Руководство по летной эксплуатации

САМОЛЕТА Z-142

Производитель: MORAVAN, Концерн OTROKOVICE, Чехословакия

Категория: Акробатическая (A)

Многоцелевая (U)

Нормальная (N)

Сертификационный базис FAR часть 23 NEW с внесенными изменениями до 23-13 включительно.

 

 

Во время эксплуатации должны соблюдаться ограничения, описанные в разделах 2 и 7.

 

Год выпуска 1983

 

 

СОДЕРЖАНИЕ

1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ.. 5

1.1. ВВЕДЕНИЕ. 5

1.2. ИЗМЕНЕНИЯ.. 5

1.3. СОКРАЩЕНИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ.. 7

1.4. ОБЩИЙ ВИД САМОЛЕТА Z 142. 8

1.5. ОПИСАНИЕ. 9

1.6. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ.. 12

1.7. Кабина пилотов. 14

2. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ.. 16

2.1. ДЕЙСТВИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ.. 16

2.2. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ.. 16

2.3. МАКСИМАЛЬНЫЕ ВЗЛЕТНЫЙ И ПОСАДОЧНЫЙ ВЕСА.. 16

2.4. МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМАЯ ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА.. 16

2.5. ПОЛОЖЕНИЕ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 17

2.6. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.. 17

2.7. МАРКИРОВКА ПРИБОРОВ КОНТРОЛЯ ДВИГАТЕЛЯ.. 18

2.8. ТОПЛИВО.. 19

2.9. КОЛИЧЕСТВО ТОПЛИВА.. 19

2.10. МОТОРНОЕ МАСЛО.. 19

2.11. ЗАПРАВКА МАСЛОМ.. 20

2.12. ОГРАНИЧЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ.. 20

2.13. ПОКАЗАНИЯ УКАЗАТЕЛЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ И АКСЕЛЕРОМЕТРА.. 20

2.14. ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ. 20

2.15. ФИГУРЫ ПИЛОТАЖА.. 22

2.16. ДОПУСТИМАЯ ТЕМПЕРАТУРА ОКРУЖАЮЩЕГО ВОЗДУХА.. 23

2.17. МАКСИМАЛЬНЫЕ ДОПУСТИМЫЕ СОСТАВЛЯЮЩИЕ ВЕТРА.. 23

2.18. ПОЛЕТЫ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ.. 23

2.19. ТОРМОЖЕНИЕ. 23

2.20. МИНИМАЛЬНЫЙ ЭКИПАЖ, МАКСИМАЛЬНОЕ ЧИСЛО МЕСТ ДЛЯ ПАССАЖИРОВ.. 23

2.21. КУРЕНИЕ. 23

2.22. МИНИМАЛЬНОЕ ДАВЛЕНИЕ АЗОТА В ПОЛКЕ ГЛАВНОГО ЛОНЖЕРОНА.. 23

2.23. СИГНАЛИЗАТОР ДАВЛЕНИЯ АЗОТА В ПОЛКЕ ГЛАВНОГО ЛОНЖЕРОНА.. 24

2.24. РУЛЕНИЕ. 24

2.25. ТАБЛИЧКИ.. 25

2.26. ОПРЕДЕЛЕНИЕ СОСТАВЛЯЮЩИХ СКОРОСТИ ВЕТРА (ДИАГРАММА) 30

3. ОСОБЫЕ СЛУЧАИ.. 31

3.1. ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ. 31

3.2. ВЫНУЖДЕННОЕ ПОКИДАНИЕ САМОЛЕТА С ПАРАШЮТОМ: 31

3.3. ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ В ПОЛКЕ ГЛАВНОГО ЛОНЖЕРОНА: 32

3.4. ПРОГОРАНИЕ ВЫХЛОПНОГО КОЛЛЕКТОРА.. 32

4. ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТОВ. 33

4.1. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПЕРЕД ПОСАДКОЙ В КАБИНУ.. 33

4.2. ДЕЙСТВИЯ ПОСЛЕ ПОСАДКИ В КАБИНУ.. 35

4.3. ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ.. 35

4.4 ПРОГРЕВ ДВИГАТЕЛЯ.. 37

4.5. ПРОВЕРКА ДВИГАТЕЛЯ НА ЗЕМЛЕ. 38

4.6. РУЛЕНИЕ. 39

4.7. ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ ПРОВЕРИТЬ: 39

4.8. ВЗЛЕТ (Скорости указываются приборные) 39

4.9. НАБОР ВЫСОТЫ.. 40

4.10. ПОЛЕТ ПО КРУГУ.. 41

4.11. СНИЖЕНИЕ. 42

4.12. ПЛАНИРОВАНИЕ. 42

4.13. ПОСАДКА.. 42

4.14. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПОСЛЕ ПОСАДКИ.. 43

4.15. ОСТАНОВКА ДВИГАТЕЛЯ.. 43

4.16. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПОСЛЕ ОКОНЧАНИЯ ПОЛЕТА.. 43

