Technische und taktische Daten L-29 Delfin

ALLGEMEINE DATEN

1. Kurze Charakteristik des Flugzeugs

Die L-29 ist ein zweisitziger Strahltrainer, bestimmt für die Aus - und Weiterbildung von Piloten.

Die Flugausbildung ist auf Beton-, Gras- oder Sandpisten möglich. Die Starts und Landungen sind auch auf gewalzter Schneedecke und auf teilweise vereister Piste möglich, hier ist aber erhöhte Vorsicht geboten.

Das Flugzeug verfügt über einen M-701c500-Motor mit radial laufendem Kompressor und eine einstufige Gasturbine.

Das Flugzeug ist für Flugfiguren höherer Schwierigkeitsgrade wie Looping, Auf- und Abschwung, Rollen, Turns und andere Flugfiguren über die gesamte Palette der Beschleunigungen geeignet, wobei die Beherrschung des Strahlers, seine Stabilität und Handhabung bei der Ausführung von Figuren völlig gewährleistet ist. Es lässt sich leicht aus dem Trudeln abfangen. Die Maschine ist technisch ausreichend ausgestattet, so dass sie am Tag, in der Nacht und auch unter erschwerten Bedingungen voll einsatzfähig ist.

Gute Sicht aus dem Cockpit, automatische Regelung von Luftdruck und Lufttemperatur und die Anordnung der Instrumente schaffen im Cockpit idealen Bedienkomfort.

Die Instandhaltung des Flugzeugs ist einfach, daher vom Flug- und Technikpersonal leicht auszuführen.

2. Konstruktion - Beschreibung

Die L-29 ist ein freitragender Mitteldecker mit einfach gepfeilten, trapezförmigen Flügeln. Sie sind mit ausziehbaren Landeklappen ausgestattet und ab der 3. Serie verfügen sie über einen automatisch verstellenden Stabilisator.

Die Druckkabine ist in zwei Bereiche aufgeteilt. Im vorderen Bereich befindet sich der Sitzt für den Schüler, im hinteren sitzt der Trainer. Beide Bereiche sind mit einer Trennwand versehen.

Bei Ein-Mann-Besatzung wird das Flugzeug nur vom Vordersitz aus gesteuert. Wenn der Vordersitz nicht belegt ist, ist die Steuerung vom hinteren Sitz VERBOTEN! ! !

Der Rumpf des Jets ist dreigeteilt, damit wird ein vereinfachter Zugang zu den einzelnen Kraftstoffbehältern und dem Triebwerk gewährleistet.

Die Tragflächen sind trapezförmig und dreigeteilt. Der Tragflächenmittelteil (Kernteil) ist mit der mittleren Rumpfkonstruktion fest verbunden. Das Fahrgestell ist am Kernteil befestigt. Die Tragflächenaußenteile sind mit dem Kernteil durch Zapfenverbindungen befestigt.

Das Seitenruder ist Teil des Leitwerkes, das mit dem Rumpf verbunden ist.

Der Stabilisator und das Höhenruder befinden sich im oberen Teil der Leitwerkfläche. Bei Maschinen ab der 3. Serie verstellt sich der eingesetzte Stabilisator automatisch in drei verschiedene Positionen.

Die automatische Verstellung des Stabilisators erleichtert die Steuerung mit ausgefahrenen Landeklappen.

Die Ruder besitzen eine Seilzugsteuerung. Das Flugzeug verfügt nicht über hydraulische Verstärker. Die Ausgleichsflächen des Höhenruders werden ebenfalls durch Seilzüge gesteuert.

Das Fahrgestell, die Landeklappen und Bremsschilder werden hydraulisch gesteuert. Die Bremsschilder werden automatisch bei M = 0,7 ausgefahren.

Unter die Tragflächen können Zusatztanks mit je 150 l Treibstoff angebracht werden.

Das Kraftstoffsystem besteht aus zwei Rumpftanks mit 670 l und 360 l und zwei Zusatztanks mit je 150 l Kraftstoff.

Das Einziehfahrwerk besteht aus drei Einzelfahrwerken. Das Bugrad wird in den vorderen Rumpfteil nach vorn, das Hauptfahrwerk in die Tragflächen in Richtung Rumpf eingezogen. Die Betätigung erfolgt hydraulisch.

Die Landeklappen befinden sich in den Tragflächen. Sie können in drei Positionen ausgefahren werden: die Start-, Lande- und Flugposition. Wenn die Klappen ausgefahren sind, können sie manuell eingefahren werden. Bei einer Geschwindigkeit von 10 – 290 km/h fahren sie automatisch ein. Bei einer höheren Geschwindigkeit werden die Klappen nicht ausgefahren.

