Вынужденное покидание самолета в полете

Во всех случаях, когда в полете возникает непосредственная угроза жизни, летчик обязан покинуть самолет с парашютом.

Решение на вынужденное покидание самолета принимает командир экипажа. При покидании управляемого самолета командир экипажа подает команды: предварительную «Приготовиться к прыжку» и исполнительную «Прыжок».

При покидании неуправляемого самолета командир экипажа подает только исполнительную команду «Прыжок».

Действия экипажа по команде «Приготовиться к прыжку».

Правый летчик:

1) сбросить правую дверь кабины аварийно, для чего левой рукой переместить ручку аварийного сброса двери вправо до упора, а правой рукой толкнуть дверь наружу до полного отделения ее от самолета;

2) откатить кресло в заднее положение;

3) расстегнуть привязные ремни.

Командир экипажа:

1) сбросить левую дверь кабины аварийно, для чего правой рукой переместить ручку аварийного сброса двери вперед до упора, а левой рукой толкнуть дверь наружу до полного отделения ее от самолета;

2) откатить кресло в заднее положение;

3) расстегнуть привязные ремни.

Действия экипажа по команде «Прыжок».

Правый летчик:

1) снять ноги с педалей и подтянуть их к креслу;

2) поставить правую ногу в нижний передний угол дверного проема;

3) взяться левой рукой за ручку в переднем верхнем углу проема, а правой опереться на нижний обрез проема двери;

4) привстать с кресла и вывести парашют из чашки сиденья;

5) переваливаясь через бок, энергично оттолкнуться руками и ногой от самолета, не касаясь подножки.

Командир экипажа:

1) снять ноги с педалей и подтянуть их к креслу;

2) поставить левую ногу в нижний передний угол дверного проема;

3) взяться правой рукой за ручку в переднем верхнем углу проема, а левой опереться на нижний обрез проема двери;

4) привстать с кресла и вывести парашют из чашки сиденья;

5) переваливаясь через бок, энергично оттолкнуться руками и ногой от самолета, не касаясь подножки.

При вынужденном покидании самолета при буксировании планеров в управляемом полете командир экипажа обязан:

1) подать планеристу команду по радио «Аварийная отцепка»;

2) сбросить фал, потянув рукоятку сброса на себя;

3) покинуть самолет, как указано выше.

В неуправляемом полете:

1) сбросить фал, потянув рукоятку на себя;

2) покинуть самолет.

При аварийном покидании самолета с парашютистами на борту первыми самолет покидают парашютисты, а затем летчик.

При покидании самолета на высотах от 500 м и ниже парашют открывать немедленно после отделения от самолета.

При покидании самолета на высотах свыше 500 м парашют открывать через 2 с после отделения от самолета.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА, СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ, СИСТЕМ И ОБОРУДОВАНИЯ

Фюзеляж

Фюзеляж самолета цельнометаллической конструкции типа полумонокок. Каркас фюзеляжа состоит из 9 шпангоутов, подкрепленных стрингерами. Обшивка фюзеляжа выполнена из дюралевых листов.

К шпангоуту 1 прикреплена противопожарная стальная перегородка, отделяющая кабину от двигателя.

Кабина четырехместная и в зависимости от варианта применения самолета в ней могут размещаться:

· один летчик и три парашютиста (пассажира): сзади два и один спереди;

· два летчика и два парашютиста (пассажира) сзади.

Кабина имеет правую и левую входные двери, которые открываются вверх. В открытом положении двери фиксируются стопорами, установленными на крыле. Для удобства входа в кабину к фюзеляжу под дверными проемами прикреплены подножки.

В закрытом положении двери фиксируются запором, в который вмонтирован замок под ключ.

Остекление кабины выполнено из органического стекла. В окнах дверей находятся воздухозаборники в форме полушария для вентиляции кабины в полете.

Сиденья летчиков приспособлены для полетов как без парашютов, так и с парашютами, укладываемыми в чашку сиденья при снятии мягкой подушки. Сиденья летчиков можно перемещать по горизонтали вперед и назад, используя рычаг стопорения. Задние сиденья нерегулируемые и не приспособлены для полетов с парашютами.

Сиденья оборудованы регулируемыми привязными ремнями. Ремни крепятся к боковым стрингерам и шпангоутам фюзеляжа (к нижней части) и соединяются замком.

За задними сиденьями расположен багажный отсек, в котором можно разместить груз массой до 35 кг.

Кабина самолета обогревается теплым воздухом, подводящимся от подогревателей, размещенных на выхлопном коллекторе двигателя.

Вентиляция кабины обеспечивается за счет подвижных частей боковых стекол передней части кабины и регулируемых вентиляционных отверстий, расположенных в стеклах обеих дверей и передних боковых лючках.

Стенки и потолок кабины обиты мягкой обивкой.

