JAK – 42

Kapitoly z historie ruského (sovětského) letectví – Aeroflot a jeho stroje.

JAK-42 – proudový letoun pro krátké tratě.

Letoun JAK-42D při přiblížení na přistání.

První návrhy na vytvoření letadla s označením JAK-42 se objevují ještě v polovině padesátých let minulého století. Tehdy se konstrukční kancelář A. S. Jakovleva nazývala    „OKB – 115“ a navrhla víceúčelové nákladní letadlo s jedním turbovrtulovým motorem TVD TV-2M s protiběžnými vrtulemi, přímým křídlem a tandemovým podvozkem. Letadlo s dvoučlennou posádkou bylo určeno pro přepravu vojenské techniky, včetně vozidel GAZ-69 a až 16 vystrojených výsadkářů. Předpokládala se i jeho dopravní verze, která mohla dopravovat 18 cestujících. Uvažovalo se i o verzi hydroplánu. Potenciální zákazníci (armáda a Aeroflot) o toto letadlo neprojevili zájem a zůstalo pouze na papíře.

První projekt letadla s označením JAK-42

Je velice málo známo, že pod označením JAK-42 se objevil ještě jeden projekt OKB – A. S. Jakovleva. V září 1963 se objevila studie kolmo startujícího dopravního letadla, která měla používat pro start a přistání šest proudových motorů RD – 36 s tahem 2500 kp. Pro vytvoření potřebného tahu měly být využity tři motory RU19-300 s tahem 1200 kp konstrukční kanceláře S. K. Tumanského.

Skica druhého projektu, který nesl označení JAK-42 v prvním provedení. V gondolách na křídle je vidět předpokládané umístění zdvihových a tahových motorů. Poslední tahový motor byl v ocasní části trupu.

Připravovaly se dvě verze tohoto letadla. Jedna měla mít zdvihové motory v gondole na křídle společně s tahovými motory a třetí motor měl být umístěn v ocasní části trupu. Druhá verze měla v gondolách na křídlech pouze zdvihové motory a všechny tři tahové motory měly být umístěny v zadní části trupu.

Skica druhé varianty kolmo startujícího letadla JAK-42.

Výpočty ukazovaly, že by takový letoun mohl přepravovat 20 – 24 cestujících na vzdálenost až 600 km. Měla být zabezpečena jeho schopnost vzlétat z nezpevněných ploch. Mohl vzlétat i s rozběhem, pro který stačila dráha o délce 600 m. V tomto případě by dolet dosahoval až 1500 km. Ani tato varianta letadla JAK – 42 nenašla pochopení ani u vojenského letectva ani u vedení civilního letectví.

Jakovlevova konstrukční kancelář zaznamenala velký úspěch zkonstruováním a uvedením do provozu svého prvního dopravního letadla JAK-40. Při jeho vývoji byl hlavní důraz kladen na bezpečnost a spolehlivost. Cíle, které si konstruktéři stanovili v této oblasti, se podařilo splnit dokonale. Kromě vysoké spolehlivosti bylo letadlo v provozu relativně nenáročné, nepotřebovalo speciální pozemní prostředky pro odbavení cestujících a bylo schopné operovat z krátkých vzletově-přistávacích drah s nepříliš kvalitním povrchem. Jediným nedostatkem byla nízká hospodárnost jeho provozu. Pro její zlepšení se nabízelo zvýšení počtu přepravovaných cestujících. Varianta letadla JAK-40 pro 32 cestujících, byla konečná z hlediska zvýšení sedadlové kapacity a neřešila celkový problém nízké hospodárnosti. Navíc 32 cestujících již nemělo ani dostatečné pohodlí.     

V červnu 1972 navrhl A. S. Jakovlev vojensko-průmyslové komisi vlády SSSR zkonstruovat dopravní letadlo pro krátké a střední tratě s větší kapacitou sedadel, než měl jeho oblíbený JAK-40. Při jeho konstrukci měly být dodrženy stavební normy NLGS, které byly rozpracovány na základě mezinárodních norem FAR a požadavky ICAO.

