Аэро Л-39 «Альбатрос» (Aero L-39 Albatros, Элли) — чехословацкий учебно-боевой самолёт. Создан для замены учебно-тренировочного самолёта Aero L-29 Delfin. Совершил первый полёт 4 ноября 1968 года. В 1972 году был выбран основным учебно-тренировочным самолётом стран-участниц Организации Варшавского договора.
Серийно производился чешской фирмой Aero Vodochody до 1999 года. Всего было построено 2868 L-39 и 80 L-59.
Состоит на вооружении более чем 30 стран мира.
Назначение Л-39 — учебно-тренировочный самолёт, предназначенный для первоначального обучения курсантов технике пилотирования в простых и сложных метеоусловиях днём и ночью, обучения элементам боевого применения, связанных с перехватом воздушных целей визуально, действиям по наземным целям, а также тренировки лётного состава лётных училищ и строевых частей. С рабочего места инструктора возможна имитация некоторых отказов, также с целью обучения предусмотрена экипировка курсанта в различные типы лётного и высотного снаряжения.
В состав обучающего комплекса также входят пилотажный тренажёр TL-39 и тренажёр для отработки навыков катапультирования NKTL-29/39.
Краткое описание конструкции L-39 — цельнометаллический моноплан с низкорасположенным прямым крылом, выполненный по нормальной аэродинамической схеме. Самолёт оснащён трёхопорным шасси с носовым колесом и двухконтурным турбореактивным двигателем.
Фюзеляж
Состоит из двух разъёмных частей — передней и хвостовой, состыкованных между собой по шпангоутам (рамам). Передняя часть с 1-й по 37-ю раму включает носовой обтекатель и четыре неразъёмных отсека: носовой, гермокабины, топливный и двигательный. В передней части фюзеляжа с 1-й по 7-ю рамы находится отсек радиоэлектронного и специального оборудования, там же находится ниша передней стойки шасси. Для доступа к оборудованию боковые панели отсека слева и справа могут откидываться вверх. Далее находится отсек гермокабины (рамы № 7-№ 21а) с двумя рабочими местами лётчиков — курсанта (передняя) и инструктора (задняя). Кабины закрыты общим фонарём, состоящим из неподвижного козырька и двух откидываемых вправо крышек. На левом борту этого отсека имеются подножки и две откидные ступеньки. В подпольном пространстве размещаются блоки радиооборудования (слева), преобразователь и гидроаккумулятор (справа), для доступа к которым имеются съёмные лючки.
За кабиной расположен топливный отсек, рамы с № 21а по № 29. В топливном отсеке находятся пять мягких топливных баков. Заправочная горловина располагается сверху-слева за кабиной, между рамами 24-25.
В нижней части этого отсека образована выемка под кессон неразъемного крыла. Перед крылом установлены агрегаты гидросистемы, электро- и радиоэлектронного оборудования. К топливному отсеку примыкают два боковых воздушных канала двигателя, которые переходят в общий канал круглого поперечного сечения.
Боковые воздухозаборники полукруглого в плане сечения — дозвуковые, нерегулируемые. Между пластиной, являющейся внутренней стенкой воздухозаборника, и бортом фюзеляжа имеется щель для слива пограничного слоя. Переднюю часть двигательного отсека до противопожарной перегородки занимает воздушный канал, далее, в пространстве рам № 32-№ 37 установлен маршевый двигатель. Внутри двигательного отсека смонтированы направляющие, предназначенные для снятия и установки двигателя, а также располагаются огнетушитель, агрегаты системы кондиционирования, электро- и гидросистем, вспомогательная силовая установка и аварийная воздушная турбина с электрогенератором. Внизу двигательного отсека имеются 4-е эксплуатационных люка.
Хвостовая часть фюзеляжа (с 38 по 47 раму) и киль представляют собой единую конструкцию, которая при необходимости снятия двигателя демонтируется. Хвостовая часть стыкуется с передней по 37-38 рамам, причём рама № 38 является силовым элементом быстроразъёмного соединения. Внутри хвостовой части размещаются удлинительная труба двигателя и реактивное сопло.