Кабина оборудована двойным управлением самолетом и двигателем (для работы с левого и правого сидений летчиков).

Крыло

Крыло самолета прямоугольной формы в плане, однолонжеронное, цельнометаллической конструкции с работающим кессоном и гофрированной обшивкой в задней части. По всему размаху крыла установлен неподвижный предкрылок.

Элероны и закрылки цельнометаллические, щелевого типа с механическим приводом.

Правая и левая консоли крыла крепятся передней стенкой, лонжероном и задней стенкой соответственно к шпангоутам 2, 3 и 4 фюзеляжа.

В кессонах консолей крыла размещены два металлических топливных бака

На правой консоли крыла, у законцовки установлен ПВД, имеющий систему обогрева.

В законцовках крыла, выполненных из стеклопластика, установлены аэронавигационные огни, а в левой законцовке, кроме того, - посадочная фара.

Хвостовое оперение

Оперение самолета однокилевое, цельнометаллическое с нижним расположением стабилизатора.

Руль высоты имеет весовую и аэродинамическую компенсации. Вдоль передней кромки компенсационных поверхностей руля высоты закреплены предкрылки, предназначенные для увеличения эффективности руля при больших углах отклонения.

На задней кромке руля высоты, в средней ее части, размещен триммер, имеющий механический привод.

Руль направления имеет роговую аэродинамическую компенсацию. К задней кромке руля приклепаны два угольника для увеличения усилий на педалях при малых углах отклонения руля направления и пластинчатый триммер «нож» для уменьшения усилий на педалях от реакции воздушного винта.

На расстоянии 1/3 длины руля от верхней его части установлена лампа хвостового огня.

Управление самолетом

Управление самолетом двойное, механическое, состоит из управления элеронами, рулем направления, рулем высоты и триммером руля высоты.

Управление элеронами смешанного типа (жесткие тяги и тросы) осуществляется от ручки управления самолетом.

Элероны механически связаны с закрылками: при отклонении закрылков оба элерона синхронно отклоняются вниз наполовину угла отклонения закрылков. Нейтральное положение элеронов при полном отклонении закрылков (на 44°) равно 22°.

Управление рулем направления жесткое, осуществляется педалями. Одновременно от педалей управляется хвостовое колесо. На педалях размещены гашетки тормозов основных колес.

Управление рулем высоты жесткое, осуществляется от ручки управления самолетом.

Управление триммером руля высоты смешанного типа и производится от штурвальчика, размещенного на левом борту кабины. На штурвальчике имеется указатель положения триммера. Управление триммером имеет самотормозящий механизм.

Управление закрылками

Управление закрылками жесткое, осуществляется рычагом, расположенным в верхней части кабины с левой стороны. Рычаг имеет три фиксированных положения, соответствующих положению закрылков 0° (в полете), 21° (на взлете) и 44° (на посадке).

Шасси

Шасси самолета неубирающееся, трехопорное с управляемым хвостовым колесом.

Основные опоры шасси полусвободнонесущие, рычажного типа. Амортизаторы гидропневматические, двухступенчатые. Давление в I полости амортизатора 20±1,5 кгс/м², во II - 110 кгс/см². Амортизаторы заряжены жидкостью АМГ-10 и азотом.

Основные колеса (500Х200) бескамерные, снабжены дисковыми тормозами, которые управляются автономной гидросистемой автомобильного типа (заправляется жидкостью «Нева»).

Давление в пневматиках 1,5±0,1 кгс/см².

Хвостовая опора шасси костыльного типа с колесом (255х110). Колесо управляется от педалей в диапазоне углов ±25°.

Амортизатор гидропневматический, одноступенчатый, заправлен АМГ-10 и заряжен азотом с давлением 32 ± 1 кгс/см².

Давление в пневматике 2 ± 0,1 кгс/см².

Для эксплуатации самолета в зимних условиях (с ВПП, покрытых снегом) могут быть установлены вместо колес металлические лыжи. Основные лыжи имеют гребенчатые тормоза, управление которыми осуществляется аналогично управлению тормозами колес, т. е. нажатием на тормозные гашетки.

Поверхность скольжения лыж покрыта специальным износостойким полиэтиленовым слоем, обеспечивающим хорошее скольжение.

Гидросистема

Гидросистема самолета предназначена для управления тормозами основных колес (лыж) шасси (рис.7).

гашетками, по трубопроводам поступает в цилиндры дисковых тормозов, и происходит торможение колес.

При установке на самолете лыж жидкость поступает (вместо цилиндров дисковых тормозов) к агрегату управления работой клапана ПУ-7. Клапан ПУ-7, в зависимости от степени создания давления тормозными насосами (степени нажатия на тормозные гашетки), редуцирует давление воздуха, который подается к цилиндрам выпуска тормозных гребенок лыж из воздушной системы самолета.

