Aero L-29 Delfin

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
(перенаправлено с «Л-29»)
Перейти к навигации Перейти к поиску
L-29 Delfín
Aero L-29 Delphin.jpg
Л-29 на аэродроме Гостомель, Украина, 2012 год.
Тип учебно-тренировочный самолёт
Разработчик Чехословакия Aero Vodochody
Производитель Чехословакия Aero Vodochody
Главный конструктор Зденек Рублич, Ян Влчек[1]
Первый полёт 5 апреля 1959 года[2]
Начало эксплуатации 1963 год[3]
Статус эксплуатируется
Эксплуатанты СССР
Чехословакия
см. на вооружении
Годы производства 19631973
Единиц произведено 3665[3]
Стоимость единицы 915 200 (1963 год)[4]
Commons-logo.svg Медиафайлы на Викискладе

Аэро Л-29 «Дельфин» (Aero L-29 Delfin; по классификации НАТО: Maya) — чехословацкий учебно-тренировочный самолёт. Является первым чехословацким серийным реактивным самолётом[5].

Совершил первый полёт 5 апреля 1959 года. В 1961 году был выбран основным учебно-тренировочным самолётом стран-участниц Организации Варшавского договора. Серийно производился в 19631973 годах, построено 3665 самолётов[3]. В дальнейшем был заменён на Aero L-39 Albatros.

«Дельфин» состоял на вооружении более 15 стран мира (СССР, ЧССР, Афганистан, Болгария, Венгрия, Вьетнам, ГДР, Гана, Гвинея, Египет, Индонезия, Ирак, Йемен, КНР, Мали, Нигерия, Румыния, Сирия, Уганда)[1]. Ряд снятых с вооружения самолётов приобретены частными лицами.

Сохранилось большое количество экземпляров Л-29 в лётном состоянии, а также в качестве авиапамятников и экспонатов музея, которые можно увидеть, например, в Таганрогском музее авиационной техники, аэродроме ФИНАМ (Большое Грызлово) - Аэроклуб Вертикаль, аэродроме Борки, Луганском авиационно-техническом музее, ВРОО «Федерация спорта любителей авиации» (Воронеж, аэродром Борщево), Омском аэроклубе ДОСААФ (аэродром Марьяновка), аэродроме Крутышки (Ступино), возле здания ДОСААФ в Тюмени. Полетать на «элке» в качестве пассажира можно на аэродроме «Крутицы» в 90 км от Рязани.

Назначение[править | править код]

Двухместный учебно-тренировочный самолёт (УТС) L-29 предназначен для первоначального обучения курсантов технике пилотирования в простых и сложных метеоусловиях днём и ночью, обучению элементам боевого применения, а также для тренировки лётного состава.

История создания и производства[править | править код]

Л-29 относится к первому поколению реактивных учебно-тренировочных самолётов (УТС), которое возникло в связи с массовым переходом на сверхзвуковые реактивные самолёты в середине 1950-х годов[6]. К этому поколению также относятся учебно-тренировочные самолёты, которые совершили первые полёты в середине 1950-х годов: французский Fouga СМ.170 Magister, американский Cessna T-37 Tweet, итальянский Aermacchi MB-326 и британский BAC Jet Provost.

Разработка Л-29 была начата в 1955 году в инициативном порядке группой единомышленников во главе с Зденеком Рубличем, руководителем одного из отделов Исследовательского-испытательного лётного института Чехословакии[6]. Ближайшим помощником З. Рублича стал Карел Томаш, имевший большой опыт в создании учебно-тренировочных самолётов. Расчёты аэродинамики проводили Йозеф Хошек и Ян Глава. В начале 1960-х годов, после ухода на пенсию Рублича и Томаша, ведущим конструктором Л-29 стал Ян Влчек.

Весной 1959 года был закончен первый летающий прототип Л-29 (XL-29), который совершил первый полёт 5 апреля 1959 года под управлением лётчика-испытателя Рудольфа Духона. Прототип, в связи с незаконченными испытаниями чехословацкого двигателя разработки предприятия Моторлёт, был оснащён британским Bristol Siddeley Viper Mk.20 с тягой 795 кг. Второй прототип, поднявшийся в воздух в июле 1960 года, был оснащён штатным чехословацким двигателем Моторлёт М-701.

В конце 1959 года был объявлен конкурс на разработку единого УТС стран Варшавского Договора. Решение на разработку единого УТС было вызвано, не в последнюю очередь, желанием консолидировать молодые социалистические страны, которые состояли в Совете Экономической Взаимопомощи и Организации Варшавского Договора. В конкурсе участвовали советский Як-30, чехословацкий Л-29 «Дельфин» и польский ТС-11 «Искра». Конкурс был проведён в 1961 году, после того как совершили свои первые полёты советский Як-30 (20 мая 1960 года) и польский ТС-11 «Искра» (5 февраля 1960 года). К моменту проведения конкурса Л-29 летал уже около года и на конкурс была отправлена его улучшенная версия Л-29А ОК-02.

С августа по сентябрь 1961 года на подмосковном аэродроме Монино под руководством Заслуженного лётчика-испытателя СССР полковника Ю. А. Антипова состоялись сравнительно-испытательные полёты Як-30, ТС-11 «Искра» и Л-29. По результатам конкурса лучшим по большинству параметров был признан «Дельфин». К числу главных преимуществ чехословацкого УТС относились надежность, простота в обслуживании, технологичность и низкая цена. Як-30, имея соизмеримую тягу двигателя, был более чем на 1000 кг легче и показал лучшие лётные характеристики, но не был способен нести вооружение и представлял из себя спортивный самолёт, а не учебно-тренировочный самолёт для подготовки курсантов. Польский УТС ТС-11 «Искра» проиграл «Дельфину» и Як-30 по большинству параметров. Победа Л-29 в конкурсе на единый УТС стран ОВД означала мировое признание первого чехословацкого реактивного самолёта и обеспечила тысячи специалистов высококвалифицированной работой на долгое время.

В конце 1961 года началось серийное производство Л-29 на на машиностроительном предприятии «Взлёт», который впоследствии был переименован в Среднечешский машиностроительный завод, а ещё позже — «Красный Летов». На Среднечешском авиазаводе в Водоходах (народном предприятии «Аэро Водоходы») и народном предприятии «Лет» в Угерске-Градиште и Куновицах (с 1963 года) проходила финальная сборка, в то время как производство комплектующих и агрегатов происходило на большом количестве средних и малых предприятий по всей Чехословакии.

В 1964 году, на Международной машиностроительной ярмарке в Брно, Л-29 был удостоен золотой медали. В 1965 и 1967 годах Л-29 был успешно представлен на Международном Парижском аэросалоне в Ле-Бурже.

Всего за годы серийного производства, с 1963 по 1974 год, было построено 3665 Л-29[3].

Описание конструкции[править | править код]

Самолёт отличается надежной и простой конструкцией. Способен взлетать с грунтовых аэродромов с травяным покрытием.

