www.czechjetteam.com
armády, technika, militaria
Klubové zpravodajství ze Žatce, průvodce leteckým výcvikem
FlightSim.CZ
Airbase.cz - moderní vojenské letectví a simulátory
SQUADRON.cz - Aircraft Photos
www.letecke-muzeum.cz/
ANTONIO - original for pilots
 
 
 
Klubové zpravodajství ze Žatce, průvodce leteckým výcvikem

 

   

 

Popis L-39

 


 

Technický popis letounu L-39

L-39 je dvoumístný dolnoplošník s tandemovým uspořádáním posádky, s tříbodovým hydraulicky zatahovaným podvozkem příďového typu.

Konstrukce letounu je poloskořepinová, nýtovaná.

Letoun je poháněn jedním dvouproudovým motorem.

Nahoru

Trup

Trup je složen ze dvou hlavních částí - přední a zadní sekce.

Přední část zahrnuje špičku, přetlakovou část a motorový prostor.
Zadní část s ocasními plochami je odnímatelná a je připevněna pěti pevnostními šrouby.

Oddělená zadní část trupu s ocasními plochami

 

 

Přední část trupu je rozdělena na konstrukční a technologické skupiny:

  • špička trupu,
  • přetlaková část s pilotními prostory osádky,
  • střední část trupu zahrnující prostor palivových nádrží a motoru.
Letoun s demontovanou zadní částí trupu

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Špička trupu je využita k uložení radiovybavení, některých částí elektrovybavení a kyslíkové instalace. Zároveň je zde šachta pro nohu příďového podvozku, zasouvaného dopředu. Vybavení v přídi je přístupné po odklopení dveří s podpěrkou na obou stranách, špička je ukončena laminátovým dielektrickým krytem.

Pohled do špičky trupu jednoho z prototypů
(zcela vlevo deska s konektory pro připojení diagnostického zařízení KL-39)

 

Přetlaková část trupu, mezi přepážkami 7 a 21a je hermeticky oddělená od ostatních částí těsněním veškerých spojů různými těsnícími materiály (páska Thiokol, Hermetik, tmel a pryž). V místech průchodu z přetlakové části jsou těsněna táhla řízení i elektrické konektory.

Součástí přetlakové části jsou nejen vlastní pilotní prostory, ale také prostory pod podlahou kabiny, kde jsou umístěny agregáty.

Rám pilotní kabiny nese čelní štítek a dva vpravo odklopné překryty, vzájemně oddělené obloukem odlitým z elektronové slitiny. Čelní štítek kabiny lze pro usnadnění přístupu k některým přístrojům v přední palubní desce, odklopit vpřed. Čtveřice jednokleštinových zámků překrytů kabiny je ovládána mechanicky, těsnost překrytů zajišťují profilované pryžové hadičky v rámech, plněné vzduchovou soustavou. Překryty jsou v případě nouzového opouštění letounu sekvenčně odhazovány pyromechanismy. Na levé straně trupu pod pilotními prostory jsou stupačky pro piloty, z toho spodní výklopné, horní (u předního prostoru jedna, u zadního dvě) jsou řešeny jako dutina samočinně uzavíraná víčkem s pružinou.

 

Prostor palivových nádrží je vytvořen mezi kanály přívodu vzduch k motoru a kolem nich. Vlastní konstrukce prostorů s vyčnívajícími nýtovanými úhelníky je přelepena pásy plátna prosycenými lepidlem, plynulé přechody bez hran jsou tvořeny bloky polyuretanové pěny. Gumové vakové nádrže jsou tak chráněny proti mechanickému poškození.

Azbestovým plátnem je zezadu potažena i poslední šikmá přepážka přetlakové části č. 21a. Toto opatření zajišťuje v případě požáru palivových nádrží čas pro katapultáž pilotů z letounu.

 

 

Pravý vstup s odřezávačem mezní vrstvy

 

 

Za palivovými nádržemi před požární přepážkou, oddělující motorový prostor, je místo pro zástavbu radiovybavení, hydraulické instalace a systému klimatizace. V dolní části je ještě uložen výsuvný nouzový elektrický agregát a hasicí přístroj.

 

Rentgenový pohled ukazuje umístění vakových palivových nádrží za sedadlem
zadního pilota a kolem vstupů vzduchu. Dále je dobře vidět vedení táhel řízení

 

V motorovém prostoru je zabudováno vedení pro uložení motoru - na koncích lyžin je dvojice předních závěsů. Motor do trupu zasouvá zezadu po sejmutí zadní části trupu, připojené v pěti bodech pevnostními šrouby. V tomto prostoru je zároveň startovací jednotka Safír s odvodem spalin pod trup a protipožární systém.

Na pohledu do motorového lze vidět:

  • dole - velké otevřené kryty pro kontrolu a údržbu motoru,
  • vlevo dole - spouštěč motoru Safír 5 se zahnutou rourou pro odvod spalin pod letoun,
  • uprostřed po obou stranách - kolejnice - vedení pro motor (zcela vpředu je přední závěs motoru),
  • vpředu - červenou, teplotně odolnou silikonovou barvou natřená motorová přepážka,
  • na motorové přepážce - červené potrubí hasícího systému motoru
  • pohled do vstupů vzduchu zezadu

 

Zadní část trupu je odnímatelná, nese ocasní plochy a prochází jí prodloužená výstupní roura s pevnou tryskou motoru AI-25TL s ejektorem pro odvětrání motorového prostoru a systémů.

 

Nahoru

Ocasní plochy

Ocasní plochy klasické koncepce jsou neseny na zadní odnímatené části trupu.

Vodorovná plocha má celkovou plochu 5,07 m2 a úhel šípu ve 25% hloubky 10°. Výškové kormidlo o poměrné hloubce 29% má maximální výchylky nahoru 30° a dolů 20°. Na odtokové hraně obou jeho polovin, propojených torzní spojovací trubkou, jsou elektromotory ovládané plošky. Pravá, vyvažovací, je vychylovaná nahoru i dolů, levá ploška je automaticky vychylovaná dolů při vysunutí vztlakových klapek z polohy vzletové do přistávací. Vyvažovací ploška je řízena ovládacím tlačítkem na řídicí páce.

Kormidlo je hmotově vyváženo závažími na dvojici ramen připojených ke spojovací trubce obou polovin výškového kormidla a závažím umístěným před nosovou částí na konci kormidla.

Svislá ocasní plocha o šípovitosti 40° ve 25% hloubky je pevně zakotvena v zadní části trupu; v jejím laminátovém okrajovém oblouku je prostor pro anténu radiostanice. Směrové kormidlo se vychyluje na ± 30° a je vybaveno odlehčovací ploškou ve své dolní části. Řízení je klasické s přenosem sil pomocí pák a táhel z obou míst pro osádku.