Тормозные гашетки и насосы расположены на педалях ножного управления.

Кнопка управления клапаном растормаживания находится на правой ручке управления самолетом. При нажатии кнопки происходит отключение левых тормозных насосов. Управление тормозами осуществляется только от тормозных гашеток с правого сиденья летчика.

При колесном шасси жидкость от насосов, приводимых в движение тормозными

В системе управления тормозами используется жидкость «ХЗ» или «РЗ», кроме того, можно пользоваться жидкостью «Нева».

Рис. 7. Схема гидросистемы

В гидросистему входят:

1. Бачок для тормозной жидкости. 2. Левые тормозные насосы. 3. Правые тормозные насосы. 4. Дисковые тормоза. 5. Клапан растормаживания. 6. Электрокнопка управления клапаном растормаживания.

Воздушная система

Воздушная система самолета обеспечивает запуск двигателя и работу тормозов лыж.

Схема воздушной системы приведена на рис. 8.

В нее входят:

1. Компрессор. 2. Фильтр-отстойник. 3. Фильтр прямоточный. 4. Штуцер запуска двигателя. 5. Баллоны. 6. Редукционный клапан (до 25 кгс/см²). 7. Электропневматический клапан. 8. Манометр. 9. Главный запорный кран. 10. Обратный клапан. 11. Штуцер зарядки сжатым воздухом. 12. Предохранительный клапан. 13. Дроссельный клапан. 14. Воздушный редуктор (на 50 кгс/см²). 15. Воздушный цилиндр выпуска тормозных гребенок лыжи. 16. Распределитель воздуха к воздушным цилиндрам лыж. 17. Клапан ПУ-7. 18. Агрегат управления клапаном ПУ-7.

Рис 8. Схема воздушной системы

Источником давления является компрессор АК-50П, установленный на двигателе, который нагнетает воздух в два воздушных баллона емкостью 3,5 л каждый. Давление поддерживает редуктор давления (50 + 4 кгс/см²).

Предохранительный клапан находится на компрессоре и срабатывает при достижении давления в системе 56 кгс/см².

Манометр, контролирующий давление воздуха в воздушной системе самолета, установлен на правом борту кабины (впереди внизу), рядом - главный запорный кран.

С левой стороны фюзеляжа на шпангоуте 4 имеется штуцер зарядки системы сжатым воздухом от аэродромного источника.

При нажатии на кнопку «Запуск двигателя» срабатывает электропневматический клапан и воздух из баллонов через редукционный клапан под давлением, пониженным до 25 кгс/см², поступает в цилиндры двигателя, обеспечивая его запуск. В случае неисправности электрической системы электропневматический клапан запуска может управляться вручную с помощью рычага на правом борту кабины.

При установке на самолете лыж воздух подводится по трубопроводам к клапану ПУ-7, расположенному внутри корпуса лыжи. При нажатии на тормозные гашетки усилие через созданное в гидросистеме давление передается от агрегата управления клапаном ПУ-7 на клапан ПУ-7. Воздух через клапан ПУ-7 в количестве, пропорциональном величине нажатия, поступает в цилиндр выпуска тормозных гребенок лыж. При снятии усилий с тормозных гашеток тормозные гребенки возвращаются в исходное положение пружинами.

Силовая установка

Силовая установка самолета состоит из двигателя АИ-14РА с воздушным винтом УС-122000 и систем: топливной, масляной, охлаждения и запуска.

Авиационный двигатель АИ-14РА - четырехтактный, бензиновый, воздушного охлаждения и воздушного запуска, девятицилиндровый, однорядный со звездообразным расположением цилиндров и карбюраторным смесеобразованием.

Двигатель имеет редуктор с передаточным числом от коленчатого вала 0,787 и центробежный нагнетатель с односкоростным механическим приводом.

Мощность двигателя на взлетном режиме 260-2% л. с. при удельном расходе топлива 255-280 г/л. с. ч.

На двигателе установлены следующие основные агрегаты:

· воздушный винт УС 122000;

· регулятор частоты вращения Р-2;

· два магнето М-9;

· бензиновый насос 702М;

· масляный насос АИ-14P/VI;

· воздушный компрессор АК-50М;

· генератор ГСК-1500М.

На головке каждого цилиндра установлены по две свечи зажигания и одному пусковому клапану. Запуск двигателя осуществляется сжатым воздухом от бортового воздушного баллона.

Воздушный винт УС-122000 - двухлопастной, тянущий, с автоматически изменяемым в полете шагом. Винт работает по прямой схеме (поворот лопастей в сторону увеличения шага происходит под действием моментов, создаваемых центробежными силами противовесов, а в сторону уменьшения шага - под воздействием давления масла на поршень цилиндровой группы винта).

Топливная система самолета

Служит для обеспечения питания двигателя топливом на всех режимах его работы и при любых условиях полета.