Das hydraulische System besteht aus dem Haupt- und Notfallsystem. Der übliche Betriebsdruck beträgt 110 bar und wird durch eine Zahnradpumpe aufgebaut. Damit der zulässige Druck nicht überschritten wird, wird das System durch ein Sicherheitsventil geschützt. Der Betriebsdruck ist auf beiden Paneelen des Cockpits ablesbar. Der Druck der Hydraulikflüssigkeit im Notfallsystem wird durch zwei Kugeltanks gewährleistet. Für die Reinheit der Hydraulikflüssigkeit sorgt ein hinter der Pumpe eingebauter Hochdruckfilter.

Das Hauptkreissystem steuert (vom vorderen und hinteren Cockpitsitz aus) das Ein- und Ausfahren des Fahrgestells, der Klappen und Bremsschilder. Das Hauptfahrwerk wird beim Einfahren automatisch abgebremst.

Das Hydrauliknotsystem arbeitet eigenständig. Es wird durch ein manuelles Ventil direkt gesteuert. Es dient nur zum Ausfahren des Fahrgestells und der Landeklappen. Der Druck der hydraulischen Flüssigkeit in den Kugeltanks reicht nur für ein einmaliges Ausfahren des Fahrgestells und der Klappen.

Das Druckluftsystem besteht aus zwei unabhängig voneinander funktionierenden Systemen. Das erste System ist im Vorderteil des Rumpfs eingebaut und besteht aus dem Haupt- und Notfallsystem. Das Hauptsystem steuert die Fahrwerkbremsen, die Abdichtung der vorderen Cockpithaube und den Notabwurf der vorderen und hinteren Cockpithaube.

Ein Notfallsystem steuert die Bremsen des Hauptfahrwerks und den Notabwurf der vorderen und hinteren Cockpithaube.

Das zweite System befindet sich in der hinteren Schiebehaube und steuert ausschließlich ihre Abdichtung. Der Notfallabwurf der vorderen und hinteren Cockpithaube und die Blockierung der Aktivierung des Schleudersitzes werden von Luftarbeitszylindern gesteuert, die durch Magnetventile nach Einschaltung der Mikroschalter mit dem Hebel für Notabwurf beider Cockpithauben in Betrieb gesetzt werden.

Das Sauerstoffsystem versorgt die Besatzung mit Sauerstoff bei Flügen in großen Höhen. Flüge über 4.000 m sind mit Sauerstoffmasken und Fallschirm-Atemmasken zu absolvieren.

Bei Ausführung von Flugfiguren kann es infolge hoher g-Kräfte zeitweise zu Durchblutungsstörungen des Oberkörpers kommen. Die Piloten verfügen daher über Anti-g-Anzüge und AD-5-Automaten, die mit dem Anti-g-Anzug PPK–1 oder anderen Kompensationsanzügen (VKK-2, VKK-3, VKK-4) auch bei maximal zugelassenen Belastungen normale Arbeitsbedingungen gewährleisten.

Bei den Anti-g-Anzügen PPK-1, VKK-2 und VKK-3 ist der Griff des AD-5-Automaten auf „MINIMUM“ einzustellen. Bei dem Modell VKK-4 ist der Griff des AD-5-Automaten auf „MAXIMUM“ einzustellen.

Anmerkung: Beim Einsatz des Höhendruckanzuges wird nur die Antibelastungsfunktion genutzt. Der Kompensationsteil des Anzugs ist außer Betrieb.

Funkausrüstung: Die L-29 mit der Produktionsnummer 29 4645 verfügt über folgende Ausrüstung:

  • Funkstation Becker RT6201-(020) – COM 1
  • Reservefunkstation VOR/ILS Garmin SL30 - COM 2
  • Audio Paneel GMA 340
  • Transponder (mod S) Garmin GTX 330°
  • 2x Satellitennavigation GPS Garmin Aera 550
  • Notsender ELT AK-451-2-D (AF-AP)

3. Technische Daten

A. Flugzeug

Spannweite ................................................................................................  10,3 m

Länge ........................................................................................................  10,8 m

Höhe .........................................................................................................   3,1 m

Flügelfläche ...............................................................................................  19,8 m²

Leermasse ................................................................................................  2.364 kg

Startmasse ...............................................................................................  3.324 kg

Maximale Startmasse ................................................................................  3.586 kg

Auftriebsklappenfläche ...............................................................................  2,77 m²