Největší problém bylo, jako vždy, najít vhodný motor. Zpočátku se uvažovalo o některé verzi motorů řady D – 30. Uvažovaný motor D – 30K však měl velký tah a tak komise odborníků, která posuzovala prvotní návrhy, dospěla k názoru, že je třeba celý projekt přepracovat na letadlo pouze se dvěma motory. 

V roce 1968 se stal generálním konstruktérem motorářské  konstrukční kanceláře v Záporoží V. A. Lotarev, který nahradil legendárního A. G. Ivčenka. Brzy po svém nástupu začal prosazovat myšlenku vytvoření velkého motoru s tahem minimálně 20 tun  s velkým stupněm dvouproudovosti. Měl být určen pro těžká vojenská dopravní letadla. V tomto období však odborníci v SSSR nebyli přesvědčeni o správnosti tohoto řešení a konstruování motoru, který byl předobrazem pozdějšího motoru D-18 a který byl úspěšně použit na letadle AN-125, bylo zastaveno. Lotarev však byl přesvědčen o správnosti navrhované koncepce a na všech odborných konferencích dokazoval vedení vojenského letectva, leteckého průmyslu i Aeroflotu, že tato varianta je jediné možné řešení pro letadla s velkou vzletovou hmotností a dlouhým doletem. Světový vývoj leteckých proudových motorů mu dal brzy za pravdu. Když byly práce na vývoji motoru D-18 pozastaveny, dokázal na ministerstvu leteckého průmyslu prosadit vývoj a výrobu zkušební série zmenšené verze motoru, která dostala označení D-36.  Tento motor měl být připraven pro Antonovův střední nákladní vojenský letoun AN-60. Tento letoun měl mít mimořádné vzletově-přistávací charakteristiky – velice krátkou dráhu pro vzlet a přistání měla zabezpečovat mohutná mechanizace křídla, která měla využívat i ofukování motorovým proudem. Letoun měl částečně kopírovat schéma amerického experimentálního letounu   Mc Donell Douglas YC-15, měl to být hornoplošník se dvěma motory umístěnými na pylonech pod křídlem.

V jedné z laboratoří Kyjevského institutu inženýrů civilního letectví byl pořízen jediný dostupný snímek makety letounu AN-60.

Motor byl dokončen v roce 1971 a již první testy ukázaly, že se opravdu povedl. Projekt letadla AN-60 se však také zastavil. O několik let později Antonov celý projekt radikálně přepracoval, motory umístil nad křídlo a vytvořil nákladní dopravní letoun AN-72.  

Lotarev i v této situaci neztrácel optimizmus a svým spolupracovníkům říkal: „ Však oni si konstruktéři letadel pro tento motor ještě přijdou“. Měl pravdu. První přišel A. S. Jakovlev a motor se mu velice líbil. Jeho tah 6 500 kp plně vyhovoval připravovanému projektu letadla JAK-42.

Brzy poté následovalo rozhodnutí rady ministrů SSSR № 214 z 10. srpna 1972 o stavbě makety dopravního letadla pro krátké tratě, které bylo konkretizováno nařízením ministerstva leteckého průmyslu № 344 z 11. října 1972 o dokončení projektu a stavbě makety letadla s přímým křídlem.  Posledního února 1973 schválil ministr civilního letectví B. P. Bugajev předběžný projekt nového letadla. Ve schvalovacím protokolu se hovořilo nejen o sedadlové verzi, ale i o nákladní variantě. Letadlo mělo být schopno přepravovat 12,5 tun nákladu (včetně přepravy nákladu v kontejnerech), 99 výsadkářů a v sanitní verzi 60 ležících raněných a tři doprovodné zdravotníky. Přestavba sedadlové verze na jinou neměla v polních podmínkách trvat déle než 24 hodin. Pro nákladní verzi měla být připravena velká nákladová vrata o rozměrech 2200 x 2050 mm pro ostatní rychle snímatelné zdravotnické a výsadkářské vybavení. Pro seskoky výsadkářů měly být použity zkušenosti z letadel JAK-40.

