РУКОВОДСТВО ПО ТЕХНИЧЕСКОМУ ОБСЛУЖИВАНИЮ

Документ № 2002/30

1-е издание – 29 марта 2004 г.

2-е переработанное и исправленное издание – 9 января 2006 г.

3-е переработанное и исправленное издание – 4 октября 2007 г.

4-е переработанное и исправленное издание – 1 октября 2008 г.

5-е переработанное и исправленное издание – 4 декабря 3008 г.

Р2002-JF

№ сертификата типа EASA A.006

Номер конструкции …………….

Год постройки …………….

Регистрационная маркировка …………….

Страница В-24 утверждена EASA 27 мая 2004 г.

Стр.ii

Прежде чем приступить к полетам, мы рекомендуем внимательно прочитать данное руководство, руководство по летной эксплуатации и руководство по обслуживанию двигателя. Близкое знакомство с самолетом, с его характеристиками и ограничениями позволит Вам летать с большей безопасностью.

Р2002-JF является простым, прочным самолетом, характерными чертами которого являются простое обслуживание и превосходные летные характеристики. В данном руководстве определены время и правила выполнения операций по техническому обслуживанию. Скрупулезное выполнение руководства обеспечит Вам то, что Ваш Р2002-JF будет надежно служить Вам в течение длительного времени, сохраняя оптимальные летные качества и абсолютную безопасность.

Данное руководство состоит из 7 разделов. Оглавление в начале каждого раздела позволит Вам быстро найти нужное место в руководстве.

В основе содержащейся в руководстве информации лежат имеющиеся на дату публикации данные. Возможные изменения будут даваться в эксплуатационных бюллетенях.

В руководстве описывается правильное обслуживание компонентов, изготовленных фирмой TECNAM и, в меньшей степени, список компонентов, приобретенных у других изготовителей. Более подробную информацию относительно отдельных компонентов необходимо брать из руководств, составленных фирмами производителями этих деталей.

Для получения дополнительной информации обращайтесь по следующим адресам:

Стр.iii

Список действующих страниц

Раздел	Страница	Дата	Раздел	Страница	Дата
0	i ii iii iv v	29 марта 2004 г. “ 4 октября 2007 г. “ 29 марта 2004 г.	С	С-1 С-2 С-3 С-4 С-5	29 марта 2004 г. “ “ “ 4 октября 2007 г.
A	А-1 А-2 А-3 А-4 А-5 А-6	29 марта 2004 г. “ “ “ 18 февраля 2005 г. 29 марта 2004 г.		С-6 С-7 С-8 С-9 С-10 С-11 С-12 С-13	“ 29 марта 2004 г. “ 4 октября 2007 г. 29 марта 2004 г. “ 4 декабря 2004 г. 29 марта 2004 г.
В	В-1 В-2 В-3 В-4 В-5 В-6 В-7 В-8 В-9 В-10 В-11 В-12 В-13 В-14 В-15 В-16 В-17 В-18 В-19 В-20 В-21 В-22 В-23 В-24(1) В-25	29 марта 2004 г. “ “ “ 4 октября 2007 г. 9 января 2006 г. “ 29 марта 2004 г. “ “ “ “ 4 октября 2007 г. 29 марта 2004 г. “ “ “ “ 4 октября 2007 г. 29 марта 2004 г. “ “ “ “ 4 октября 2007 г.	D	С-14 С-15 С-16 С-17 С-18 С-19 С-20 С-21 С-22 С-23 С-24 С-25 D-1 D-2 D-3 D-4 D-5	“ “ “ “ “ “ “ “ “ “ “ 18 февраля 2005 г. 29 марта 2004 г. 18 февраля 2005 г. 4 октября 2007 г. 29 марта 2004 г. “

5-е переработанное и исправленное издание 4 декабря 2008 г.

(¹) EASA утвердила данную страницу 27 мая 2004 г.

