В.Т.ПАНЧЕНКО, Ю.А.КУЗЬМИН,
И.П.ВАСИЛЬЕВ, П.И.ДЕРКАЧЕНКО

УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ САМОЛЕТ Л-29

Особенности конструкции и технического обслуживания

МОСКВА
ИЗДАТЕЛЬСТВО ДОСААФ СССР
1981

Рецензент В. В. Сауткин

Настоящее учебное пособие предназначено для курсантов учебных авиационных организаций ДОСААФ, обучающихся полетам на самолетах Л-29.

В пособии рассматриваются основные особенности конструкции самолета Л-29 и двигателя М701, работа наиболее важных систем и агрегатов, а также излагаются основы эксплуатации и технического обслуживания. Значительное внимание уделено возможным неисправностям основных агрегатов, способам их обнаружения и устранения.

Книга может быть полезна летному и инженерно-техническому составу авиации ДОСААФ.

ISВN 5-7030-0375-Х

ГЛАВА I. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Л-29

### ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ Л-29

Двухместный реактивный самолет Л-29 предназначен для первоначального обучения технике пилотирования в простых и сложных метеорологических условиях днем и ночью.

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. Фюзеляж представляет собой тело вращения полумонококовой конструкции. В передней части фюзеляжа расположена герметичная двухместная кабина, обеспечивающая нормальные жизненные условия экипажу при полетах на больших высотах. Кабина оборудована катапультируемыми сиденьями, расположенными одно за другим, которые обеспечивают экипажу покидание самолета на больших скоростях полета. Оперение самолета Т-образной формы. Горизонтальное оперение установлено на верхней части киля. Шасси самолета — трехколесное, с носовым колесом, убирающееся в полете. Основные стойки убираются в центроплан крыла в направлении к фюзеляжу. Передняя стойка убирается в фюзеляж вперед по полету.

Управление самолетом двойное. Управлять самолетом можно из обеих кабин.

На самолете установлен один реактивный двигатель типа М701с-500 с односторонним центробежным компрессором и одноступенчатой газовой турбиной. Воздух к двигателю подводится по двум воздухозаборникам, расположенным в центроплане и соединяющимся около двигателя в один канал.

В средней части фюзеляжа за кабиной летчиков установлены два топливных бака.

Радиоэлектронное и авиационное оборудование самолета состоит из УКВ радиостанции РТЛ-11 (РТЛ-22), автоматического радиокомпаса АРК-9, маркерного радиоприемника МРП-56, радиовысотомера РВ-УМ. системы опознавания, гироиндукционного компаса ГИК-1, гироскопического авиагоризонта АГД-1 и других пилотажно-навигационных приборов.

### ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

К летно-техническим характеристикам самолета относятся летные, геометрические, весовые и центровочные данные, прочностные характеристики, а также тяговые характеристики двигателя и некоторые другие данные.

### Летные данные

К летным данным самолета относятся данные о максимальной скорости, скороподъемности, потолке, взлетно-посадочных характеристиках, маневренности, технической дальности н продолжительности полета.

### Максимальные горизонтальные скорости полета (стандартные)

а) При работе двигателя на максимальном режиме (n=100%):

у земли — 605 км/ч;

на высоте 5000 м — 625 км/ч;

на высоте 8000 м — 612 км/ч.

б) При работе двигателя на номинальном режиме (n=97%):

у земли — 568 км/ч;

на высоте 5000 м — 595 км/ч;

на высоте 8000 м — 585 км/ч.

Максимальной скоростью горизонтального полета называется установившаяся скорость, которую может развивать самолет при наибольшей тяге силовой установки.

В горизонтальном полете тяга двигателя равна лобовому сопротивлению. В связи с тем что тяга двигателя и лобовое сопротивление самолета зависят от высоты полета, изменяется по высоте и максимальная скорость. С увеличением высоты полета плотность воздуха падает, что приводит к уменьшению как тяги двигателя, так и лобового сопротивления. Вместе с тем одновременное падение температуры воздуха оказывает противоположное влияние на тягу двигателя, замедляя ее падение, в результате тяга двигателя уменьшается медленнее, чем лобовое сопротивление. В связи с этим с ростом высоты полета максимальная скорость полета должна увеличиваться. У самолета Л-29 максимальные скорости растут только до определенной высоты. Вызвано это тем, что с увеличением высоты полета происходит рост числа М полета и на величину лобового сопротивления начинает оказывать влияние сжимаемость воздуха. В результате этого отношение тяги двигателя к лобовому сопротивлению замедляет свой рост, а затем, по мере увеличения высоты, начинает уменьшаться, вместе с ним уменьшается и максимальная скорость горизонтального полета. Таким образом, максимальные горизонтальные скорости самолета Л-29 с подъемом на высоту сначала растут (примерно до высоты 5000 м), а затем уменьшаются.