Из основных баков топливо по двум трубопроводам поступает в расходный бачок, разделенный перегородкой на две секции. Из расходного бачка топливо по двум трубопроводам с обратными клапанами через топливный кран, обеспечивающий питание двигателя топливом из обоих крыльевых баков или одного из них, подходит к тройнику. От тройника топливо по одному из ответвлений поступает к коловратному бензонасосу 702М, обеспечивающему подачу топлива в карбюратор двигателя.

По другому ответвлению топливо поступает к заливному шприцу, обеспечивающему подачу топлива в смесесборник при запуске двигателя.

Для обеспечения надежного питания двигателя топливом при полете с креном служат переливные бачки, наполняемые топливом самотекам из основных баков.

Контроль количества топлива в основных баках осуществляется при помощи поплавковых рычажных топливомеров, установленных в каждом из крыльевых баков. Внешняя шкала топливомера служит для замера количества топлива при стояночном положении самолета, внутренняя - для контроля запаса топлива в полете.

Схема топливной системы приведена на рис. 9.

В нее входят:

1. Основные (крыльевые) топливные баки. 2. Переливные бачки. 3. Расходный бачок. 4. Топливный фильтр. 5. Топливный кран, 6. Топливомер. 7. Обратный клапан. 8. Заливной шприц. 9. Дренажный трубопровод. 10. Трубопроводы. 11. Заливные горловины. 12. Топливный насос. 13. Датчик давления топлива. 14. Обратный клапан.

Рис. 9. Схема топливной системы

Масляная система

Служит для смазки трущихся деталей двигателя, отвода тепла от трущихся поверхностей и выноса металлических частиц, образовавшихся в результате износа деталей.

Для эксплуатации маслосистемы в условиях низких температур предусмотрена система разжижения масла бензином, состоящая из электрокрана 772А и трубопроводов.

Маслобак сварен из листового алюминия. Внутри маслобака остановлен пеногаситель. Замер количества масла осуществляется масломерной линейкой с делениями от 4 до 16 литров. Маслорадиатор выполнен из латуни. Для защиты маслорадиатора от разрушения при запуске, а также для ускорения прогрева масла в условиях низких температур атмосферного воздуха радиатор имеет перепускной клапан, обеспечивающий перепуск масла из двигателя в маслобак, минуя радиатор.

Во время работы двигателя масло из маслобака поступает самотеком через фильтр на вход нагнетающей ступени шестеренчатого насоса и далее под давлением в двигатель.

После смазки трущихся деталей двигателя масло стекает в отстойник и откачивающей ступенью маслонасоса прокачивается через радиатор в бак.

Давление и температура входящего в двигатель масла контролируется электрическим индикатором.

Схема масляной системы приведена на рис. 10.

В нее входят:

1. Маслобак. 2. Заливная горловина. 3. Маслорадиатор. 4. Сливной кран. 5. Переливной кран. 6. Маслонасос. 7. Масляный фильтр. 8. Датчик температуры масла. 9. Датчик давления масла. 10. Указатель давления масла. 11. Указатель температуры масла. 12. Мерная линейка. 13. Кран разжижения масла. 14. Шланг маслосистемы. 15. Шланг подвода бензина. 16. Бензонасос. 17. Манометр давления бензина. 18. Кнопка разжижения масла.

Рис. 10. Схема масляной системы

Система охлаждения силовой установки служит для охлаждения рабочих цилиндров двигателя и масла. Цилиндры двигателя охлаждаются воздухом, поступающим через основные и дополнительные жалюзи. Управляются основные жалюзи рукояткой из кабины экипажа.

Дополнительные жалюзи служат для охлаждения верхних цилиндров двигателя. Управление дополнительными жалюзи осуществляется только на земле в зависимости от температуры атмосферного воздуха.

Жалюзи маслорадиатора состоят из трех створок, соединенных между собой при помощи рычажков. Управление жалюзи осуществляется вентилем, соединенным с рычажком одной из створок.

Приборы контроля силовой установки включают:

· электрический тахометр ОЭ-932, служащий для измерения частоты вращения коленчатого вала двигателя в диапазоне от 600 до 3000 об/мин;

· трехстрелочный электрический индикатор ЭМИ-ЗК, служащий для измерения давления топлива в диапазоне 0-1,0 кгс/см2, давления масла в диапазоне 0-15,0 кг/см2 и температуры масла в диапазоне 0-150°С;

· термометр ТЦТ-13, служащий для измерения температуры головки цилиндра № 1 двигателя в диапазоне от 0 до 350°С;

· мановакуумметр ЭИ-1000А, служащий для измерения давления топливовоздушной смеси в смесесборнике двигателя в диапазоне от 100 до 1000 мм.рт.ст.;

· термометр ТУЭ-48, служащий для измерения температуры воздуха, поступающего в карбюратор.