Стр.iv

Раздел	Страница	Дата	Раздел	Страница	Дата
Е F	Е-1 Е-2 Е-3 Е-4 Е-5 Е-6 Е-7 Е-8 Е-9 Е-10 Е-11 Е-12 F-1 F-2 F-3 F-4 F-5 F-6 F-7 F-8	29 марта 2004 г. “ “ 4 октября 2007 г. 29 марта 2004 г. “ “ “ “ “ “ 29 марта 2004 г. “ “ “ 4 октября 2007 г. “ 29 марта 2004 г. “	G	G-1 G-2 G-3 G-4 G-5 G-6 G-7 G-8 G-9 G-10 G-11	29 марта 2004 г. “ “ “ “ “ 18 февраля 2005 г. “ 29 марта 2004 г. “ “

Стр.v

УКАЗАТЕЛЬ РАЗДЕЛОВ

Общая информация Раздел А

Осмотр и техническое обслуживание Раздел В

Каркас (планер) самолета Раздел С

Силовая установка Раздел D

Системы Раздел Е

Электрические системы Раздел F

Таблички и маркировки Раздел G

Стр. А-1

РАЗДЕЛ А

ОБЩАЯ ИНФОРМАЦИЯ

ОГЛАВЛЕНИЕ

1 – ОПИСАНИЕ И ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА	2
ОСНОВНЫЕ РАЗМЕРЫ	3
ДВИГАТЕЛЬ	4
ПРОПЕЛЛЕР	4
ТОПЛИВО	5
МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА	5
ОХЛАЖДЕНИЕ	5
МАКСИМАЛЬНЫЙ ВЕС	6
СТАНДАРТНАЯ МАССА	6
УДЕЛЬНАЯ НАГРУЗКА	6

Стр. А-2

1 – ОПИСАНИЕ И ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА

Самолет P2002-JF является двухместным одномоторным самолетом с низким расположением крыла. Моноплан выполнен из металлической конструкции с трехколесным шасси и с передним управляемым колесом шасси.

Рис. 1 показывает чертеж самолета в 3 проекциях. В следующей таблице даны основные технические характеристики и размеры самолета.

Рис. 1: Общий вид самолета

1-е издание, 29 марта 2004 г.

Стр.А-3

ОСНОВНЫЕ РАЗМЕРЫ

КРЫЛО	Размах крыла Площадь крыла Удельная нагрузка Относительное удлинение Конусность Угол поперечного "V"	8,6 м 11,5 м2 50 кг/м2 6,4 0,6 5о
ФЮЗЕЛЯЖ	Общая длина Общая ширина Общая высота	6,61 м 1,11 м 2,43 м
ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ	Размах руля высоты* Размах киля	2,90 м 1,10 м
ШАССИ	Колея шасси Расстояние между осями колёс Шины колес основной опоры шасси: Air Trac Колеса основной опоры шасси и тормоза: Cleveland Шина колеса носовой опоры шасси: Sava	1,85 м 1,62 м 5.00-5 199-102 4.00-6
ДИАПАЗОН ПЕРЕМЕЩЕНИЯ ПОВЕРХНОСТЕЙ УПРАВЛЕНИЯ	Элероны Руль высоты Триммер Руль направления Закрылок	Вверх 20о вниз 15о+2о Вверх 15о вниз 3о+1о 2о; 9о+1о Влево 30о вправо 30о+2о 0о; 40о+1о

*В тексте Stabilator – цельноповоротный руль высоты. Прим. Переводчика.

1-е издание, 29 марта 2004 г.

Стр. А-4

ДВИГАТЕЛЬ

Изготовитель Модель Базовая модель сертификации № австрийского Т.С. Максимальная номинальная мощность

Bombardier-Rotax GmbH 912 S2 Far 33 Модификация 15 TW 9-ACG (27 ноября 1998 г.) 4 цилиндровый двигатель с горизонтально расположенными оппозитными спаренными цилиндрами; с общим рабочим объемом цилиндров 1352 куб.см., со смешанным охлаждением (охлаждаемые жидкостью головки цилиндров и охлаждаемые воздухом цилиндры), спаренные карбюраторы, встроенный редуктор с демпфером крутильных колебаний. 73,5 кВт (98,6 л.с.) при 5800 об.мин – не более 5 мин. 69,0 кВт (92,5 л.с.) при 5500 об/ми - постоянно

ПРОПЕЛЛЕР

Изготовитель Базовая модель сертификации № сертификата типа Модель Количество лопастей Диаметр Тип

Hofmann propeller GmbH CAR part 14 SO/E (10 сентября 1999 г.) HO17GHM A 174 177C 2 1740 мм Деревянный, с фиксированным шагом

1-е издание, 29 марта 2004 г.

