Руководство по летной эксплуатации самолета

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА

Z-142

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.

Кабина пилотов

1. Ручка управления

2. Кнопка радио (VHF)

3. Кнопка СПУ (IC)

4. Педали управления тормозами

5. Стояночный тормоз

6. Рычаг управления закрылками

7. Триммер руля высота

8. Триммер руля направления

+9. Рукоятка отцепки буксировочного фала

10. Рукоятка аварийного сброса фонаря

11. Фиксатор фонаря в открытом положении

12. Рукоятка управления системой пожаротушения двигателя

13. Ручной топливный насос

14. Топливный шприц

15. Рычаг управления двигателем (РУД)

16. Рукоятка управления шагом воздушного винта (РУШВ)

17. Рукоятка управления нагнетателем

18. Управление качеством смеси

19. Переключатель топливных баков

20. Рычаги управления обогревом и вентиляцией

21. Переключатель магнето

22. Главный выключатель бортовой сети

23. Кнопка запуска

24. Панель автоматов защиты сети и выключателей

25. Регулятор подсветки приборной доски

26. Кнопка проверки работоспособности генератора

27. Сигнализация аварийного остатка топлива левой (L) и правой (R) групп баков

28. Сигнализация обогрева ПВД и давления в балке лонжерона

29. Кнопка проверки сигнализации предупреждения сваливания и исправности обогрева ПВД

30. Плавкие предохранители

31. Разъем радиогарнитуры

32. Сиденье пилота

33. Регулировка сиденья

+34. Бортовой огнетушитель

35. Магнитный компас I.

+36. Магнитный компас II.

37. Указатель воздушной скорости

38. Авиагоризонт

39. Вариометр

40. Часы

41. Высотомер I.

42. Гирополукомпас

43. Тахометр I.

44. Трех - стрелочный индикатор

45. Индикатор температуры головок цилиндров

46. Мановакуумметр наддува I.

47. Радиостанция (УКВ).

+48. Указатель воздушной скорости II.

+49. Указатель разворота

+50. Вариометр II.

+51. Высотомер II.

52. 4-стрелочный топливомер

+53. Тахометр II.

+54. Акселерометр (располагается в центре приборной доски)

55. Вольтамперметр

+56. Мановакуумметр наддува II.

57. Индикатор давления в лонжероне с клапаном для подкачки

58. Табличка поправок

59. Таблички (описание в пункте 2.25)

+60. Кнопка СПУ

Примечание:

+ Дополнительное оборудование

ПОЛОЖЕНИЕ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ

Центровка	% САХ
Передняя
Задняя

Предостережение:

(1) Ограничения действительны для акробатической, многоцелевой и нормальной категорий.

(2) Процедура проверки положения центра тяжести описывается в разделе 6.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

2.6.1. Ограничения по винтомоторной группе

Режим работы двигателя	Обороты двигателя	Наддув	Время работы	Нагнетатель
кПа	атм.
Взлетный	2750 ± 30		1,2	max. 5 мин.	Включен
Максимальный непрерывный	2600 ± 3%		1,02	Не ограничено	Включен
Максимально допустимый			0,85	30 сек.	Включен
Предельно допустимый			1,02	1 сек.	Выключен
Максимальный кратковременный	2750±30		1,02	max. 5 мин.	Выключен

Примечание:

В случае критической ситуации взлетный режим работы двигателя может использоваться в пределах 10 минут при следующих условиях:

(1) Параметры работы двигателя не превышают другие максимально допустимые ограничения в соответствии с Руководством по летной эксплуатации.

(2) Экстраординарное использование взлетного режима работы двигателя заносится в формуляр двигателя.

3) Качество смеси соответствует взлетному режиму работы двигателя.

2.6.2. Использование нагнетателя

(1) Во время продолжительного использования включенного нагнетателя необходимо сохранять номинальное давление наддува в диапазоне значений, указанных для определенного режима полета.

(2) При выполнении фигур пилотажа, разрешается включать нагнетатель только на максимальном непрерывном режиме работы двигателя, т.е. с давлением наддува 100 кПа (1,02 атм.) и оборотами 2600 об/мин.

ТОПЛИВО

Неэтилированный авиационный бензин с октановым числом не менее 78 или другие виды авиационного бензина.

