книги из ГПНТБ / Каюнов Н.Т. Самолет Л-29. Устройство, эксплуатация учеб. пособие
.pdf
С А М О Л Е Т Л-29
УСТРОЙСТВО, ЭКСПЛУАТАЦИЯ (Учебное пособие)
ИЗДАТЕЛЬСТВО ДОСААФ
М о с к в а — 1973
— - f ' |
|
|
Г о с . л»<5 =ЧЧНЙЯ |
* |
|
научно-«'.-*H.r-i: '-•»-;* |
t |
|
Э К З Е М П Л Я Р |
|
|
^ Т А Л Ь Н О Г О З А Л А | |
0 |
|
Настоящее учебное пособие предназначено для курсантов учебных авиационных организации ДОСААФ, обучающихся полетам на самолете
Л-29.
Впособии рассматриваются конструкции и действие основных узлов, агрегатов и систем са молета, а также дается краткое обоснование яв лений, протекающих в агрегатах и системах во время их работы. При описании конструкций раскрываются причины возникновения наиболее характерных неисправностей, рекомендуются спо собы их обнаружения и предупреждения в про цессе эксплуатации техники.
Материал изложен в соответствии с програм мами учебных авиационных организаций. Посо бие может быть также использовано летным и
инженерно-техническим составом авиации ДОСААФ.
Авторы учебного пособия — подполковникинженер Каюнов Н. Т. и подполковник-инженер Коровин И. П.
|
Г л а в а |
I. |
|
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА |
И ОСНОВНЫЕ |
ДАННЫЕ САМОЛЕТА |
|
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ Л-29 |
|||
Двухместный реактивный |
самолет |
Л-29 |
с двигателем М-701 |
предназначен для первоначального обучения технике пилотирова ния, а также элементам боевого применения (рис. 1).
Самолет имеет хорошие летные данные, отвечающие современ ным требованиям, удачную аэродинамическую компоновку, обла дает необходимой прочностью и эксплуатационной надежностью, оснащен высотным и кислородным оборудованием и средствами спасения экипажа при аварийных случаях. Авиационное и радио
электронное оборудование |
обеспечивает |
выполнение |
полетов в |
||
любых метеорологических условиях, в любое время суток. |
Экс |
||||
плуатационный запас прочности допускает выполнение |
всех |
ос |
|||
новных фигур простого, сложного и высшего пилотажа. |
Эксплуа |
||||
тация и техническое обслуживание самолета |
для |
достаточно |
|||
подготовленного личного состава особых трудностей не |
представ |
||||
ляет. |
|
|
|
|
|
По аэродинамической |
компоновке |
самолет |
Л-29 |
является |
|
монопланом со средним расположением крыла, имеющего в плане форму двух составленных трапеций. Крыло оснащено элеронами и выдвижными закрылками. Под крылом на специальных замках
подвешиваются два |
топливных |
бака |
емкостью |
по |
150 |
л ка |
|
ждый. |
|
|
|
|
|
|
|
Средняя часть крыла—центроплан — составляет с фюзеляжем |
|||||||
одно целое. Фюзеляж представляет собой тело вращения |
полу-> |
||||||
монококовой конструкции. В носовой части фюзеляжа |
располо |
||||||
жена герметическая |
двухместная |
кабина, |
обеспечивающая |
нор |
|||
мальные жизненные |
условия экипажу |
при |
полетах |
на |
больших |
||
высотах. Кабина оборудована катапультируемыми сиденьями, рас положенными одно за другим, которые обеспечивают экипажу по кидание самолета на больших скоростях полета.
Хвостовое оперение имеет форму буквы «Т». Горизонтальное оперение установлено «а верхней части киля. Угол установки стабилизатора изменяется автоматически в зависимости от поло жения закрылков.
Шасси — трехколесное, с носовым колесом, убирающееся в юлете. Основные стойки шасси убираются в центроплан в напра-
з
влении к фюзеляжу. Носовая стойка убирается в фюзеляж вперед по полету.
Управление самолетом двойное.
Самолет снабжен одним реактивным двигателем М-701 с од носторонним центробежным компрессором и одноступенчатой га зовой турбиной. Двигатель установлен в хвостовой части фюзе ляжа. Воздух к двигателю подводится по двум воздухозаборни кам, расположенным в центроплане и соединяющимся около дви гателя в один канал.
В фюзеляже за кабиной летчиков установлены два топливных бака.