4.17. ВЫВОД ИЗ ШТОПОРА И СВАЛИВАНИЯ.. 44

4.18. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ. 45

4.19. ВЫНУЖДЕННАЯ ПОСАДКА НА ПЛОЩАДКУ.. 46

4.20. НОЧНЫЕ ПОЛЕТЫ.. 46

4.21. УПРАВЛЕНИЕ АВИАГОРИЗОНТОМ.. 46

4.22. УПРАВЛЕНИЕ ГИРОПОЛУКОМПАСОМ.. 47

4.23. ПИЛОТАЖ.. 48

4.24. ФИГУРЫ ПИЛОТАЖА.. 49

1. Вираж.. 50

2 Боевой разворот. 51

3 Скольжение. 52

4 Пикирование. 53

5 Штопор. 54

6 Петля Нестерова. 55

7 Бочка. 56

8 Полупетля с полубочкой (иммельман) 57

9 Переворот. 58

10 Поворот на горке. 59

11 Перевернутый полет. 60

12 Обратный вираж.. 61

13 Обратная петля из обратного полета. 62

14 Обратная петля прямого полета. 63

15 Обратный штопор. 64

5. ЛЕТНО - ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ.. 65

5.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ.. 65

5.2. ДЛИНА РАЗБЕГА м.. 65

5.3. ВЗЛЕТНАЯ ДИСТАНЦИЯ м.. 65

5.4. МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ, м/с. 65

5.5. ПРАКТИЧЕСКИЙ ПОТОЛОК, м.. 65

5.6. МАКСИМАЛЬНОЕ КАЧЕСТВО.. 65

5.7. ПОСАДОЧНАЯ ДИСТАНЦИЯ, м.. 66

5.8. ДЛИНА ПРОБЕГА, м.. 66

5.9. КРЕЙСЕРСКИЕ СКОРОСТИ: 66

5.10. МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА.. 67

5.11. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА.. 67

5.12. ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА.. 67

5.13. СКОРОСТИ СВАЛИВАНИЯ.. 68

5.14. ТАБЛИЦА ПОПРАВОК ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ.. 68

6. ВЕС И БАЛАНСИРОВКА. 70

6.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ.. 70

6.2. ВЕС И ПОЛОЖЕНИЕ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ ПУСТОГО САМОЛЕТА.. 71

6.3. БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. 71

6.4. ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА.. 73

6.5. ПРОВЕРКА ВЕСА И ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ.. 74

6.6. ПРОВЕРКА ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 74

6.7. ПРОВЕРКА ВЕСА, ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ И ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 74

6.8. ПРИМЕР ПРОВЕРКИ ВЕСА, ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ И ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 76

6.9. ДИАГРАММА №1. СТАТИЧЕСКИЕ МОМЕНТЫ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ.. 78

6.10. ДИАГРАММА №2 ПРОВЕРКА ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.. 79

7. ДОПОЛНЕНИЯ.. 80

7.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ.. 80

7.2. ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ.. 80

7.3. Дополнение №1 - БУКСИРОВКА ПЛАНЕРОВ.. 80

7.4. Дополнение №2 - РАДИОСТАНЦИЯ LUN 3524.21. 81

1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

1.1. ВВЕДЕНИЕ

Предостережение:

Перед полетом пилот самолета должен быть ознакомлен с содержанием РУКОВОДСТВА ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ.

ИЗМЕНЕНИЯ

1.2.1. Все изменения или добавления к Руководству по летной эксплуатации выполнены следующим образом:

1) Изготовитель самолета высылает обязательный бюллетень с изменениями или новые исправленные страницы Руководства по летной эксплуатации держателю Руководства по летной эксплуатации.

2) Держатель Руководства по летной эксплуатации обязан:

a) Зарегистрировать полученное изменение в ТАБЛИЦЕ ИЗМЕНЕНИЙ - пункт 1.2.2.

b) Внести изменение в соответствии с бюллетенем или заменить первоначальные страницы исправленными, с датой выпуска и с пометкой "REV".