Общие сведения. По аэродинамической компоновке самолёт Л-29 является однодвигательным монопланом со средним расположением крыла, имеющего в плане форму двух составленных трапеций. Крыло оснащено элеронами и выдвижными закрылками. Фюзеляж представляет собой тело вращения полумонококовой конструкции. В передней части фюзеляжа расположена герметичная двухместная кабина, обеспечивающая нормальные жизненные условия экипажу при полётах на больших высотах. Кабина оборудована катапультируемыми сиденьями, расположенными одно за другим, которые обеспечивают экипажу покидание самолёта на больших скоростях полёта. Оперение самолёта Т-образной формы. Горизонтальное оперение установлено на верхней части киля. Шасси самолёта — трёхколёсное, с носовым колесом, убирающееся в полёте. Основные стойки убираются в центроплан крыла в направлении к фюзеляжу. Передняя стойка убирается в фюзеляж вперёд по полёту.

Управление самолётом двойное. Управлять самолётом можно из обеих кабин. Передняя кабина предназначена для курсанта, задняя - для инструктора.

На самолёте установлен один реактивный двигатель типа М701 с односторонним центробежным компрессором и одноступенчатой газовой турбиной. Воздух к двигателю подводится через два боковых воздухозаборника, расположенным на центроплане и соединяющимся около двигателя в один канал.

В средней части фюзеляжа за кабиной лётчиков установлены два топливных бака. На замки подвески внешнего вооружения можно подвесить два внешних дополнительных бака.

Фюзеляж самолёта Л-29 сигарообразной формы цельнометаллической конструкции. Фюзеляж самолёта состоит из трёх разъёмных частей:

передней — от носка фюзеляжа до шпангоута № 10;

средней — от шпангоута № 10 до шпангоута № 19;

задней — от шпангоута № 20 до конца фюзеляжа.

Передняя (носовая) часть фюзеляжа делится на три самостоятельных участка.

Первый технологический участок — от носка фюзеляжа до шпангоута № 3 , второй — герметическая часть фюзеляжа от шпангоута № 3 до шпангоута № 10, третий — фонари кабин лётчиков.

К шпангоуту № 1 крепится съёмный радиопрозрачный обтекатель из стеклоткани. К нему также крепится воздушный баллон. Между 1-м и 3-м шпангоутами сверху размещён отсек с откидной крышкой люка. Внутри отсека установлены площадки для размещения аккумулятора, кислородных баллонов и ответчика. С левой стороны имеется откидной лючок для заправки воздушной и кислородной систем. В нижней части отсека сделан прямоугольный окантованный вырез для передней стойки шасси. Над этим вырезом по правой и левой сторонам находятся два продольных лонжерона, придающих жёсткость обшивке. Первый технологический отсек приклёпан к шпангоуту № 3.

Шпангоут № 3 — передняя герметическая стенка кабины. Она изготовлена из листового дюралюминия. По контуру рамы приклёпаны уголковые профили.

Стенка усилена горизонтальными и вертикальными жёсткостями. На нижней части вертикальных жёсткостей крепятся болтами кронштейны узлов подвески передней стойки шасси. Внизу к стенке крепится замок выпущенного положения передней стойки. Сверху посредине рамы приклёпан узел (кронштейн) цилиндра уборки стойки. На этом шпангоуте расположены узел фиксации откидного люка и ушко механического указателя положения стойки.

Шпангоут № 10 — задняя герметическая стенка кабины. Стенка этого шпангоута сферической формы. По контуру стенки приклёпан профиль, состоящий из двух частей. Стенка подкреплена горизонтальными и вертикальными жёсткостями. На вертикальных жёсткостях крепятся рельсы катапультируемого сиденья инструктора. К верхней части стенки по оси симметрии приклёпан кронштейн механизма сброса фонаря второй кабины. На левой стороне находится окантованное овальное отверстие для крепления герметической коробки тяг управления двигателя.

По контуру шпангоута имеются отверстия для соединения передней и средней частей фюзеляжа.

Между 3-м и 10-м шпангоутами расположены 4, 5, 6, 6а, 7, 8 и 9-й шпангоуты, изготовленные из дюралевых профилей 2-образного сечения.

Пол передней кабины — расположен между шпангоутами № 3 и 6. Он состоит из трёх частей: двух боковых и средней части. Средняя часть пола крепится к боковым профилям винтами.

Пол задней кабины — расположен между шпангоутами № 6 и 10. Он состоит из трёх частей: двух боковых и средней части.

Подфонарная рама кабины — состоит из правой и левой балок коробчатого сечения и поперечной балки. Между шпангоутами № 4 и 5 подфонарная панель соединяется с передним козырьком. Между шпангоутами № 6 и 7 имеется поперечная балка, соединяющая балки подфонарной панели и отделяющая переднюю часть кабины от задней.

Обшивка герметической части фюзеляжа состоит из трёх частей и крепится к каркасу фюзеляжа заклёпками с потайной головкой. Все заклёпочные соединения герметизированы. В обшивке имеются вырезы для передней и задней подножек, люки для монтажа управления и антенны радиокомпаса.

Средняя часть фюзеляжа  представляет собой отсек от 11-го до 19-го шпангоута. Она имеет цилиндрическую форму. Эта часть представляет собой дюралевую полумонококовую конструкцию и приклёпана к центроплану, составляя с ним одно целое. В этой части фюзеляжа находятся передний и задний топливные баки, а также входные воздухозабориые каналы двигателя. В верхней части проложены направляющие сдвижной части фонаря. На шпангоуте № 19 крепятся, противопожарная перегородка и рама двигателя. Шпангоут № 19 усилен, так как совместно со шпангоутом № 20 является стыковой рамой, несущей нагрузку от силовой установки.

Задняя часть фюзеляжа соединяется со средней частью в восьми точках. В местах соединения стрингеров со шпангоутом № 19 приклёпаны стальные узлы с резьбовыми втулками, входящими в соответствующие отверстия в шпангоуте № 20 и воспринимающими срезывающие усилия. Противопожарная перегородка крепится восемью узлами на втулках шпангоута № 19 и по всему своему контуру винтами к шпангоуту № 19. На шпангоуте № 19 кроме стыковых узлов имеются два направляющих штыря для облегчения стыковки фюзеляжа. Обшивка средней части фюзеляжа выполнена из листового дюраля толщиной 1,2 мм в верхней части фюзеляжа и 1,6 мм с боков и в нижней части фюзеляжа. На боковой обшивке укреплены узлы с подшипниками для оси закрылков. Шпангоуты № 15 и 16 имеют усиленную конструкцию, так как на них передается большая часть нагрузок от крыла самолёта.

Задняя (хвостовая) часть фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа представляет собой отсек от 20-го до 33-го шпангоута. Каркас хвостовой части фюзеляжа состоит из шпангоутов и стрингеров.

Шпангоут № 20 является силовым, так как по нему производится стыковка хвостовой части фюзеляжа со средней частью фюзеляжа. Шпангоут № 20 изготовлен из дюралевого П-образного профиля. По контуру шпангоута приклёпано восемь стальных стыковых узлов с отверстиями, в которые входят при стыковке резьбовые втулки шпангоута № 19. Шпангоуты № 21, 26 и 30 изготовлены из дюралевых профилей. Профили шпангоутов в верхней части скреплены листовыми соединительными угольниками.