Стр. А-5

ТОПЛИВО

Сорт топлива Топливные баки Емкость каждого бака Общая емкость баков Объем используемого топлива

Минимум RON 95 EN 228 Premium EN 228 Premium plus AVGAS 100LL (см. Руководство по летной эксплуатации, Раздел 2) 2 бака в крыльях, встроенных в переднюю кромку крыла; с топливным фильтром, расположенным в капоте двигательного отсека. 50 л 100 л 99 л (по 49,5 л. Из каждого бака)

МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА

Тип масляной системы Масло Объем масла

Принудительная смазка, с внешним масляным резервуаром Спецификация смазочного материала и сорт масла даны в Руководстве по эксплуатации Rotax и в соответствующей документации. Макс. 3,0 л, минимум 2,0 л

ОХЛАЖДЕНИЕ

Система охлаждения Охлаждающая жидкость

Смешанная, воздушно-жидкостная закрытая циркуляционная система под давлением Тип охлаждающей жидкости и ее спецификация даются в Руководстве по эксплуатации Rotax и в соответствующей документации

1-е переработанное и исправленное издание 18 февраля 2005 г.

1-е издание, 29 марта 2004 г.

Стр. А-6

МАКСИМАЛЬНЫЙ ВЕС

Максимальный взлетный вес Максимальный посадочный вес Максимальный вес багажа

580 кг 580 кг 20 кг

СТАНДАРТНАЯ МАССА

Стандартная масса пустого воздушного судна Максимальная масса полезной нагрузки

337 кг 243 кг

УДЕЛЬНАЯ НАГРУЗКА

Нагрузка на крыло Нагрузка на единицу мощности

50 кг/м2 5,9 кг/л.с.

1-е издание, 29 марта 2004 г.

Стр. В-1

РАЗДЕЛ В

ОСМОТР И ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ

ОГЛАВЛЕНИЕ

1	ПЕРЕМЕЩЕНИЕ САМОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ	2
2	ПАРКОВКА И ШВАРТОВОЧНОЕ УСТРОЙСТВО	2
3	ПОДНЯТИЕ ДОМКРАТОМ	2
4	УСТАНОВКА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ	4
4.1	УСТАНОВКА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ В ПРОДОЛЬНОМ ОТНОШЕНИИ	4
4.2	УСТАНОВКА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ В ПОПЕРЕЧНОМ ОТНОШЕНИИ	4
5	УСТАНОВОЧНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ПОДВИЖНЫХ ПЛОСКОСТЕЙ УПРАВЛЕНИЯ	5
5.1	УСТАНОВОЧНЫЕ ПАРАМЕТРЫ РУЛЯ ВЫСОТЫ	5
5.2	РЕГУЛИРОВКА ТРИММЕРОВ	5
6	ГЕОМЕТРИЧЕСКАЯ ВЫВЕРКА САМОЛЕТА	6
6.1	БАЗОВЫЕ ТОЧКИ ОТСЧЕТА	7
6.2	НОМИНАЛЬНЫЕ РАСТОЯНИЯ	7
7	ВЗВЕШИВАНИЕ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ ПО ВЕРТИКАЛИ	8
8	ПРЕДОТВРАЩЕНИЕ КОРРОЗИИ	10
9	БЮЛЛЕТЕНИ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ	11
10	ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ	12
11	СМАЗКА	14
11.1	ВВЕДЕНИЕ	14
11.2	ТОЧКИ СМАЗКИ (см. Рис. В-7 и В-8)	14
12	ОСМОТР	17
13	ОСМОТР	19
13.1	ВВЕДЕНИЕ	19
13.2	ПЕРИОДИЧЕСКИЕ ОСМОТРЫ	20
13.3	ТРЕБОВАНИЯ К ТЕХНИЧЕСКОМУ ОБСЛУЖИВАНИЮ	20
14	ОГРАНИЧЕНИЯ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК (УТВЕРЖДЕННЫЕ EASA ДАННЫЕ)	24
14.1	КАРКАС САМОЛЕТА	24
14.2	ДВИГАТЕЛЬ И ПРОПЕЛЛЕР	24

1-е издание 24 марта 2004 г.

