142
|
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Последнее изменение этой страницы: 2019-04-10; Просмотров: 348; Нарушение авторского права страницы
U МНОГОЦЕЛЕВАЯ категория
N НОРМАЛЬНАЯ категория
: Положение центра тяжести (% САХ) 