Шпангоуты № 21, 22, 23,24, 25, 27, 28 и 29 изготовлены из листового материала. Шпангоут № 28 внизу по оси фюзеляжа имеет вырез и усилен профилем. К этому профилю приклёпаны узлы хвостовой опоры.

К шпангоуту № 26 приклёпаны узлы тормозных щитков. Шпангоут № 29 усилен, так как на него передаются усилия от хвостовой опоры с гидравлическим амортизатором. Стенки шпангоутов № 31, 32 и 33 усилены, так как к ним приклёпаны передний, средний и задний лонжероны киля. Они воспринимают на себя большую часть нагрузки от киля. Шпангоут № 33 является последним замыкающим шпангоутом хвостовой части фюзеляжа. Он установлен под углом 60° и имеет направление, совпадающее с плоскостью заднего лонжерона киля, который к ней приклёпан. Стенка шпангоута не имеет облегчающих отверстий. В боковой части шпангоут усилен шестью радиальными жёсткостями из дюралевого профиля.

В хвостовой части так же, как и в средней части фюзеляжа, имеется 24 стрингера, которые являются продолжением стрингеров средней части фюзеляжа. Все стрингеры проходят через шпангоуты, к которым приклёпаны заклёпками. Кронштейны узлов тормозных щитков приклёпаны между шпангоутами № 26 и 27. Места отверстий для болтов крепления усилены листовым дюралем. Узлы подвески цилиндров тормозных щитков приклёпаны между шпангоутами № 29 и 30. Хвостовая опора находится в нижней части фюзеляжа между шпангоутами № 28, 29 и 30. Балка хвостовой опоры выполнена из дюралевого листа. Узел подвески реактивной трубы состоит из двух дюралевых трубок, которые прикреплены к шпангоутам № 31 и 32 с помощью стальных втулок. На трубке имеется стальная сварная втулка, к которой прикреплена шарнирная подвеска реактивной трубы, дающая возможность перемещения трубы при температурных расширениях. Узел подвески прикреплен к фланцу реактивной трубы и имеет шип с рукояткой и предохранителем для быстрого разъединения. На левой и правой стороне между 31-м и 32-м шпангоутами размещены люки установки САРПП-12Г.

Обшивка фюзеляжа состоит из дюралевых листов толщиной 0,8, 1,0 и 1,2 мм. Обшивка приклёпана к каркасу фюзеляжа потайными заклёпками. Соединения обшивочных листов выполнены внахлёстку по стрингерам и шпангоутам силового набора.

Зализы крыла. Пространство между центропланом и фюзеляжем с обеих сторон закрыто зализами.

Зализы к фюзеляжу приклёпаны. Зализ состоит из нервюры 1а, штампованной из дюралевого листа с отбортовкой и отверстиями облегчения в стенке. Нервюра приклёпана у шпангоута № 20 к обшивке фюзеляжа. Кроме того, нервюра крепится к фюзеляжу четырьмя листовыми накладками. Верхняя часть зализа имеет обшивку толщиной 1,2 мм, нижняя — толщиной 0,8 мм. Обе обшивки соединяются по задней кромке фрезерованной рейкой. Обшивки зализов пригнаны к обшивке фюзеляжа и соединены с ней уголками из листового дюраля.

Тормозные щитки. Щитки имеют одинаковое конструктивное выполнение. Щитки установлены на узлах подвески между шпангоутами № 26 и 27 с помощью шарнирных подшипников и стальных болтов диаметром 8 мм. Щитки прилегают к внешней обшивке фюзеляжа и имеют обтекаемую форму. Лонжерон щитка изготовлен из листового дюраля и в средней части усилен профилем.

По средней части щитка проходит нервюра, изготовленная штамповкой из листового материала и приклёпанная к лонжерону щитка. Обшивка щитка выполнена из листового дюраля толщиной 1 мм. Внутренняя обшивка щитка имеет толщину 0,8 мм с обортованными круглыми отверстиями диаметром 60 мм, которые облегчают подход при клёпке щитка.

Внутренняя обшивка имеет форму контура фюзеляжа и по своему контуру склёпана с внешней обшивкой.

Стыковка хвостовой части фюзеляжа со средней частью. Стыковка выполнена в виде быстроразъемного соединения в восьми точках. Срезывающие усилия воспринимаются стальными втулками с внутренней резьбой, которые привернуты к стыковым узлам средней части фюзеляжа. Стыковка средней части фюзеляжа с хвостовой частью возможна толька после монтажа силовой установки, так как противопожарная перегородка крепится к восьми стыковым узлам фюзеляжа и к шпангоуту № 19 средней части фюзеляжа. Достаточная жёсткость моторной рамы двигателя достигается за счёт крепления противопожарной перегородки между стыковыми рамами хвостовой и средней части фюзеляжа. Моторная рама крепится к противопожарной перегородке. Растягивающие усилия в стыке воспринимаются восемью болтами, проходящими через стальные втулки стыковых узлов фюзеляжа.

На хвостовой части фюзеляжа против узлов расположены специальные лючки.

Хвостовой кок фюзеляжа является самостоятельной отъёмной частью. Хвостовой кок как составная часть фюзеляжа прикреплен потайными винтами к ленте на наклонном шпангоуте № 33. Контур и конструкция кока отвечают требованиям обеспечения истечения горячих газов из сопла двигателя. Одновременно кок служит переходным элементом и предохранителем руля направления. На его конце имеется хомутик для крепления заднего аэронавигационного огня. Кок состоит из внешней части, изготовленной из легкого сплава, и внутренней, изготовленной из нержавеющей стали. Передняя часть обшивки имеет наверху вырез для контроля нижнего узла подвески руля направления и на левой стороне монтажный лючок.

Килевой гребень между шпангоутами № 8 и 21 является переходной частью киля на фюзеляж. Гребень прикреплен к фюзеляжу винтами с плосковыпуклой головкой. Эту часть киля необходимо снимать всегда перед расстыковкой задней части фюзеляжа, так как прежде всего необходимо рассоединить тяги управления рулём высоты, рулём направления и разъединить проводку электросистемы, гидросистемы и системы климатизации кабин. Обшивка килевого гребня изготовлена из дюралюминиевого листа толщиной 0,8 мм. Килевой гребень прикрепляется к фюзеляжу посредством двух профилей из листового материала. Люк на гребне предназначен для контроля качалок управления и для заправки гидравлической жидкостью гидросистемы.

Часть килевого гребня между шпангоутами № 21…25 и между шпангоутами № 25…29 также съёмная и обеспечивает удобный подход к частям электросистемы, а также к управлению рулями высоты и направления. Килевой гребень крепится к фюзеляжу винтами с плосковыпуклой головкой. Сверху на килевом гребне между шпангоутами № 21 и 22 приклёпан кронштейн антенной мачты. Мачта крепится с помощью анкерных гаек. Под кронштейном в обшивке килевого гребня имеется отбортованное овальное отверстие для проводки антенного жгута.

Конструкция другой части килевого гребня между шпангоутами № 25…29 выполнена аналогично.