 
Prototypové umístění vybíječů statické elektřiny na trupu u výstupní trysky. Na spodní straně vodorovné ocasní plochy je anténa původního radiovýškoměru RV-UM, který byl montován do prototypů a letounů nulté a první serie  
Seriové provedení vybíječů na koncích vodorovné ocasní plochy

 

Nožní pedály řízení jsou přestavitelné podle postavy pilota. V systému podélného řízení je použit pružinový mechanismus s vačkou, který zmenšuje sílu na řídicí páce při vzletu při výchylkách výškovky větších než 11° - 13° (přitažení).

Nahoru

 

Křídlo

Křídlo, průběžné s lichoběžníkovým půdorysem, je připojeno na spodní část trupu čtyřmi závěsy. Šíp křídla ve 25% hloubky je +1° 45', vzepětí 2° 30' a úhel nastavení vůči základní rovině trupu je +2°. Geometricky nezkroucené křídlo má profil NACA 641 AO12 mod. 5. Pátá modifikace představuje prohnutí přední části profilu spolu se zvětšením poloměru náběžné hrany. Okrajové koncové nádrže tvoří pevnou část křídla a zvyšují jeho efektivní štíhlost na hodnotu 5,2.

Konstrukce křídla je dvounosníková s jedním hlavním nosníkem v 35% hloubky a se zadním pomocným nosníkem. Průběžný hlavní nosník má frézované pásnice a nanýtovanou stojinu, žebra jsou z duralového plechu. Na hlavním nosníku je dvojice závěsných kování pro spojení křídla s trupem, další dvě kování v rovině symetrie letounu přenášejí ohyb trupu. Zadní pomocný nosník z duralového plechu nese vztlakové klapky.

Vztlakové klapky jsou dvouštěrbinové o ploše 2 x 1,342 m2 nesené vždy ve dvojici vedení, zakrytým plechovými aerodynamickými kryty. Jediný pracovní hydraulický válec ovládající klapky je umístěn na horní straně křídla uvnitř trupu v ose letounu.

Vztlakové klapky mají pro vzlet výchylku 25° ± 1° a pro přistání 44° ± 1°.

Doba vysunutí a zasunutí vztlakových klapek z 0° na 25° je cca 2,5 s, z 0° na 44° cca 5 s. Při pokusu vysunout klapky na 44° bez vysunutého podvozku se u ovladače podvozku rozsvítí nápis "VYSUŇ PODVOZEK" a současně zní klakson.
Poloha vztlakových klapek je indikována na panelu spouštění motoru zelenými kontrolkami vedle tlačítek jednotlivých poloh.

Křidélka o ploše 2 x 0,843 m2 s maximální výchylkou ± 16° jsou zavěšena na zadním nosníku ve dvou bodech. Jsou hmotově vyvážená, mají odlehčovací plošky, přičemž levá je užívána i jako vyvažovací. Plošky jsou ovládány elektromotorky.

Vysunutá stupačka, brzdící štíty
a náporová turbínka V-910

 

Aerodynamické brzdy (brzdící štíty) jsou dva a nachází se na spodní straně křídla (tvořící spodek trupu) v blízkosti osy letounu.
Brzdy mají plochu 2 x 0,25 m2 a jsou vychylovány jedním hydraulickým válcem na maximální úhel 55° ± 1°.

Za letu se automaticky vysunují při dosažení rychlosti letu Mach = 0,78.

 



 

Na obou polovinách křídla jsou umístěny Pitotstatické trubice rychloměrného systému; levá je hlavní, pravá záložní. Obě trubice mají elektrické vyhřívání proti zamrznutí.

Nahoru

 

Přistávací zařízení

Přistávací zařízení s příďovým podvozkem tvoří dvojice hlavních podvozkových noh v křídle, zasouvaných směrem k trupu a příďová noha zasouvaná směrem dopředu.

Kola hlavního podvozku u verze L-39C typu K-26 (u verze ZA typu K-28) mají hydraulicky ovládané dvoudiskové (verze ZA třídiskové) brzdy a bezdušové nízkotlaké pneumatiky rozměrů 610 x 185 mm (verze ZA 610 x 215 mm) s rozsahem tlaků huštění 400-700 kPa v závislosti na hmotnosti. Rozchod kol hlavního podvozku je 2,44 m (u verze L-39ZA činí 2,39 m díky zvětšeným kolům), rozvor 4,39 m.

Příďové kolo K-25 (verze ZA typu K-27) je opatřeno bezdušovou nízkotlakou pneumatikou rozměrů 430 x 150 mm (verze ZA 450 x 165 mm} s tlakem 300-550 kPa. Široká drážka v ose symetrie pneumatiky předního kola, která dělí styčnou plochu na dvě poloviny, zlepšuje stabilitu vedení pneumatiky a tlumí boční kmitání. Nízkotlaké pneumatiky větších rozměrů u verze ZA zajišťují schopnost provozu na travnatých drahách s nízkou únosností. Neřízená, volně otočná příďová podvozková noha má maximální vychýlení ± 60°. Umožňuje zatáčení použitím rozdílného tlaku v levé či pravé brzdě hlavních kol. Je opatřena tlumičem bočních kmitů (shimmy) a systémem, který srovnává kolo v nezatíženém stavu do směru podélné osy letounu.

Pružení všech tří podvozkových noh vyvozuje stlačený technický dusík, tlumení je zajištěno hydraulickým odporem tlumicí kapaliny.

Příďový a hlavní podvozek L-39 je výrobek Technometry Radotín



Podvozek je opatřen světelnou (na přístrojové desce) a mechanickou (ukazatele na křídle a před kabinou) signalizací polohy podvozkových noh.

Elektrické jištění blokuje funkci zasunutí podvozku při stání letounu na zemi. Příďová noha je v obou polohách jištěna mechanickými zámky, hlavní nohy jistí ve vysunuté poloze segmentové hydraulicky ovládané zámky, v zasunuté poloze mechanický systém.

Indikace a ovladač podvozku

Doba vysunutí podvozku je cca 8 s, doba zasunutí cca 9 s. Na pravém informačním table je pilotovi zeleně indikován "TLAK V PODVOZKU".

Poloha jednotlivých noh podvozku je indikována třemi kontrolkami červené nebo zelené barvy. Během vysouvání a zasouvání je indikováno i otevření krytů podvozku - červená kontrolka vpravo nahoře.

Zelená kontrolka vpravo dole indikuje vysunuté brzdící štíty.

Nahoru

 

Hydraulická soustava

Hydraulická soustava pracuje v hlavním okruhu s jmenovitým tlakem 15 MPa. Zdrojem tlaku je hydraulické čerpadlo s proměnnou dodávkou, napájející pracovní obvody zasouvání podvozku, ovládání vztlakových klapek, aerodynamických brzd, brzd podvozku a vysouvání náporové turbíny záložního elektrického zdroje. Nezávislými obvody jsou nouzový obvod a přetlakování hydraulické nádrže vzduchem. Systém s konstantním tlakem umožňuje nezávislé řazení hydraulických funkcí - a to i několika současně.
V normálním provozu lze ovládat všechny funkce z obou pilotních prostorů, ale ovládání ze zadní kabiny instruktora má přednost. Při nouzových operacích tato priorita odpadá.