### Скороподъемность

Максимальные вертикальные скорости (стандартные):

а) у земли (n=100%) — 13,2 м/с;

б) при n=97%:

на H = 5000 м — 6,2 м/с;

на H = 8000 м — 3,3 м/с;

на H = 10 000 м — 1,4 м/с.

Время набора высоты на режиме максимальной скороподъемности:

а) высоты 3300 м при работе двигателя на максимальном режиме — 5 мин;

при работе двигателя на номинальном режиме с высоты 3300 м:

высоты 5000 м — 9,2 мин;

высоты 8000 м — 20 мин;

высоты 10 000 м — 35,2 мин.

Вертикальная скорость самолета определяется избытком тяги, полетной массой и скоростью набора. Самолет Л-29 имеет максимальную вертикальную скорость у земли. По мере набора высоты вертикальная скорость уменьшается вследствие уменьшения тяги двигателя. При наборе высоты с максимальной вертикальной скоростью время подъема на заданную высоту будет минимальным.

### Практический потолок

Для самолета Л-29 в стандартных условиях практический потолок равен 10 900 м.

Под практическим потолком понимается высота, на которой самолет располагает минимальной избыточной тягой, необходимой для практического выполнения установившегося полета. Таким потолком условно считают высоту, на которой вертикальная скорость равна 0,5 м/с.

### Взлетно-посадочные характеристики

Длина разбега самолета Л-29 на бетоне при взлете на максимальном режиме работы двигателя при скорости отрыва по прибору 160...165 км/ч составляет 600...650 м.

Длина пробега на бетоне с использованием тормозов колес при приземлении на скорости по прибору 155...160 км/ч составляет 530...600 м.

Взлет самолета выполняется с выпущенными закрылками во взлетное положение (15°) при работе двигателя на максимальном режиме. Вследствие сильного влияния температуры и давления наружного воздуха на тяговые характеристики двигателя длина разбега при отклонениях параметров от стандартных значений (t=15°С и Р0 = 760 мм рт. ст.) существенно изменяется. Так, при t=30°С и Р = 730 мм рт. ст. длина разбега увеличивается примерно на 50% и при взлете с массой 3280 кг достигает 950 м. Указанное обстоятельство необходимо учитывать при эксплуатации самолетов на высокогорных аэродромах и в условиях жаркого климата. Кроме того, длина разбега зависит и от вида ВПП (бетонированная или грунтовая). Длина разбега на грунтовой ВПП больше, чем на бетонированной, примерно на 35% (при s грунта = 8...9 кгс/см2).

Посадка самолета осуществляется с выпущенными закрылками в посадочное положение (30°). С целью получения минимальной длины пробега после опускания переднего колеса при пробеге применяется торможение колес. Длина пробега зависит от метеоусловий, состояния взлетно-посадочной полосы и эффективности, использования тормозов.

### Дальность и продолжительность полета

Максимальная практическая дальность и продолжительность полета самолета Л-29 на высоте 5000 м с остатком топлива 5% полного запаса (при плотности 0,775 г/см3) составляет:

без подвесных баков — 710 км и 1 ч 44 мин;

с подвесными баками (2´150 л) — 920 км и 2 ч 15 мин.

Дальность и продолжительность полета самолета зависят от скорости, высоты полета и запаса топлива, сличением высоты полета дальность и продолжительность полета увеличиваются в связи с уменьшением километрового и часового расхода топлива вследствие уменьшения лобового сопротивления самолета. Скорость полета же в прямой зависимости влияет на дальность и продолжительность полета. С увеличением скорости полета дальность и продолжительность полета сначала увеличиваются до определенных значений, а затем уменьшаются. Скорости полета, на которых достигается максимальная дальность и продолжительность полета, называются наивыгоднейшими. Максимальная продолжительность полета самолета Л-29 достигается при скорости 230 км/ч при полете без подвесных баков и 240 км/ч с подвесными баками.

Максимальная дальность достигается при полете со скоростью 305...360 км/ч в зависимости от высоты полета.

Расчет дальности и продолжительности полета самолета Л-29 производится на каждый полет самолета согласно Руководству по летной эксплуатации самолета Л-29.