Радиоэлектронное и авиационное оборудование самолета включает: УКВ радиостанцию РТЛ-11; автоматический радиоком-
|
Рис. 1. Самолет |
Л-29 |
|
|
|
||
пас АРК-9; маркерный |
радиоприемник МРП-56; радиовысотомер |
||||||
РВ-УМ; опознавательное |
устройство |
020; гироиндукционный |
ком |
||||
пас ГИК-1; |
гироскопический авиагоризонт |
АГД-1 |
и другие пи- |
||||
лотажно-навигационные |
приборы. |
|
|
|
|
|
|
Вооружение |
самолета |
состоит |
из |
прицела |
АСП-ЗНМУ, |
фото |
|
пулемета ФКП-2, оборудования |
для бомбометания |
и стрельбы |
|||||
ракетами. |
|
|
|
|
|
|
|
2.ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Ктехническим характеристикам самолета относятся геометри ческие, весовые и центровочные данные, прочностные характери стики, а также тяговые характеристики двигателя и некоторые другие данные.
|
|
Геометрические |
данные |
|
Длина |
самолета |
10,8 ж |
||
Высота |
самолета на стоянке |
3,1 ж |
||
Размах |
крыла |
10,3 |
ж |
|
Площадь |
крыла |
19,8 |
ж2 |
|
Удлинение |
крыла |
5,36 |
||
4
Сужение |
крыла |
|
|
|
0,518 |
|||
Угол стреловидности |
на |
25% хорды |
|
|||||
крыла: |
|
|
|
|
|
|
|
|
центроплана |
|
|
|
|
5° |
|||
консоли |
|
|
|
|
|
Г24' |
||
Угол поперечного V центроплана |
|
0° |
||||||
Угол поперечного V консоли |
|
-J- 3° |
||||||
Средняя |
аэродинамическая |
хорда |
|
|||||
(САХ) |
|
|
|
|
|
|
2,040 м |
|
Угол установки |
крыла |
относительно |
|
|||||
продольной |
оси самолета |
|
|
+ |
1,5° |
|||
Общая площадь элеронов |
|
|
|
1,502ж2 |
||||
Максимальное отклонение |
элеронов |
± |
15° |
|||||
Общая площадь закрылков |
|
|
2,77 ж2 |
|||||
Отклонение закрылков при взлете |
|
15° |
||||||
Отклонение |
закрылков |
при |
посадке |
|
30° |
|||
Общая площадь тормозных |
щитков |
|
0,532 м2 |
|||||
Максимальное |
отклонение |
тормозных |
|
|||||
щитков |
|
|
|
|
|
|
54° |
2,19 м2 |
Площадь |
стабилизатора |
|
|
|
||||
Отклонение |
стабилизатора: |
|
|
|
||||
при отклонении закрылков на 15°— Г55'±20' при отклонении закрылков на 30° — 3°55'±15'
при |
убранных |
закрылках |
— 0°15'± 5' |
||
Площадь руля высоты |
|
1,12 л 2 |
|||
Отклонение руля |
высоты: |
|
|||
|
вверх |
|
|
— 32° |
|
|
вниз: |
|
|
|
|
для |
самолетов |
до 8-й серии |
+ 2 0 ° |
||
для |
сам.олетов |
с 8-й серии |
+ 18° |
||
Отклонение триммера |
руля высоты: |
||||
вверх |
|
|
_ П ° ± Г |
||
вниз |
|
|
|
+ 20° ± 2° |
|
Угол |
стреловидности горизонтального |
||||
оперения на 25% хорды |
профиля |
9° |
|||
Общая |
площадь |
вертикального |
опе |
||
рения |
|
|
|
|
2,034 л 2 |
Площадь киля |
|
|
1,353 ж2 |
||
Площадь руля направления |
0,681 м2 |
||||
Угол |
стреловидности |
вертикального |
|||
оперения на 25% хорды профиля |
37,5° |
||||
Отклонение руля |
направления (в го |
||||
ризонтальной плоскости) |
± 25° ± Г |
||||
Стояночный угол самолета |
1°40' |
||||
Ширина колеи шасси |
|
3,435м |
|||
Продольная база шасси |
|
3,397 л* |
|||
Весовые и центровочные данные |
|
|
|||||
Вес пустого самолета |
|
|
2384 кг |
||||
Допустимый посадочный вес |
|
3300 |
кг |
||||
Максимально |
допустимый |
взлетный |
|
|
|||
вес |
|
|
|
|
3630 кг |
|
|
Максимальное |
количество |
топлива |
в баках |
(с |
подвесными) |
||
1300 л (1040 кг). |
|
|
|
|
|
|
|
Минимальное |
количество |
топлива |
в баках (при загорании сиг |
||||
нальной лампочки) — |
150 л |
(15%-ный |
остаток), |
или 120 кг. |
|||
Предельные эксплуатационные |
центровки |
самолета |
|
||||||||||||
Передняя |
(два летчика |
в передней |
и задней кабинах — 180 кг, |
||||||||||||
7%-ный запас топлива |
Т-1 — 72 л |
весом 58 кг, |
без подвесных ба |
||||||||||||
ков и бомб, шасси убрано) |
при весе |
2622 |
кг |
— 19,8° САХ; |
|
||||||||||
задняя |
(летчик |
только |
в передней |