Ограничение:

(1) Применение этилированного авиационного бензина разрешается только в случае, если содержание тетраэтилсвинца не превышает 0,06 % объема.

(2) Этилированные жидкости не должны содержать бромид этила и органические хлористые составляющие.

Рекомендация:

(1) Следующие виды топлива и масла одобрены, для использования в эксплуатации самолета Z 142:

LBZ 78

SHELL 80, ESSO 80 (содержание тетраэтилсвинца максимум 0,06 % объема.)

BP 100 L соответствующее МIL - 5572 E, сорта 100/130 (содержание тетраэтилсвинца максимум 0,06 % объема.), AVGAS 100 L (St. - 100/130).

(2) Виды топлива с октановым числом 80 рекомендуются для эксплуатации в тропических условиях с температурой окружающего воздуха выше +30°C.

КОЛИЧЕСТВО ТОПЛИВА

Наименование	Категория
Акробатическая (A) Многоцелевая (U)	Нормальная (N)
Основные баки	2 x 60 л	2 x 60 л
Расходный бачок	5 л	5 л
Дополнительные баки	-	2 x 50 л
Полный объем топлива	125 л	225 л
Невырабатываемый остаток топлива	3 л	5 л
Используемое топливо	122 л	220 л

МОТОРНОЕ МАСЛО

Ограничение:

Коксовый осадок не должен превышать 0,4% веса.

Рекомендация:

ДЛЯ ОБКАТКИ (максимум до 50 часов) рекомендуется минеральное масло, например AERO SHELL 100 или эквивалентное.

ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ ПОСЛЕ ОБКАТКИ рекомендуется некоксующееся масло с антикоагуляционными присадками:

ДЛЯ УМЕРЕННОГО КЛИМАТА рекомендуется AERO SHELL W 100 или эквивалентное.

ДЛЯ ТРОПИЧЕСКОГО КЛИМАТА рекомендуется AERO SHELL W120 или эквивалентное.

ДЛЯ ЗИМНЕЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ в полярных зонах рекомендуется АERO SHELL W80 или AERO SHELL W65 или эквивалентное.

ПРЕДОСТЕРЕЖЕНИЕ:

При работе на минеральных маслах более 50 часов, переход на масла с присадками не должен осуществляться без предварительной очистки от кокса и тщательной промывки двигателя.

ЗАПРАВКА МАСЛОМ

Максимально допустимое количество масла........................................................ 12л

Количество масла для полетов на пилотаж............................................................ 9л

Минимальное количество масла................................................................................ 7л

ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ

2.14.1. Значения перегрузки

Категория	Значения перегрузки
+	-
Акробатическая		3,5
Многоцелевая
Нормальная	3,8	1,5

2.14.2. Ограничения по перегрузке

Перегрузка

Скорость V_инд., км/ч

A АКРОБАТИЧЕСКАЯкатегория

U МНОГОЦЕЛЕВАЯ категория

N НОРМАЛЬНАЯ категория

ФИГУРЫ ПИЛОТАЖА

2.15.1. Акробатическая и многоцелевая категории

Перечень фигур, разрешенных для самолетов акробатической и многоцелевой категорий:

№ п/п	Наименование	Рекомендуемая скорость ввода, Vпр., км/ч
1.	Крутой вираж (угол крена более 45°)	min. 180
2.	Боевой разворот	min. 220
3.	Петля Нестерова	min. 240
4.	Полупетля (иммельман)	min. 250
5.	Переворот	max. 150
6.	Поворот на горке	min. 180
7.	Бочка	min. 180
	8.	Штопор	- 110
	9.	Перевернутый полет	min. 200
	10.	Обратный вираж	min. 200
	11.	Обратная петля из нормального полета	max. 110
	12.	Обратная петля из перевернутого полета	min. 260
	13.	Обратный штопор

Предостережение:

Перечисленные выше фигуры пилотажа могут быть выполнены как в варианте с одним летчиком, так и с двумя, в любой произвольной последовательности при условии, что соблюдены следующие ограничения:

1) Вес и положение центра тяжести - пункт 2.3-2.5.

2) Ограничения по силовой установке - пункт 2.6. - 2.7.

3) Ограничения скорости и перегрузки - пункты 2.12. - 2.14.

4) Максимальная длительность перевернутого полета 1 мин. 30 сек.