Стр.В-2

1.ПЕРЕМЕЩЕНИЕ САМОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ

Перемещайте самолет на земле путем приложения тягового усилия к лопастям пропеллера вблизи втулки. К соединительному устройству может быть прикреплено буксировочное водило. Самолет может управляться при помощи управляемого колеса носовой опоры шасси или – при крутых поворотах – путем опускания носовой части для подъема колеса носовой опоры шасси над землей. В этом случае благодаря удобному расположению ЦТ для поворота самолета достаточно применить легкое толкание самолета в задней зоне хвостовой части фюзеляжа – в непосредственной близости от поверхностей хвостового оперения. Не допускайте того, чтобы носовое колесо шасси волочилось боком, и не предпринимайте попыток погасить какое-либо движение самолета путем воздействия на законцовки крыла.

2.ПАРКОВКА И ШВАРТОВКА

В качестве общей меры предосторожности при парковке самолета под открытым небом рекомендуется ставить его носом против ветра и включать в действие стояночный тормоз или подклинивать колеса тормозными башмаками, если они имеются в наличии.

В условиях плохой погоды и сильного ветра рекомендуется швартовать самолет. Швартовочные канаты необходимо закреплять к крепежным приспособлениям на крыле, расположенным под каждой консолью крыла. Закрепите противоположный конец каната к грунтовому якорю. Вилка колеса носовой опоры шасси может быть использована для швартовки самолета спереди.

3.ПОДЪЕМ НА ДОМКРАТЕ

Для подъема на домкрате колес основной опоры шасси самолета предусмотрены две точки подъема под двумя внешними кильсонами (см. Рис. В-1). Точки подъема состоят из небольшого алюминиевого цилиндра, укрепленного к внешним кильсонам. Под ним может быть установлен либо гидравлический домкрат, либо подъёмный стержень. Точка подъема – это отверстие ø11 мм, которое может быть использовано для помещения в него предохранительного шипа подъемного стержня. Благодаря легкому весу пустого самолета подъем одного из колес основной опоры шасси может быть легко осуществлен даже и без применения гидравлического домкрата.

1-е издание, 29 марта 2004 г.

Стр.В-3

Рис.В-1. Задняя точка подъема

В том случае, если имеется необходимость подъема колеса носовой опоры шасси, мы предлагаем снять капот двигательного отсека и затем, воздействуя на монтажные опоры двигателя, поднять самолет.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ

В соответствии с общим правилом прилагайте усилия к конструкции самолета в местах основных узлов конструкции, таких как, рамы, нервюры, лонжероны.

1-е издание, 29 марта 2004 г.

Стр.В-4

4.УСТАНОВКА САМОЛЕТА В ГОРИЗОНТАЛЬНОМ ПОЛОЖЕНИИ

Время от времени появляется необходимость установки самолета в горизонтальном положении для обеспечения регулировки надлежащего угла наклона и/или угла поперечного V, или определения точного положения ЦТ.

Рис.В-2. Установка самолета в горизонтальное положение в продольном отношении

4.1. УСТАНОВКА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ В ПРОДОЛЬНОМ ОТНОШЕНИИ

• Для проверки установки самолета в горизонтальной плоскости в продольном отношении действуйте следующим образом:

• Сдвиньте одно из двух сидений, чтобы получить доступ к двум опорным рамам направляющих сидений.

• Установите в продольном отношении спиртовый или водяной уровень на две опорные рамы, используя при необходимости прямой отрезок доски, как это показано на Рис.В-2.

• Отрегулируйте угол наклона самолета регулировочными подкладками, устанавливая их под колеса шасси или путем регулировки давления в шинах колес шасси.

4.1. УСТАНОВКА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ В ПОПЕРЕЧНОМ ОТНОШЕНИИ

При снятом одном сиденье установите уровень вдоль опорной рамы для направляющих переднего сиденья. Установите самолет в горизонтальной плоскости путем спуска давления в шине колеса носовой опоры шасси.

1-е издание, 29 марта 2004 г.