Геометрические данные самолета

Размах | 10,3 м
Общая длина | 10,8 м
Общая высота при стоянке | 3,1 м
Площадь крыла | 19,8 м2
Удлинение крыла | 5,36
Сужение крыла | 0,518
Угол стреловидности на 25% хорды крыла:
центроплана | 5°
консоли | 1°24'
Угол поперечного V центроплана | 0°
Угол поперечного V консоли | +3°
Средняя аэродинамическая хорда (САХ) | 2,040 м
Угол установки крыла относительно продольной оси самолета | 1,5°
Общая площадь элеронов | 1,502 м2
Максимальное отклонение элеронов | ±15°
Общая площадь закрылков | 2,77 м2
Отклонение закрылков при взлете | 15°
Отклонение закрылков при посадке | 30°
Общая площадь тормозных щитков | 0,532 м2
Максимальное отклонение тормозных щитков | 54°
Площадь стабилизатора | 2,19 м2
Отклонение стабилизатора:
при отклонении закрылков на 15° | –1°55'±20'
при отклонении закрылков на 30° | –3°55'±15'
при убранных закрылках | –0°15'±5'
Площадь руля высоты | 1,12 м2
Отклонение руля высоты:
вверх | –32°
вниз:
для самолетов до 8-й серии | +20°
для самолетов с 8-й серии | +18°
Отклонение триммера руля высоты:
вверх | –11°±1°
вниз | +20°±2°
Угол стреловидности на 25% хорды профиля
горизонтального оперения | 9°
Общая площадь вертикального оперения | 2,934 м2
Площадь киля | 1,353 м2
Площадь руля направления | 0,681 м2
Угол стреловидности на 25% хорды профиля
вертикального оперения | 37,5°
Отклонение руля направления (в горизонтальной плоскости) | ±25°±1°
Стояночный угол самолета | 1°40'
Ширина колеи шасси | 3,435 м
Продольная база шасси | 3,897 м

Весовые и центровочные данные самолета

Вариант | Экипаж | Масса, кг | Центровка, X % САХ
пустого самолета | эки- пажа | обо- рудо- вания | топли- ва | полет- ная | шасси убрано | шасси выпу- щено
1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9
Основной учебный | Летчик в передней кабине | 2384 | 90 | — | 120 800 | 2594 3274 | 22.6 23.4 | 23.4 24.2
Летчики в обеих кабинах | 2384 | 180 | — | 120 800 | 2684 3364 | 21.2 21.7 | 22.0 22.5
Перелетный (с подвесными топливными баками) | Летчик в передней кабине | 2412 (с учетом мас- сы подвесных ба- ков и пилонов — 28 кг) | 90 | — | 120 1040 | 2622 3542 | 22.5 23.4 | 23.3 24.2
Летчики в обеих кабинах | 2412 | 180 | — | 120 1040 | 2712 3632 | 20.7 20.0 | 21.5 22.8
С бомбами | Летчик в передней кабине | 2384 | 90 | 200 | 120 800 | 2794 3474 | 23.2 23.8 | 24.0 24.6
Летчики в обеих кабинах | 2384 | 180 | 200 | 120 800 | 2894 3564 | 21.2 22.2 | 22.0 23.0

Примечание. В числителе приведены данные, полученные при минимальном (15%) остатке топлива, в знаменателе — при полной заправке топлива (1000 л) в основных топливных баках.

Таблица 2

Эксплуатационные ограничения самолета

Параметры | Без внешних подвесок | С внешними подвесками
Максимальная эксплуатационная перегрузка: |
положительная | 8 | 7
отрицательная | 4 | 3,5
Предельно допустимое число М по прибору |
для высот более 1500 м | 0,7 | 0,65
Максимально допустимая скорость (приборная), км/ч: |
на высотах ниже 1500 м | 790 | 790
с закрылками, выпущенными во взлетное положение | 290 | 290
с закрылками, выпущенными в посадочное положение | 280 | 280
с выпущенными шасси | 290 | 290
Максимально допустимая боковая составляющая скорости ветра, при которой разрешается производить взлет и посадку, м/с | 12 | 12

Перегрузка (коэффициент перегрузки) — безразмерная величина, показывающая, во сколько раз сумма всех сил (за исключением силы тяжести), действующих на самолет в криволинейном полете, больше или меньше его массы в равномерном горизонтальном полете.

Перегрузка обычно оценивается коэффициентом перегрузки.

Максимально допустимые перегрузки, действующие на самолет в процессе его летной эксплуатации, называются эксплуатационными перегрузками.