 Maketa letadla byla dokončena a proběhlo schvalovací řízení, na základě kterého komise odborníků v závěrečném dokumentu uvedla:

1. Letadlo JAK-42 při splnění požadavků ministerstva civilního letectví na vybavení pilotážně navigačního komplexu pro provoz podle podmínek II. kategorie ICAO zahájí pravidelnou dopravu s cestujícími v letech 1979 -1980.

2. Letadlo ve variantě zjednodušeného pilotážně navigačního komplexu navrženého OKB zahájí dopravu s cestujícími v roce 1977.

3. Pro urychlení vývojových prací, odzkoušení pohonné jednotky a dalších systémů letadla postavit letadlo JAK-42M s přímým křídlem. Letové zkoušky tohoto letadla začít v roce 1975.

Navrhované řešení mělo umožnit v nejkratším termínu připravit k letovým zkouškám letadlo, na kterém budou doladěny letadlové systémy a pohonná jednotka a v roce 1977 připravit nové vybavení letadla pro další prototyp, který by odpovídal provozu podle II. kategorie ICAO, pro přistání při viditelnosti 30 x 400 m. Zkoušky nového vybavení letadla provádět samostatně mimo základní certifikační letový program.      

Volba tvaru křídla.

Zajímavá situace nastala hned v začátku konstruování, kdy se rozhodovalo, zda zůstat u přímého křídla jako na JAK-40, nebo vybrat pro nové letadlo křídlo šípové. Sám Jakovlev byl nakloněn spíše přímému křídlu. Výpočty ukazovaly, že letadlo se 100 – 120 cestujícími bude mít vzletovou hmotnost 42 tun, rychlost letu 770 km/h a dolet až 1900 km. Rychlost letu letadla při použití šípového křídla vzrostla pouze o 50 km/h a tak doba letu se při maximálním doletu zkracovala pouze o 10 – 12 minut.

Letadlo se šípovým křídlem mělo létat rychlostí až 820 km/h, ale jeho hmotnost vzrostla o 6 tun. Vzhledem ke zvýšenému zatížení podvozku mohlo takové letadlo létat pouze na 36 letišť celého SSSR. Letadlo se šípovým křídlem mělo mít díky vyšší rychlosti také lepší rentabilitu provozu. V rozhodování o tvaru křídla budoucích sériových strojů hrálo velkou roli i předpokládané negativní vnímání přímého křídla potenciálními zahraničními zákazníky. Přímé křídlo bylo v té době vnímáno jako zastaralé.

V říjnu 1973 vyšlo nařízení rady ministrů SSSR № 781-257 o stavbě tří zkušebních letadel JAK-42 s přímým křídlem. Zvláštností těchto letadel bylo spojení přímého křídla se šípovými ocasními plochami, ale i podvozek se dvěma koly s pneumatikami o rozměrech 1300 x 850 mm na hlavních podvozkových nohách. Letadlo mělo být přizpůsobeno pro tehdy módní princip „zavazadla u sebe“. Ten spočíval v tom, že cestující si do letadla nakládali svá zavazadla samostatně do určených zavazadlových prostorů. Přední levé dveře měly rozměry 1700 x 850 mm, byly určeny pro posádku i cestující a byly vybaveny vlastními vstupními schody. Pro zavazadla byly určeny dva zavazadlové prostory – přední a zadní se stejně velkými vraty o rozměrech 1300 x 1125 mm.

Stavba prvních dvou prototypů probíhala ve zkušebním výrobním závodě OKB Jakovleva v Moskvě.   

První letoun, který byl zpočátku pro vnitřní potřebu označován JAK-42M, byl dokončen začátkem roku 1975. dostal imatrikulační značku CCCP-1974. 6. března 1975 uskutečnila posádka zkušebních letců A. L. Kolosova a J. V. Petrova a palubního inženýra J. B. Viskovského první let.

První prototyp letadla JAK-42 s imatrikulací CCCP-1974 při zkušebním letu.

