Авиационная техника

                        АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА

                                # 89

----------------------------------------------------------------------



Aero Vodochody Narodni Podnik (Чехословакия)

L-39 Albatros

Учебно-тренировочный самолет

В 1963 г. в МНО ЧССР был сформулированы тактико-технические 
требования к реактивному учебно-тренировочному самолету, 
получившему обозначение L-39. Самолет был создан в конструкторском 
бюро фирмы Aero под руководством главного конструктора Яна Влчека 
(Jan Vlcek). В 1965 г. – модель «самолета 3» в масштабе 1:5 для 
продувок в аэродинамической трубе, после которых доработкам 
подверглись крыло и воздухозаборники. В 1967 г. государственная 
комиссия приняла макеты кабины и передней части фюзеляжа.

Сборка второго опытного образца X-02 (регистрационный номер 
ОК-32) была завершена в январе 1968 г. Первые пробные рулежки 
и подлеты были начаты 28 октября 1968 г. на заводском аэродроме 
в Водоходах. Первый полет состоялся 4 ноября 1968 г. (летчик 
Рудольф Духон, продолжительность полета 35 мин.). В летных 
испытаниях этого образца общей продолжительностью 10 часов 
51 мин. участвовали летчики Р.Духон, Ю.Кунц и А.Освальд. Первый 
образец (X-01) использовался для статических испытаний. Всего 
с 1967 г. по 1977 г. было построено девять летных экземпляров и 
два планера для прочностных и наземных испытаний.

10 предсерийных образцов поступили на эксплуатационные испытания 
в 1971 г. Начало серийного производства - в 1973 г. Агрегаты и 
системы изготавливались на заводах «Технометра» (Прага), «Тесла» 
(Братислава), «МикроТехна» (Прага), «Електросигнал» (Прага), 
«Йиглован» (Йиглава), «Мезит» (Угорски-Градиешти), окончательная 
сборка осуществлялась на Среднечешском заводе в Водоходах. 
Самолет был принят в качестве основного учебно-тренировочного 
самолета в ВВС стран-участниц Варшавского договора. В 1973 г. 
L-39 был принят на вооружение ВВС Чехословакии и СССР.

L-39 Albatros получил Золотую медаль на 15-й Международной 
машиностроительной ярмарке в Брно в 1973 г. и в Липске в 1979 г. 
В 1977 г. он демонстрировался на 32-м Международном авиасалоне 
в Ле Бурже.

Состоит на вооружении 23 стран, в том числе Болгарии (35), 
Вьетнама (25), Румынии (21), Кубы (25), Афганистана, Алжира (40), 
Бангладеш (8), Гвинеи, Египта (46), Индонезии, Ирака (50), 
Йемена (12), Камбоджи (5), КНДР (12), Сирии (70), Туниса (12), 
Уганды (3), Эфиопии (15), Чехии, Словакии, Германии, Венгрии (19), 
Ирака, России.

Всего до 1998 г. было выпущено более 2900 самолетов L-39 Albatros.


Опытные образцы и модификации:
X-02 - первый летный образец.

X-03 - второй летный экземпляр; первый полет – 4 апреля 1969 г. 
На этой машине испытывались новые катапультные кресла ВС-1БРИ. 
После выработки ресурса X-03 использовался в качестве наземного 
макета для отработки пушечной установки для модификации L-39ZA.

X-04 - экземпляр для прочностных и статических испытаний, 
проводившихся в 1970-71 гг.

X-05 - третий летный прототип, имел доработанные воздухозаборники, 
первый полет состоялся 23 сентября 1969 г. С 1 февраля 1971 г. он 
участвовал в эксплуатационных испытаниях МНО ЧССР, а в 1976 г. 
был передан в музей авиации Чехословакии в Кбели.

X-06 - первый полет 28 апреля 1970 г. В 1973 г. на этом экземпляре 
установили ТРДД АИ-25ТЛ, позднее использовался для отработки 
контрольной системы КЛ-39 при стрельбе и бомбометании.

X-07 - пятый летный образец, отличавшийся улучшенной 
аэродинамикой, установкой концевых топливных баков, увеличенной 
площадью рулей и элеронов, улучшенными взлетно-посадочными 
характеристиками. В 1973 г. X-07 прошел программу испытаний 
в НИИ ВВС СССР.

L-39C - базовый учебно-тренировочный вариант.

L-39V - одноместный самолет-буксировщик воздушных мишеней, 
оборудованный подфюзеляжной воздушной выдвижной турбиной L-03, 
которая приводила в действие лебедку. Применялась мишень КТ-04 
со специальной трехколесной тележкой. Отработка системы 
производилась на прототипе X-08 (№3908) с июня 1972 г. по 1974 г. 
Было построено боле 45 экземпляров (7-й серии) для ВВС Чехословакии 
и Германии.