Килевой гребень между шпангоутами № 29…31 приклёпан к фюзеляжу и килю. Состоит из двух контурных жёсткостей, изготовленных из дюралюминиевых прессованных профилей и двух стрингеров. Обшивка сварная, состоящая из двух половин.

На правой стороне имеется овальное отверстие для крепления ракетницы сигнальных ракет.

Крыло самолёта Л-29 однолонжеронное с работающей обшивкой, имеет в плане форму двух трапеций и состоит из трёх частей: центроплана и двух отъёмных консолей. Стыковка консоли крыла с центропланом осуществляется узлами подвески на основном и вспомогательном лонжеронах.

Центроплан состоит из двух половин, соединенных общим основным лонжероном. Каркас каждой половины центроплана образован основным лонжероном, передним и задним вспомогательными лонжеронами, стрингерами и восемью нервюрами и работающей обшивкой.

Основной лонжерон центроплана  установлен в месте максимальной толщины профиля крыла, он воспринимает изгибающий момент и поперечную силу. Поперечная сила воспринимается стенкой лонжерона, а изгибающий момент — его полками. Основной лонжерон проходит через среднюю часть фюзеляжа, и его стенка приклёпывается к 15-му и 16-му шпангоутам. Полки лонжерона изготовлены из профилированного дюралюминия. На самолётах с 9-й серии нижняя полка лонжерона усилена за счёт увеличения площади поперечного сечения полки, а на самолётах до 9-й серии для её усиления на неё устанавливается с помощью болтов дополнительная усиливающая накладка. Верхняя и нижняя полки связаны между собой стенкой из дюралюминия толщиной 2,5 мм, подкрепленной вертикальными жёсткостями из прессованных профилей, которые одновременно служат для крепления нервюр. В стенке основного лонжерона имеются два окантованных выреза для прохода каналов воздухозаборника. Входные каналы воздухозаборника крепятся винтами к передней корневой части центроплана.

На передней стенке основного лонжерона крепятся стальные узлы навески основных стоек шасси.

На торцах основного лонжерона расположены по два узла крепления консолей крыла.

Передний вспомогательный лонжерон изготовлен из листового дюралюминия толщиной 1,6 мм. С помощью болта он крепится к шпангоуту № 11 фюзеляжа. Задний вспомогательный лонжерон изготовлен из листового дюралюминия толщиной 2 мм. На торцах лонжерона расположены дюралюминиевые фрезерованные узлы для соединения со вспомогательным лонжероном консоли крыла. Корневая часть лонжерона соединяется со шпангоутом № 19 фюзеляжа с помощью заклёпок и болтов. Задний вспомогательный лонжерон воспринимает часть изгибающего момента и поперечной силы крыла.

Стрингер расположен между основным лонжероном и задним вспомогательным лонжероном, служит опорой для обшивки. Кроме того, он выполняет силовую задачу: работает на растяжение и сжатие, воспринимая часть изгибающего момента крыла. Стрингер изготовлен из прессованного дюралюминиевого профиля, приклёпанного по всей длине к обшивке.

Нервюры предназначены для образования и сохранения в полёте формы профиля крыла во всех его сечениях. Нервюры изготовлены из листового дюралюминия. Носовые их части приклёпаны к вертикальным жёсткостям основного лонжерона. Средние части нервюр крепятся заклёпками к основному и вспомогательному лонжеронам с помощью вертикальных жёсткостей, изготовленных из прессованных профилей. Усиленные нервюры крепятся к основному лонжерону кроме заклёпок добавочными стальными лапками.
Хвостовики нервюр, штампованные из листового материала, своими отбортовками крепятся к заднему вспомогательному лонжерону. Форма их нижней части соответствует контуру закрылка.

Обшивка предназначена для образования поверхности, необходимой для обтекания крыла потоком воздуха с целью создания подъёмной силы. Являясь составной частью силовой схемы крыла, обшивка воспринимает крутящий момент, а также частично и изгибающий момент, работая при этом на растяжение-сжатие. Изготовлена из дюралюминия. Толщина верхней и нижней обшивки между лонжеронами — 2 мм, верхней обшивки за задним вспомогательным лонжероном — 1 мм.

Закрылки выдвижные, с гидроприводом. Состоят из двух внутренних секций на центроплане и двух внешних секций на консолях. Имеют три фиксированных положения: полётное (закрылки убраны), взлётное (15 градусов) и посадочное (30 градусов). Имеется система автоматической уборки, которая срабатывает по достижении скорости 290 км/ч.

Оперение имеет Т-образную форму. Состоит из киля, руля направления, стабилизатора и руля высоты с триммером.

Горизонтальное оперение расположено над вертикальным.

Киль  служит для обеспечения путевой устойчивости самолёта. Имеет вид трапеции стреловидной формы. Каркас состоит из трёх лонжеронов, стрингеров и нервюр. Киль с помощью заклёпок жёстко соединён с хвостовой частью фюзеляжа и образует с ним одно целое. Задний лонжерон расположен под углом 60° к горизонтальной плоскости. Материал каркаса и обшивки — дюралюминий.

Руль направления обеспечивает самолёту путевую управляемость. Имеет трапециевидную форму. Каркас состоит из лонжерона, нервюр и задней репки. Крепится к килю на двух узлах подвески. Материал каркаса — дюралюминий. Материал обшивки в передней части руля — дюралюминий, задней части — магниевый сплав или дюралюминий. Толщина обшивки— 0,8 мм. На задней кромке руля установлен неуправляемый компенсатор. В носовой части к носкам нервюр по всей длине крепится балансировочный груз (весовая компенсация). Руль имеет осевую аэродинамическую компенсацию.

Стабилизатор служит для обеспечения продольной устойчивости и балансировки самолёта. Состоит из двух одинаковых по конструкции половин трапециевидной формы. Каркас каждой половины стабилизатора состоит из трёх лонжеронов и нервюр. Стабилизатор переставной, автоматически меняет угол установки при выпуске закрылков, для компенсации пикирующего момента. Установочный угол стабилизатора при убранных закрылках составляет −0º15´±5´, при положении закрылков 15º положение стабилизатора −1º55´±20´, при положении закрылков 30º стабилизатор отклоняется на угол −3º55´±15´. Привод от электромотора типа ЛУН 2302.11 через винтовой механизм.

Руль высоты обеспечивает самолёту продольную управляемость. Руль имеет цельнометаллическую конструкцию. Каркас руля высоты состоит из основного и вспомогательного лонжеронов и нервюр. Материал каркаса — дюралюминий. Обшивка выполнена из дюралюминия или магниевого сплава. На концевых нервюрах руля высоты установлены два противофлаттерных груза. Руль имеет осевую аэродинамическую компенсацию. На руле установлен триммер, управляемый механическим путём посредством тяг. Руль крепится к стабилизатору с помощью трёх узлов подвески. Триммер состоит из двух половин, изготовленных из двух частей обшивочного листа, склёпанных на трубчатом лонжероне.

Система управления полётом механическая, безбустерная. Механические усилия с ручки и педалей передаются с помощью тяг и качалок на органы управления — по крену элероны, по курсу руль направления, по тангажу руль высоты. Полный угол отклонения РВ составляет -32º вверх и +18º (20 на самолётах до 8-й серии) вниз. Отклонение РН ±25º ±1º. Отклонение элеронов ±15º.