Začaly letové zkoušky a probíhaly celkem úspěšně. Brzy bylo jasné, že letadlo není schopné dosáhnout požadované cestovní rychlosti. Maximální cestovní rychlost ve výšce 8000 m byla pouze 680 km/h, což zdaleka neodpovídalo zadání. Bylo nutné provést konstrukční změny co nejrychleji, aby byly stanovené termíny dodrženy. Jasně vítězilo šípové křídlo. Druhý prototyp, který již byl rozestavěn, dostal rychle nové šípové křídlo, které již bylo připraveno pro další předsériové stroje ve smolenském leteckém závodě, kde se měla postupně začít rozbíhat sériová výroba. 

Posádka letadla JAK-42 po prvním zkušebním letu: zkušební piloti J. V. Petrov, A. L. Kolosov, mechanik letadla E. I. Kirilin, palubní inženýr J. B. Viskovskij.

Druhý prototyp byl dokončen v prosinci 1975. Zajímavostí bylo, že právě druhý prototyp se šípovým křídlem byl označen JAK-42M. První označení „M“ prototypu s přímým křídlem bylo používáno pouze konstruktéry OKB. Bylo to asi proto, že pod označením JAK-42, se konstruoval výše uvedený letoun s krátkým vzletem a přistáním a tento projekt měli mnozí konstruktéři ještě v živé paměti.  Postupně označení  JAK-42M zmizelo nejen pro první a druhý prototyp, ale úplně.

20. prosince 1975 vzlétl letoun opět označený JAK-42M a opatřený imatrikulační značkou CCCP-1975.

Letové zkoušky prvního prototypu byly ukončeny 25. března 1977. V dalších zkouškách pokračoval druhý prototyp až do 25. května 1977. V tomto měsíci dostal novou imatrikulační značku a stal se z něho CCCP-42300 a probíhaly postupné přípravy k jeho prezentaci na aerosalonu v Paříži. Součástí příprav bylo i plánování přeletu letadla do Paříže. Ten byl naplánován na 30. května 1977.  

První vzlet letadla JAK-42M   v. č. 02 

Letoun měl naplánovanou trasu letu s mezipřistáním ve Lvově. Přiblížení na přistání ve Lvově probíhalo za špatných meteorologických podmínek při silném bočním větru. Letoun zachytil naváděcí světla, tvrdě narazil na zem ještě před dráhou a vylomil si pravou podvozkovou nohu. Došlo k požáru a letoun zcela shořel. Nikdo nebyl naštěstí při nehodě vážně zraněn. Vyšetřování nehody kromě jiného ukázalo, že motory s velkým obtokovým poměrem vytvářely při stažení na příliš nízký letový volnoběh nezvyklý brzdný efekt, který letadlo prudce zbrzdil, a piloti nedokázali zabránit tvrdému přistání před vzletově přistávací dráhou. Na motorech D-36 byl později zvýšen minimální volnoběžný režim za letu a tento negativní jev tím byl eliminován.   

Druhý prototyp již s imatrikulací CCCP-42300 před letem do Paříže.

Vzniklá situace po nehodě představovala pro samotného Jakovleva a celé OKB velkou tragédii. Za každou cenu chtěli nový perspektivní letoun ukázat celému světu již v roce 1977.

První předsériový letoun se sériovým číslem 00-03 byl ve Smolensku dokončen v říjnu 1976 a dostal původní imatrikulaci CCCP-1976.  27. 10.1976 s ním poprvé vzlétl zkušební pilot V. G. Muchin. Byl určen pro provádění letových zkoušek hlavně na velkých úhlech náběhu. Měl záchranný padák pro případ, že by se dostal ve vývrtce do neovladatelného režimu a dveře na levé straně za kabinou bylo možné otevřít hydraulickým válcem a umožnit posádce snadnější opuštění letadla.   Měsíc po prvním letu přeletěl tento letoun do Žukovského u Moskvy a aktivně se zapojil do certifikačních zkoušek. Při jeho výrobě se nepočítalo s jeho prezentací na velkých světových výstavách.

Na palubě havarovaného letadla byl také zástupce hlavního konstruktéra OKB  K. Bekirbajev. Hned po nehodě se obrátil ke generálnímu konstruktérovi A. S. Jakovlevovi s návrhem nouzového řešení – okamžitě připravit pro prezentaci třetí létající exemplář letadla CCCP-1976.  Jakovlev a vedení ministerstva leteckého průmyslu tento návrh přivítali a vydali potřebné organizační pokyny.