Obvod přistávacího zařízení se skládá ze samostatných větví ovládání podvozku a podvozkových dvířek vzájemně spojených elektrickou vazbou. Podvozkové šachty se příslušnými dvířky uzavírají jak při vysunutém, tak i zasunutém podvozku, což zabraňuje znečištění propstoru podvozkových šachet. V případě nouzového vysunutí podvozku zůstávají podvozkové kryty v otevřené poloze.

Obvod vztlakových klapek zajišťuje jejich polohu pro let, vzlet a přistání. Synchronizace pravých a levých klapek je mechanická. Vztlakové klapky - jsou-li vychýleny, se zasouvají automaticky při překročení rychlosti 310 km/h. Mechanicky synchronizovanou dvojici aerodynamických brzd, se společným pracovním válcem, ovládá osádka spínači na plynových pákách. Aerodynamické brzdy se automaticky vysunou při dosažení rychlosti letu odpovídající M = 0,78.

Obvod diskových brzd kol hlavního podvozku pracuje se jmenovitým plynule regulovatelným tlakem 0,2 - 3,3 MPa. Ručně je tlak nastavován páčkou na řídící páce společně pro obě brzdy. Při vychýlení pedálů nožního řízení se rozdělí ručně zvolený tlak úměrně s vyšlápnutím do samostatných okruhů levé a pravé brzdy. Při nadzdvižení příďového kola brždění není možné. Během zasouvání jsou kola automaticky zabrzděna. Zablokování kola při normálním brždění brání protismykové zařízení, které uvolní tlak kapaliny v blokujícím kole.

Obvod vysouvání a zasouvání náporové turbíny V-910 vysouvá tento agregát automaticky při poklesu napětí hlavního elektrického okruhu. Automaticky jej zasouvá při dotyku příďového podvozku se zemí, případně při nouzovém zasunutí podvozku a obnoveni napětí hlavního zdroje.

Zástavba hydraulické nádrže

Nouzový obvod má zdroj tlaku v pístovém hydraulickém akumulátoru. Ručně jím lze ovládat vysunutí podvozku s trvalým otevřením krytů, vychýlení klapek do přistávací polohy, vyklopení náporové turbiny, brzdění obou kol bez možnosti diferencování a parkovací brzdu z přední kabiny.

Tento obvod lze v případě selhání palubního čerpadla a potřeby dalších hydraulických funkcí propojit s hlavním obvodem a částečně obnovit zdroj tlaku v hlavním obvodu (např. pro potřebu zasunutí podvozku před vynuceným přistáním na břicho).

 

 

Vzduchový obvod hydraulického systému zajišťuje trvalý přetlak hydraulické nádrže a dokonalou práci palubního čerpadla ve všech výškách letu. Stlačený vzduch je odebírán z kompresoru motoru AI-25TL a je redukován po pročištění a dehydraci na výstupní tlak 0,15 MPa. V celém hydraulickém systému nejsou použity tlakové hadice, veškerý rozvod je proveden otočnými spoji o vyšší spolehlivosti.

Nahoru

 

Vzduchová soustava

Vzduchová soustava slouží pro tlakování těsnících hadic pilotních překrytů a čelního štítku. Zdrojem je dvoulitrová láhev stlačeného vzduchu pod tlakem 15 MPa.
Hermetizaci lze provést po mechanickém uzamčení zámků kabiny.

Nahoru

 

Elektrická soustava

Hlavním zdrojem stejnosměrného elektrického napětí 28 V je dynamo VG 7500Ja o jmenovitém výkonu 9 kW, umístěné na skříni pohonů na motoru. Záložním zdrojem elektrické energie je dynamo LUN 2117.02 s výstupním výkonem 3 kW poháněné náporovou turbínou V-910. Nouzovým zdrojem je palubní akumulátor typu 12 SAM-28 umístěný v levé části přídě trupu, který umožňuje autonomní provoz, tj. nastartování motoru bez připojení vnějšího zdroje, plní funkci filtru elektrického napětí a hradí vysoká špičková přetížení spotřebičů.

Pozemní zdroj lze připojit k letounu na levé zadní straně trupu. V síti jsou měniče k napájeni spotřebičů střídavým napětím 115 V a 3 x 36 V. Jak ve stejnosměrné síti, tak i ve střídavé je při závadě některého z měničů zabezpečeno zálohování .

Elektrické vodiče, kterých je na jednom letounu použito takřka 10 000 m, jsou typu SYP s PVC izolací a polyamidovým obalem a jsou spojovány do svazků chráněných pogumovanou tkaninou.

Světelné a signalizační zařízení zahrnuje systém osvětlení palubních desek a bočních panelů, včetně jednotlivých přístrojů, s hlavním červeným a pomocným bílým světlem. Dále systém polohových světel, signalizační tabla nad palubními deskami a pojížděcí a přistávací světla. Tři polohová světla v barvách daných předpisy jsou na okrajových nádržích a na koncovém oblouku svislé ocasní plochy. Lze je užívat ve třech stupních intenzity a to trvale či zábleskově.

Světelná signalizace v každém pilotním prostoru obsahuje soubor obdélníkových světel barvy červené, žluté a zelené a tvoří tzv. informační a havarijní tabla. Blikající signálky sdružené informační a havarijní signalizace nad palubními deskami oznamují spolu se slovním popisem nebo symbolem v jejich obdélníčcích odpovídající závadu či informaci.

Pojížděcí a přistávací světla jsou tvořena dvojicí reflektorů ve špičkách koncových nádrží, jsou vybavena usměrňovacími mřížkami, které zabraňují oslnění osádky. Na každé podvozkové noze je ještě bílé světlo, umožňující v nočním provozu pozemnímu personálu ověřit správné vysunutí podvozku pouhým pohledem.

Panel ovládáni elektrického spouštění motoru je na levém stolku pilotních kabin před plynovou pákou.

Panel elektrického spouštění motoru

Nahrávka spouštění motoru AI-25TL ve formátu MP3 je pro zajímavost zde:

 

Součástí elektrického systému je i ovládání vysunutí a zasunutí podvozku (normálně i nouzově), vztlakových klapek a aerodynamických brzd. Dalšími ovládacími prvky je pak řízení podélného a příčného vyvažování letounu, dále odblokování brzd kol, výškové nastavení sedaček a veškerého ovládání výzbroje.

Nahoru

 

Palivová soustava

Palivová soustava zajišťuje dodávku paliva - leteckého petroleje - do motoru AI-25TL a ke generátoru vzduchu Safír 5.

Soustava obsahuje následující nádrže:

  • pět propojených gumových nádrží ve střední části trupu o celkovém objemu 1 160 litrů,
  • dvě koncové nádrže na křídlech s kapacitou po 100 litrech,
  • na vnitřní závěsníky křídla lze umístit přídavné palivové nádrže po 150 nebo 350 litrech.