Шасси. На самолёте Л-29 установлено трёхстоечное шасси, убирающееся в полёте. Уборка и выпуск шасси осуществляется с помощью силовых цилиндров от основной гидравлической системы, аварийный выпуск — от аварийной гидравлической системы.

Управление уборкой и выпуском шасси осуществляется дистанционно, с помощью кнопок, расположенных на левой неоткидной части приборных досок передней и задней кабин. В убранном положении основные стойки шасси запираются специальными механическими замками, носовая — шариковым замком гидравлического силового цилиндра. В выпущенном положении основные стойки шасси фиксируются шариковыми замками гидравлических цилиндров уборки и выпуска шасси, стрелой прогиба складывающихся подкосов и гидравлическими замками, передняя стойка в выпущенном положении фиксируется механическим замком.

Основные стойки шасси устанавливаются в крыле и убираются по направлению к фюзеляжу в ниши, расположенные в центроплане. Передняя стойка установлена в передней части фюзеляжа. Уборка передней стойки производится вперед по полёту в нишу, расположенную между шпангоутами № 1 и 3.

Вырезы в центроплане крыла и в передней части фюзеляжа при убранном шасси закрываются щитками.

Шасси самолёта выполнено по схеме рычажной подвески колёс. Амортизаторы как передней, так и основных стоек шасси — жидкостно-газового типа, заряжаются маслом АМГ-10 и азотом. Силы и моменты, действующие на основные колёса при посадке самолёта и движении его по земле, передаются через полувилку на амортизационную стойку, воспринимаются узлами крепления стоек и через них — основными силовыми элементами центроплана. Частично эти силы воспринимаются складывающимся подкосом.

На каждой стойке имеется по одному колесу. Переднее колесо типа 44-1 размерностью 400×150 нетормозное. Колёса на основных стойках типа К600.1-БГ600 размерностью 600×180 - двухтормозные: помимо рабочего пневматического тормоза, установлена гидравлическая система автоматического затормаживания колёс при уборке шасси после взлёта. Тормоза колодочного типа.

На передней стойке имеется механизм гашения автоколебаний колеса - демпфер шимми. Колесо неуправляемое - самоориентирующееся.

Двигатель. На самолёте установлен турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель типа М701 чехословацкой разработки, представляющий собой модификацию советского двигателя РД-45Ф. Главный конструктор - Иржи Рада. В производстве с 1959 года. Двигатель несколько раз проходил модернизацию. Первоначально устанавливался М701Вс-150, затем начал выпускаться двигатель М701с-250, потом М701с-400 и М701с-500 (последняя цифра в шифре двигателя обозначает его ресурс в часах). В соответствии с бюллетенем № М701с-400/53 все двигатели подлежали доработке и получали индекс М701к-500.

Двигатель состоит из силового корпуса, одностороннего центробежного компрессора, одноступенчатой осевой газовой турбины, выходного устройства с нерегулируемым соплом, семи трубчатых камер сгорания, коробки приводов агрегатов двигателя, системы питания топливом, системы смазки, системы запуска, системы охлаждения, системы обогрева входного устройства компрессора. Двигатель в сборе крепится внутри фюзеляжа на двух боковых цапфах и нижнем узле подвески. В качестве моторного топлива применяется авиационный керосин Т-1, Т-2 (не рекомендуется), ТС-1 и РТ в любых сочетаниях. Средний расход топлива - 10 кг/мин. Моторное масло - МК-8, МС-8, МС-8П в количестве 3,5 литра.

На коробке приводов установлены следующие агрегаты: электростартер ЛУН 2259, топливный плунжерный насос ЛУН 6201, гидравлический насос агрегат 623, генератор ЛУН 2117, маслонасос.

Максимальная тяга - 890 кг (с ограничением по времени шесть минут), при оборотах турбины 15400 об/мин (100 %). Тяга на номинальном режиме работы составляет 805 кг без ограничения по времени, тяга на режиме малого газа - 70 кг (на земле). Сухой вес двигателя составляет 335 кг. Ресурс двигателя - 500 часов.

Воздух к двигателю подводится по двум боковым воздухозаборникам, расположенным в центроплане и соединяющимся около двигателя в один канал.

Запуск двигателя - электрический, от наземного источника постоянного тока 27 вольт. В исключительных случаях допускается запуск от бортовой аккумуляторной батареи.

Гидравлическая система самолёта делится на основную и аварийную. Основная гидравлическая система предназначена для уборки и выпуска шасси, уборки и выпуска закрылков, уборки и выпуска тормозных щитков, а также для автоматического торможения колёс при уборке шасси. Аварийная гидросистема предназначена только для безопасного завершения полёта при отказе основной г/системы и служит для аварийного выпуска закрылков только в посадочное положение и выпуска шасси. Источником энергии в основной системе служит гидронасос на двигателе. В аварийной системе установлены два гидроаккумулятора, расположенные под полом второй кабины. Рабочая жидкость всей гидросистемы - 17 литров масла АМГ-10, с давлением нагнетания 100±12 кгс/см². Гидроаккумуляторы заряжаются азотом под давлением 50±1 кгс/см².

Воздушная система самолёта состоит из трёх самостоятельных систем и предназначена для герметизации фонарей кабины, торможения колёс, питания цилиндров сброса фонарей, блокировки сидении и аварийного торможения колёс, герметизации сдвижной части фонаря. Сжатый воздух основной системы под давлением 150 кгс/см² находится в двух 4-х литровых баллонах в передней части фюзеляжа. Системы аварийного сброса фонаря и аварийного торможения колёс основного шасси обеспечены запасом сжатого воздуха, находящегося в двух баллонах объёмом 1,3 л под давлением 50 кгс/см². Запас сжатого воздуха для герметизации сдвижной части фонаря находится в баллоне объемом 1,3 л под давлением 50 кгс/см².

Топливная система самолёта состоит из двух размещенных в фюзеляже металлических топливных баков общей ёмкостью 1030 л. Под крылом самолёта могут устанавливаться два подвесных топливных бака общей ёмкостью 300 л с системой поддавливания. Оба основных бака установлены на ложементах. Каждый бак имеет заправочную горловину, сливной кран и открытую систему дренажирования. Задний бак является расходным и снизу имеет цилиндрический бак-отсек отрицательных перегрузок ёмкостью 12 литров. Для предотвращения кавитации топлива в системе установлен подкачивающий электрический топливный насос ПЦР-1В. В дополнительные топливные баки от компрессора двигателя подаётся воздух с избыточным давлением 0,4…0,45 кгс/см², который выдавливает топливо в расходный (задний) бак. Заправка всех баков — раздаточным пистолетом через заливные горловины. Аварийный остаток топлива составляет 200 литров, по достижении которого запрещается сложный пилотаж и перевёрнутый полёт.