кабине — 90 кг, полный за* |
|||||||||||
пас топлива Т-1 в фюзеляжных баках |
— 1000 л |
весом |
800 кг, две |
||||||||||||
бомбы, каждая весом 120 кг, шасси выпущено) |
при весе |
3514 кг— |
|||||||||||||
24,7% САХ. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
При любых вариантах загрузки самолета предельные эксплуа |
|||||||||||||||
тационные |
центровки |
не выходят |
за |
пределы |
допустимых (19,8% |
||||||||||
и 25,1% САХ). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
После |
катапультирования |
переднего летчика |
(аварийный |
слу |
|||||||||||
чай) крайняя |
задняя |
центровка |
составит 27,7% |
(шасси |
убрано) |
||||||||||
и 28,5% САХ (шасси выпущено). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
Центровка |
пустого |
самолета |
— 27,5% САХ. |
|
|
|
|
||||||||
Уборка |
шасси |
смещает |
центровку |
самолета |
вперед |
на 0,8% |
|||||||||
САХ. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
В таблице 1 приведены центровки |
и весовые |
характеристики |
|||||||||||||
для различных вариантов загрузки |
самолета. |
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Таблица I |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Вес (кг) |
|
|
|
Центровка, |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Х% САХ |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
Вариант |
|
Экипаж |
пустого |
эки |
обо |
топ |
полет |
шасси |
шасси |
||||||
|
|
|
|
||||||||||||
|
|
|
|
самоле |
пажа |
рудо |
лива |
ный |
убрано |
выпу |
|||||
|
|
|
|
|
та |
|
вания |
щено |
|||||||
Основной |
Летчик |
в пе |
|
2384 |
|
90 |
— |
120 |
2594 |
22,6 |
23,4 |
||||
редней кабине |
|
800 |
3274 |
23,4 |
24,2 |
||||||||||
|
|
|
|
|
|
||||||||||
Учебный |
Летчики в обе |
2384 |
180 |
— |
120 |
2684 |
21,2 |
22,0 |
|||||||
их |
кабинах |
|
800 |
3364 |
21,7 |
22,5 |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
6
|
|
|
|
|
|
Вес |
(кг) |
|
|
|
Центровка, |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Х% САХ |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
Вариант |
|
Экипаж |
пусто |
эки |
обо |
топ |
полет |
шасси |
шасси |
|||
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
го са |
пажа |
рудо |
лива |
ный |
убра |
выпу |
||
|
|
|
|
молета |
вания |
но |
щено |
|||||
|
|
|
|
|
2412 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(с |
уче |
|
|
|
|
|
|
|
Перелет |
Летчик в пе |
том ве |
|
|
|
|
|
|
|
|||
са |
под |
90 |
|
120 |
2622 |
22,5 |
23,3 |
|||||
ный (о под |
|
|
весных |
|
||||||||
|
|
|
1040 |
2542 |
23,4 |
24,2 |
||||||
редней кабине |
баков и |
|
|
|||||||||
весными |
|
|
пило |
• |
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
нов — |
|
|
|
|
|
|
|
|
топлив |
|
|
28 кг) |
|
|
|
|
|
|
|
||
ными |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
баками) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Летчики в обе |
|
2412 |
180 |
|
120 |
2712 |
20,7 |
21,5 |
||
|
|
их кабинах |
|
|
1040 |
3632 |
22,0 |
22,8 |
||||
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
Примечание. В числителях |
приведены данные, |
полученные |
при минималь |
||||||||
ном |
(15%-ном) |
остатке топлива, в знаменателях — |
при полной |
заправке |
топ |
|||||||
лива |
(1000 л) |
в |
основных топливных |
баках. |
|
|
|
|
|
|
||
Рис. 2. Расчетная схема для определения центровки
Данные для расчета |
центровок Л" при различных |
вариантах |
||||||||
загрузки приведены |
в таблице |
1 и на рис. 2. Расчет |
Л произ |
|||||||
водится по формулам: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
х |
_ |
|
Ш |
• XI |
|
|
|
(1) |
|
|
|
|
|
|
ui |
|
|
|
|
^ |
— |
R |
|
/ 0 |
= |
опт |
|
7 'о L |
A САХX |
(2) |
т |
|
Ж^Г |
10 |
|
Т О Г |
° |
- |
|||
|
|
|
|
|
