ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯДвигатель четырехтактный, воздушного охлаждения, бензиновый, со звездообразным расположением цилиндров и с карбюраторным смесеобразованием. 1. Порядок нумерации цилиндров – против часовой стрелки, если смотреть со стороны задней крышки, считая верхний цилиндр первым. 2. Диаметр цилиндра – 105 мм. 3. Рабочий объем всех цилиндров – 10,161 л. 4. Степень сжатия – 6,3±0,1. 5. Направление вращения винта (со стороны задней крышки) – левое. 6. Винт – В530ТА-Д35, изменяемого шага, тянущий.
РЕЖИМЫ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ
1. Время непрерывной работы двигателя в минутах: - на взлетном режиме - 5; - на максимально-допустимых оборотах – 1; - на остальных режимах - не ограничено. 2. Работа двигателя в перевернутом положении: - режим работы – номинальный; - продолжительность непрерывной работы – не более 2 минут; - общее время работы за ресурс – не более 18%; - повторный перевернутый полет – не менее чем через 3 минуты. 3. Максимально-допустимое число оборотов в минуту - 2950 (101%). 4. Время перехода (приемистость) от 700 об/мин (малый газ) до взлетного режима на неподвижном самолет – не более 3 сек. 5. Сорт топлива – бензин Б-91/115 ГОСТ 1012-72 с октановым числом не ниже 91. 6. Давление топлива перед карбюратором: - на рабочих режимах – 0,2-0,5 кг/см2; - на минимальном числе оборотов – не менее 0,15 кг/см2; 7. Сорт масла для летней и зимней эксплуатации – МС-20 или МК-22 ГОСТ 1013-49. 8. Удельный расход масла на 1 крейсерском режиме в течение первого ресурса – не более 8 г/л.с.ч. 9. Давление масла: - на рабочих режимах – 4-6 кг/см2; - на минимальном числе оборотов – 1 кг/см2. 10. Температура масла на входе в двигатель: - рекомендуемая – 50-65°; - минимально-допустимая - 40°; - максимальная при длительной работе двигателя, не более - 75°; - максимально-допустимая в течение не более 15 минут непрерывной работы, не более - 85°; 11. Температура головок цилиндров: - рекомендуемая – 140-190°; - минимально-допустимая для нормальной работы двигателя - 120°; - минимальная для длительной работы двигателя - 140°; - максимальная при длительной работы двигателя - 220°; - максимально-допустимая при взлете и наборе высоты не более 15 минут и не более 5% от ресурса - 240°; 12. Температура воздуха на входе в карбюратор – 10-45°. 13. Максимально-допустимое падение оборотов коленвала при переключении работы двигателя на одно магнето на номинальном 2 и крейсерском 1 (на легком винте) – 85 об/мин (3%); 14. Сухой вес двигателя – 214+2% кг. 15. Диаметр двигателя (по крышкам коробок клапанного механизма) - 985±3 мм. 16. Длина двигателя - 924±3 мм.
Руководство по летной эксплуатации самолета Як-52
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ САМОЛЕТА Як-52
1. УПРАВЛЕНИЕ Управление самолетом состоит из управления рулем высоты, элеронами, рулем направления и триммером руля высоты. Управление рулем высоты и элеронами осуществляется с помощью ручек управления, установленных в первой и второй кабинах на валу управления. Управление рулем высоты смешанного типа: жесткое — между шпангоутами 2 и 10 и гибкое (тросовое) — за шпангоутом 10 до сектора на руле высоты. Управление элеронами осуществляется с помощью ручек управления и жесткой проводки, состоящей из тяг и качалок. При отклонении ручек управления поворачивается качалка, жестко закрепленная на горизонтальном валу, а также тяги и качалки, установленные в крыле, которые передают усилие на качалки управления элеронами. На левой половине руля высоты установлен триммер, предназначенный для уменьшения нагрузок на ручки управления. В кабинах на левом борту установлены штурвалы управления. Проводка управления триммером смешанного типа: в фюзеляже — гибкая (тросовая), в руле высоты — жесткая. Управление рулем направления — тросовое, осуществляется с помощью ножных педалей. Педали параллелограммного типа установлены в первой и второй кабинах и могут регулироваться под рост летчика. Диапазон регулировки: вперед — 40 мм, назад — 60 мм. Проводка управления рулем направления состоит из восьми тросов, заделанных на секторах педалей и прикрепленных вилками к кронштейну руля направления.
2. ШАССИ Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с передней опорой, убирается в полете, имеет жидкостно-газовые амортизаторы и состоит из передней опоры с колесом 400х150 мм и двух главных опор с тормозными колесами 500х150 мм. Передняя опора шасси установлена в носовой части фюзеляжа и убирается в полете под фюзеляж назад, по потоку. Главные опоры шасси установлены в консолях крыла и убираются в полете под крыло вперед, против потока. В убранном положении опоры шасси удерживаются замками. Уборка и выпуск шасси производится из первой и второй кабин кранами шасси, через которые сжатый воздух поступает в цилиндры замков и подъемников. Контроль положения опор шасси осуществляется с помощью механических указателей и ламп сигнализации «Шасси убрано» красного света и «Шасси выпущено» зеленого света. Для обеспечения эксплуатации на заснеженных аэродромах вместо колес на самолет устанавливаются неубирающиеся лыжи. Фиксация лыж в полете обеспечивается установкой на каждую лыжу двух пружинных амортизаторов. Главные лыжи оборудованы тормозами. Тормозные устройства лыж выполнены в виде отклоняющихся секторов (гребенок). На каждой лыже установлено по два сектора. Приводом тормозных гребенок служит пневматический цилиндр, питание которого осуществляется от тормозной системы самолета. Управление тормозами лыж аналогично управлению тормозами колес.
3. ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА Воздушная система самолета обеспечивает запуск двигателя, уборку и выпуск шасси, управление посадочными щитками, а также управление тормозами колес шасси. Принципиальная схема воздушной системы приведена на рис. 1. Воздушная система состоит из двух автономных систем: основной и аварийной, связанных общей магистралью зарядки сжатым воздухом на земле.