Обратите внимание:

Измененные или дополненные части текста будут отмечены вертикальной чертой.

Таблица изменений

Изменения оригинального номера	Номер бюллетеня, предписывающего изменение	Исправленные страницы	Перечень новых страниц	Перечень измененных характеристик

Примечание:

Изменения добавляются держателем Руководства по летной эксплуатации в соответствии с пунктом 1.2.1.

СОКРАЩЕНИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ

V_инд. - Индикаторная воздушная скорость - это приборная воздушная скорость самолета, исправленная с учетом аэродинамической поправки и инструментальной погрешности прибора. Индикаторная воздушная скорость равна истинной воздушной скорости в стандартной атмосфере на уровне моря.

V_экв. - Эквивалентная воздушная скорость - это индикаторная воздушная скорость самолета, приведенная к стандартным условиям полета. Эквивалентная воздушная скорость равна индикаторной воздушной скорости в стандартной атмосфере на уровне моря.

V_пр. - Приборная воздушная скорость - это скорость самолета, замеренная по фактическому скоростному напору как показано на его указателе воздушной скорости без исправлений системной ошибки воздушной скорости.

V_ист. - Истинная воздушная скорость - это воздушная скорость самолета относительно невозмущенной воздушной массы. Истинная воздушная скорость равна эквивалентной воздушной скорости, умноженной на (q₀ /q)^1/2

q₀ - удельный вес воздуха на уровне моря

q - удельный вес воздуха на заданной высоте

 

МСА – Международная стандартная атмосфера;

САХ – Средняя аэродинамическая хорда (САХ);

V_A – эволютивная скорость;

V_FE – максимальная скорость выпуска закрылков;

V_NE - предельно допустимая скорость;

V_NO – максимально допустимая скорость при нормальной эксплуатации;

V_SO - скорость сваливания в посадочной конфигурации;

V_S1 - скорость сваливания или минимальная скорость установившегося полета в определенной конфигурации.

ОБЩИЙ ВИД САМОЛЕТА Z 142

ОПИСАНИЕ

1.5.1. Общие положения

(A) Самолет Z 142 предназначен для первоначального и дальнейшего обучения, выполнения фигур пилотажа, ночных полетов, полетов по приборам и для буксировки планеров.

(B) Самолет Z 142 - версия Z 42 М. Это - двухместный одномоторный свободнонесущий моноплан с низко расположенным крылом, оборудованный шестицилиндровым рядным перевернутым двигателем М 337 AK и винтом изменяемого шага V 500.

1.5.2. Фюзеляж смешанной конструкции. Центральная часть фюзеляжа представляет собой сварную стальную ферму, обшитую панелями из стекловолокна. Хвостовая часть - полумонокок. Конструкция сидений позволяет использование наспинных парашютов. Расположение сидений пилотов бок о бок. Сиденья регулируемые, имеют 4 положения. Основное место - левое. Позади сидений, расположено место для ручной клади. Фонарь кабины пилотов сдвигается вперед и оборудован устройством для аварийного сброса. Для фиксации фонаря в открытом положении служит фиксатор.

1.5.3. Крыло имеет цельнометаллическую конструкцию с основным и вспомогательным лонжеронами. Крыло состоит из центроплана и отъемных консолей. Крыло в плане имеет прямоугольную форму, обшивка из листов дюралюминия. Щелевые, цельнометаллические элероны и закрылки имеют одинаковые размеры.

1.5.4. Хвостовое оперение консольной цельнометаллической конструкции, с обшивкой из листов дюралюминия. И руль направления, и руль высоты имеют частичную весовую и аэродинамическую балансировку. Руль высоты имеет сервокомпенсатор и управляемый триммер. Руль направления имеет неуправляемый триммер.

Предостережение:

1 Кабанчик управления сервокомпенсатором руля высоты имеет два отверстия.

2. Имеются два варианта крепления тяги к сервокомпенсатору руля высоты.

Вариант крепления тяги	Отклонение сервокомпенса-тора	Эффект	Примечания
	30° ± 2°	Уменьшение усилий на ручке управления, приходящих с руля высоты,	Рекомендуется для полетов на пилотаж
	30° ± 2°	Увеличение усилий на ручке управления, приходящих с руля высоты,	Рекомендуется для тренировочных полетов

3. При изменении крепления тяги, необходимо отрегулировать ее длину согласно Техническому руководству самолета Z 142, пункт 4.3.