Стр.В-5

5.УСТАНОВОЧНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ПОДВИЖНЫХ ПЛОСКОСТЕЙ УПРАВЛЕНИЯ

Регулировка плоскостей управления не должна превышать приведенных в таблице ниже установочных параметров.

ЭЛЕРОНЫ (начиная с выровненных в одну линию законцовок)	вверх 20о	вниз 15о	+1о
РУЛЬ ВЫСОТЫ	вверх 15о	вниз 3о	+1о
ТРИММЕР (стойка при 0о, см. рис. ниже)	2 о	9 о	+1о
РУЛЬ НАПРАВЛЕНИЯ	влево 30о	вправо 30о	+2о
ЗАКРЫЛКИ (макс. перемещение)	0о	40о	+1о
Натяжение тросов управления (для всех)		20 daN	+2 daN

5.1.РЕГУЛИРОВКА РУЛЯ ВЫСОТЫ

Для нахождения «нулевого» положения руля высоты необходимо предварительно установить самолет в горизонтальной плоскости в продольном отношении. Подложите регулировочную прокладку толщиной 19 мм на задний лонжерон руля высоты и установите уровень на прокладку и трубчатый лонжерон стабилизатора (см. Рис. В-3). После этого установите руль высоты в горизонтальной плоскости.

Рис.В-3. Регулировка руля выоты.

5.2.ЮСТИРОВКА ТРИММЕРА

Для юстировки амплитуды отклонения триммера необходимо выполнить следующие операции:

• Установите руль высоты в его «нулевую» позицию и заблокируйте его в этом положении.

• Поставьте главный выключатель в положение ON (ВКЛ).

• Установите в триммер в положение максимального кабрирования.

• Отрегулируйте резьбовое соединение тяги управления до тех пор, пока триммер не достигнет отклонения вниз на 9 ^о (используйте угломер или измерьте смещение вниз задней кромки при -9 ^о, которое должно быть примерно 16 мм).

• Затяните контргайку на регулировочном резьбовом соединении и закрепите концевой шип тяги управления к триммеру.

3-е переработанное и исправленное издание 4 октября 2007 г.

1-е издание 29 марта 2004 г.

Стр.В-6

6.ГЕОМЕТРИЧЕСКАЯ ВЫВЕРКА САМОЛЕТА

Рис. В-4. Геометрическая выверка самолета

2-е переработанное и исправленное издание 9 января 2006 г.

1-е издание 29 марта 2004 г.

Стр. В-7

6.1. БАЗОВЫЕ ТОЧКИ ОТСЧЕТА

• А и А’ – на верхней поверхности крыла имеется заклепка, совмещенная с линиями заклепок законцовки композитного крыла и основного лонжерона (из двух линий заклепок мы имеем в виду внешнюю линию).

• В – точка отсчета, указанная на Рис. В-4 находится на верхней части редуктора пропеллера. Для обеспечения доступа необходимо удалить верхнюю часть капота двигательного отсека.

• С и С’ – эти точки расположены на верхней поверхности руля высоты. Это заклепка, совмещенная с линиями заклепок законцовки композитного крыла и трубчатого лонжерона.

• D и D’ – это верхняя/задняя заклепка на обшивке руля направления (киля). Она совмещена с линией заклепок верхней нервюры и линией заклепок заднего лонжерона.

6.2.Номинальные расстояния

Основной целью геометрической выверки самолета является сравнение замеров, полученных на обеих сторонах, и проверка разницы в этих замерах, если таковые имеются. Разница должна быть в пределах допусков, отображенных в таблице ниже.

Базовые точки отсчета	Номинальный размер (в мм)
A-В	4360+20
A’-B	4360+20
A-C	4735+20
A’-C’	4735+20
C-D	1735+10
C’-D’	1735+10

2-е переработанное и исправленное издание 9 января 2006 г.

1-е издание 29 марта 2004 г.

7.ВЗВЕШИВАНИЕ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦТ ПО ВЕРТИКАЛЬНОЙ ОСИ

ВЫПОЛНИТЕ РУКОВОДЯЩИЕ УКАЗАНИЯ СЛЕДУЮЩИМ ОБРАЗОМ:

1. Проводите взвешивание в ангаре.