5) Штопор –

a) максимально допустимое число витков: 6

b) выполнение штопора с выпущенными закрылками ЗАПРЕЩЕНО.

6) Штопорные бочки ЗАПРЕЩЕНЫ.

7) Полеты на пилотаж запрещены:

- с топливом в дополнительных баках;

- с багажом в багажном отделении.

2.15.2. Нормальная категория (N)

(A) На самолетах НОРМАЛЬНОЙ категории (вес более 1020 кг или самолет с топливом в дополнительных баках) все фигуры пилотажа, включая намеренный штопор и сваливание, запрещены.

(B) Маневры, разрешенные для самолетов НОРМАЛЬНОЙ категории

№	Наименование	Рекомендуемая скорость ввода, Vпр., км/ч
1.	Крутой вираж (угол крена более 45°)	min. 190
2.	Разворот с набором высоты	min. 220
3.	Скольжение

Высота

Температура (°С)

ТОРМОЖЕНИЕ

Допустимая начальная скорость для торможения - 100 км/ч.

КУРЕНИЕ

КУРЕНИЕ на борту самолета Z 142 - ЗАПРЕЩЕНО.

РУЛЕНИЕ

При рулении, закрылки должны находиться в положении УБРАНО.

ТАБЛИЧКИ

Следующие таблички расположены в кабине самолета:

ОПРЕДЕЛЕНИЕ СОСТАВЛЯЮЩИХ СКОРОСТИ ВЕТРА (ДИАГРАММА)

Описание:

φ - Угол между направлением ветра направлением ВПП;

u – скорость ветра;

v – скорость составляющей ветра, перпендикулярной направлению ВПП;

w - скорость встречной составляющей ветра.

ПРИМЕР: (показано пунктирной линией)

(1) Скорость ветра u = 13 м/с;

(2) Угол φ = 20°

(3) Точка пересечения определяет позицию (3). Линии, параллельные осям координат, проведенные от точки (3), определяют составляющие скорости ветра:

(4) Встречная составляющая w = 12,2 м/с;

(5) Боковая составляющая v = 4,5 м/с.

ОСОБЫЕ СЛУЧАИ

ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ

(1) Переключатель топливных баков установить в положение «ВЫКЛЮЧЕНО»;

(2) Дроссель - полностью ОТКРЫТЬ;

(3) Выключить главный выключатель;

(4) Включить огнетушитель (во время пожара в двигателе);

(5) Выключить магнето (после остановки двигателя);

(6) Установить скорость планирования 140 км/ч;

(7) Если огонь погасить не удалось, необходимо применить скольжение влево и вправо или увеличить скорость планирования;

(8) После того, как пожар был потушен, выполнить аварийную посадку.

Предостережение:

(1) После того, как пожар был потушен, двигатель не перезапускать.

(2) Если пожар ликвидировать не удалось, а вынужденная посадка угрожает жизни летчика, - покинуть самолет с парашютом.

(3) Пункты 1-8 справедливы и в тех случаях, когда высота полета не позволяет покинуть самолет с парашютом или когда самолет не оборудован парашютами.

3.2. ВЫНУЖДЕННОЕ ПОКИДАНИЕ САМОЛЕТА С ПАРАШЮТОМ:

Предостережение:

(1) При аварийном сбросе фонаря, замок фонаря НЕ ОТКРЫВАТЬ.

(2) При аварийном покидании необходимо избегать случайных действий с управлением самолета, например, удара ногой по ручке управления.

3.2.1. Вынужденное покидание самолета с левого кресла через левый борт:

(1) Выбрать направление полета в сторону безлюдной местности;

(2) Оттриммировать самолет;

(3) Выключить магнето;

(4) Переключатель топливных баков установить в положение «ВЫКЛЮЧЕНО»;

(5) Выключить главный выключатель;

(6) Произвести аварийный сброс фонаря, переместив рычаг аварийного сброса фонаря назад; замок фонаря НЕ ОТКРЫВАТЬ;

(7) Для сброса – толкнуть фонарь рукой;

(8) Наушники выбросить из кабины;

(9) Расстегнуть привязные ремни и отбросить плечевые ремни назад через плечи;

(10) Протянуть левую руку вниз и назад из кабины, поворачивая корпус налево, опереться рукой на крыло.