L-39ZO - двухместный учебно-боевой самолет, отличавшийся 
установкой четырех подкрыльевых пилонов. Начало разработки – 
в 1973 г. Опытные образцы X-09 (заводской №3909, регистрационный 
номер OK-186, позднее на нем установили пушку ГШ-23) и X-10 
(регистрационный номер OK-188, имел усиленное шасси с новыми 
пневматиками 610х215 мм и 430х150 мм) поднялись в воздух 
25 июня 1975 г. и 29 марта 1976 г. соответственно. В серии строился 
без пушки и с прежним шасси, поставлялся ВВС Чехословакии, ГДР, 
Болгарии, Венгрии (19), Румынии, Ирака (50), Сирии (40), Ливии, 
Нигерии, Уганды, Эфиопии (15).

L-39ZA - основная учебно-боевая модификация, вооруженная 
пушкой ГШ-23 и оборудованная 4-мя пилонами внешней подвески 
и усиленным шасси. Состояли на вооружении Чехословакии, ГДР, 
Болгарии, Румынии, Сирии (30), Алжира (32), Бангладеш (8), Нигерии, 
Уганды (3).

L-39D - одноместный штурмовик, серийно не строился.


Экипаж: 2 чел.

Конструкция самолета.
Свободнонесущий моноплан нормальной аэродинамической схемы, 
цельнометаллической конструкции.

Крыло - низкорасположенное, двухлонжеронной конструкции. Профиль 
крыла NACA 64A012mod.5. Угол поперечного V крыла 2 град. 30’. Угол 
установки крыла 2 град. Угол стреловидности крыла по линии 1/4 хорд 
1 град. 45’. Механизация крыла - односекционные двухщелевые закрылки 
с гидравлическим прводом; угол отклонения закрылков на взлете 
25 град., на посадке 44 град. Элероны с осевой аэродинамической 
компенсацией, с триммерами. Углы отклонения элеронов ± 17 град. 
На концах крыла установлены топливные баки.

Фюзеляж типа полумонокок, овального сечения, состоял из двух 
частей с плоскостью разъема позади отсека двигателя. Передняя 
часть состояла из трех частей: носового отсека (РЭО, 
электрооборудование, носовая ниша шасси), средней части (кабина 
экипажа с расположением кресел в тандем, закабинный отсек 
оборудования, фюзеляжный топливный бак) и отсека двигателя. 
На хвостовой части фюзеляжа монтировались реактивное сопло, 
хвостовое оперение и воздушные тормоза.

Хвостовое оперение - однокилевое, с низкорасположенным 
стабилизатором. Киль и стабилизатор двухлонжеронные, с гладкой 
дюралевой обшивкой. Все рули имеют осевую аэродинамическую 
компенсацию и триммеры. Перед рулями высоты установлены 
турбулизаторы.

Шасси - трехопорное, с передней управляемой стойкой. Основные 
стойки полурычажного типа, с одинарными тормозными колесами 
610 х 215 мм (давление в пневматиках 5,88 бар), убираются 
в корневую часть крыла. Передняя стойка полурычажного типа, 
с одинарным колесом 450 х 165 мм (на ранних сериях - 430 х 150 мм, 
давление в пневматике 3,92 бар). Тормоза колес гидравлические 
дисковые, с автоматами торможения.

Системы и оборудование:
Система кондиционирования обеспечивает избыточное давление 
в гермокабине 0,27 бар и автоматически поддерживает температуру 
от 10 град. до 28 град.С при температуре за бортом от –55 град. 
до +45 град. 

Гидравлическая система состоит из двух связанных подсистем с 
рабочим давлением 147 бар. Основная гидросистема применялась 
для привода закрылков, воздушных тормозов, уборки-выпуска 
шасси, управления тормозами колес. Аварийная гидросистема 
имеет три гидроаккумулятора и используется при отказе основной 
системы.

Электрическая система (27/28 В) состоит из генератора (9 кВт, 
7500 JA) с приводом от двигателя, двух статических преобразователей 
(800 ВА, 115 В 400 Гц; на ранних сериях - один преобразователь 
1000 ВА), одного преобразователя трехфазного тока (50 ВА, 3 В 
400 Гц), 12-вольтовой аккумуляторной батареи SAM 28 и аварийного 
генератора с приводом от воздушной турбины V910.

Радиоэлектронное оборудование:
- УКВ радиостанция Tesla РТЛ-11 (100-150 МГц);
- начиная с 10-й серии УКВ/ДЦВ радиостанция Р-832М (вместо РТЛ-11);
- автоматический радиокомпас РКЛ-41 (150 – 1800 кГц);
- радиовысотомер РВ-5;
- приемник радиомаяка МРП-56П/С;
- система опознавания государственной принадлежности СРО-2.