Třetí létající prototyp byl prvním letadlem JAK-42, které již nebylo vyrobeno v moskevském zkušebním závodě. Na obrázku ještě s imatrikulací CCCP-1976.

Okamžitě začaly horečné přípravy letadla, které bylo mezitím přeregistrováno na imatrikulaci CCCP-42303. Velké úsilí pracovníků OKB, kteří doslova pracovali ve dne i v noci, přineslo úspěch. Letoun s posádkou složenou z pilotů V. Muchina a O. Buligina, kteří vystřídali Kolosova a Petrova, kteří byli za řízením při nehodě ve Lvově, přistál v pařížském letišti Le Bourget den po otevření výstavy, která v roce 1977 probíhala od 2. do 12 června.

Prezentace letounu JAK-42 CCCP-42303 s číslem exponátu 343 nastříkaným na trupu na pařížském aerosalonu v roce 1977. Na tomto snímku je dobře viditelný hydraulický válec otevírání dveří za kabinou posádky.

Po návratu pokračovaly letové zkoušky. Vždyť původní plán počítal se tím, že letadlo bude v roce 1977 létat v pravidelném provozu. Tomuto požadavku odpovídalo také to, že již 5. 7. 1976 byla podána nově vzniklému leteckému rejstříku SSSR žádost o typové osvědčení. Velké změny v konstrukci letadla však prodlužovaly certifikační proces a oddalovaly zahájení sériové výroby. Do letových zkoušek se zapojily další předsériové stroje.  Ve Smolensku byla

vyrobena letadla se sériovými čísly 00-04, které dostal imatrikulaci CCCP-42302 a 00-05 s imatrikulací CCCP-42309. Pravděpodobně zde byl současně s nimi vyroben i stroj 02-01, který dostal imatrikulaci CCCP-42005. Všechna tato letadla měla podvozky s pouze dvěma koly na hlavních nohách.

Zajímavostí je, že některé předsériové  stroje zůstaly zachovány. První stroj Jak-42, který byl vystavován na aerosalonu v Paříži v roce 1977 s imatrikulací CCCP-42303 se stal učební pomůckou kyjevském institutu inženýrů civilního letectví.

Letoun CCCP-42303 v učebním hangáru kyjevského institutu. Na trupu zůstalo číslo 343 pařížského exponátu z roku 1977.

Letové zkoušky a zahájení sérové výroby nabíraly citelné zpoždění. Nebránilo to další prezentaci letadla na světových výstavách. Na následujícím aerosalonu byl v Paříži vystavován letoun se sériovým číslem 01-02, který byl vyroben v roce 1978 již v Saratově. Dostal imatrikulaci CCCP-42304 a jeho osud je zajímavý hlavně tím, že skončil jako výstavní exponát na výstavě úspěchů národního hospodářství (VDNCH) v Moskvě. Takto se v průběhu čtyřiceti let měnil CCCP-42304.

CCCP-42304 v Paříži v červnu 1979

V osmdesátých letech minulého století na VDNCH  v původní kamufláži

Na začátku nového století to už vypadalo, že bude zlikvidován a zrušen stejně jako vedle něho stojící TU-154, ale 9. května 2010 vítal hosty výstavy v novém, poněkud futuristickém zbarvení.

Předsériový JAK-42 v.č. 01-02 bez imatrikulační značky  na VDNCH v Moskvě v období 2010 – 2015.

Tentýž letoun dostal 9. 5. 2015 novou imatrikulační značku RA-19751 a nový nátěr.

Dalším letounem, který se zúčastnil certifikačních zkoušek, byl letoun se sériovým číslem 00-04 s imatrikulací CCCP-42302. Ten se také zachoval. Zkušební pilot Michal Ščerbakov jej 11. 2. 1981 přeletěl do Monina u Moskvy, kde se stal exponátem největšího leteckého muzea v Ruské federaci.  

CCCP-42302 v Moninu.

Další z prvních strojů v. č. 00-05 označený CCCP-42309 našel místo jako učební pomůcka samarské letecké univerzity na letišti Smyšljajevka u Samary.