Рис. 1. Принципиальная схема воздушной системы: 1-фильтр-отстойник ФТ; 2 - обратные клапаны; 3-редукционный клапан; 4-зарядный штуцер; 5-баллон аварийной системы; 6-баллон основной системы; 7-фильтр 31ВФЗА; 8-трехходовой кран 625300М; 9-электропневмоклапан ЭК-48; 10-командный кран шасси; 11,12 -манометры 2М-80; 13-кран 992АТ (зарядка сети); 14, 15-краны 992АТ-3 аварийного выпуска шасси; 16-стравливающий клапан 562300; 17-подъемник; 18-аварийные клапаны; 19-цилиндр открытия замка передней опоры шасси; 20-подъемник основных опор шасси; 21-цилиндры открытия замков; 22-редукционный клапан ПУ-7 (У139); 23-клапан УП53/1М; 24-дифференциал ПУ-8 (У 135); 25-тормозные колеса основных опор шасси; 26, 27-трехходовые краны 625300М; 28-цилиндр уборки и выпуска посадочных щитков. Питание сжатым воздухом каждой системы осуществляется от индивидуальных бортовых баллонов: основной системы — от 11-литрового шарового баллона; аварийной системы — от 3-литрового шарового баллона. Рабочее давление воздуха в обеих системах 50 кгс/см2. В полете баллон основной системы подзаряжается от компрессора АК-50Т, установленного на двигателе. Давление в основной и аварийной системах контролируется по показаниям двухстрелочных манометров 2М-80, установленных на левых панелях приборных досок в обеих кабинах. Основная воздушная система состоит из основного баллона, магистралей зарядки и подзарядки системы, крана сети, установленного на левом пульте в первой кабине, крана шасси, командного крана шасси, крана щитков, электропневмоклапана ЭК-48, редукционного клапана У-139 (ПУ-7), клапана растормаживания УП53/1М, дифференциала У-135 (ПУ8) и цилиндра щитков с двумя аварийными клапанами. При нажатии кнопки запуска двигателя в первой или во второй кабине срабатывает электропневмоклапан, и воздух подается в распределитель для запуска двигателя. При выпуске и уборке шасси сжатый воздух через краны шасси, установленные на левых панелях приборных досок в обеих кабинах, поступают в цилиндры замков и подъемников. Оба крана соединены между собой трубопроводами. При установке командного крана во второй кабине в нейтральное положение можно убирать и выпускать шасси из первой кабины. При ошибке в управлении шасси из первой кабины летчик во второй кабине, исправляя ошибку, устанавливает ручку командного крана в нужное положение, при этом одновременно отключается кран шасси в первой кабине. После чего управление шасси возможно только из второй кабины. При выпуске и уборке щитков сжатый воздух через краны щитков поступает в цилиндр. При торможении колес сжатый воздух через клапан У-139 (ПУ-7), где давление воздуха редуцируется с 50 кгс/см2 до 8-1 кгс/см2, через клапан растормаживания, который соединен с ручкой управления второй кабины, поступает в дифференциал, откуда распределяется в тормоза правого и левого колес основных опор шасси. Редукционный клапан и клапан растормаживания управляются от рычагов, установленных на ручках управления. Стояночное торможение колес основных опор шасси осуществляется фиксацией рычагов торможения на ручках управления в нажатом положении. Дифференциал, управляемый педалями ножного управления, обеспечивает раздельное торможение колес. Аварийной воздушной системой пользуются в случае отказа основной системы. Аварийная система состоит из аварийного баллона, магистрали зарядки и подзарядки системы, двух кранов аварийного выпуска шасси, установленных на правых пультах обеих кабин, стравливающего клапана и аварийных клапанов. При выпуске шасси сжатый воздух поступает в цилиндры замков и через аварийные клапаны — в подъемники шасси. Одновременно сжатый воздух поступает к редукционному клапану, обеспечивая торможение колес от аварийной системы.
4. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА Силовая установка самолета состоит из двигателя М-14П с воздушным винтом Б530ТА-Д35, подмоторной рамы, выхлопного коллектора, приводов управления двигателем и агрегатами, а также из систем охлаждения и запуска, топливной и масляной систем. Авиационный двигатель М-14П — четырехтактный, бензиновый, воздушного охлаждения, девятицилиндровый, однорядный со звездообразным расположением цилиндров и карбюраторным смесеобразованием. Двигатель имеет редуктор, понижающий частоту вращения вала воздушного винта, и центробежный нагнетатель с односкоростным механическим приводом. Двигатель охлаждается воздухом, поступающим через жалюзи в лобовой части капота. Равномерное охлаждение цилиндров обеспечивают воздушные дефлекторы, установленные на каждом цилиндре. Детали двигателя смазываются маслом под давлением и разбрызгиванием. Запуск двигателя осуществляется сжатым воздухом. Магнето и проводка зажигания двигателя экранированы. На головке каждого цилиндра установлено по две свечи зажигания и одному пусковому воздушному клапану. Двигатель с помощью подмоторной рамы крепится к шпангоуту 0 фюзеляжа самолета. Рама двигателя состоит из кольца и четырех подкосов (двух верхних и двух нижних), изготовленных из стальных труб. К кольцу приварено восемь ушков для крепления подкосов и восемь коробочек под резиновые амортизаторы и шпильки крепления двигателя. Трубы подкосов сварены попарно с вилками крепления рамы к шпангоуту 0. С противоположных концов к трубам приварены вилки крепления подкосов к кольцу. Установленный на самолет двигатель закрыт обтекателем — съемным капотом, который состоит из верхней и нижней крышек, соединенных между собой стяжными замками. Поверхность верхней крышки вписана в обводы фюзеляжа. Остальная часть капота выступает за обводы фюзеляжа, образуя между обшивкой фюзеляжа и капотом (по задней кромке) щели для выхода воздуха, охлаждающего цилиндры двигателя. В верхней крышке находится люк для подхода к заливной горловине маслобака, в нижней — окантованные вырезы под трубы выхлопного коллектора Крепление капота к фюзеляжу производится с помощью четырех кронштейнов. Входное отверстие капота закрыто управляемыми жалюзи, предназначенными для регулирования количества воздуха, охлаждающего двигатель. Выхлопной коллектор предназначен для сбора отработанных газов из цилиндров двигателя и отвода их в пожаробезопасную зону. Патрубки коллектора сварной конструкции из титановых листов соединены между собой хомутами Управление силовой установкой состоит из тяг полужесткого типа, соединенных с рычагами и рукоятками на левом и правом пультах в первой и второй кабинах.