Противопожарное оборудование самолёта L-29 до 15 серии состоит из системы сигнализации о пожаре в отсеке двигателя, с четырьмя датчиками сигнализации АД-155-ЗК и системы пожаротушения с трёхлитровым углекислотным баллоном. Подача углекислоты инициируется подрывом двух пиропатронов ПП-3 в пироголовке баллона нажатием кнопки в кабине. В связи с частыми ложными срабатываниями датчиков пожара, на самолётах после 15-й серии установлена новая система сигнализации о пожаре ССП-2И с шестью датчиками ДТБГ и двухлитровый баллон, заряжаемый жидкостью «7» (80 % бромистого метилена и 20 % бромистого этила) или фреоном 114В2. Для надёжности срабатывания на баллоне установлено две пироголовки. Распыление огнегасящего состава в двигательном отсеке производится через три кольцевых коллектора.

Высотное оборудование. На самолёте применяется гермокабина, с пневматическими шлангами (трубками) герметизации фонарей, и постоянным наддувом кабины воздухом, отбираемым от двигателя. Регулятор давления РД-2И-А29 обеспечивает свободную вентиляцию кабины до высоты в 2000 метров, далее до высоты 8000 метров идёт постепенное увеличение наддува, а после 8000 метров давление наддува остаётся постоянным и равно 0,225 кгс/см², то есть на высоте в 10 км в кабине будет давление, эквивалентное высоте 5,5 км. Воздух также подаётся для обогрева козырька фонаря с целью предохранения его от обледенения, а через автоматы АД-5 — к противоперегрузочным костюмам лётчиков ППК-1У. Для автоматического поддержания температуры воздуха в кабине в диапазоне +16…+26 °С установлен терморегулятор ТРТВК-45М. Горячий воздух, отбираемый от двигателя, охлаждается в два этапа - в воздухо-воздушном радиаторе ВВР и в турбохолодильнике ТХ.

При полётах на высотах свыше 4 км экипаж использует установленное на самолёте кислородное оборудование: кислородные маски КМ-16Н (КМ-32), бортовые кислородные приборы КП-18, парашютные кислородные приборы КП-23. Хотя кабина герметична, в кислородные маски подаётся небольшое избыточное давление 20-40 мм водяного столба, на случай возникновения кислородного голодания при разгерметизации. С поднятием на высоту процентное содержание кислорода увеличивается, и на высотах свыше 10 км на дыхание подаётся чистый кислород.

Кислород на борту хранится в трёх кислородных баллонах МА-4 под давлением 130 кг/см². Запаса кислорода хватает на 2 часа 24 минуты полёта.

Авиационное и радиоэлектронное оборудование.

Пилотажно-навигационное оборудование включает указатель скорости КУС-1200, вариометр ЛУН 1147 (1148), высотомер ВД-20, указатель поворота ЛУН 1213, авиагоризонт АГД-1, указатель УГР-1 гироиндукционного компаса ГИК-1 , часы АЧС-1, указатель числа маха МС-1, указатель перегрузок АМ-10, магнитный компас ЛУН 1222.1.

Электрооборудование. Источником электроэнергии на борту служит генератор постоянного тока 28,5 вольт типа ЛУН 2117.01, мощностью 3000 Вт, и кислотная аккумуляторная батарея 12САМ-28. Для питания переменным током установлено два однофазных электромашинных преобразователя ПО-250 и два трёхфазных ПТ-125Ц, а также аппаратура управления и защиты. Для подключения наземного источника установлен стандартный штепсельный разъём аэродромного питания ШРАП-500.

Система регистрации полётных данных на самолётах до 37-й серии была представлена бароспидографом К-2-717 в кабине, затем был установлен более совершенный самописец САРПП-12Г в хвостовой части фюзеляжа.

Радиосвязное оборудование: УКВ радиостанция РТЛ-11 или РТЛ-22 и самолётное переговорное устройство, которое не является самостоятельным изделием. СПУ построено на низкочастотном контуре (усилителе) УКВ радиостанции.

Радионавигационное оборудование включает: автоматический радиокомпас АРК-9, радиовысотомер малых высот РВ-УМ, маркерный радиоприёмник МРП-48П на самолётах до 10-й серии и МРП-56П на более поздних.

Радиотехническое оборудование - изделие 020.

Вооружение самолёта Л-29 включает бомбардировочное и неуправляемое ракетное оружие. На самолёте установлено 2 балочных держателя БД3-53И, электросбрасыватель ЭСБР-3П/А, прицел АСП-3НМ/У с фотоконтрольным прибором ФКП-2-2. На балочные держатели могут подвешиваться свободнопадающие бомбы калибром 50-100 кг, блоки ракетных орудий Р57-4М или подвесные топливные баки. Блоки Р57-4М предназначены для стрельбы неуправляемыми ракетами С-5М по наземным целям. В каждый блок заряжается по четыре ракеты.

Для сигнализации на самолёте установлена кассета сигнальных ракет ЭКСР-46, под четыре стандартные ракеты калибром 26 мм.

Эксплуатация[править | править код]

Aero L-29 Delfin sketch.svg

В 1963 году Л-29 был принят на вооружение ВВС СССР и получил в НАТО кодовое обозначение «Maya»[6]. Л-29 был предназначен для обучения лётчиков для полётов на МиГ-21. В летных училищах «Дельфин» постепенно заменил МиГ-15УТИ, который был более тяжелым в управлении и не прощал ошибок в пилотировании.

Первым авиационным училищем, освоившим Л-29, стало Черниговское высшее военное авиационное училище лётчиков. Первым полком, получивший 29 мая 1963 года Л-29, стал 703-й учебный авиационный полк Черниговского ВВАУЛ, который базировался на аэродроме Умань в Черкасской области.

К концу 1963 года Л-29 также поступили в Качинское, Харьковское и Ейское ВВАУЛ.

В 1964 году на аэродроме Ивано-Франковск была создана советско-чешская авиабаза, которая занималась передачей новых самолётов советской стороне. Чешские лётчики перегоняли новые Л-29 из ЧССР в Ивано-Франковск, где передавали самолёты своим заводским специалистам, которые в свою очередь готовили их к сдаче в советские учебные авиационные полки.

В 1966 году Л-29 начали заменять Як-18 в авиационных учебных центрах ДОСААФ. Первым училищем, получившим Л-29, стало Волчанское авиационное училище лётчиков-инструкторов ДОСААФ. В этом же году чехославацкие УТС начали поступать и в учебные центры ДОСААФ.