Trupové, koncové a přídavné nádrže mají vlastní plnící otvory. Nádrž č. 5 je vybavena čerpadlem dodávajícím palivo pod tlakem jak pohonné jednotce, tak Safíru 5.

Pomocná nádrž, tzv. palivový akumulátor, o objemu 10 litrů, dodává palivo tlakem vzduchu pohonné jednotce při nulových a záporných násobcích.

Dodávka paliva z koncových a přídavných nádrží je zajištěna přetlakem vzduchu o velikosti 39,4 až 49 kPa. Za letu se nejprve odčerpává část paliva z trupových nádrží, pak se přečerpává z přídavných a koncových nádrži do trupových. Pořadí odčerpávání řídí membránový ventil. Hlavní nádrže jsou odvětrávány drenážním potrubím.

Za letu je pilotovi červenou blikající signálkou na havarijním tablu signalizován stav paliva nižší než 150 kg. Na levém - havarijním tablu se rozsvítí nápis "150 KG PALIVA". Tato zásoba vystačí na cca 10 minut letu při nominálním tahu motoru.

Nahoru

 

Pohonná jednotka

Letoun pohání dvouproudový motor AI-25TL s dvouhřídelovým uspořádáním o maximálním tahu 16,87 kN s obtokovým poměrem 2,0 a celkovým stlačením 9,5.

Specifická spotřeba při maximálním režimu je 61,1 kg/kN/h při nominálním tahu 14,72 kN pak 59,6 kg/kN/h. Doba akcelerace z volnoběhu na maximální režim je 9 - 12 s.

Motor AI-25TL

 

Motor je tvořen pevným vstupním ústrojím, axiálním kompresorem, skříní pohonů s rozdělovacím tělesem, prstencovou spalovací komorou a axiální plynovou turbínou. Součástí motoru je dále směšovací komora, prodlužovací roura a výstupní tryska.

 

 

Celek kompresoru se skládá z nízkotlakého na jedné hřídeli a vysokotlakého kompresoru na druhé hřídeli.

Nízkotlaký kompresor (NTK) je třístupňový a patří k němu vstupní usměrňovací ústrojí s lopatkami vyhřívaným i vzduchem odebíraným za devátým stupněm vysokotlakého kompresoru. Základem je rotor bubno-diskové konstrukce s plnými lopatkami a stator s obdobnými lopatkami usměrňovacích těles.

Devítistupňový vysokotlaký kompresor (VTK) se vstupním usměrňovacím ústrojím s nastavitelnými lopatkami a automatickou fixací polohy nastavení propouštění, má rotor obdobné konstrukce jako NTK, stator a ventily odpouštění vzduchu za 3. a 5. stupněm kompresoru. Vnější plášť VTK tvoří vnitřní povrch druhého vzduchového proudu. Za VTK se odebírá vzduch pro přetlakování kabiny, pro klimatizační soustavu a pro odledování motoru a samostatné odledování náběžných hran vstupů vzduchu do motoru (vnitřně) a čelního štítku kabiny (zvenku).
Mezi NTK a VTK je umístěna skříň pohonů, která svou polohou rozděluje proud vzduchu do obou proudů a slouží k umístění agregátů s náhony a k uložení ložisek hřídelí kompresorů. Hlavní náhony jsou ve spodní části rozdělovacího tělesa a jsou propojeny mechanickými převody s hřídelí rotoru VTK.

Spalovací komora má plamenec prstencového typu s dvanácti hlavicemi, hlavní palivové trysky jsou odstředivé, jednokanálové.

Turbína je reakční, třístupňová. První stupeň turbíny pohání vysokotlaký kompresor na stejné hřídeli a má lopatky statoru i rotoru chlazeny sekundárním vzduchem, odebíraným ze spalovací komory. Druhý a třetí stupeň turbíny pohání nízkotlaký kompresor. Smysl otáčení rotorů je doleva při pohledu od výstupní trysky.

Palivová soustava motoru se skládá z nízkotlaké, vysokotlaké a spouštěcí části. Při spouštění motoru se rotor VTK roztáčí vzduchovým startérem SV-25TL, k němuž je vzduch přiváděn od generátoru Safír 5.

Olejová soustava motoru je cirkulační uzavřená, tlaková a autonomní. Množství oleje v nádrži (přípustné pro let) musí být v rozsahu 7,5 - 4,5 litru. Olejová soustava umožňuje let se záporným násobkem po dobu 20 s, s nulovým násobkem po dobu 5 s.

Automatický regulátor teploty výstupních plynů slouží k ochraně motoru před přehřátím lopatek turbíny. Za letu i na zemi signalizuje dosaženi teploty výstupních plynů 700°C za turbínou, při dalším zvýšeni na 730°C tuto hodnotu opět signalizuje. Na zemi navíc automaticky zastaví motor.

Spouštění pohonné jednotky zajišťuje generátor vzduchu Safír 5, což je v podstatě malý proudový motor umístěný samostatně v levé spodní části motorového prostoru. Za jeho kompresorem se část vzduchu odebírá pro vzduchový startér SV-25TL.
Safír 5 je konstrukčně tvořen jednostupňovým radiálním kompresorem, prstencovou spalovací komorou, dvoustupňovou axiální turbínou, výstupní tryskou, difuzorem s odpouštěcím ventilem a protipulzačnim ventilem. Spaliny jsou zahnutou výtokovou rourou vyvedeny pod letoun.
Nominální otáčky rotoru jsou 50 500 ot/min při spotřebě paliva 50 kg/hod, potřeba odebíraného vzduchu činí 0,4 kg/s. Generátor Safír 5 má hmotnost 33 kg a jeho provoz je možný v rozsahu teplot od -40°C do +60°C.
Generátor se spouští elektrickým startérem, palivo z letounového palivového okruhu se přivádí do vlastního palivového systému. Olejová soustava je rovněž autonomní.

Protipožární vybavení motoru je soustředěno v motorovém prostoru - obsahuje systém signalizace se šesti hlásiči na motoru a draku a hasicí přistroj se směsí ,,7" nebo Freon 114 B2, rozprašovanou dvěma kolektory. Jedním kruhovým kolem vstupního ústrojí motoru a druhým podélným pod motorem. Láhev s hasící směsí je umístěna před požární přepážkou.

Nahoru

 

Klimatizační soustava

Klimatizační soustava zajišťuje optimální životní podmínky v pilotní kabině po celou dobu letu. Kabina je přitom hermetická, ventilačního typu. Vzduch pro klimatizaci kabiny je odebírán za posledním stupněm vysokotlakého kompresoru motoru.

Zástavba turbochladící jednotky

Horký vzduch je přiváděn potrubím teplé větve přes vzduchový filtr a omezovač průtočného množství k turbochladící jednotce (TCHJ), ve které se tlak a teplota vzduchu snižuje a k regulačním šoupátkům.
Tyto elementy soustavy jsou vestavěny zčásti v motorovém prostoru, zčásti i před požární přepážkou.