Рис 2. Принципиальная схема топливной системы
1—мановакуумметр МВ16К; 2—кран разжижения масла; 3 — заливной шприц; 4 — правый топливный бак; 5 - заправочная горловина; 6 — компенсационный бачок; 7 —дроссели; 8 — обратный клапан; 9 — блок обратных клапанов, 10 — сливной кран; 11 — расходный бачок; 12 —левый топливный бак, 13 — датчик топливомера ДСУ-1-2; 14 — указатель сигнализатора уровня топлива ИУТ-3-1; 15 — пожарный кран; 16—бензофильтр, 17 — приемники давления топлива П-1Б; 18 — электрические моторные индикаторы ЭМИ-ЗК; 19 — фильтр тонкой очистки; 20 — указатель температуры смеси ТУЭ-48К
Топливная система служит для размещения необходимого запаса топлива на самолете и питания двигателя топливом на всех режимах его работы. Принципиальная схема топливной системы приведена на рис. 2. В качестве топлива для питания двигателя М-14П применяется бензин Б-91/115. Топливо размещено в двух баках емкостью по 61 л каждый. В фюзеляже установлен расходный бачок емкостью 5 л, служащий для обеспечения питания топливом двигателя в перевернутом полете и в полете с отрицательными перегрузками. Из баков топливо самотеком через блок обратных клапанов поступает в расходный бачок. Два обратных клапана предотвращают перетекание топлива из одного бака в другой, третий — вытекание топлива из расходного бачка в бензобаки при пикировании самолета. Далее топливо из расходного бачка через обратный клапан, обеспечивающий работу заливного шприца 740 400, пожарный кран и бензиновый фильтр поступает к бензиновому насосу 702МЛ, после чего — в компенсационный бачок, из которого через фильтр тонкой очистки — в карбюратор двигателя. Для подачи топлива в цилиндры двигателя и заполнения основной топливной магистрали перед запуском двигателя используется заливной шприц, рукоятка которого расположена на приборной доске в первой кабине. На шпангоуте 0 установлен электромагнитный клапан разжижения масла, управляемый нажимным переключателем из первой кабины.
МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА Масляная система предназначена для подачи смазки к трущимся деталям двигателя и их охлаждения. В качестве смазки для двигателя М-14П применяются масла МК-22 и МС-20. Циркуляция масла в системе принудительная и осуществляется двухступенчатым шестеренчатым насосом, установленным на задней крышке картера двигателя. Принципиальная схема маслосистемы приведена на рис. 3. Для бесперебойной работы самолета на всех режимах заборники масла и воздуха масляного бака выполнены качающимися. Охлаждение масла происходит в воздушно-масляном радиаторе. При эксплуатации системы в условиях отрицательных температур предусмотрена система разжижения масла бензином, которая облегчает и ускоряет запуск двигателя
Рис 3. Принципиальная схема маслосистемы 1 — передний суфлер двигателя; 2 — задний суфлер двигателя; 3 — маслобак; 4 — сливной кран маслобака; 5 — приемник температуры П-1; 6 — маслокарман, 7-воздушно масляный радиатор; 8 — суфлерный бак; 9 — маслофильтр; 10 — указатели из комплекта ЭМИ-ЗК; 11 —приемники давления масла П-15Б
ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА Основным источником постоянного тока напряжением 28,5 В на самолете является генератор ГСР-ЗОООМ, установленный на двигателе. Напряжение генератора регулируется автоматически с помощью угольного регулятора Р-27 и трансформатора устойчивости ТС-9М2. Защита бортсети от перенапряжения производится с помощью автомата АЗП-1МБ. Включение генератора в бортсеть и его отключение производится комплексным аппаратом ДМР-200Д. Аппаратура Р-27 и АЗП-1МБ установлена на задней стенке нулевого шпангоута, ТС-9М2 и ДМР-200Д — в щитке электропитания на нулевом шпангоуте. Резервным источником постоянного тока является аккумуляторная батарея «Верли» (или 12АСАМ-23), установленная в корневой части левой половины крыла у переднего лонжерона. Она служит также для запуска двигателя. Для питания авиагоризонта первой кабины и прибора ДА-30 второй кабины трехфазным переменным током напряжением 36 В частотой 400 Гц служит преобразователь ПАГ-1ФП, установленный на левом борту фюзеляжа у шпангоута. Для питания авиагоризонта второй кабины, прибора ДА-30 первой кабины, системы ГМК и радиокомпаса служит преобразователь ПТ-200Ц, установленный на правом борту между шпангоутами 11 и 12. Питание потребителей во время их проверки и отладки на земле в аэродромных условиях осуществляется через штепсельный разъем аэродромного питания ШРАП-500К, установленный на левом борту фюзеляжа между шпангоутами 10 и 11. Контроль тока и напряжения в сети осуществляется вольтамперметром ВА-2К, установленным на приборной доске.
КУРСОВАЯ СИСТЕМА ГМК-1А Курсовая система служит для определения и индикации курса, углов разворота самолета и выдачи магнитных (или истинных) пеленгов. Курсовая система может работать в режиме магнитной коррекции (МК) и гирополукомпаса (ГПК). Основным режимом работы системы является режим гирополукомпаса с периодической коррекцией курса от магнитного корректора. Кроме основных режимов работы МК и ГПК, курсовая система имеет вспомогательные режимы: «Пуск», «Автоматическое согласование» и «Контроль». Режим «Пуск» обеспечивает автоматическое согласование системы по магнитному курсу независимо от положения переключателя режимов «МК—ГПК». Режим «Автоматическое согласование» обеспечивает автоматическое включение скорости быстрого согласования при переключении режимов из положения «ГПК» в положение «МК». Режим «Контроль» осуществляется в режиме МК и обеспечивает быструю и эффективную проверку курсовой системы перед полетом и в полете установкой переключателя «Контр.» в положение «0» или «300». Для включения и использования курсовой системы необходимо: 1. Включить источники постоянного и переменного тока. 2. В режиме «Пуск» установить переключатель в положение «МК». 3. Включить автомат защиты ГМК — через 70 с указатель курса должен показать стояночный курс самолета. 4. Проверить режим магнитной коррекции (МК), для чего: установить переключатель «Контр.» пульта управления на отметку «0», указатель должен отработать курс 0±10°; установить переключатель «Контр.» на отметку «300» — указатель должен отработать курс 300±10°. При нахождении переключателя «Контр.» на отметке «0» или «300» на пульте должна гореть сигнальная лампа «Завал ГА»; после проверки контрольных углов отклонить переключатель задатчика курса (ЗК) пульта управления в любое крайнее положение — указатель должен согласоваться с большой скоростью (не менее 6 град/с) по курсу самолета. Примечание. При работе курсовой системы в режиме МК переключатель ЗК выполняет функции кнопки быстрого согласования, в режиме ГПК — функцию курсозадатчика. 5. Проверить режим гирополукомпаса, для чего: установить переключатель режимов в положение «ГПК»; отклонить переключатель ЗК — указатель курса должен вращаться со скоростью 2—7 рад/с. При отклонении переключателя ЗК влево (вправо) отработка шкал должна происходить в сторону увеличения (уменьшения) показаний. Время готовности к работе: в режиме МК не более 3 мин; в режиме ГПК не более 5 мин. 6. В режиме ГПК задатчиком курса установить курс взлета, на исполнительном старте проверить показания указателя. 7. С окончанием полета АЗС ГМК и источники питания выключить после заруливания на стоянку.