2. Удалите из самолета все ненужные предметы, случайно оставленные там.

3. Убедитесь в том, что на борту имеется Руководство по летной эксплуатации.

4. Выровняйте колесо носовой опоры шасси.

5. Слейте топливо.

6. Масло, гидравлическая жидкость и охлаждающая жидкость должны быть на рабочем уровне.

7. Сдвиньте сиденья в крайнее переднее положение.

8. Закрылки выпущены (0^о).

9. Плоскости управления находятся в нейтральном положении.

10. Установите весы (минимальная грузоподъемность 200 кг) под каждое колесо шасси.

УСТАНОВКА САМОЛЕТА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ

1. Установите самолет в горизонтальной плоскости (см. параграф 4 «Установка самолета в горизонтальной плоскости»).

ВЗВЕШИВАНИЕ

1. Запишите показания с каждых весов.

2. Рассчитайте вес пустого самолета.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦТ

1. Опустите отвес касательно передней кромки крыла, как это показано на Рис. В-5. Пометьте контрольную метку на полу.

2. Повторите операцию на второй консоли крыла.

3. Соедините контрольные метки туго натянутым шнуром.

4. Измерьте расстояние между шнуром и осью колеса шасси.

5. Записанные данные позволяют определить расположение ЦТ и момент самолета (см. ниже следующую таблицу).

1-е издание 29 марта 2004 г.

Стр. В-9

ТАБЛИЦА ВЗВЕШИВАНИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЦТ

СМА 1370 (анализ результатов внепланового технического обслуживания)

Рис.В-5. Вес и балансировка

15 мм внутри борта от нервюры № 7

1337 от фланца пропеллера (без распорной детали)

линия отсчёта

W2*A-W1*B

W1 W2=WL+WR D=---------------------

W1+W2

D

D%= -------- *100

1370

	кг		метры
Fwd вес на колесе	W1=	Расстояние от отвеса до левого колеса	AL =
Lh вес на левом колесе основной опоры шасси	WL =	Расстояние от отвеса до правого колеса	AR =
Rh вес на правом колесе основной опоры шасси	WR =	Среднее расстояние (AL+AR)/2	A =
W2=WL+WR=		Расстояние от отвеса до колеса носовой опоры шасси	В =

Пустой вес →WЕ=W1+W2 =	W2*A-W1*B D=--------------------- = метров Wе
Позиция ЦТ как % хорды крыла	D%= D/1?37*100 =

1-е издание 29 марта 2004 г.

Стр.В-10

8.ПРЕДОТВРАЩЕНИЕ КОРРОЗИИ

Очень важно содержать самолет в чистом виде и удалять любые скопления вызывающих коррозию веществ, таких как масло, жир, отстой и другие инородные загрязнения. Чтобы избежать повреждения при окончательной обработке, не применяйте полирующие моющие средства.

Оригинальное или эквивалентное ему средство для предупреждения коррозии должно применяться после любой переделки или ремонта.

При обнаружении следов коррозии она должна быть удалена как можно быстрее и часть с удаленной коррозией должны быть сразу же обработана для предотвращения дальнейшей коррозии.

(а)Для стальных деталей за исключением сильно напряженных компонентов или компонентов из нержавеющей стали можно применять абразивы, приводные щетки, стальные щетки при ручной обработке и тонкую спрессованную стальную стружку для чистки.

Удаление коррозии с сильно напряженных стальных компонентов (стальные пружины основных стоек шасси) требует особого внимания.

(b)Обработка алюминиевых деталей заключается в механическом удалении - насколько это возможно - продуктов коррозии, нанося противокоррозионное вещество и восстанавливая первоначальную обработку поверхности.

Не должны использоваться тонкая спрессованная стальная стружка, наждачная бумага или стальные щетки (за исключением щеток из нержавеющей стали), а также другие сильно абразивные материалы, поскольку частицы стали или наждака вкрапливаются в более мягкий материал и вызывают коррозию.