Нагрузка (перегрузка), при которой начинается разрушение каких-либо элементов конструкции самолета, называется расчетной или разрушающей.

Эксплуатационная и разрушающая перегрузки связаны между собой коэффициентом безопасности (запасом прочности).

Коэффициентом безопасности называется число, показывающее, во сколько раз разрушающая нагрузка (перегрузка) больше нормированной эксплуатационной нагрузки (перегрузки).

### Ресурс самолета

Для самолета Л-29 установлены следующие ресурсы:

Таблица 3

Серии самолетов | Назначенный ресурс | Ресурс до первого капитального ремонта | Межремонтный ресурс
Для 3...8-й серий самолетов | 4500 ч налета | 1000±100 ч налета | 1000±100 ч налета
Для самолетов с 9-й серии | 5000 ч налета | 1200±100 ч налета | 1200±100 ч налета
Двигатель М701с-500 | 2500 ч наработки | 500 ч наработки | 500 ч наработки

Под назначенным ресурсом понимается наработка самолета с начала эксплуатации, по достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от технического состояния.

Под межремонтным ресурсом понимается наработка самолета между двумя последовательными ремонтами. После отработки межремонтного ресурса самолет подлежит ремонту независимо от технического состояния.

Аппаратура, агрегаты и механизмы самолета эксплуатируются в пределах установленных для них ресурсов (сроков службы). Аппаратура, агрегаты и механизмы, ресурс которым не определен, эксплуатируются в пределах ресурса самолета.

Аппаратура, агрегаты и механизмы, установленные ресурсы которых отличаются от ресурсов самолета, подлежат замене в межремонтный период после выработки установленных для них ресурсов.

Для самолета Л-29 такими агрегатами, механизмами и аппаратурой являются:

Таблица 4

Наименование агрегатов | Ресурс, установленный агрегатам
назначенный | до первого кап. ре- монта | межремонт- ный
1 | 2 | 3 | 4 | 5
Планер и его системы
1. Стойки шасси (по 9-ю серию) | 7000 пос. | — | 3500 пос. | 3500 пос.
2. Стойки шасси (10-й и 11-й серий) | 9500 пос. | — | 3500 пос. | 3500 пос.
3. Стойки шасси (12-й серии) | 10500 пос. | — | 3500 пос. | 3500 пос.
4. Стойки шасси (с 13-й серии): основные стойки | 12000 пос. | — | 3500 пос. | 3500 пос.
передняя стой- ка (за исклю- чением рога АЛ229.503- 10Р9) | 12000 пос. | — | 3500 пос. | 3500 пос.
рог АЛ229.503- 10Р9 передней стойки | 1050 пос. | — | 3500 пос. | 3500 пос.
5. Колеса основ- ных стоек шас- си К600.1 (до № 154 52-й серии включи- тельно) | 2000 пос. | — | 1300 пос. | 1300 пос.
6. Колеса основ- ных стоек шас- си К600.12 (с № 155 52-й серии) | 4000 пос. | — | 2000 пос. | 2000 пос.
7. Колесо перед- ней стойки | 6000 пос. | — | 2000 пос. | 2000 пос.

1 | 2 | 3 | 4 | 5
Авиационное вооружение
8. Блоки реактив- ной системы | Заводской срок гарантии по настрелу | — | — | —
9. Пиропатроны ПК-4-1 (ПК-21М-1) | — | 10 лет, из них: в гермоуку- порке 10 лет; вне гермо- укупорки в узлах пироме- ханизма 2 года; | — | —
10. Пиропатроны ПП-3 | — | 20 лет, из них: в гермо- укупорке 20 лет; вне гермо- укупорки 5 лет; в узлах пи- ромеханиз- ма 2 года | — | —
Неметаллические изделия
11. Шланги гид- равлической, топливной и воздушной си- стем и герме- тизация фона- ря | По тех- состоянию | 7—8 лет | — | —
12. Рукава систе- мы питания приборов анероидно- мембранных | По тех- состоянию | 12 лет | — | —
13. Остекление фонаря | По тех- состоянию | — | — | —

Для поддержания заданного уровня надежности самолета в межремонтный период на нем выполняются регламентные работы. Минимальная наработка (календарная продолжительность эксплуатации) самолета между регламентными работами и их объем устанавливаются Единым регламентом технической эксплуатации самолета. Для самолета Л-29 минимальная календарная продолжительность между регламентными работами установлена 12 месяцев.

В межрегламентный период на самолете выполняются подготовки к полетам и другие работы, объем которых устанавливается регламентом.