Querruderfläche.......................................................................................... 1,50 m²

Querruderausschlag........................................................................................ ± 15°

Spannweite horizontaler Leitwerkflächen........................................................ 3,34 m

Fläche horizontaler Leitwerkflächen .............................................................. 3,31 m²

Höhenruderausschlag:          oben ............................................................  32° ± 1°

                                        unten............................................................. 18° ± 1°

Trimmruderausschlag:          oben ............................................................. 11° ± 1°

                                        unten............................................................. 20° ± 2°

Trimmruderausschlag Auftriebsklappen:

                                          0°......................................................... –0° 15´ ± 5´

                                        15°................................................ –1° 40´ + 40´ - 15´

                                        30°........................................................ –3° 40´ ± 10´

Fläche vertikaler Leitwerkflächen .............................................................. 2,034 m²

Pfeilung vertikaler Leitwerke ......................................................................... 37,5°

Seitenruderausschlag ................................................................................ 25°± 1°

Reifendruck:                           Bug ............................................... 2,2 + 0,5 kp/cm²

                                            Hauptfahrwerk ...............................  5,5 + 0,5 kp/cm²

B.  Motor

Motor Typ

M-701c500

Drehrichtung

Linksdrehend in Flugrichtung

Kompression bei Drehzahl n = 100 % 

4,34

Luftdurchsatz bei Drehzahl n = 100 %   

16,7 kg/s

Kraftstoff  

JET A1

Öl

MK – 8p, MS – 8p

Berechneter Triebwerkschub bei Drehungen von

n = 100 %

890 – 40 kp

Motor – Gewicht trocken

335 kg+ 2,5 %

Maximaler Motordurchmesser

889 mm

Maximale Motorhöhe

980 mm

Motorlänge
Befestigungs-/Verlängerungsflansch

1848 mm

Motorlänge gesamt

2113 mm

Kompressor

zentrifugal, einstufig, einseitig

Anzahl und Typ von Verbrennungskammern

7

 

4. Angaben zum Startvorgang

Bedingungen: Abheben von Betonpisten, Landeklappen ausgefahren auf 15°, maximale Motordrehzahl

Startgewicht

3.550 kg

3.280 kg

Startbahnlänge bis Abhebepunkt

740 m

600 m

Entfernung Abhebepunkt bis H = 25 m

630 m

500 m

Startbahnlänge gesamt bis H = 25 m

1370 m

1.100 m

Startdauer bis Abhebepunkt

31,3 s

25 s

Dauer der Steigung ab Abhebepunkt bis H = 25 m

15,1 s

12,1 s

Gesamtstartdauer bis zur Erreichung der Höhe H = 25 m

46,4 s

37,1 s

Geschwindigkeit bei Abhebepunkt

170 km/h

160 km/h

 

  1. 5.   Angaben zur Landung

Bedingungen: trockene Betonpiste, intensives Bremsen, Landeklappen auf 30 ° ausgefahren

Anfluglänge

520 m

Benötigte Landestrecke nach dem Aufsetzen

480 m

Landungsgesamtlänge aus einer Höhe von H = 25 m

1.000 m

Geschwindigkeit im Landeanflug

180 km/h

Geschwindigkeit beim Aufsetzen

145 km/h

Landegewicht

3.240 kg

Anmerkung: Bei der Landung auf Graspisten oder Pisten aus nicht verdichtetem Schnee verkürzt sich die Länge der benötigten Landebahn, bei Landung auf nassen oder vereisten Pisten verlängert sie sich, da die Bremsen nicht voll einsatzfähig sind. Die Start- und Landungscharakteristika gelten für die ISA-Bedingungen (p = 760 mmHg, t = 15°C) und bei Windstille. Die Start- und Landungscharakteristika einzelner Flugzeugserien unterscheiden sich nicht voneinander.

 

  1. 6.   Flugeinschränkungen

a)                                 Luftfahrzeug ohne externe Nutzlast:

Maximal zulässige Geschwindigkeit für:

  • Modelle der 4. und höheren Serie – max = 800 km/h gemäß dem breiten Zeiger ab H = 0 bis H = 1900 m

Maximal zulässiger M-Wert für:

  • Flugzeuge der 4. und höheren Serie – M max = 0,75 für H = 1900 m

Das maximale Betriebslastvielfache bei normaler Flugmasse bewegt sich zwischen
-4 bis +8 g bei Flugfahrzeugen aller Serien.

Die maximale Dienstgipfelhöhe beträgt 10.600 m bei Maschinen aller Serien.