В 1966—1992 годах первоначальное обучение на самолётах Л-29 проходили в 21 учебном авиационном центре ДОСААФ:

  • Волгоградский УАЦ ДОСААФ (аэродром Средняя Ахтуба)
  • Воронежский УАЦ ДОСААФ (аэродром Гремячье)
  • Ворошиловоградский (Луганский) УАЦ ДОСААФ (аэродром Новоайдар)
  • Вяземский УАЦ ДОСААФ (аэродром Вязьма-Двоевка), до начала 80-х годов летал на самолёте МиГ-17.
  • Грозненский УАЦ ДОСААФ (аэродром Калиновская), до начала 80-х годов летал на самолёте МиГ-17.
  • Егорьевский УАЦ ДОСААФ (аэродром Шувое)
  • Запорожский УАЦ ДОСААФ (аэродром Широкое)
  • Казанский УАЦ ДОСААФ (аэродром Куркачи)
  • Калужский УАЦ ДОСААФ (аэродром Орешково), до начала 80-х годов летал на самолёте МиГ-17.
  • Карагандинский УАЦ ДОСААФ (аэродром Талдыкудук)
  • Костромской УАЦ ДОСААФ (аэродром Сокеркино), до начала 80-х годов летал на самолёте МиГ-17.
  • Кинель-Черкасский УАЦ ДОСААФ (аэродром Толкай), до начала 80-х годов летал на самолёте МиГ-17.
  • Курский УАЦ ДОСААФ (аэродром Рышково)
  • Липецкий УАЦ ДОСААФ (аэродром Грязи)
  • Куйбышевский (Самарский) УАЦ ДОСААФ (аэродром Рождествено)
  • Омский УАЦ ДОСААФ (аэродром Марьяновка)
  • Рязанский УАЦ ДОСААФ (аэродром Протасово)
  • Саранский УАЦ ДОСААФ (аэродром Лямбирь), работал на Л-29, потом некоторое время летал на МиГ-17, потом вновь перешёл на Л-29.
  • Ставропольский УАЦ ДОСААФ (аэродром Хуторская)
  • Ульяновский УАЦ ДОСААФ (аэродром Белый Ключ)
  • Челябинский УАЦ ДОСААФ (аэродром Калачево)

Модификации[править | править код]

  • Л-29 — базовая модификация
  • Л-29А «Акробат» (Л-429) — спортивная одноместная модификация. Всего построено 2 самолёта, которые участвовали в показательных выступлениях в 1968 и 1969 годах на Международных машиностроительных ярмарках в Брно, и в 1969 году на Международном Парижском аэросалоне в Ле-Бурже.
  • Л-29Р (Л-329) — тактический разведчик, оснащённый фоторазведывательным оборудованием для разведки в прифронтовой зоне. Выпущен небольшой партией для ВВС Чехословакии и Египта.
  • УТС-29 — модернизация самолёта с двигателем CJ-610. Предполагается первый полёт в августе 2015 года. Разрабатывает СибНИА, для учебно-тренировочных полётов.
  • Л-29 (ВКП-3) — командный пункт для управления мишенями в воздухе. Разработка Казанского ОКБ «Сокол».[7]

Тактико-технические характеристики[править | править код]

Источник данных:[3][6][8]

Технические характеристики[править | править код]

Три проекции Л-29
ТРД Моторлёт M-701С 500
  • Экипаж: 2 человека
  • Размах крыла: 10,29 м
  • Длина самолёта: 10,81 м
  • Высота: 3,13 м
  • Площадь крыла: 19,8 м²
  • Масса пустого: 2384 кг (самолёт № 591431)
  • Запас топлива:
    • основной: 1030 (670 + 360) л
    • ПТБ: 300 (2 × 150) л
  • Масса снаряжённого: 3280 кг
  • Масса максимальная взлётная (учебный вариант с полной заправкой без груза): 3364 кг
  • Масса максимальная взлётная (перегоночный вариант с ПТБ): 3632 кг
  • Двигатель: 1 × Моторлёт M-701C 500
    • Максимальная тяга: 1 × 840 кгс (8,7 кН)

Лётные характеристики[править | править код]

  • Максимальная скорость (при n=100%):
    • на высоте 8000 м: 612 км/ч
    • на высоте 5000 м: 625 км/ч
    • на уровне моря: 605 км/ч
  • Крейсерская скорость:
    • на высоте 5000 м: 545 км/ч
    • на уровне моря: 525 км/ч
  • Скорость сваливания: 130 км/ч
  • Дальность полёта (с 5% остатком топлива):
    • со 100 % топлива: 710 км (1 час 44 мин)
    • с 2 × ПТБ: 920 км (2 ч 15 мин)
  • Практический потолок: 10 900 м
  • Скороподъёмность (у земли, при n=100%): 13,2 м/с
  • Удельная нагрузка на крыло: 166 кг/м²
  • Тяговооружённость: 0,24
  • Длина разбега (на бетоне): 600-650 м
  • Длина пробега (на бетоне): 530-600 м
  • Максимальная эксплуатационная перегрузка: +8/-7 g

Вооружение[править | править код]

  • Боевая нагрузка: две бомбы калибром 50, 100 или по 120 кг макс. на двух внешних балочных держателях, или два блока Р57-4М по четыре НУР С-5.

Боевое применение[править | править код]

В августе 1967 года советские Ан-12 доставили в Кано 6 Л-29 и несколько МиГ-17[5]. Вторая партия из 6 Л-29 была поставлена Нигерии в том же году. Л-29 ВВС Нигерии применялись против сепаратистов самопровозглашенного государства Биафра[9]. Боевые вылеты, как правило, осуществляли наемники из Великобритании, Родезии и ЮАР, а нигерийские лётчики сидели на месте курсанта.

ВВС Египта применяли Л-29 против израильских войск в качестве легкого ударного самолёта[8]. Первые вылеты были совершены 16 октября, египетские «Дельфины» наносили удары реактивными снарядами по израильской технике под «Китайской фермой». В ходе войны Л-29 показал себя стойким к боевым повреждениям самолётом. Технологичность конструкции позволила быстро восстанавливать различные повреждения. Было потеряно 4 самолёта[10].

В 1992 году на вооружении ВВС Азербайджана находилось около 70 Л-29, базировавшихся в одном из учебных авиационных полков Армавирского высшего военного авиационного училища лётчиков[11]. В связи с высокими потерями боевых вертолётов Азербайджан активно применял Л-29 для поддержки с воздуха своих сухопутных войск. Некоторое количество азербайджанских Л-29, принимавших участие в боевых вылетах, было сбито (не меньше 14) или повреждено огнём противника.

В 1994 году на территории самопровозглашенной Республики Ичкерия находилось 265 боевых самолётов (149 Л-29, 111 Л-39, 3 МиГ-17 и 2 МиГ-15УТИ), ранее находившихся на вооружении 382-го учебного авиационного полка Ставропольского ВВАУЛШ и Грозненского учебного авиационного центра бывшего ДОСААФ СССР[12]. Авиация базировалась на аэродромах Ханкала, Калиновская и Грозный-Северный. Самолёты активно готовились сепаратистами к боевым действиям. К ноябрю 1994 года в боеспособном состоянии находились около 100 самолётов, а остальные — использовались как источник запчастей или были неисправны. По состояние на 30 ноября 1994 года не менее одной эскадрильи Л-29 находилось в состоянии боеготовности.

1 декабря 1994 года российские штурмовики Су-25, с помощью авиабомб и НАР, нанесли удары по аэродромам Калиновская и Ханкала[12]. Во время удара была уничтожена вся боевая авиация чеченских сепаратистов[13].

8 августа 2008 года 2 Л-29 ВВС Грузии было уничтожено на земле во время удара российской авиации по аэродрому Марнеули[5][14].

На вооружении[править | править код]

Состоит на вооружении[править | править код]

Состоял на вооружении[править | править код]

Американцы устанавливают отреставрированный Л-29, памятник лётчикам иракских ВВС, на базе Тикрит, Ирак, 16 декабря 2009 года.
Памятник Л-29 в городе Спас-Клепики, установлен в 1995 году.