 

 

 

 

 

Teplota vzduchu v kabině, sprchách a ventilačních oblecích je upravována připouštěním horkého stlačeného vzduchu do studeného vyexpandovaného vzduchu z TCHJ v příslušné větvi. Pilot může přednastavit požadovanou teplotu v kabině v rozmezí +10° až +25°C, ve vzduchových sprchách a oblecích +10° až +80°C a automatický regulátor teploty udržuje nastavené hodnoty.
Za TCHJ je teplota udržována v létě na hodnotě +3°C, v zimě na +8°C. V potrubí klimatizace za TCHJ je umístěn odlučovač vody a tlumič hluku.

Přetlak v hermetizované kabině automaticky udržuje regulátor přetlaku, který řídí přetlak odpouštěním vzduchu dodávaného soustavou klimatizace. Do výšky letu 2000 m není kabina přetlakována, od této hladiny až do 7000 m přetlak zvolna narůstá na maximální hodnotu 170 ± 10 mm Hg. Na této hodnotě je udržován až do výšky praktického dostupu. Vzestup nebo pokles přetlaku za nebezpečnou hranici je signalizován a je jištěn pojistným ventilem.

Nahoru

 

Kyslíková soustava

Kyslíková soustava, napájená plynným lékařským kyslíkem, zajišťuje životní podmínky a zvyšuje bezpečnost osádky ve velkých výškách. Umožňuje nácvik výškových letů v úplné výškové výstroji, tj. kompenzačním oděvu a hermetické přilbě.

V zadní kabině instruktora je však možno použít pouze samotnou kyslíkovou masku. Do dýchací kyslíkové soustavy lze zahrnout i přístroj uložený v padáku, určený k použití v případě nouze.

Vybavení letounu L-39 umožňuje použití i tzv. anti-g obleků s automatickou regulací.

Nahoru

 

Radiovybavení

Radiovybavení tvoří radiokomunikační, radionavigační a identifikační zařízení.

VKV/UKV radiostanice R-832M slouží k oboustrannému spojení mezi letouny a letounem se zemí. Je vestavěna v pravé části přídě trupu. Její dvoupásmová anténa je ukryta pod laminátovým krytem oblouku svislé ocasní plochy. Ke vzájemné komunikaci osádky slouží palubní telefon SPU-9.

Navigační a přistávací systém RSBN-5S ze souboru radionavigačního vybavení (radiotechnický systém blízké navigace) zajišťuje spolu s pozemními navigačními a přistávacími radiomajáky řešení navigačních úloh, přibližovacího a přistávacího manévru. Trvale a nepřetržitě informuje pilota, v polárních souřadnicích, o poloze letounu vzhledem k letišti. Umožňuje přístrojové přiblížení letounu k letišti a optimální dokončení přistání po sestupové přímce.
Systém dokáže vypočítat polohu letounu i v autonomním režimu bez vzájemného spojení s pozemním radiomajákem.

Převážná část bloků systémů je zastavěna před požární přepážkou ve střední části trupu. Dvě antény systému jsou štěrbinového typu. Jedna z antén vykrývá zadní polosféru a je umístěna na SOP nad směrovým kormidlem - druhá, vykrývající přední polosféru, je pod laminátovým krytem špičky přídě. Obě antény se přepínají v závislosti na kvalitě přijímaného signálu. Systém pracuje také s údaji samostatných snímačů výšky, rychlosti a kursu.

Radiokompas RKL-41 umožňuje odečítání kursového úhlu od radiostanice, na kterou je právě naladěn. Přijímač radiokompasu je umístěn vpravo v přídi trupu. Skrytá nesměrová anténa ve hřbetě trupu bezprostředně za kabinou je tvořena mosaznou síťkou zalaminovanou do dvoudílného dielektrického krytu. Směrová pevná anténa je ve spodní části trupu pod kabinou, zapuštěná v potahu a překrytá laminátovou deskou.

Radiovýškoměr RV-5 měří skutečnou výšku letu nad zemským povrchem v rozsahu od 0 do 750 m a signalizuje opticky (blikáním červeného nápisu "NEBEZPEČNÁ VÝŠKA" na levém tablu) a akusticky (do sluchátek pilota) sestup pod předem nastavenou výšku letu. Přijímač - vysílač, tvořící jeden blok a je vestavěn na levé straně trupu pod podlahou kabiny. Trychtýřové antény radiovýškoměru jsou umístěny ve spodní části trupu; vpředu je přijímací, za ní vysílací.

Přijímač návěstidla MRP-56PS signalizuje okamžik přeletu letounu nad pozemním návěstným radiomajákem rozsvícením signalizačního světla ,,MARKER" na pravém informačním tablu a zvukovým signálem ve sluchátkách. Vlastní přístroj je u verze C umístěn vedle radiovýškoměru s anténou ve spodní části trupu, u verze ZA je - včetně antény - přemístěn do zadní části trupu.

Systém povelového řízeni SDU-L39 představuje malý analogový počítač, na jehož vstupy jsou přiváděny informace z RSBN, gyromagnetického kompasu a gyroskopických snímačů polohy. Po zhodnocení dat počítačem dostává pilot v přistávacím režimu povelovou informaci o tom, jakým směrem má vést letoun pro navedení na optimální trajektorii přistání. Indikace je integrována do ukazatele umělého horizontu.
Zařízení bylo zpočátku montováno do letounů pro SSSR, později bylo instalováno i na Albatrosech československého letectva.

 

Způsob indikace zařízení SDU na ukazateli umělého horizontu

 

Identifikační zařízení 020 (SRO) slouží k rychlému a bezpečnému určení vlastních letounů. Hlavní blok je umístěn v přídi trupu, ovládací skříňka nad pravým stolkem přední kabiny. Celkem osm antén je rozmístěno na konci trupu nad výtokovou tryskou pod laminátovým krytem u kořene odtokové hrany směrovky, v okrajových vřetenech koncových nádrží a na viditelném místě pod špičkou přídě.

Nahoru

 

 

Výzbroj

Výzbroj letounu slouží k výcviku bojových situací, u verze ZA umožňuje rozšířený zbraňový výcvik a také použití letounu jako lehkého bitevníku proti pozemním a vzdušným cílům.

Na L-39 je výzbroj umístěna na křídlových závěsnících, které jsou u verze C dva, u verzí ZO a ZA čtyři.

Nosnost závěsníků L-39C je pouze 125 kg. Verze ZO a ZA jsou vybaveny zesíleným křídlem s vyšší nosností - vnitřní závěsníky jsou dimenzovány na hmotnost 500 kg, vnější na 250 kg. U letounu ZA může být navíc umístěn pod trupem rychlopalný kanón.

Výzbroj umožňuje mířenou střelbu neřízenými raketami na pozemní cíle ze sestupného letu, odpal cvičných samonaváděcích raket při vzdušném boji s možností kontroly zásahů, mířené bombardování a pod. Dále je možné zaměřování cílů a fotostřelba na vzdušné a pozemní cíle fotokulometem.

