AERO L-39 - Albatros

AERO L-39 - "Albatros"

Prakticky se zahájením sériové výroby L-29 "Delfin" se v Aeru Vodochody začaly zvažovat další vývojové perspektivy. Bylo třeba těžit z vynikajících vlastností zaváděného typu a snažit se odstranit některé přetrvávající slabiny. Práce vyústily do konečné podoby důstojného nástupce "devětadvacítky": letounu druhé generace L-39 "Albatros". Letoun, který je v současné době nezanedbatelným článkem systému vzdušné obrany státu jak svým podílem na kvalitě vycvičenosti pilotů, tak i po druhotné využití svého bojového potenciálu. Významný je i jeho exportní přínos. První návrh předběžných takticko-technických požadavků pro vývoj výcvikového systému označeného L-39 měl datum vydání 10.1.1964. Vývojový kolektiv v čele s ing. J. Vlčkem navrhl dvě řešení. První spočívalo v rozsáhlé modernizaci L-29 do podoby L-129. Na tento letoun by navazoval nový cvičný pokračovací typ L-39 M1, který by byl schopen létat až rychlostí M = 1,2, odtud jeho název "Machtrenér". Druhá varianta představovala jediný cvičný letoun s doplňujícími prvky vybavení, cvičnou pilotní kabinou a kontrolním systémem a tato varianta byla nakonec zvolena. Koncepce letounu vycházela z hlavního požadavku na podobnost s bojovými typy. To znamená: umístění posádky v tandemu za sebou a jednomotorová konstrukce. Požadavek hlavního zákazníka, velitelství Sovětských vzdušných sil, na provoz z neupravených VPD vyžadoval umístění vstupů vzduchu do motoru nad křídlo a dostatečně rousní podvozek s vlečenými koly. Pohon měl zajišťovat proudový motor s axiálním kompresorem o tahu kolem 20 kN, a to buď sovětské výroby nebo z Motorletu. Křídlo zpočátku vykazovalo šíp asi 22° a nemělo charakteristické koncové nádrže. Po testech modelů letounu v aerodynamickém tunelu však bylo zvoleno křídlo lichoběžníkové. První prototyp Albatrosu vzlétl 4.listopadu 1968 a během roku 1971 byl zaveden do sériové výroby. Technický popis letounu:

Dvoumístný cvičný proudový letoun L-39 "Albatros" je určen k základnímu i rozšířenému výcviku pilotů. Je to celokovový dolnoplošník poloskořepinové konstrukce s tandemovým uspořádáním posádky poháněný motorem AI-25TL o tahu 19,9 kN. Trup letounu se skládá ze dvou konstrukčních celků. K přednímu montážnímu kompletu se připojuje zadní odnímatelný úsek. Přední komplet se dále dělí na špičku trupu, přetlakovou část s pilotními prostory, prostor palivových nádrží a motorovou část. Špička obsahuje uložení radiovybavení, část kyslíkové instalace a šachtu předního podvozku.

Přetlaková část trupu, oddělená od ostatních částí přepážkami s těsněními, se skládá kromě vlastní pilotní kabiny z prostorů agregátů elektrické energie, radiové, hydraulické, vzduchové a klimatizační instalace. Na rámu pilotní kabiny jsou zavěšeny vpravo odklopné překryty. Prostor pro palivové nádrže je mezi kanály vzduchu a kolem nich. V motorovém prostoru odděleném protipožární přepážkou jsou kolejnice vedení pro uložení motoru se zajišťovacími zámky závěsů. Motor se do uložení zasouvá po odejmutí zadní části trupu. V motorovém prostoru je také uložen startovací generátor vzduchu Safír 5. Zadní odendavací část trupu obsahuje prodlužovací rouru motoru s pevnou výstupní tryskou a ocasní plochy. Křídlo lichoběžníkového půdorysu je průběžné, spojené s trupem čtyřmi závěsy. Šíp křídla ve 25% hloubky je + 1°45’ , vzepětí 2°30’ a úhel nastavení křídla vůči základní rovině trupu + 2°. Okrajové nádrže tvořící pevnou součást křídla přispívají ke zvýšení efektivní štíhlosti na hodnotu 5,2. Konstrukce křídla je dvounosníková. Průběžný hlavní nosník je umístěn v hloubce 23% tětivy, má frézované pásnice s nanýtovanou stojinou a nese dvojici závěsných kování pro uchycení křídla k trupu, druhá dvojice je v rovině symetrie. Zadní pomocný nosník je z duralového plechu a jsou na něm umístěny vodící dráhy pro vztlakové klapky a závěsy pro křidélka. Žebra jsou také z duralového plechu. Mechanizace křídla se sestává z dvouštěrbinových vztlakových klapek, které se pro vzlet vychylují na 25° a pro přistání na 44°, dále pak křidélka s maximální výchylkou ± 16°. Křidélka dále nesou odlehčovací plošky, z nich levá dále slouží jako vyvažovací. Na spodní straně křídla je v blízkosti osy letounu umístěna dvojice aerodynamických brzd o ploše 0,25 m2 , vychylovaných až na úhel 55°. Na obou polovinách křídla jsou umístěny pitotstatické sondy rychloměrného systému. Ocasní plochy jsou klasického uspořádání. VOP má celkovou plochu 5,07 m2 a úhel šípu 11°. Výškové kormidlo je dělené vzájemně spojené torzní tyčí. Jeho maximální výchylky jsou nahoru 30° a dolu 20°. Na odtokové hraně jsou umístěny odlehčovací a vyvažovací plošky. Levá ploška je automaticky vychylována dolu při vysunutí vztlakových klapek do polohy pro přistání. Kormidlo je hmotově vyvážené. SOP se šípovitostí 20° je pevně zakotvena v zadní části trupu. Směrové kormidlo se vychyluje ± 30° a je vybaveno odlehčovací ploškou. Ocasní plochy jsou jako jediný povrch na letounu nýtované nýty s půlkulatou hlavou. Řízení je klasické mechanické s přenosem sil pomocí táhel a pák z obou pilotních kabin.