Крыло Прямое, трапециевидной формы в плане, трёхлонжеронное, неразъёмное по размаху, с несъёмными топливными баками на законцовках. Крыло без аэродинамической и геометрической крутки. К фюзеляжу крепится с помощью четырёх узлов подвески.
К среднему лонжерону крыла крепятся поворотные узлы основных стоек шасси. К заднему лонжерону крепятся выдвижные двухщелевые закрылки, которые управляются с помощью системы тяг и качалок. Закрылки имеют три фиксированных положения: полётное (закрылки убраны), взлётное (выпущены на 25 градусов) и посадочное (выпущены на 44 градуса). Закрылки имеют автоматику, которая сама их убирает по достижении самолётом скорости 310 км/час.
Между нервюрами крыла № 9-№ 14 располагаются элероны. На левом элероне имеется электрически управляемый триммер-компенсатор. Между передним и средним лонжеронами находятся тормозные щитки. Щитки управляются лётчиками по их усмотрению, но по достижении скорости М=0,78 выпускаются автоматически, для предотвращения разгона самолёта сверх допустимой скорости.
На законцовках крыла размещаются круглые топливные баки, каждый из которых разделен на три отсека: средний является собственно баком на 100 литров, в передней части размещается фара, антенны и блоки СРО, в задней части — антенны и блоки СРО и электростатические разрядники.
На 11-й нервюре каждой плоскости установлено по приёмнику воздушного давления. Левый ПВД — основной, правый — резервный.
На нижней поверхность крыла установлены два крыльевых балочных держателя Л39М-117, Л39М-118. Держатели оборудованы стандартными замками ДЗ-57Д и позволяют подвешивать свободнопадающие бомбы калибром 50 или 100 кг, блоки УБ-16-57У и пусковые устройства АПУ-13М1 с учебными управляемыми ракетами И-318
Хвостовое оперение Трапециевидное.
Киль двухлонжеронный, с набором стрингеров и нервюр. На нервюрах № 2, 3 и 7 находятся поворотные узлы руля направления. РН с аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой, и конструктивно не имеет триммера.
Стабилизатор со сквозной средней частью, крепится в двух точках к задней части фюзеляжа. Руль высоты состоит из двух половин, на каждой из которых имеется триммер с электроприводом. Правый триммер управляется кнопками из кабины лётчиков, а левый работает автоматически, в зависимости от угла выпуска закрылков. В систему продольного управления встроен пружинный бустер, уменьшающий усилие на ручке управления при взлёте, когда угол отклонения руля высоты превышает угол 11-13 град.
Шасси самолёта Шасси трёхопорное, убираемое в полёте: основные стойки убираются по направлению к оси фюзеляжа в отсек между средним и задним лонжеронами крыла, передняя — против направления полёта в носовой отсек фюзеляжа. Переднее бескамерное колесо размерностью 430×150 мм, типа К25-500 нетормозное, неуправляемое, самоориентирующееся, снабжено механизмом центрирования и демпфером шимми. Колёса основных стоек типа К24, тормозные, бескамерные, размерностью 610×180. Тормоза гидравлические, с антиюзовым автоматом растормаживания. После взлёта, при уборке шасси колёса автоматически затормаживаются.
На всех стойках установлены азотно-масляные амортизаторы. Масло в полостях амортизаторов — АМГ-10.
Уборка и выпуск стоек шасси производится от гидросистемы самолёта.
Силовая установка На самолёте L-39 Albatross установлен двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель АИ-25ТЛ с осевым двенадцатиступенчатым компрессором и трёхступенчатой газовой турбиной, кольцевой камерой сгорания, удлинительной трубой и реактивным соплом. Компрессор двигателя делится на два каскада — трёхступенчатый компрессор низкого давления и компрессор высокого давления.
Тяга двигателя в стандартных условиях: на взлётном режиме — 1720 кгс, на номинальном — 1500 кгс. Удельный расход топлива — 0,60 и 0,585 кг/кгс ч, соответственно. В качестве топлива применяется авиационный керосин Т-1, ТС или РТ. Моторное масло типа МК-8, МК-8П или МК-6.