После очистки поверхности с коррозией детали должны быть обработаны противокоррозионным препаратом для окончательной обработки, который приготовляется следующим образом: 4 литра раствора, содержащего 10% хромовой кислоты и 20 капель электролита для аккумуляторных батарей. Аккуратная обработка крепкой фибровой щеткой удалит большую часть коррозии и обеспечит то, что антикоррозийный агент впитается во все трещины.

Оставьте раствор хромовой кислоты на детали, по крайней мере, на пять минут и затем удалите остатки водой или мокрой тряпкой. В тот же день, когда была удалена коррозия, сделайте защитную финишную обработку.

1-е издание 29 марта 2004 г.

Стр.В-11

9. БЮЛЛЕТЕНИ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ

№№	Описание	CL(#)	N/C	Период действия

# O по желанию

P предписано

R рекомендовано

F произвольно

1-е издание 29 марта 2004 г.

Стр.В-12

10.ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ

Ежедневное

1. – Трубка Пито и порты статистического давления – проверить на предмет отсутствия препятствий (см. Раздел Е, Трубка Пито и статическая система);

2. – Масло – проверить уровень масла в резервуаре, расположенном на противопожарной перегородке (см. Руководство по техническому обслуживанию двигателя Rotax 912S);

3. - Охлаждающая жидкость – проверить уровень охлаждающей жидкости в расширительном бачке, расположенном наверху двигателя;

4. - Слив топливного бака – Слейте топливо из каждого бака путем открытия сливного крана, расположенного на дне каждого бака, вмещающих не менее 120 см³ топлива.

5. - Фильтр грубой очистки топлива – слить имеющуюся воду и осадок путем открытия сливного крана gascolator *, вмещающего количество топлива, равного, по крайней мере, емкости колпачка.

6. - Вентиляционные отверстия топливных баков – проверить вентиляционные отверстия на предмет обнаружения препятствий (см. Раздел Е «Топливная система»).

* gascolator: в тех.словарях термин отсутствует. М.б.имелось в виду топливный фильтр?Прим. переводчика

ЧЕРЕЗ КАЖДЫЕ 100 ЧАСОВ

7. - Аккумулятор - проверить уровень электролита.

8. - Топливный фильтр – снять и очистить топливный фильтр, встроенный в электрический насос.

9. - Моторное масло – замените масло и фильтр (см. Руководство по техническому обслуживанию двигателя Rotax 912S) в начальный период эксплуатации через каждые 25 часов.

10. – Тормозная жидкость – проверить уровень тормозной жидкости в главном цилиндре, расположенном ниже левого сиденья. При необходимости добавить жидкость, используя MIL H5606 type UNIVES J43.

11. - Воздушный фильтр/фильтры карбюратора – проверить фильтр/фильтры и очистить. Рекомендуется повторять эту операцию чаще при работе в условиях сильного запыления.

1-е издание 29 марта 2004 г.

Стр.В-13

12. - Гироскопическое контрольно-измерительное оборудование – В случае неправильных показаний вакуумной системы вычистить или заменить центральный фильтр и при необходимости отюстировать вакуумный клапан.

13. - Дренажные отверстия системы измерения воздушной скорости – сдвинуть левое сиденье, разъединить шланговое соединение и дренировать систему.

    При необходимости

14. - Шины – проверить состояние и поддерживать надлежащее давление в камере.

Рис. В-6. Точки. осмотра

3-е переработанное и исправленное издание, 4 октября 2007 г.

1-е издание, 29 марта 2004 г.

Стр.В-14

11.СМАЗКА

11.1.ВВЕДЕНИЕ

Периодическая смазка движущихся частей обеспечивает надлежащую работу и значительно продлевает срок службы детали.

Тип смазки, точки смазки и интервалы смазки даны ниже.

Следует избегать чрезмерного нанесения смазки, поскольку это может вызвать накопление грязи и пыли на внешней поверхности петель и подшипников.

Если деталь не смазывается путем применения шприца для густой смазки, то следует смазать ее вручную и затем удалить излишек смазки.

Для смазки подшипников колес основной опоры шасси необходимо предварительно снять со ступиц колес упорные подшипники, затем, используя растворитель, очистить поверхность, нанести консистентную смазку и снова смонтировать.

Примечание: Используйте консистентную смазку типа MIL-G-3278 или эквивалентную ей (например, ESSO BEACON 325).