- |
|
|
|
||
7
|
|
|
|
|
|
|
Таблица 2 |
|
|
Наименование |
нагрузки |
Вес |
Координата |
Момент |
|||
|
Gi, |
Xi, м |
Gi, |
Xi, |
||||
|
|
|
|
|
кг |
кГм |
||
Пустой |
самолет |
|
|
2384 |
0,562 |
1340 |
||
Летчик |
в |
передней кабине |
90 |
—2,123 |
— 191 |
|||
Летчик |
в |
задней |
кабине |
90 |
—0,761 |
— |
69 |
|
Топливо |
в |
основных |
баках (1000 л X |
|
|
|
|
|
0,8 кг/дм?) |
|
|
800 |
0,577 |
|
461 |
||
Топливо в подвесных баках (2X150 л) |
240 |
0,515 |
|
124 |
||||
Подвесные |
баки и |
пилоны |
28 |
0,575 |
|
16 |
||
15%-ный остаток топлива в основных |
|
|
|
|
||||
баках |
(150 л) |
|
|
120 |
0,697 |
|
84 |
|
|
О п р е д е л е н и я |
|
За полный вес принимают вес самолета |
перед взлетом. |
|
Максимально допустимым полетным весом называется вес са |
||
молета с увеличенной |
против нормальной нагрузкой. |
|
Нагрузкой принято называть вес экипажа и вес расходуемых |
||
в полете материалов |
(топлива, бомб, боеприпасов и т. д). |
|
Посадочным весом |
считается вес самолета при отсутствии бое |
|
комплекта и при наличии остатка топлива, |
равного 20% от пол |
|
ной емкости основных |
баков. |
|
Максимально допустимым посадочным весом считается вес, оп ределенный из условий прочности наиболее нагруженных элемен тов конструкции самолета в момент приземления.
Центровкой называется расстояние центра тяжести |
самолета |
до носка средней аэродинамической хорды, выраженное |
в про |
центах ее длины: |
|
Хп = ^-\00. |
(3) |
"сах |
|
3. ПРОЧНОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА |
|
Конструкция самолета Л-29 рассчитана по «Нормам прочности» 1947 г. и по дополнениям к «Нормам прочности» 1963 г. как са молета класса «А» (пилотажно-спортивный).
Прочность самолета обеспечивается в соответствии с ограниче ниями, приведенными в таблице 3.
8
|
|
|
|
|
|
|
|
Таблица 3 |
|
|
|
Параметры |
|
|
Без внешних |
С внешними |
|
|
|
|
|
|
подвесок |
подвесками |
||
|
|
|
|
|
|
|
||
Максимальная |
эксплуатационная |
перегрузка: |
|
|||||
положительная |
|
|
|
|
8 |
7 |
||
отрицательная |
|
|
|
|
4 |
3,5 |
||
Предельно |
допустимое число М |
по |
прибору |
для |
0,7 |
|||
высот более |
1500 м |
|
|
|
0,7 |
|||
Максимально |
допустимая |
скорость (приборная), |
|
|||||
км/час: |
|
|
|
|
|
|
|
|
пикирования |
(планирования) |
на |
высотах |
ниже |
|
|||
1500 м |
|
|
|
|
|
|
790 |
790 |
с закрылками, выпущенными во взлетное поло |
290 |
|||||||
жение |
|
|
|
|
|
|
290 |
|
с закрылками, выпущенными в посадочное |
по |
280 |
||||||
ложение |
|
|
|
|
|
|
280 |
|
с выпущенными |
шасси |
|
|
|
290 |
290 |
||
Максимально |
допустимая |
боковая |
составляющая |
|
||||
скорости |
ветра, при которой |
разрешается |
про |
12 |
||||
изводить |
взлет |
и посадку, |
м/сек |
|
12 |
|||
Перегрузка (коэффициент перегрузки) — безразмерная вели чина, показывающая, во сколько раз сумма всех сил (за исклю чением силы тяжести), действующих на самолет в криволинейном
полете, больше или меньше его веса в равномерном |
горизонталь |
|
ном полете. |
|
|
Перегрузка обычно оценивается коэффициентом перегрузки. |
||
Максимально допустимые перегрузки, действующие |
на самолет |
|
в процессе его летной эксплуатации, называются |
эксплуатацион |
|
ными перегрузками. В «Нормах прочности» под |
коэффициентом |
|
эксплуатационной перегрузки подразумевается максимально допу стимое в эксплуатации для данного класса самолета отношение подъемной силы самолета к его весу:
_ ^максдоп-
Эксплуатационные перегрузки не должны вызывать остаточных
деформаций |
элементов |
конструкции самолета. |
Нагрузка |
(перегрузка), при которой начинается разрушение |
|
каких-либо |
элементов |
конструкции самолета, называется расчет |
ной или разрушающей |
( л р ) . |
|
9