GŠ-23 na L-39ZA
(schránka na nábojový pás,
vlastní kanón,
aerodynamický kryt
)

Kanónová výzbroj - dvouhlavňový rychlopalný kanón GŠ-23 ráže 23 mm o kadenci 3000 až 3400 ran za minutu je namontován pod pilotními prostory. Centrálně zavěšený kanón o hmotnosti 46 kg je odnímatelný. Nábojová schránka na 150 nábojů v pásu je pod podlahami kabin. Kanón je zakryt dolů odklopným krytem, který zároveň slouží jako schránka na použité články pásu a ty se tak mohou opět použít.

Při vysunutí podvozku je střelba automaticky blokována, stejně tak i v letových režimech nepřípustných pro střelbu - potřebné údaje dodává snímač úhlu náběhu. Střelba není možná při nižší rychlosti než 350 km/hod, aby nedošlo k nasávání spalin při střelbě do motoru.

Oproti ostatním verzím má verze L-39ZA nerezový kryt předního podvozku. Další změnou je jiné umístění antény identifikačního zařízení SRO. Při umístění před krytem příďového podvozku v ose letounu trpěla prolétávajícími střelami a byla přemístěna na levou spodní stranu špičky trupu.









Na vnější závěsníky lze montovat i kontejnery s kulomety ráže 7,62 či 12,7 mm.

Raketová výzbroj je tvořena bloky UB-16-57U pro 32 raket S-5 různých verzí. Bloky se umisťují symetricky na vnější nebo případně všechny čtyři závěsníky. Je možná volba odpalu dvou, čtyř nebo všech raket z bloku.

 

Dva pohledy na raketové bloky UB-16 na závěsníku L-39

 

Letoun L-39 na stojánce se dvěma bloky UB-16

Bombardovací výzbroj představuje čtyři pumy hmotnosti 50 - 250 kg nebo dvě pumy po 500 kg na vnitřních závěsnících, případně dvě pumy po 100 kg na vnějších závěsnících, kombinované s přídavnými nádržemi na závěsnících vnitřních. Na závěsnících lze užít i skupinových nosičů pum malé ráže.

 

Cvičná samonaváděcí raketová výzbroj zahrnuje dvojici raket s vlastním vypouštěcím zařízením. Zachycení cíle raketou je signalizováno signálem ve sluchátkách.

Fotokontejner PFK-5

Fotoprůzkumné vybavení, které používá letoun L-39 tvoří fotokontejner PFK-5, osazený celkem pěti kamerami řady AFA.

Letoun snímá terén pod různými úhly při letu ve výškách od 200 do 10 000 metrů.

Fotokontejner PFK-5 se upevňuje na levý vnitřní závěsník a používá se v kombinaci s přídavnou nádrží o objemu 350 litrů na pravém vnitřním závěsníku.

 

 

 

 

Na následujícím schématu jsou uvedeny možné kombinace podvěšené výzbroje letounu verze L-39ZA tak, jak je uváděly propagační materiály Aera Vodochody a vývozce letounu - podniku Omnipol.

(S výjímkou kanonu GŠ-23 a dvou variant se samonaváděcími raketami platí všechny tyto kombinace i pro verzi ZO.)

maximální nosnost závěsníků letounu L-39ZA (kg)

250

500

500

250

 

2 x samonaváděcí rakety
2 x raketomety UB-16
4 x raketomety UB-16
2 x raketomety UB-16
2 x nádrže 150 litrů
2 x raketomety UB-16
2 x nádrže 350 litrů

2 x samonaváděcí rakety
2 x nádrže 350 litrů

2 x raketomety UB-16
2 x pumy 100 kg
4 x pumy 250 kg
2 x pumy 500 kg
6 x pumy 100 kg
2 x pumy 100 kg
4 x pumy 100 kg
8 x pumy 50 kg
2 x pumy 250 kg
2 x nádrže 150 litrů
2 x pumy 100 kg
2 x nádrže 350 litrů
2 x nádrže 150 litrů
2 x nádrže 350 litrů
1 x nádrž 350 litrů
1 x fotokontejner

 

 

Čtyřhlavňová elektrická výmetnice signálních světlic EKSR-46 je umístěna v zadní části trupu - napravo ve směru letu.

Světlice jsou odpalovány šikmo dolů.

 

 
Blok signálních raket na boku trupu
 
Ovládání signálních raket
na středním stolku L-39C
(čtyři barevná tlačítka vlevo)

 

Zaměřovací a fotokontrolní vybavení letounu L-39 zahrnuje letecký gyroskopický zaměřovač ASP-3NMU-39Z se sklopným odrazným sklem. Slouží k zaměřování zbraní.

Fotokulomet FKP-2-2 umístěný na hlavicí zaměřovače je určen ke kontrole výsledků míření jak při ostré střelbě, tak i při nácviku - tzv. fotostřelbě. Pracuje s černobílým filmovým negativním materiálem šíře 35 mm (kinofilm).

Nahoru

 

Nápisy na letounu

Nápisy na seriových strojích se liší od nápisů na prototypech, většina nápisů a symbolů je univerzální, ale některé jsou použity jen na jedné verzi letounu - typicky jde například o výzbroj.

Nápisy na letounech L-39 jsou provedeny celkem v 5 jazycích: česky, rusky, anglicky, německy a rumunsky.

Soubor grafických znaků, určujících na povrchu letounu místa pro plnění provozními hmotami a pro technickou obsluhu byl vytvořen designérem Aera Vodochody Tomášem Skořepou.
Při návrhu byly využity symboly a barvy v letectvu již používané, ale byly vytvořeny také znaky zcela nové - dbalo se na to, aby byly obecně srozumitelné.
Soubor grafických znaků se povedl a proto ho přijali všichni zahraniční uživalelé L-39.

Barevné provedení znaků definuje druh media:
žlutá
  palivo  
modrá
  kyslík
hnědá
  olej  
černá
  vzduch
šedá
  hydraulická kapalina  
   

Všechny nápisy jsou vysoké 16 mm a jsou až na několik vyjímek provedeny písmem podle ČSN 010460. Nápisy "150 ATP"(č.1) a "50 ATP" (č.90) jsou vysoké pouze 12 mm.

Symboly a nápisy jsou stříkány podle šablon přímo na kamuflážní barvu letounu. Barevné provedení nápisů a symbolů se může lišit podle kamufláže letounu.

 

 

 

Nápisy, symboly a jejich rozmístění na L-39ZA
(Zdroj: časopis L+K ročník 1983, autor Ing. Milan Beneš)

 

Celý článek z časopisu L+K je ke stažení zde.

Fotogalerie ruského letounu L-39C, výrobního čísla 834375, kde jsou velice dobře vidět znaky a nápisy je zde.

Nahoru

 

Pilotní kabina

Jestli se něco konstruktérům L-39 obzvlášť povedlo, pak je to rozhodně pilotní kabina. Její celkové uspořádání, ergonomie, barevné provedení a výhledy z obou kabin - to vše je i po více než 30 letech stále na velice vysoké úrovni.