V systému podélného řízení je použit pružinový mechanismus, který zmenšuje sílu na řídící páce při výchylkách výškovky větších než 11-13° na přitažení. Přistávací zařízení tvoří dvojice hlavních podvozků v křídle zatahovaných směrem k trupu a příďový podvozek zatahovaný směrem dopředu. Rozchod podvozku je 2,44 m, rozvor 4,39 m. Kola hlavního podvozku mají hydraulicky ovládané dvoudiskové brzdy a bezdušové pneumatiky. Příďové kolo je nebržděné a má nízkotlakou bezdušovou pneumatiku. Drážka v rovině symetrie pneumatiky zlepšuje stabilitu vedení pneumatiky a tlumí boční kmitání. Neřízená volně otočná příďová noha má maximální vytočení ± 60°. Odpružení a tlumení všech tří podvozků zajišťují olejopneumatické tlumiče. Pohonná jednotka je dvouproudový dvouhřídelový motor AI-25TL o maximálním statickém tahu 16,87 kN s obtokovým poměrem 2 a celkovým stlačením 9,5. Doba akcelerace z volnoběhu na maximální režim je 9-12 s. Motor se skládá z pevného vstupního ústrojí, axiálního kompresoru, skříně pohonů, prstencové spalovací komory, a třístupňové axiální turbíny. Součástí motoru je dále směšovací komora, prodlužovací roura a pevná výstupní tryska. Přehled verzí letounu:

L-39C základní verze letounu, které odpovídá výše uvedený popis. Má pouze dva závěsníky s únosností 250kg. L-39Z, ZO, ZA verze se zesíleným křídlem, které nese čtyři závěsníky a instalovaným kanonem GŠ-23 ráže 23 mm se zásobou 150 nábojů. Vnitřní závěsníky mají nosnost 500 kg, vnější pouze 250 kg a lze na ně zavěsit raketovou výzbroj a to buď v blocích po 32, nebo samonaváděcí rakety s vlastním vypouštěcím zařízením. Dále pak bomby různé ráže a přídavné palivové nádrže. Tyto změny si vyžádaly určité zásahy do konstrukce a přidání vybavení umožňující zaměřování a odpalování zbraní. L-39V verze pro vlek střeleckého terče KT-04. Zadní pilotní kabina byla u této verze demontována a do vzniklého prostoru byl umístěn navíjecí buben lana. Pohon bubnu zajišťovala náporová turbínka pod trupem letounu. V případě nouze mohlo být lano přeseknuto hydraulickým sekacím zařízením. L-39MS, L-59 verze se silnějším motorem DV-2 a zcela jiným modernějším avionickým vybavením a některými konstrukčními změnami. L-139 tzv. "westernizovaná" verze L-39. Do letounu je zastavěn americký motor Garrett TFE - 731 - 4 a jeho avionické vybavení je plně kompatibilní se systémy NATO. L-159 "ALCA" (Advanced Light Combat Aircraft) zcela nový letoun na základě L-39. Z "třicetdevítky" byla v podstatě použita pouze konstrukce draku.

Další vybavení a výstroj letounu je dodáváno zahraničníma partnery programu L-159 (avionické vybavení je od firmy Boeing, motor F-124 dodává AlliedSignal atd.)

Hlavní technické údaje:
Rozpětí 9,44 m

Délka 12,13 m

Výška 4,7 m

Hmotnost prázdného letounu 3 455 kg

Hmotnost vzletová 4 370 kg

Hmotnost vzletová maximální 4 700 kg

Rychlost max vodorovná H=0 km 700 km/h

Rychlost max vodorovná H=5 km 750 km/h

Rychlost přípustná 910 km/h

Rychlost přistávací 165km/h

Rychlost stoupací 22 m/s.