JAK-42 CCCP-42309 na letišti ve Smyšljajevce u Samary

Definitivní podobu pro sérovou výrobu představoval letoun se sériovým číslem 02-02, který byl v Saratově vyroben 3. prosince 1978. Tento letoun byl již vybaven čtyřmi koly na vozíku každé hlavní podvozkové nohy a nad křídlem zůstal z každé strany pouze jeden nouzový východ. Zmizel také přechodový doutník mezi kýlem a stabilizátorem. Letoun byl prezentován v Paříži v roce 1981 a měl stejné číslo exponátu 349 jako CCCP-42304 v roce 1979. Dlouho byl zaparkován na letišti v Žukovském, ale do dnešních dnů se nezachoval.

Letoun JAK-42 CCCP-42306 v Paříži v roce 1981

Předsériové a první sériové stroje pokračovaly v letových certifikačních zkouškách, které byly v dubnu 1980 rozšířeny o provozní zkoušky, kterých se zúčastnilo šest letounů JAK-42: CCCP-42311, 42312, 42313, 42523, 42524 a 42532. Provozní zkoušky byly ukončeny v prosinci 1980.

Letecký rejstřík SSSR vydal 18. prosince 1980 Osvědčení letové způsobilosti dopravního letadla JAK-42 pod číslem 09-42.

Získání Osvědčení otevřelo JAK-42 cestu na pravidelné linky Aeroflotu. První pravidelný obchodní let se uskutečnil 22. prosince 1980 na lince № 1135 Moskva (Bykovo) – Krasnodar. Kapitánem letadla byl Leonid Filatov a druhým pilotem Vladimír Kolymanov. S největší pravděpodobností letěl letoun CCCP-42313, který byl přidělen letovému oddílu Aeroflotu na letišti v Bykovo u Moskvy a podílel se na provozních zkouškách. Tento oddíl obdržel letadla jako první a byl jedním z největších provozovatelů tohoto typu. První letadla obdržel již v dubnu 1980. Poslední stroj JAK-42D, ještě s imatrikulací CCCP-42411, začal v Bykovu operovat v roce 1992.

V roce 1981 začala letadla operovat na letištích v Doněcku, Krasnodaru, Lvově, Leningradu, Uljanovsku, Saratově, Kazani, Vilniusu, Astrachani, Volgogradu, Voroněži a Čeljabinsku. Kromě vnitrostátních začal létat i na některých mezinárodních tratích. V červnu tohoto roku začal JAK-42 létat na trati Leningrad – Helsinky. Ještě ve stejném roce začal létat na trati Kyjev – Praha a Leningrad – Tampere.

Jedna z prvních (možná úplně první) z pravidelných linek po přistání v Krasnodaru v roce 1980.

Díky nižší spotřebě paliva oproti letadlům TU-134 a TU-154, menšímu počtu členů posádky (JAK-42 létal se tříčlennou posádkou) byl v té době nejekonomičtějším letadlem Aeroflotu. Piloti si pochvalovali jednoduchost řízení, cestující dostatečné pohodlí za letu. Zdálo se, že nové letadlo čekají dobré perspektivy.

Jako blesk z čistého nebe přišel těžký úder. 28. červa 1982 došlo ke katastrofě letadla CCCP-42529 letícího na trati Leningrad – Kyjev. Zahynulo všech 132 lidí, kteří se nacházeli na palubě. Vyšetřování ukázalo, že příčinou tragédie byla konstrukční vada – nedostatečná pevnost konstrukce zvedacího mechanizmu stabilizátoru. Díky tomu došlo k samovolnému přestavění stabilizátoru na potlačení. Letoun přešel do strmého klesání s ohromnou rychlostí a rozlomil se na části ještě ve vzduchu ve výšce 5700 metrů.