Hinweis: Die maximal erlaubte Flughöhe beträgt 7.000 m. Über diese Höhe hinaus ist ein stabiler Motorlauf nicht mehr gewährleistet.

 

b)                               Luftfahrzeug mit externer Nutzlast:

Maximal zulässige Geschwindigkeit für:

  • Luftfahrzeug ohne Außenlaststation – vmax = 735 km/h gemäß dem breiten Zeiger bei H = 0 bis H = 3.200 m
  • Luftfahrzeuge der 4. und weiterer Serie – vmax = 800 km/h gemäß dem breiten Zeiger bei H = 0 bis H = 700 m

Maximal zulässiger M-Wert für:

  • Luftfahrzeuge der 4. und weiterer Serie – M = 0,7 bei einer Höhe von H > 700 m

Das maximale Betriebslastvielfache bei normaler Flugmasse bewegt sich zwischen
-4 bis +8 g bei Flugfahrzeugen aller Serien.

Die maximale Dienstgipfelhöhe beträgt 9.500 m bei Maschinen aller Serien.

Hinweis: die maximal zulässige Flughöhe beträgt 7.000 m.

 

c)                                Einschränkungen für Flugfahrzeuge aller Serien:

Max. Geschwindigkeit für das Ausfahren des Fahrwerks ................... 290 km/h
Max. Geschwindigkeit für das Ausfahren der Landeklappen............... 270 km/h
Max. Seitenwindgeschwindigkeit aus 90° für Start und Landung............ 12 m/s

Der Flug mit nur einem Piloten ist ausschließlich von der Vorderkabine zulässig.

Der Rückenflug ist nur für die Dauer von 15 Sekunden erlaubt. Ein wiederholter Rückenflug ist erst nach 30 Sekunden im Horizontalflug zulässig. Diese Zeit ist notwendig für den Ausgleich der Kraftstofftanks. Die Anzahl der Rückenflüge wird wegen dem ausfallenden Öldrucks eingeschränkt. Wenn der Öldruck unter 1,2 kp/cm² sinkt und beim Horizontalflug nicht erhöht wird, muss das Flugzeug innerhalb der nächsten 10 Minuten landen.

 

Höchstgeschwindigkeiten beim Bremsvorgang am Boden:

Kraftstoff in Litern

max. Bremsgeschwindigkeit in km/h 

1.300 l

140 km/h

1.000 l

145 km/h

700 l

150 km/h

400 l

160 km/h

 

  1. 7.   Die wichtigsten Betriebsarten des Motors M-701c500

M – 701c500

 

Leerlauf am Boden

Drehzahl / Min (%)

35 – 39 %

Abgastemperatur  (°C)

max 550 °C

Öldruck (kp/cm2)

min 0,5 kp/cm2

Dauer des Motorlaufs

10 min

Leerlauf in H = 1.000 m

Drehzahl / Min (%)

74,8 %

Abgastemperatur  (°C)

max 550 °C

Öldruck (kp/cm2)

min 0,5 kp/cm2

Motorlaufdauer

ohne Einschränkung

Flugmodus

Drehzahl / min (%)

94 %

Abgastemperatur  (°C )

                    600°C

Öldruck (kp/cm²)

   1,8 – 2,5 kp/cm²

Motorlaufdauer

ohne Einschränkung

Nominalmodus

Drehzahl / min (%)

                      97 %

Abgastemperatur  (°C)

                    635°C

Öldruck (kp/cm2)

1,8 – 2,5  kp/cm2

Motorlaufdauer

ohne Einschränkung

Maximalmodus

Drehzahl / min (%)

100 % + 0,5
            - 1,3

Abgastemperatur  (°C)

Hp < 5 km - 700 °C

Abgastemperatur  (°C)

Hp <= 6 km - 705 °C 

Abgastemperatur  (°C) 

Hp <= 8 km - 705 °C

Abgastemperatur  (°C)

Hp <= 10 km - 715 °C

Öldruck (kp/cm²)

1,8 – 2,5  kp/cm²

Öldruck (°C)

max 110°C

Motorlaufdauer:

-    am Boden

-    während des Flugs

2 min
6 min

Beschleunigung

Umstellung POM von Leerlauf in den Maximalmodus

      1 – 2 s

Abgastemperatur  kurzfristig

      730 °C

Beschleunigungszeit

Am Boden     max 12 s
bis Hp = 5 km        14 s
>  Hp = 5 km         18 s

Zulässige Überschwingung

5 Überschwingungen mit einer max Überschwingung bis 101,5 % (15 630 Drehungen/min)