МАГНИТНЫЙ КОМПАС КИ-13 Магнитный компас используется в качестве резервного прибора для определения магнитного курса самолета. При пользовании в полете магнитным компасом следует иметь в виду, что величина остаточной девиации на отдельных курсах может достигать 10°.
СИСТЕМА СИГНАЛИЗАЦИИ КРИТИЧЕСКИХ УГЛОВ АТАКИ ССКУА-1 Система сигнализации критических углов атаки предназначена для предупреждения экипажа о приближении самолета к критическому углу атаки при помощи световой и звуковой сигнализации. Световая сигнализация в обеих кабинах выполнена в виде сигнальных табло «Опасная скорость» желтого цвета и «Срыв» красного цвета. Звуковая сигнализация производится путем подачи непрерывного звукового сигнала в шлемофоны летчиков. Принцип действия системы основан на определении положения точки полного торможения потока относительно передней кромки крыла. Таблица 5 Срабатывание сигнализаторов «Опасная скорость» и «Срыв» в зависимости от конфигурации самолета и режима работы двигателя
Примечание. Световая сигнализация «Опасная скорость» срабатывает за 29-10 км/ч, а звуковая и световая сигнализация «Срыв»- за 10-5 км/ч до скорости сваливания. При выполнении перевернутого полета система ССКУА-1 не работает. В комплект системы входят: 1. Датчик срыва ДС-1 — установлен снизу на передней кромке левой плоскости крыла. 2. Блок выходных сигналов БВС-1 установлен за приборной доской на нулевом шпангоуте фюзеляжа. 3. Сигнальные табло над приборной доской: «Опасная скорость» желтого цвета; «Срыв» красного цвета; «Обогрев ДС» зеленого цвета. 4. Кнопка «Контроль срыва» — расположена в первой кабине на приборной доске слева. Автоматы защиты «Срыв», «Обогрев ДС» — расположены в первой кабине на правом пульте. Для включения и проверки работоспособности системы необходимо: 1. Включить переключатель «Аэр. пит. — Откл. —Аккум.» в положение «Аэр. пит.» или «Аккум.», а также автоматы защиты УКВ, СПУ, ПТ-200, «Срыв», при этом в обеих кабинах загорятся сигнальные табло «Опасная скорость» в мигающем режиме. 2. Нажать кнопку «Контроль срыва» — при этом в обеих кабинах загорятся сигнальные табло «Срыв» в мигающем режиме и в шлемофонах появится непрерывный звуковой сигнал. При отпускании кнопки гаснут табло «Срыв» и прекращается звуковая сигнализация. 3. Проверить исправность обогрева флюгарки и панели крепления датчика срыва, для чего включить автомат защиты «Обогрев ДС» — при этом в обеих кабинах должны загореться сигнальные табло «Обогрев ДС». После проверки выключить автомат защиты «Обогрев ДС». Предупреждение. Автомат защиты «Обогрев ДС» для проверки на земле включать на 5 мин, не более.
РАДИОСТАНЦИЯ «БАКЛАН-5» («ЛАНДЫШ-5») На самолете могут устанавливаться радиостанции «Баклан-5» или «Ландыш-5», пульты управления которыми, установленные на приборных досках 1-й и 2-й кабин, аналогичны. Перед включением радиостанции органы управления на ее пульте должны находиться в следующих положениях: выключатель «ПШ — Выкл.» — в положении «Выкл.»; регулятор громкости — в положении максимальной громкости. Для включения радиостанции необходимо: включить на электрощитке автоматы защиты сети СПУ и УКВ (через 2 мин после включения радиостанция готова к работе); установить требуемый канал связи на пульте управления радиостанцией. Для осуществления передачи необходимо нажать кнопку «Радио» на рычаге управления двигателем. Для включения подавителя шумов установить тумблер «ПШ — Выкл.» на пульте управления в положение «ПШ». Выключение радиостанции производить установкой автомата защиты сети УКВ в выключенное положение.
САМОЛЕТНОЕ ПЕРЕГОВОРНОЕ УСТРОЙСТВО СПУ-9 Самолетное переговорное устройство предназначено для обеспечения двусторонней внутрисамолетной связи между членами экипажа, выхода членов экипажа на внешнюю связь через радиостанцию, а также прослушивания сигналов радиокомпаса. Аппаратура СПУ обеспечивает: 1. Одновременное прослушивание каждым членом экипажа со 100%-ной громкостью: передач, ведущихся по внешней связи; передач, ведущихся по внутренней связи; сигналов радиокомпаса при установке на абонентском щитке выключателя «РК — Выкл.» в положение «РК». 2. Двустороннюю внутрисамолетную телефонную связь между членами экипажа при нажатии одной из кнопок СПУ, расположенных на РУД, любым летчиком. 3. Выход любого члена экипажа на внешнюю радиосвязь при нажатии одной из кнопок «Радио», расположенных на РУД. 4. Возможность отключения от радиостанции микрофона летчика первой кабины при выходе на передачу летчика второй кабины и нажатии им своей кнопки «Радио». Возможность каждого члена экипажа переключать свои телефоны на абонентский щиток другого члена экипажа при выходе из строя одного абонентского щитка постановкой переключателя «РЕЗ» во включенное (верхнее) положение. 6. Плавное раздельное регулирование уровня речи по внутренней связи регулятором громкости СПУ, а по внешней связи — регулятором громкости РАД. Сигналы, поступающие от радиокомпаса, в системе СПУ регулировки не имеют. Регуляторы громкости расположены на абонентских щитках. Питание СПУ осуществляется от сети постоянного тока напряжением 27 В и включается автоматом защиты СПУ. Проверка СПУ перед полетом. Для включения и проверки необходимо: включить автомат защиты СПУ; регулятор громкости СПУ на абонентских щитках в обеих кабинах повернуть вправо до отказа; поочередно нажимая кнопки СПУ в первой и второй кабинах, проверить внутрисамолетную связь, после чего регуляторами громкости СПУ установить желаемую громкость.