Určitě bude správné věnovat pilotní kabině v rámci technického popisu letounu více prostoru.

 

Řez pilotním prostorem letounu L-39.
Pro lepší výhled instruktora je zadní pilotní prostor o 220 mm výše než přední.

 

Jaký výhled má instruktor díky zvýšené zadní kabině je dobře vidět na následujících fotografiích, pořízených při přistávání letounu:

 

 

Barevné řešení pilotních prostor

"Kabinová šeď" s lehkým nádechem do zelena - matná
Celý interiér kabiny.

 

Středně šedá - matná (přibližně odstín 1110 dle ČSN 60 3067)
Levá část palubní desky obsahující letové a navigační přístroje.

 

Tmavě šedá - matná (přibližně odstín 1310 dle ČSN 60 3067)
Horní plochy bočních pultů a pravá část palubní desky s přístroji pro kontrolu motoru a draku.

 

 

Kabina Mig-21 s typickým
sovětským odstínem kabiny

 

Na prototypu X-07 byl nějaký čas ověřován nátěr ostrou světlou - "anilinovou" zelení, která se používala v kabinách sovětských vojenských letadel - viz obrázek vpravo z kabiny Mig-21.

 

Výsledky zřejmě nebyly tak přesvědčivé, aby se barevné schéma kabiny měnilo a do seriové výroby šla L-39 v provedení, které známe dnes.

 

 


Jediný provozovatel, který používal Albatrosy s tímto barevným provedením kabiny bylo maďarské letectvo, které převzalo L-39ZO od NDR po spojení obou německých států.

Podrobnosti o maďarských L-39 jsou v části "UŽIVATELÉ L-39".

Kabina L-39ZO maďarského letectva

 

 

Přístrojové vybavení, umožňující let ve dne i v noci za normálních i zhoršených meteorologických podmínek, je uspořádáno na palubních deskách a bočních panelech (stolcích) tak, aby odpovídalo bojovým typům, na něž se po výcviku na L-39 přechází.

Úplné přístrojové vybavení je v obou pilotních prostorech - předním pro žáka, zadním pro instruktora. U některých přístrojů a funkcí existuje priorita ovládání ze zadní kabiny, aby instruktor mohl opravit případné chyby žáka. Ze zadní kabiny je možná i plná pilotáž, instruktor odtud může také imitovat chyby v přístrojích žáka.

Přístroje je možno rozdělit na letové, navigační, na přístroje pro kontrolu chodu motoru a pro kontrolu draku. Jejich uspořádání se ustálilo na určitých zvyklostech a ty jsou u L-39 plně respektovány.

Nahoru

 

Přední pilotní kabina

Interaktivní kresba přední kabiny L-39C
(po kliknutí na zvolené místo se v novém okně zobrazí fotografie ze skutečného letounu)

 

Legenda ke kresbám přední a zadní pilotní kabiny:
(po kliknutí na položku ze seznamu se novém okně zobrazí fotografie ze skutečného letounu.

Pokud je položka v obou kabinách zobrazuje se fotografie z přední kabiny.
Pokud je položka pouze v zadní, potom se zobrazuje fotografie ze zadní kabiny)

1) rychloměr - machmetr
2) výškoměr
3) radiovýškoměr
4) umělý horizont s povelovou indikací
5) navigační ukazatel systému RSBN-5 (Jiskra)
6) ukazatel vzdálenosti od radiomajáku RSBN
7) variometr-zatáčkoměr a příčný sklonoměr
8) radiokompas
9) palubní hodiny
10) otáčkoměr motoru
11) sdružený přístroj (tlak paliva, tlak a teplota oleje)
12) ukazatel přetlaku v kabině - kabinový výškoměr
13) ukazatel vibrací motoru
14) teploměr výstupních plynů
15) palivoměr
16) voltampérmetr
17) tablo světelných signalizátorů havarijních stavů
18) hlavni signalizátor havarijních stavů
19) panel zbraňových systémů
20) tablo světelných signalizátorů provozních stavů
21) korekce gyrocentrály
22) zaměřovač s fotokulometem
23) záložní kompas
24) polohoznak podvozku se signalizací
25) přepínač radiokompasu (vzdálená/blízká přívodní navigační stanice)
26) ovládání podvozku
27) akcelerometr (g-metr - indikátor kladného/záporného násobku)
28) panel ovládání klimatizace obleku
29) vzduchová sprcha
30) ovládání signálních raket
31) panel zbraňových systémů
32) signalizátor podélného a příčného vyvážení
33) dvouručičkový tlakoměr brzd
34) ukazatel tlaku nouzového ovládáni brzd
35) ovladače zavedení chyb do přístrojů žáka
36) ovladač příčného a podélného vyvážení
37) tlačítko fotokulometu
38) krytka (pojistka) spouště zbraní
39) ovládání brzd hlavního podvozku
40) nastavení vzdálenosti pedálů nožního řízení
41) zdvojená rukověť katapultážního mechanismu
42) páka uvolnění upínacích pasů
43) páka rychlého odpoutání pasů od sedadla
44) ovládání pojistky, dovolující nouzovou katapultáž skrz překryt
45) ovladač seřízení sedadla podle váhy pilota
46) rychlospojka komunikací, kyslíku a dalšího vybavení mezi letounem a sedadlem
47) ovladač výškového přestavení sedadla
48) ukazatel kyslíkového dýchače
49) ukazatel přetlaku v přilbě výškového kompenzačního obleku
50) páka parkovací a nouzové brzdy
51) panel ovládání motoru
52) volba režimu a intenzity osvětlení přístrojů
53) tlačítkové ovladače vztlakových klapek se signalizací polohy
54) páka ovládání přípusti motoru
55) tlačítko palubního telefonu (interkomu)
56) tlačítko radiostanice (vysílání)
57) tlačítkový ovladač aerodynamických brzd
58) panel ovládání radiostanice a interkomu
59) požární kohout
60) tlačítka ohřevu trubic rychloměrného systému
61) ovladače kyslíkové výstroje
62) ventil přetlakování obleku
63) regulace vzduchové ventilace obleku
64) přepínač světlometů (přistávání/pojíždění)
65) uzamykání překrytu
66) nouzový odhoz překrytu
67) hlavní elektrický rozvaděč
68) elektrický rozvaděč
69) páka hermetizace kabiny a přípusti vzduchu do klimatizačního systému
70) ovládací skříňka radiokompasu
71) panel ovladačů záchranného a navigačního systému, klimatizace a polohových světel
72) ovladač odledování
73) panel radionavigačního systému RSBN-5
74) panel identifikačního zařízení SRO
75) panel RSBN-5
76) nouzové ovladače (podvozek, klapky, zál. el. zdroj a propojení hl. a zál. hydr. okruhu) 77) regulace jasu světelných signalizátorů s tlačítkem centrální kontroly
78) nastavení barometrického tlaku u systému RSBN
79) ukazatel tlaku hlavního a záložního okruhu hydraulické soustavy
80) panel ovladačů gyroskopického kompasu
81) korekční mechanismus gyrokompasu
82) dvířka pro kontrolu vysilače umělého horizontu
83) pomocný elektrický rozvaděč
84) ochranný kryt
85) držák mapy
86) teleskopická vzpěrka vymezující odklopení překrytu
87) táhlo ovládání clony („boudy") pro nácvik letu podle přístrojů

 

Nahoru

 

Zadní pilotní kabina

Kresba zadní kabiny L-39C (není interaktivní)

 

Oba předchozí obrázky přední a zadní kabiny si lze včetně legendy stáhnout ve vyšším rozlišení v sekci "DOWNLOAD".