Запуск двигателя воздушный. Раскрутка ротора высокого давления осуществляется воздушным стартером СВ-25ТЛ, к которому воздух подаётся от вспомогательной силовой установки — одновального газотурбинного двигателя «Сапфир-5», который состоит из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой противоточной камеры сгорания, двухступенчатой осевой турбины, выхлопного сопла, а также агрегатов и систем, обеспечивает устойчивую регулируемую подачу воздуха для запуска маршевого двигателя. Запуск ВСУ производится электростартёром от бортовой аккумуляторной батареи или других источников постоянного тока напряжением 27В. ВСУ работает на том же топливе, что и основной двигатель. Максимальная продолжительность работы двигателя «Сапфир-5» составляет не более 10 минут, после чего двигатель автоматически выключится, и последующий его запуск возможен после охлаждения 20 минут на земле или 10 минут в воздухе.
На самолётах после 8-й серии на двигателе АИ-25ТЛ установлена система защиты от перегрева РТ-12-9. Система работает по достаточно сложному алгоритму, но в целом её задача сводится к предотвращению заброса температуры выходных газов за турбиной более 700 °C, а при нахождении самолёта на земле и температуре более 730 °C происходит автоматическое выключение двигателя.
Топливная система Состоит из пяти мягких размещённых в фюзеляже топливных баков общей ёмкостью 1100 литров и двух консольных баков по 100 литров. Заправка выполняется через три заливные горловины — общая горловина для фюзеляжных баков во 2-м баке и по одной горловине на крыльевых баках. Всё топливо поступает самотёком в 5-й бак, который является расходным.
Для предотвращения кавитации топлива в расходном баке установлен подкачивающий электрический топливный насос ЛУН-6280. В консольные топливные баки от компрессора двигателя подаётся воздух с избыточным давлением 0,4…0,45 кгс/см², который выдавливает топливо в расходный бак. Для питания двигателя топливом при отрицательных перегрузках в системе установлен топливный аккумулятор, который также наддувается воздухом от двигателя, с избыточным давлением 0,4…0,45 кгс/см².
Контроль за количеством топлива в фюзеляжных баках осуществляется с помощью ёмкостного топливомера во 2-м баке, указателей топлива в кабине и бленкеров на топливомерах, индицирующих выработку консольных баков.
Аварийный остаток топлива составляет 150 кг. Применяемые сорта топлива: отечественные Т-1, ТС, РТ; иностранные PL-4, PL-5, PL-6
Противопожарная система Установлена система сигнализации о пожаре ССП-2И с блоком БИ-2И с шестью датчиками ДТБГ, огнетушитель ОС-2, заряжаемый жидкостью «7» (80 % бромистого метилена и 20 % бромистого этила) или фреоном 114В2 под давлением. Система защищает только двигательный отсек. Включение в работу ручное, от кнопок в кабине лётчиков.
Гидравлическая система Гидравлическая система предназначена для уборки и выпуска шасси, уборки и выпуска закрылков, уборки и выпуска тормозных щитков, торможения колёс, а также выпуска аварийной турбины. Источником гидравлической энергии служит гидронасос переменной производительности типа ЛУН 6101.
Аварийная гидросистема предназначена только для безопасного завершения полёта при отказе основной гидросистемы. В аварийной системе установлены три гидроаккумулятора, которые обеспечивают выпуск закрылков в посадочное положение, выпуск шасси без закрытия створок, уборку тормозных щитков, выпуск аварийной турбины, недифференцированное торможение колёс. В случае выключения двигателя в полёте некоторое давление в гидросистеме создаётся на оборотах авторотации двигателя, которого достаточно для функционирования гидроагрегатов, но за большее время.
Рабочая жидкость гидросистемы — масло АМГ-10, с давлением нагнетания 150±10 кгс/см².
Электрооборудование Источником электроэнергии на борту служит генератор постоянного тока 28,5 вольт типа ВГ-7500Я, мощностью 9000 Вт, с пускорегулирующей аппаратурой и кислотная аккумуляторная батарея 12САМ-28.