(11) Перегнуться через левый борт кабины, опереться правой рукой на крыло и поставить правую согнутую ногу на крыло.

(12) Оттолкнуться от самолета под углом мин. 30° к продольной оси самолета с помощью рук и левой ноги.

Примечание:

(1) Пункты (1) - (5) могут быть опущены, если времени не достаточно.

(2) В зависимости от фактической ситуации и условий, пилот может принять другое решение.

3.2.2. Вынужденное покидание самолета с левого кресла через правый борт:

(1) Выбрать направление полета в сторону безлюдной местности;

(2) Оттриммировать самолет;

(3) Выключить магнето;

(4) Переключатель топливных баков установить в положение «ВЫКЛЮЧЕНО»;

(5) Выключить главный выключатель;

(6) Произвести аварийный сброс фонаря, переместив рычаг аварийного сброса фонаря назад; замок фонаря НЕ ОТКРЫВАТЬ;

(7) Для сброса – толкнуть фонарь рукой;

(8) Наушники выбросить из кабины;

(9) Расстегнуть привязные ремни и отбросить плечевые ремни назад через плечи;

(10) Повернуть корпус направо, встать правым коленом на правое сиденье держась руками за правый край фонаря.

(11) Опереться руками и левой ногой на крыло.

(12) Оттолкнуться от самолета под углом мин. 30° к продольной оси самолета с помощью рук и правой ноги.

Предостережение:

Этот способ покидания осуществим, если правое место не занято.

Примечание:

(1) Пункты (1) - (5) могут быть опущены, если времени не достаточно.

(2) В зависимости от фактической ситуации и условий, пилот может принять другое решение.

3.2.3. Вынужденное покидание самолета с правого кресла:

Процесс покидания самолета с правого кресла аналогичен процессу покидания самолета с левого кресла (пункты 3.2.1., 3.2.2.). Соответствующие действия выполнять в зеркальном отображении, относительно плоскости симметрии самолета.

3.2.4. Вынужденное покидание при штопоре:

Процесс покидания самолета при штопоре аналогичен процессу покидания самолета согласно пунктам 3.2.1., 3.2.2. и 3.2.3. Подпункты (1), (2) упомянутые в пунктах 3.2.1 и 3.2.2. не выполнять, подпункты (3), (4) и (5) могут быть опущены, если времени не достаточно.

3.3. ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ В ПОЛКЕ ГЛАВНОГО ЛОНЖЕРОНА:

(1) При падении давления азота в полке главного лонжерона ниже 150 кПа (1,5 кг/см²) необходимо произвести ПОСАДКУ на ближайшем аэродроме.

(2) По возможности, не перегружать несущую конструкцию в полете.

ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТОВ

ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ

(1) Подсоединить внешний источник питания

(2) Переключатель топливных баков установить в положение 2.R (правая группа баков)

(3) Положение РУД и регулятора качества смеси - согласно пункту 4.3.1.

(4) Ручным насосом создать давление 20-30 кПа (0,2 - 0,3 кг/см²)

(5) Топливным шприцем закачать топливо в соответствии с пунктом 4.3.1.

(6) Провернуть винт вручную (только в случае запуска холодного двигателя)

(7) Рычаг управления шагом винта установить в положение, соответствующее максимальным оборотам (min. угол) – полностью от себя

(8) Включить нагнетатель

(9) Убедиться, что пространство вращения винта свободна

(10) Переключатель магнето установить в положение «1+2»

(11) Нажать кнопку «Стартер»

(12) Установить обороты двигателя - 1000 ОБОРОТОВ В МИНУТУ (рычагом управления двигателем)

(13) Давление масла должно достигнуть min. 120 кПа (1,2 кг/см²) не более чем через 10 сек.

(14) Отрегулировать качество смеси в соответствии с таблицей 4.3.2

(15) Отключить внешний источник питания.

Предостережение:

1) В случае снижения температуры окружающего воздуха ниже +5°C, необходимо нагреть нижнюю часть маслобака с масляным клапаном во время подогрева двигателя горячим воздухом до запуска двигателя (см. Техническое руководство М. 337 AK). Температура горячего воздуха не должна превышать 120 °C.

1) Прогреть двигатель и масло при низких температурах окружающего воздуха (ниже -15°C).

2) Стартер приводится в действие через механизм нагнетателя. Если нагнетатель не включен, запустить мотор электрическим стартером невозможно.