1.5.5. Система управления

Самолет оснащен сдвоенной системой управления. Система управления включает управление рулем высоты, элеронами, рулем направления, колесом носовой стойки шасси, закрылками, триммерами, двигателем и винтом. Ручное управление рычажного типа, управление рулем направления осуществляется с помощью педалей, оборудованных рычагами управления тормозом основных колес. Управление рулем высоты и элеронами – жесткое (посредством тяг), управление рулем направления – полужесткое (посредством тяг и тросов). Управление носовым колесом осуществляется вместе с управлением рулем направления. Закрылки и триммеры управляются механически. Двигатель управляется тягой дроссельной заслонки, ручкой управления качеством смеси и тягой нагнетателя. Воздушный винт управляется гибкой тягой тянуще-толкающего типа.

1.5.6. Посадочное устройство имеет три колеса и состоит из основного шасси и передней опоры шасси. Стойки основного шасси представляют собой плоские стальные рессоры, которые крепятся к лонжерону центроплана крыла. Основное шасси оборудовано гидравлическими дисковыми тормозами с автоматическим устранением зазора. Педали управления тормозом, которые расположены на педалях руля направления, обеспечивают раздельное торможение основных колес шасси. Стояночный тормоз приводит в действие оба тормоза основных колес одновременно. Передняя опора шасси оснащена гидропневматическим амортизатором и демпфером шимми. Носовое колесо управляется педалями управления рулем направления.

1.5.7. Силовая установка

Самолет оснащен поршневым четырехтактным рядным шестицилиндровым перевернутым двигателем левого вращения с воздушным охлаждением, с клапанным механизмом и кулачковым распределительным валом на головках цилиндров, с впрыском топлива низкого давления перед впускными клапанами. Двигатель не имеет редуктора. Оснащен нагнетателем и позволяет выполнять фигуры высшего пилотажа и перевернутый полет.

Винт V 500 - двухлопастный изменяемого шага. Лопасти винта выполнены из дюралюминия.

1.5.8. Топливная и масляная системы

(1) Топливная система

Основные топливные баки расположены в передней части консолей крыла (2 x 60 л). Дополнительные топливные баки расположены в законцовках крыла (2 x 50 л). Расходный топливный бак расположен в фюзеляже самолета (5 л).

(2) Маслосистема

Масляный бак расположен в двигательном отсеке перед противопожарной перегородкой.

(3) Топливная и масляная системы позволяют выполнять полеты на пилотаж и перевернутый полет (только в АКРОБАТИЧЕСКОЙ и МНОГОЦЕЛЕВОЙ категориях).

1.5.9. Оборудование

(1) Электрическая система однопроводного типа (+ полюс) с массой (- полюс) на конструкции самолета. Номинальное сетевое напряжение - 28 В. Основным источником питания является генератор постоянного тока мощностью 600 Вт, приводящийся в движение непосредственно двигателем. Вспомогательным источником энергии является аккумулятор емкостью
25 Ач. Для использования внешнего источника питания имеется разъем, расположенный на левой стороне фюзеляжа.

(2) Противопожарное оборудование состоит из:

a) противопожарной перегородки, отделяющей двигательный отсек от фермы самолета;

b) системы пожаротушения двигателя, приводимой в действие из кабины;

c) внутрикабинного огнетушителя, расположенного в кабине (на усмотрение заказчика).

(3) Система обогрева и вентиляции

Самолет оборудован управляемой системой обогрева и вентиляции кабины.

(4) Световое оборудование

Самолет оборудован следующими огнями для ночных полетов:

- Рулежная и посадочная фары;

- Аэронавигационные огни;

- Подсветка приборов и освещение кабины;

- Лампа для чтения полетной карты;

- Проблесковый маяк.

(5) Радиосвязное и радионавигационное оборудование

По желанию заказчика на самолет может быть установлено:

(A) радиостанция одобренного типа;

(B) радионавигационное оборудование одобренного типа.

(6) Буксировочное устройство

Устройство для буксировки планера может устанавливаться на самолет по желанию заказчика. Буксировочное устройство состоит из буксировочного замка, зеркала заднего вида и механизма отцепки буксировочного фала. Тяга управления механизмом отцепки расположена на панели между сидениями. Максимальная взлетная масса планера может составлять 500 кг.

(7) Приборное оборудование

В кабине установлены пилотажно-навигационные приборы, приборы контроля двигателя и конструкции, включая сигнализацию.