АВТОМАТИЧЕСКИЙ РАДИОКОМПАС АРК-15М Автоматический радиокомпас предназначен для самолетовождения по приводным, широковещательным станциям и радиомаякам. На пульте управления радиокомпасом расположены: переключатель ТЛФ—ТЛГ; регулятор громкости «Громк.»; переключатель «Каналы АРК» с положениями «I», «2», «З», «4» и «П»; кнопка «Рамка». Для включения и проверки необходимо: включить автомат защиты сети ПТ-200; включить автомат защиты сети АРК; включить автомат защиты сети СПУ; установить выключатель «РК — Выкл.» на абонентском щитке СПУ в положение «РК»; установить переключатель «ТЛФ—ТЛГ» в положение «ТЛФ», при этом в телефонах должен появиться характерный шум, а у стрелки индикатора — небольшие колебания. Полная работоспособность радиокомпаса появляется через 1—2 мин после его включения; установить переключатель «Приводная ближняя —Дальняя» в положение «Дальняя», а переключатель «Каналы АРК» — на необходимый канал; установить переключатель режимов в положение «Ант.», а регулятор громкости — вправо до отказа. В телефонах должны прослушиваться позывные ДПРС. При вращении регулятора громкости уровень сигнала должен измениться; установить переключатель «ТЛФ—ТЛГ» в положение «ТЛГ»; установить переключатель режимов в положение «Комп.». Стрелка указателя должна установиться в направлении на ДПРС с точностью ±5°; установить переключатель «Приводная ближняя —Дальняя» в положение «Ближняя». Стрелка указателя должна установиться в направлении на БПРС с точностью ±5°; установить переключатель «Приводная ближняя —Дальняя» в положение «Дальняя», а переключатель «Каналы АРК» на необходимый канал; нажать кнопку «Рамка» и отвести стрелку указателя на 160°. При отпускании кнопки стрелка указателя должна возвращаться в прежнее положение со скоростью не менее 30 град/с; установить выключатель «РК — Выкл.» на абонентском щитке СПУ в положение «Выкл.». Эксплуатация радиокомпаса в полете. 1. Вырулив на взлетную полосу, проверить правильность показаний АР15 и ГМК-1АЭ (стрелка радиокомпаса на УГР-4УК должна показывать КУР==180°, шкала курсов — курс взлета). 2. Полет на ДПРС осуществлять пассивным способом, выдерживая КУР==0° по УГР-4УК. 3. Момент пролета ДПРС определять по переходу стрелки радиокомпаса с КУР==0° на КУР=180°. 4. Для переключения АРК на БПРС необходимо переключатель «Приводная ближняя — Дальняя» поставить в положение «Ближняя». При этом стрелка радиокомпаса установится в направлении БПРС. 5 Для перестройки радиокомпаса в полете на частоту запасного аэродрома необходимо: проверить установку переключателя «Приводная ближняя — Дальняя» в положение «Дальняя»; регулятор громкости повернуть вправо до отказа; установить переключатель режимов в положение«Ант.»; установить переключатель «Каналы АРК» на необходимый канал; прослушать позывные ДПРС запасного аэродрома; установить переключатель режимов в положение «Комп.». Стрелка указателя установится в направлении ДПРС запасного аэродрома.
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ 1. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ОТКАЗЕ ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ 1.1. При отказе двигателя в наборе высоты до первого разворота: перевести самолет на планирование; убрать шасси; закрыть пожарный кран, выключить магнето, аккумулятор и зажигание; открыть фонарь. Посадку производить прямо перед собой. Если посадка прямо перед собой явно угрожает жизни летчика из-за возможности лобового удара о препятствие, летчик должен изменить направление посадки. 1.2. При отказе двигателя на кругу после первого разворота и при пилотировании в зоне действовать согласно инструкции данного аэродрома и в соответствии с п. 17. 1.3. В случае отказа двигателя в перевернутом полете: выполнить полубочку и перевести самолет в нормальный полет; установить скорость планирования 170—180 км/ч; установить рычаг управления двигателем примерно на одну третью часть хода; повернуть рукоятку заливочного насоса в положение «Заливка в магистраль» и произвести подкачку бензина до давления 0,1—0,2 кгс/см2. Примечание. Для облегчения запуска двигателя рекомендуется произвести впрыскивание топлива в цилиндры двигателя. 1.4. Как только двигатель заработает, перевести рычаг управления двигателем за 1—2 с во взлетное положение, а затем установить режим, требуемый для полета. Предупреждение. Перевод самолета из перевернутого полета с остановленным двигателем в нормальный полет с последующим запуском двигателя сопровождается потерей высоты 300—350 м.
2. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ПАДЕНИИ ДАВЛЕНИЯ МАСЛА В ДВИГАТЕЛЕ 2.1. При обнаружении падения давления масла в двигателе летчик должен проверить температуру масла. Если температура масла растет, то при полете в районе аэродрома немедленно произвести посадку на аэродром и выключить двигатель. 2.2. При полете вне района своего аэродрома произвести посадку на запасном аэродроме или выбранной площадке, сообщив по радио свое местонахождение руководителю полетов. Вынужденную посадку на площадку производить с убранным шасси. Примечание. При падении давления масла, не сопровождающемся ростом температуры, усилить контроль за температурным режимом работы двигателя, войти в круг и произвести посадку на своем аэродроме.
3. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ПАДЕНИИ ДАВЛЕНИЯ БЕНЗИНА 3.1. Признаками падения давления бензина могут быть: перебои в работе двигателя, сопровождаемые падением частоты вращения коленчатого вала двигателя, падением наддува и тряской двигателя; падение давления бензина по прибору ниже допустимого. 3.2. При падении давления бензина летчик обязан: доложить руководителю полетов; повернуть рукоятку заливочного насоса в положение «Заливка в магистраль» и начать подкачивать бензин в топливную систему, контролируя давление по манометру; прекратить выполнение задания и произвести посадку на своем или запасном аэродроме. 4. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА при ПОЯВЛЕНИИ ТРЯСКИ ДВИГАТЕЛЯ 4.1. При появлении тряски двигателя летчик обязан: во всех случаях (за исключением падения давления топлива) убрать рычаг управления двигателем полностью на себя, перевести самолет на планирование и установить необходимую скорость полета; если после этого тряска прекратится, плавно переместить рычаг управления двигателем вперед и установить необходимый для горизонтального полета режим работы двигателя; если после изменения режима работы двигателя тряска не прекратится, необходимо рычагом управления двигателем увеличить частоту вращения до 70% и прожечь свечи; если тряска и после этого не прекратится, рычагом управления двигателем и рычагом управления шагом винта подобрать частоту вращения, при которой тряска будет минимальной, и на этом режиме произвести посадку на своем или запасном аэродроме.
5. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ РАСКРУТКЕ ВИНТА 5.1. Основные признаки раскрутки винта: мелкая тряска двигателя; увеличение частоты вращения коленчатого вала двигателя; резкое изменение звука работающего двигателя. 5.2. Если раскрутка винта произошла при взлете, летчик обязан: в процессе разбега — взлет прекратить, зарулить на стоянку для выяснения причины (при условии, обеспечивающем безопасность пробега); после отрыва — небольшим движением рычага управления шагом винта на себя «затяжелить» винт, продолжать взлет, не сбавляя наддува, на высоте 15—20 м убрать шасси, выполнить нормальный полет по кругу и произвести посадку на своем аэродроме. 5.3. При раскрутке винта на пикировании летчик обязан: убрать полностью наддув и «затяжелить» винт; вывести самолет из пикирования; прекратить выполнение задания и произвести посадку на своем аэродроме.
6. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ВОЗНИКНОВЕНИИ ПОЖАРА В ВОЗДУХЕ 6.1. При пожаре, возникшем на самолете в полете, летчик обязан: закрыть пожарный кран, выключить магнето, зажигание и генератор, перевести самолет на планирование и применить, если необходимо, скольжение для срыва пламени; доложить по радио руководителю полетов, при невозможности посадки на аэродром выбрать площадку и произвести посадку вне аэродрома; вынужденную посадку вне аэродрома на незнакомой площадке производить только с убранным шасси 6.2 Если пожар ликвидировать не удалось, а вынужденная посадка угрожает жизни летчика, — покинуть самолет с парашютом
7. АВАРИЙНЫЙ ВЫПУСК ШАССИ 7.1. В случае невозможности выпуска шасси основным способом необходимо применить аварийный выпуск, для этого летчик обязан проверить давление воздуха в аварийном баллоне (нормальное давление 40—50 кгс/см2), закрыть вентиль основной сети, чтобы предупредить стравливание воздуха на случай отказа обратного клапана; поставить ручки кранов шасси в обеих кабинах и положение «Нейтрально», открыть вентиль аварийного выпуска шасси на правом пульте кабины, проверить выпуск шасси по загоранию зеленых ламп; поставить ручки кранов шасси в обеих кабинах в положение «Выпущено», после окончания полета и выключения двигателя закрыть вентиль аварийной системы Предупреждение. Убирать шасси в полете после аварийного выпуска запрещается. 7.2. В случае невыпуска шасси основным или аварийным способами посадку на фюзеляж производить только на запасную грунтовую полосу.
8. ПОСАДКА С УБРАННЫМИ ПОСАДОЧНЫМИ ЩИТКАМИ Скорость планирования после четвертого разворота до высоты начала выравнивания должна быть 160—170 км/ч. Техника выполнения посадки с убранными посадочными щитками не имеет существенных отличий от посадки с выпущенными щитками. В этом случае необходимо иметь в виду, что дальность планирования, время выдерживания и скорость приземления будут несколько больше, чем при посадке с выпущенными щитками.
9. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ОТКАЗЕ РАДИОСВЯЗИ 9.1. Во всех случаях внезапного прекращения радиосвязи необходимо: убедиться, что АЭС УКВ и СПУ включены; проверить соединение разъема переходного шнура шлемофона; проверить, стоят ли регуляторы громкости на пульте управления радиостанцией и абонентском щитке СПУ в положении максимальной громкости; проверить правильность установки заданного канала; если связь восстановить не удалось, прекратить выполнение задания и произвести посадку.
10. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ОТКАЗЕ РАДИОКОМПАСА АРК-15М 10.1. Отказ радиокомпаса в полете может быть определен по одному из следующих признаков: стрелка указателя радиокомпаса при изменении направления полета остается неподвижной; не прослушиваются позывные радиостанции, на которую настроен радиокомпас, большие колебания или непрерывное вращение стрелки указателя радиокомпаса. 10.2 В случае отказа радиокомпаса необходимо: убедиться, что АЭС АРК, СПУ и ПТ-200 включены, переключатель рода работ на щитке управления АРК установлен в положение «Комп», запросить у руководителя полетов, работает ли приводная радиостанция, и проверить настройку радиокомпаса; проверить положение переключателя «Приводная ближняя — Дальняя»; доложить руководителю полетов об отказе радиокомпаса; запросить курс на свой аэродром и периодически контролировать правильность курса следования по ГМК и запросам пеленга.
11. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ОТКАЗЕ ГЕНЕРАТОРА 11.1. Отказ генератора в полете определяется по загоранию сигнального табло «Отказ генер.» и отклонению стрелки вольтамперметра вправо от нуля. 11.2. В случае отказа генератора необходимо: доложить по радио руководителю полетов; выключить генератор; передатчик радиостанции включать кратковременно при необходимости; прекратить выполнение задания и произвести посадку на своем аэродроме. Примечания: 1. Если аккумуляторная батарея была отключена в результате превышения зарядного тока более 30 А, то после загорания сигнального табло «Отказ генер.» необходимо включить аккумуляторную батарею и далее действовать, как указано в п. 11.2. 2. Аккумуляторная батарея может обеспечить питание всех потребителей электроэнергии в течение не более 30 мин. 2. При отключении части потребителей время питания оставшихся потребителей от аккумуляторной батареи увеличивается.
12. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ОТКАЗЕ УКАЗАТЕЛЯ СКОРОСТИ 12.1. Отказ указателя скорости может наступить не сразу, а постепенно, поэтому прежде всего нужно убедиться, действительно ли произошел отказ. Для этого, не изменяя режим работы двигателя, плавно перевести самолет на снижение или в набор высоты по авиагоризонту и высотомеру. Если показания скорости не соответствуют режиму полета, а остальные приборы работают нормально, следовательно, отказал указатель скорости. 12.2. При отказе указателя скорости необходимо: доложить руководителю полетов; прекратить выполнение задания и следовать на аэродром посадки; контроль режима полета производить по показаниям авиагоризонта, высотомера, указателя частоты вращения коленчатого вала и наддува двигателя, а также по положению капота относительно линии горизонта. Рекомендуемые частота вращения и наддув двигателя при различных режимах полета (шасси выпущено) даются в табл. 4. Таблица 4.
13. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ОТКАЗЕ ВЫСОТОМЕРА При отказе высотомера необходимо: доложить руководителю полетов; прекратить выполнение задания и следовать на аэродром посадки; контроль режима полета производить по показаниям указателя скорости, авиагоризонта, вариометра, указателя частоты вращения коленчатого вала двигателя.
14. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ОТКАЗЕ ВАРИОМЕТРА При отказе вариометра необходимо: доложить руководителю полетов; прекратить выполнение задания и следовать на аэродром посадки; контроль режима полета производить по показаниям указателя скорости, авиагоризонта, высотомера, указателя частоты вращения коленчатого вала и наддува двигателя, а также по положению капота относительно линии горизонта.
15. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ОТКАЗЕ ОБОГРЕВА ДАТЧИКА СРЫВА ДС-1 15.1. Признаком отказа обогрева датчика срыва является погасание сигнального табло «Обогрев ДС» на приборной доске. 15.2. При обнаружении погасания сигнального табло «Обогрев ДС» летчик должен проверить включение автомата защиты «Обогрев ДС» и исправность лампы нажатием на кнопку «Контр, ламп.». Если автомат защиты «Обогрев ДС» включен и лампа исправна, произошел отказ обогрева датчика срыва. В этом случае необходимо усилить контроль за выдерживанием скорости полета, особенно при заходе на посадку.
16. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ВЫНУЖДЕННОМ ПОКИДАНИИ САМОЛЕТА С ПАРАШЮТОМ 16.1. Во всех случаях, когда при полете возникает непосредственная угроза жизни, летчик обязан покинуть самолет с парашютом. Решение на вынужденное покидание самолета принимает командир экипажа. Для покидания самолета командир экипажа подает следующие команды: при покидании управляемого самолета — предварительную команду: «Приготовиться к прыжку» и исполнительную - «Прыжок»: при покидании неуправляемого самолета — только исполнительную: «Прыжок». 16.2. Перед покиданием управляемого самолета летчик обязан: перевести самолет в прямолинейный горизонтальный полет на V=190 км/ч; закрыть пожарный кран, выключить магнето, зажигание, аккумулятор и генератор; разъединить колодку шлемофона; открыть фонарь; отстегнуть привязные ремни; снять ноги с педалей и подтянуть их к чашке кресла. 16.3. Покидание самолета в горизонтальном полете производить в следующей последовательности: при покидании через левый борт - правой рукой взяться за левую сторону переднего остекления, а левой опереться о левый борт кабины; наклоняясь вперед, приподняться и вывести парашют из чашки кресла; в наклоненном положении поставить ноги в чашку кресла и развернуться влево; левую руку перевести на верхнюю часть сдвижной части фонаря; поставить левую ногу коленом на левый борт кабины, с силой оттолкнуться руками и правой ногой и головой вниз покинуть самолет. При покидании через правый борт: левой рукой взяться за правую сторону переднего остекления, а правой опереться о правый борт кабины; наклоняясь вперед, приподняться и вывести парашют из чашки кресла; в наклоненном положении поставить ноги в чашку кресла и развернуться вправо; правую руку перенести на верхнюю часть сдвижной части фонаря; поставить правую ногу коленом на правый борт кабины, с силой оттолкнуться руками и левой ногой, и головой вниз покинуть самолет. Предупреждение. Первым покидает самолет член экипажа из передней кабины, а затем из задней. 16.4. Покидание горящего самолета на высоте, превышающей установленную на парашютном приборе, выполняется с задержкой в раскрытии парашюта не менее 3—5 с. 16. Минимальная безопасная высота аварийного покидания горизонтально летящего самолета составляет 120 м при автоматическом введении в действие парашюта С-4У.