Вооружение: 
L-39ZA - на внешних подкрыльевых узлах два блока УБ-16 по 
16 х 57-мм НАР С-5 каждый или 2 УР Р-3 класса «воздух-воздух»; 
или 8 х 130-мм НАР Р-130, контейнеры с 12-7-мм или 7,62-мм 
пулеметами или разведывательным оборудованием. 
Бомбовая нагрузка: на внешних пилонах – 2 х 250-кг бомбы, 
на внутренних пилонах – 2 х 500-кг бомбы. Под фюзеляжем 
возможна подвеска контейнера с 23-мм пушкой ГШ-23 (боекомплект 
150 снарядов). 


Силовая установка: 
опытные образцы - 1 х ТРДД Ивченко АИ-25В, максимальная тяга 
1470 кгс.
серийные самолеты - 1 х ТРДД Walter Titan (лицензионный вариант 
ТРДД Ивченко АИ-25ТЛ), максимальная тяга 16,87 кН.
Начиная с 13-й серии, с L-39 №0829, устанавливалась система 
защиты двигателя от перегрева с регулятором температуры РТ-12-9.

Топливо размещается в пяти фюзеляжных мягких баках общей 
емкостью 1055 л (за кабиной экипажа) и в двух 100-л баках 
на концах крыла. Максимальный запас топлива (с подкрыльевыми ПТБ) - 
1955 л.

(Приведены данные модификации L-39C)

Геометрические размеры:
Длина самолета – 12,32 м
Высота самолета – 4,72 м
Размах крыла – 9,46 м
Площадь крыла – 18,80 кв.м
Площадь элеронов (общая) – 1,23 кв.м
Площадь закрылков (общая) – 2,68 кв.м
Площадь воздушных тормозов (общая) – 0,50 кв.м
Размах стабилизатора – 4,40 м
Площадь стабилизатора – 3,93 кв.м
Площадь рулей высоты – 1,14 кв.м
Площадь киля – 2,77 кв.м
Площадь руля направления – 0,71 кв.м
Колея шасси – 2,44 м
База шасси – 4,39 м

Весовые данные:
Масса пустого самолета -  3330 кг
Масса топлива:
        в фюзеляжных баках – 824 кг
        в баках на концах крыла – 156 кг
        в ПТБ – 545 кг
Максимальная нагрузка на узлах внешней подвески – 1100 кг
Макс. взлетная масса:
        без подвесок (запас топлива 824 кг) – 4570 кг
        с 4 блоками НАР (запас топлива 980 кг) – 5270 кг
Макс. посадочная масса – 4500 кг

Летно-технические характеристики:
(при взлетной массе 4570 кг / 5270 кг)
 Максимально допустимое число М – 0,82
Максимально допустимая скорость полета 
при пикировании – 910 км/ч
Максимальная скорость полета:
H=0 – 700 км/ч
H=6000 м – 780 / 630 км/ч
Скорость сваливания:
        закрылки убраны – 180 км/ч
        закрылки отклонены на 25 град. – 165 км/ч
        закрылки отклонены на 44 град. – 155 км/ч
Макс. скороподъемность (H=0) – 1320 / 960 м/мин.
Практический потолок – 11500 / 9000 м
Макс. дальность полета:
        без подвесок, без ПТБ, резерв топлива 5% - 850 / 780 км
        с 2 х 350-л ПТБ, с подвесками – 1600 км
Продолжительность полета (H=5000 м):
        без ПТБ – 2 ч 0 мин.
        с ПТБ – 2 ч 30 мин.
Максимальная перегрузка:
        при полетной массе 4200 кг - +8g / -4g
        при полетной массе 4400 кг - +7,5g / -3,75g
        при полетной массе 4600 кг - +7g / -3,5g

Взлетно-посадочные характеристики:
Длина разбега (МСА, закрылки отклонены на 25 град.):
        при взлетной массе 4300 кг, бетонная ВПП – 480 м
        при взлетной массе 4300 кг, грунтовая ВПП – 630 м
        при взлетной массе 4570 кг – 500 м
        при взлетной массе 5270 кг – 800 м
Взлетная дистанция до высоты 25 м (при массе 4300 кг) – 630 м
Посадочная дистанция с высоты 25 м (при массе 4300 кг) – 1120 м
Длина пробега (МСА, закрылки отклонены на 44 град.):
        при посадочной массе 4100 кг – 620 м
        при посадочной массе 4300 кг – 690 м


Фотографии - http://www.aerotechnics.ru/aircraft.aspx?id=93


Вся реклама в данной рассылке вставляется автоматически сервисом subscribe.ru.

----------------------------------------------------------------------

Сайт рассылки - http://www.aerotechnics.ru

=================================================================