3) Запуск двигателя:

(A) во время запуска двигателя отключить радиостанцию от бортсети с помощью выключателя на щитке управления радиостанцией.

(B) максимальное время запуска - 10 сек.

(C) разрешается повторять запуск двигателя до 3 раз с интервалами 30 сек.

(D) следующий запуск возможен после охлаждения стартера (спустя 10 минут).

(E) после того как двигатель заработает, кнопка стартера должна быть немедленно отпущена.

(F) после запуска двигателя следить за давлением масла; если давление 120 кПа (1,2 кг/см²) не достигнуто в течение 10 секунд, необходимо немедленно остановить двигатель и устранить дефект.

Рекомендация:

1) Для запуска двигателя рекомендуется использовать сертифицированный внешний источник питания (для продления срока службы аккумулятора).

2) При использовании внешнего источника питания радиостанцию не включать.

3) При температурах окружающего воздуха ниже +5°C для облегчения запуска двигателя рекомендуется предварительный подогрев двигателя и масла.

4.3.1. Таблица для запуска двигателя

Температура окружающего воздуха и начальные условия	Управление	Подкачка топлива	Примечания
РУД	Смесь
Запуск двигателя на земле	выше +5°С	¼ - ½ хода	На упоре (|)*	2 – 4 подачи	Провернуть винт (2-4 поворота), магнето ВЫКЛЮЧЕНО!
ниже +5°С	(|) или слегка обогащенная
Горячий двигатель после полета	½ хода	(|)	Не шприцевать	Не проворачивать винт ОПАСНО!
Запуск двигателя в полете (во всем диапазоне температур)	¼ - ½ хода	В соответствии с таблицей 4.3.2	2 – 4 подачи	Если винт не вращается, нажать на кнопку «СТАРТЕР» (нагнетатель ВКЛЮЧЕН)

Примечание:

* Положение рукоятки регулятора качества смеси (|) (на упоре) подходит для диапазона высот 0 - 800 м. по МСА. Установите рукоятку регулятора качества смеси для больших высот в соответствии с таблицей 4.3.2.

4.3.2. Регулирование состава смеси в зависимости от рабочего давления на высоте

Высота МСА, м	Положение рукоятки высотного корректора
0-800	На упоре (|)
800-1600	Первое фиксированное положение при повороте влево - к символу "+"
1600-2600	Второе фиксированное положение при повороте влево - к символу "+"
2600-3700	Третье фиксированное положение при повороте влево - к символу "+"
3700 и больше	Четвертое фиксированное положение при повороте влево - к символу "+"

ПРОГРЕВ ДВИГАТЕЛЯ

(1) ОБОРОТЫ:

(A) 1000 об/мин. – 2 - 5 мин. (в зависимости от температуры окружающего воздуха);

(B) 1500 об/мин. в течение времени, необходимого для прогрева и опробования двигателя.

(2) Проверка во время прогрева:

(A) Проверить работу двигателя во всех положениях переключателя топливных баков (Левая группа баков. Правая группа баков. Левая и правая группы баков), После проверки установить переключатель в положение «Правая группа баков».

(B) Проверить работу генератора и зарядку аккумулятора:

На оборотах 1800 об/мин. красный индикатор ГЕНЕРАТОР не должен гореть, показания вольтамперметра:

- напряжение 26-28V;

- ток - зарядка или 0.

(C) Проверить работу оборудования и приборов (авиагоризонт, радиостанция и т.д.).

(3) Показания приборов, при которых можно проводить опробование двигателя на земле:

Температура головок цилиндров - min. 120°C

Температура масла - min. 25°C

Давление масла - min. 350 кПа (3,5 кг/см²).

Предостережение:

(1) При низких температурах окружающего воздуха, прогрев двигателя проводить до достижения давления масла 350 - 400 кПа (3,5 - 4 кг/см²) и температуры масла 40 - 50°C.

(2) При прогреве двигателя не использовать обороты, на которых двигатель работает грубо или с вибрацией.

ПРОВЕРКА ДВИГАТЕЛЯ НА ЗЕМЛЕ

(1) Ручка управления – руль высоты в нейтральном положении

(2) Ручка регулятора качества смеси - в соответствии с таблицей 4.3.2

(3) Проверить работ