17. ОСОБЕННОСТИ ВЫПОЛНЕНИЯ ПОСАДКИ САМОЛЕТА С ОТКАЗАВШИМ ДВИГАТЕЛЕМ 17.1. В случае отказа двигателя посадку необходимо выполнять на аэродром или выбранную площадку. При вынужденной посадке на неровную или незнакомую площадку посадку производить с убранным шасси. 17.2. Располагаемая дальность планирования при отказе двигателя определяется аэродинамическим качеством самолета и запасом высоты. Планирование рекомендуется выполнять с убранными шасси и посадочными щитками на скорости 160 км/ч, при этом аэродинамическое качество и расчетная дальность планирования соответственно составляют: L=К*Н где Н — высота полета, м; К — аэродинамическое качество (К=7). При расчете располагаемой дальности планирования и оценке возможности выполнения посадки на аэродром надо учитывать уменьшение дальности, обусловленное выполнением разворота на аэродром и построением предпосадочного маневра. При развороте на 180° с креном 45° дальность уменьшается примерно на 1 км. Для обеспечения выхода на аэродром на высоте 400 м, обеспечивающей выполнение предпосадочного маневра, необходимо расчетную дальность планирования уменьшить на 3 км. Таким образом, располагаемая дальность планирования с учетом разворота на аэродром и обеспечения необходимого запаса высоты над аэродромом составляет: при Н=2000 м — 10 км при Н=3000 м — 17 км, при Н=4000 м — 24 км. Развороты выполнять с креном 45°, обеспечивающим наименьшую потерю высоты. При этом радиус разворота составляет 200 м, вертикальная скорость снижения — 8,0 м/с и потеря высоты — 220 м при развороте на 360°. При выпуске шасси аэродинамическое качество и вертикальная скорость снижения изменяются незначительно. При выпущенных шасси и посадочных щитках аэродинамическое качество самолета составляет 5. При заходе на посадку со встречным ветром располагаемая дальность планирования уменьшается, причем 5 м/с скорости ветра соответствует уменьшению дальности на 10%. 17.3. Схемы построения предпосадочного маневра при различных курсах выхода самолета на аэродром (y) приведены на рис. 4. (высота выхода самолета на центр ВПП должна быть не менее 400 м). При выходе на аэродром с посадочным курсом рекомендуется предпосадочный маневр выполнять двумя разворотами на 180° с началом первого разворота над центром ВПП (аэродрома) и началом второго разворота — на контрольной высоте Нк=Нисх/2, где Нисх — высота выхода самолета в центр ВПП, м. При выходе самолета на ВПП с курсом, обратным посадочному, необходимо двумя разворотами на 90° вывести самолет на траекторию, параллельную посадочной прямой, после достижения контрольной высоты выполнить разворот на 180° на посадочный курс. Контрольная высота при этом равна: Нк=Нисх/2+20. В случае выхода самолета под углом 90° к посадочному курсу контрольная высота равна: Нк=Нисх/2+20. Однако при этом разворот на курс, обратный посадочному, необходимо начинать через 5—4 с после пролета центра ВПП.
Рис 4. Схема захода на посадку с отказавшим двигателем
При наличии ветра точка начала предпосадочного маневра должна быть смещена от центра ВПП в сторону ветра на расстояние (независимо от курса выхода на центр ВПП): DL»50*U, где U — скорость ветра, м/с. При выходе на ВПП с посадочным курсом и встречном ветре начало первого разворота необходимо выполнять после пролета центра ВПП через время (в секундах), численно равное скорости ветра в м/с. При боковом ветре боковое смещение самолета на траверзе центра ВПП должно составлять: DZ»20*Uбок, где Uбок — скорость бокового ветра, м/с. При выходе на ВПП на высоте 400—600 м встречный ветер 5 м/с смещает точку начала предпосадочного маневра на расстояние 250 м, что соответствует времени от момента пролета центра ВПП до начала маневра — 5с. При боковом ветре 5 м/с самолет должен быть выведен на траверз центра ВПП боковым смещением 100 м. 17.4. При вынужденной посадке с отказавшим двигателем необходимо: выполнить разворот с креном 45° в сторону аэродрома; установить приборную скорость 160 км/ч; доложить руководителю полетов об отказе двигателя и принятом решении выполнять посадку на аэродром; запросить метеоусловия на аэродроме (атмосферное давление, скорость и направление ветра); закрыть пожарный кран, выключить магнето, генератор и зажигание; определить высоту полета (на высотомере должно быть установлено атмосферное давление на аэродроме) и, рассчитав располагаемую дальность планирования, оценить возможность выполнения посадки на аэродром. Примечание. При недостаточном запасе высоты посадку выполнить на выбранную площадку вне аэродрома с построением предпосадочного маневра или с прямой, при ожидаемом выходе в центр ВПП на высоте менее 400 м посадка возможна только с прямой. В этом случае необходимо выполнить «змейку» и скольжение с таким расчетом, чтобы обеспечить направление траектории снижения в центр ВПП; при выходе на центр ВПП на высоте 400—600 м выполнить предпосадочный маневр с зависимости от курса выхода на ВПП. При выходе на ВПП на высоте более 600 м выполнить виражи-спирали в центре ВПП с посадочным курсом; после выхода на посадочную прямую (при посадке с прямой на удалении 1 км от центра ВПП) выпустить шасси, убедиться, что снижение происходит в точку начала выравнивания, находящуюся в начале ВПП (площадки). Если траектория снижения направлена за точку начала выравнивания, то применять скольжение с таким расчетом, чтобы обеспечить выход самолета в точку начала выравнивания; на высоте не менее 50 м выключить аккумулятор, открыть фонарь кабины; на высоте 10—15 м плавным отклонением ручки управления на себя начать выравнивание с таким расчетом, чтобы закончить его на высоте 0,5—1 м. Скорость приземления при этом составит 125—130 км/ч. 17. При вынужденной посадке с отказавшим двигателем на аэродром, оборудованный ближней приводной радиостанцией с маркером (БПРМ) (при стандартном расположении БПРМ на удалении 1000 м от торца ВПП), для выхода на аэродром и построения предпосадочного маневра рекомендуется использовать показания АРК. Предпосадочный маневр в этом случае выполняется относительно БПРМ. Минимальная высота выхода на БПРМ должна быть не менее 550 м и контрольная высота: Нк=Нисх+120. При выходе на БПРМ на высоте 800 м выполнить виражи-спирали с расчетом выйти над БПРМ с посадочным курсом на высоте 550—700 м. Минимальная высота прохода БПРМ на посадочной прямой в штиль, обеспечивающая приземление самолета на ВПП на расстоянии 100—200м от торца, составляет 200 м. При встречном ветре минимальная высота пролета БПРМ на посадочной прямой увеличивается на 5 м на каждый 1 м/с скорости ветра. 17.6. Максимальный избыток высоты на посадочной прямой, гашение которой обеспечивается скольжением с креном 5° при располагаемой дистанции маневрирования 1000 м, составляет 50 м. В случае явного перелета расчетной точки приземления для гашения избытка высоты выпустить посадочные щитки.
237. При потере ориентировки командир воздушного судна обязан: 1) включить сигнал бедствия; 2) передать по радио сигнал «Полюс»; 3) доложить органу УВД об остатке топлива и условиях полета; 4) занять наивыгоднейшую высоту для обнаружения воздушного судна радиотехническими средствами и экономичного расхода топлива; 5) применить наиболее эффективный в данных условиях способ восстановления ориентировки, согласуя свои действия с органом УВД. В случаях когда восстановить ориентировку не удалось, заблаговременно, не допуская полной выработки топлива, и до наступления темноты произвести посадку на любом аэродроме или выбранной с воздуха площадке.
|
переключатель режимов с положениями «Комп.» и «Ант.»;