Гражданские операторы[править | править код]

Л-29 в Гостомеле, Украина, 2010 год.
  •  Украина — некоторое количество Л-29 в ОСОУ (Общество содействия обороне Украины), по состоянию на 2012 год[23]. На самолётах Л-29 выступает единственная на Украине пилотажная группа — Харьковского аэроклуба, выполняя тренировочные полёты во время авиационных мероприятий в разных городах страны. Весь пилотаж выполняется лётчиками- испытателями, бывшими военными лётчиками — Сергеем Филатовым, Сергеем Коминым и Анатолием Бернатовичем — на предельно малой высоте — от 150 м в нижней точке до 1500 м в верхней точке. Максимальная скорость на пилотаже 650 км/час. Перегрузки — до 8 единиц [24].
  •  Россия:
  •  ЮАР — 3 Л-29 в составе пилотажной группы «Sasol Tigers», по состоянию на 2011 год

Интересные факты[править | править код]

  • В ВВС Чехословакии Л-29 получил прозвище «летающая детская коляска»[5]. Курсант совершал свой первый самостоятельный полёт на «Дельфине» всего лишь после 13 часов полётов с инструктором.
  • 11 августа 1964 года лётчица-спортсменка Марина Попович установила на Л-29 мировой рекорд скорости для самолётов массой 1750—3000 кг (по классификации ФАИ — категория C-1-d) на замкнутом 100 км маршруте, развив среднюю скорость 606,2 км/ч[6].
  • 6 июня 1966 года на самолёте Л-29 героически погиб курсант Саратовского высшего военного училища лётчиков Павел Шклярук.
  • 16 июля 1975 года польский лётчик на сельскохозяйственном Ан-2Р попытался совершить побег из Польши в Австрию через территорию ЧССР, но был сбит Л-29 ВВС Чехословакии[5].
  • Американская компания «Green flight international», занимающаяся разработкой новых видов авиационного топлива, доработала Л-29 для полётов на 100% биодизельном топливе. Первый полёт на биодизеле самолёт выполнил 2 октября 2007 года[5]. К ноябрю 2008 года модифицированный Л-29 налетал около 3000 км.
  • Л-29 активно используются американскими спортсменами на авиагонках Reno Air Races, одних из самых зрелищных авиашоу в мире[26]. На L-29 VIPER, модифицированных Л-29, американские лётчики Курт Браун и Майк Мангольд одержали убедительную победу в классе «Jet» в 2008 году, заняв первое и второе места[27].
  • Л-29, пилотируемые лётчиками ВМС США, применяются для имитации «крылатой ракеты» противника во время тренировок отражения атаки ПКР[28]. 29 июня 2010 года универсальный десантный корабль LHD-6 «Боном Ричард» отрабатывал отражение атаки вражеских ПКР с помощью 2 Л-29. Самолёты были ремоторизованы американскими ТРД «J-60», благодаря чему максимальная скорость Л-29 повысилась с 650 до 800 км/ч.

Авиапамятники и экспонаты музея[править | править код]

Галерея фотографий[править | править код]

См. также[править | править код]

Флаг СССР Як-30 Yakovlev Yak-30 on the MAKS-2009 (02).jpg Флаг Чехии Aero L-29 Delfin L-29 taxing (5703156893).jpg Флаг Польши PZL TS-11 Iskra PZL TS-11bis B Iskra 1018 (G-ISKA) (7173269716).jpg Флаг Швеции Saab 105 Saab 105OE 10.jpg Флаг Италии Aermacchi MB-326 Brazilian Air Force Embraer AT-26 Xavante (EMB-326GC) RSC.jpg
Флаг Франции Fouga СМ.170-1 Magister Fouga magister.jpg Флаг США Cessna T-37 Tweet T-37 021203-O-9999G-003.jpg Флаг Великобритании BAC Jet Provost Jet Provost (9710998092).jpg Флаг Канады Canadair CT-114 Tutor Canadair CT-114 Tutor (CL-41A), Canada - Air Force AN1882428.jpg Флаг Индии HAL Kiran HJT-16 Kiran - Aero India 2011 - 20.jpg


Ссылки[править | править код]

Примечание[править | править код]

  1. 1 2 Л-29 на сайте airwar.ru
  2. Сайт Aero Vodochody Архивировано 6 июня 2011 года.
  3. 1 2 3 4 5 Aero L-29 Delfin Military Trainer Aircraft, Czech Republic
  4. HURT, Zdeněk; KUČERA, Pavel; CHALAS, Oliver. De Havilland Tiger Moth, Avia/Letov C-2 (Arado Ar 96), Aero L-29 Delfin. 1. vyd. Praha: Naše vojsko, 1992. ISBN 80-206-0219-4. S. 113.
  5. 1 2 3 4 5 6 Aero L-29 Delfin. Чешский учебный самолёт // Мировая авиация.- 2011. - № 146. - стр. 5-6.
  6. 1 2 3 4 5 L-29 Delfin
  7. Казанский "Сокол" набирает высоту // Военный парад : журнал. — 2009. — Январь-февраль (№ 1 (91)). — С. 68, 69.
  8. 1 2 Л-29 Дельфин
  9. Aero L-29 Delfin
  10. Потери самолётов Л-29 в октябре 1973
  11. 1 2 Авиация в Нагорном Карабахе Архивировано 28 апреля 2010 года.
  12. 1 2 Российская авиация в Чеченской войне
  13. Первая Чеченская война
  14. При налёте на грузинский аэродром уничтожены несколько самолётов
  15. Чехия модернизирует азербайджанских «Дельфинов» и «Альбатросов»
  16. The Military Balance 2016,p.430
  17. The Military Balance 2016,p.184
  18. Order of Battle — Guinea
  19. The Military Balance 2016,p.456
  20. Л-29 (Дельфин) — Учебно-тренировочный самолёт
  21. М. Жирохов (2004-08-09), История ВВС Ичкерии, Уголок неба
  22. Зарубежное военное обозрение. 1998, № 1. С. 43.
  23. На Харьковщине более 60 спортсменов из трёх стран приняли участие в проведении 10-го Кубка памяти Героя Украины сержанта Василия Мельникова
  24. Реактивный самолёт Л-29 // Харьковский аэроклуб им. В.С. Гризодубовой ОСОУ (рус.), Харьковский аэроклуб им. В.С. Гризодубовой ОСОУ. Дата обращения 30 июля 2018.
  25. Л-29 в РОСТО
  26. ВОЗДУШНЫЕ ГЛАДИАТОРЫ: АВИАГОНКИ
  27. L 29 VIPER
  28. Cruise Missile Pretenders

Литература[править | править код]

  • Кондратьев В.П. Л-29 // Крылья Родины. - 1985. - № 8. - С. 34-35.
  • Пазынич С. "Летающие парты" из Чехословакии // М-Хобби. - 2003. - № 3. - С. 18-25.
  • Сойко Н. Крылатый "Дельфин" // Моделист-конструктор. - 2008. - № 6. - С. 26-31.