Nahoru

 

Záchranný systém osádky

Nevystrojené sedadlo VS1-BRI

Vystřelovací sedadla VS1-BRI umožňují osádce opuštění letounu v rozsahu rychlostí od 150 km/h až do max. rychlosti 910 km/h (M = 0,85) a od nulové výšky až do výšky dostupu, tj. 13 000 m.

 

Základní vývoj a koordinace prací na záchranném systému zajišťoval útvar vývoje Aero Vodochody, vlastní vystřelovací sedadlo řešil VZLÚ pod vedením Ing. J. Matějčka.

 

V době vývoje letounu L-39 byly na světě pouze čtyři země, které zvládly vývoj a seriovou výrobu vystřelovacích sedadel pro proudové letouny - Velká Británie, USA, SSSR, Švédsko a v roce 1964 se k nim jako pátá země připojilo Československo se sedadlem VS1-BRI s urychlovacím raketovým motorem.







Vystřelovací sedadlo VS1-BRI je celek, který tvoří:

  • vlastní skořepina sedačky,
  • energetické zdroje,
  • padáková soustava s pilotním padákem PL-70,
  • soustava ovládáni a časování funkcí,
  • nouzová dávka.

 

Pilot ve výškové výstroji na sedadle VS1-BRI
(Zdroj: Aero Vodochody - obrazová dokumentace k letounu L-39)

 

V záhlavníku sedadla je umístěn stabilizační padák, v zádové části je hlavní záchranný padák pilota. Sedadlo je vybaveno integrálním poutacím postrojem, včetně popruhů pro fixaci nohou pilota při katapultáži. Poutací systém umožňuje jak relativní pohodlí pilota za letu, tak i automatické dotažení popruhů a přitažení nohou před katapultáží.

V sedadle VS1-BRI se používá pilotní padák PL-70 (verzí I, I/K, I/L), jehož výrobcem byla tuzemská firma Kras Chornice. V roce 1992 se od firmy oddělila část jejich vývojových pracovníků a založili firmu Mars a.s. Jevíčko. Během dalších dvou let zahájila firma vedle vývoje i seriovou produkci padáků a tak v současné době jsou u nás dva výrobci padáků PL-70.

Padák PL-70 má následující parametry:
plocha vrchlíku   50 m2
hmotnost padáku   16,2 kg
maximální nosnost   140 kg
možnost záchrany z výšky   100 - 120 metrů

 

Na levé straně jímky sedadla je spoj_ORK zabezpečující bezproblémové odpojení sedadla při katapultáži od palubních instalací (kyslíku, elektrické sítě a rádia).

V tzv. jímce je umístěna krabice nouzové dávky, obsahující signalizační a komunikační prostředky (dýmovnice, signální náboje, radiostanici pro fónické spojení i vysílání tísňového signálu a vykládací znaky), potraviny, u některých verzí i plovací vestu nebo záchranný člun a sadu léků a lékařských pomůcek.
Nouzovou dávku lze podle vybavení rozlišit na normální, pouštní (obsahuje i 4 litry pitné vody) a přímořskou (se člunem).

 

Pohled na pilota s padákem PL-70 zezadu
(Zdroj: Aero Vodochody - obrazová dokumentace
k letounu L-39)




Systémy odhozu předního i zadního překrytu jsou stejné, každý se skládá z pyromechanismu, uváděného v činnost pyropatronou, odemykání čtyř zámků překrytu a dvou teleskopických válců nuceného odhozu překrytu.

Za letu lze odhoz překrytu kabiny provést trojím způsobem:

V krajním případě je možná i katapultáž bez odhozených překrytů přímo proražením skel.

 

Dvojitá_rukověť_odpalu je na přední straně jímky sedadla. Po zmáčknutí obou madel a zatažení oběma rukama za rukověť nahoru, následuje plně automatický průběh činnosti celého záchranného systému.

Teleskopický vystřelovací mechanismus v zadní části sedadla je tvořen vnějším pláštěm a dvěma spojenými rourami. Do pohybu je uváděn pyropatronou ráže 38 mm. Vnější plášť mechanismu plní též funkci vodicích kolejnic pro katapultáž sedadla.

Urychlovací raketový motor na tuhé palivo, uložený příčně k ose letounu pod jímkou sedadla o středním tahu 19,1 kN a době hoření 0,18 - 0,36 s, má čtyři trysky vychýlené od osy letounu tak, aby při odhozeném zadním překrytu a katapultáži předního pilota nedošlo k popálení zadního.

Sled katapultáže blokuje elektrický systém, který tak zabrání možnému vzájemnému střetu pilotů se sedadly nebo střetu s odhozenými překryty. Volba pořadí katapultáže je libovolná, jakmile je cyklus započat, druhý záchranný systém (odhoz překrytu a vystřelení sedadla) je blokován po dobu nezbytně nutnou na uvolnění výstřelné dráhy.

 

Zkušební katapultáž VS1-BRI z letounu Mig-15UTI

 

 

Jednotlivé fáze katapultáže sedadla VS1-BRI:

Sedadlo s pilotem
po opuštění letounu

 

Odpoutání pilota,
vytažení stabilizačního
padáku sedadla

Pilot se vzdaluje
od sedačky

Výtažný padák pilota,
padák sedačky

Sedačka přistává na
svém padáku

Pilot na hlavním padáku

Automaticky probíhá nejen celá sekvence katapultáže před opuštěním letounu, ale i jednotlivé fáze letu sedadla a činnosti padákového systému. Od zatažení za madla sedadla se pilot již o nic nestará a i v případě, že např. v důsledku vysokého přetížení při katapultáži ztratí vědomí - měl by bezpečně přistát na zem.

 

Historické souvislosti a další informace z vývoje vystřelovacího sedadla VS1-BRI jsou uvedeny v sekci "HISTORIE_L-39" - v části, kde se popisuje prototyp X-03.

 

Spolehlivost záchranného systému letounu L-39 byla prověřena i v praxi několika úspěšnými katapultážemi osádky.

 

Nahoru

 

 

(Výchozím textovým materiálem pro zpracování části "POPIS L-39" byla monografie L-39 uveřejněná v L+K v roce 1983, jejímiž autory jsou Ing. Alois Benetka a Ing. Pavel Kučera - která byla doplněna dalšími informacemi z odborného tisku a fotografiemi, nákresy atd. z archivu autora)