Po této katastrofě byl provoz celého parku letadel JAK-42 pozastaven. Letecký rejstřík SSSR dočasně pozastavil i platnost Osvědčení № 09-42 z 18. 12. 1980.  Dočasně se zastavila na 1,5 roku i výroba. Všechna vyrobená letadla byla podrobena detailní kontrole a na všech byly provedeny konstrukční úpravy. Pro obnovu provozu bylo nutné provést nově některé certifikační zkoušky. Ty probíhaly od prosince 1983 a zúčastnily se jich čtyři upravená letadla. Na základě jejich úspěšného absolvování bylo Osvědčení letové způsobilosti obnoveno, ale s doplňkem, který umožňoval provoz pouze upravených letadel. Obchodní lety byly obnoveny 12. prosince 1984 letem Moskva – Cherson.  

JAK-42 se vrátil na většinu dříve obhospodařovaných tratí. Koncem osmdesátých let byl již provozován většinou územních správ Aeroflotu. V té době již bylo v provozu 77 letadel, která létala na více než 70 letišť celého SSSR.

V tomto období byl průměrný roční nálet v celém parku 1730 hodin na jedno letadlo. V některých provozních oddílech to bylo až 2300 hodin. V období let 1984 -1989 přepravila letadla JAK-42 více než 21 milionů cestujících.

Počáteční úspěšné zahájení provozu nového letadla zaujalo i některé zahraniční provozovatele. V roce 1981 si předběžně objednala 7 letadel jugoslávská společnost Aviogenex. Dodávka se však, stejně jako dodávka dalšímu zájemci italské společnosti Air Trade, neuskutečnila. Export tak představovala pouze dodávka 8 letadel, která v období 1989 – 1991 koupily čínské společnosti a čtyři letadla zakoupila v roce 1988 kubánská společnost Cubana.

JAK-42D společnosti Cubana zachycený na letišti  Berlín-Schönefeld v roce 1990

V devadesátých letech došlo rozpadu SSSR i k likvidaci všesvazového Aeroflotu. V každém z nově vzniklých států se vytvořily nové letecké společnosti, některé z nich zdědily také letadla JAK-42. Ta tak začala operovat v oblastech, kde dříve svoje základny neměla. Tyto společnosti později začaly s letadly obchodovat nebo zanikly a letadla jako majetek zaniklých společností přešla k novým vlastníkům.  Například v Moldávii se prvním místním vlastníkem letadel JAK-42 se stala soukromá společnost Moldavian Airlines. Poté po jejím zániku přešla letadla i k národnímu dopravci Air Moldova.  

Některá letadla se dostala jako „second hand“ do států třetího světa a k některým málo významným provozovatelům v Evropě. Hlavní provozní teritorium však i nadále představovala Ruská federace, kde zůstal soustředěn největší počet letadel. V tomto období se objevují snahy o využití tohoto typu jako obchodního letadla s různými verzemi VIP vybavení. Začali s nimi létat představitelé velkých ruských společností jako například Gasprom, Lukoil a další. Několik letadel začalo v té době provozovat i ministerstvo pro mimořádné situace.

Sériová výroba.

Sériová výroba se rozbíhala již v roce 1975 ve smolenském leteckém závodě. V roce 1978 se začala letadla JAK-42 vyrábět také v Saratově. Smolenský závod začal v roce 1980 vyrábět komponenty pro raketoplán Buran. Tento program brzy zahltil všechny jeho kapacity a tak se sériová výroba letadel JAK-42 postupně zcela přesunula do Saratova. Zpočátku oba závody úzce spolupracovaly, ve Smolensku se vyráběly součásti křídla, ocasních ploch a vstupní kanál středního motoru a přepravovaly se do Saratova ke konečné montáži celých letadel. V roce 1982 byla výroba po katastrofě letounu CCCP-42529 pozastavena. Do té doby smolenský závod vyrobil 15 předsériových a sériových letadel. V Saratově bylo do té chvíle vyrobeno 24 strojů. Po obnovení výroby v roce 1984 se konečná montáž uskutečňovala již pouze v Saratově, kam byly ještě po určitou dobu ze Smolenska dodávány součásti křídla a vstupní kanál středního motoru. Později se i tyto díly vyráběly v Saratově.

Ukázka uspořádání VIP salonu posledního vyrobeného letadla JAK-42D. Zůstalo v původním provedení i po převzetí letadla hydrometeorologickým centrem RF.

Údaje o celkovém počtu vyrobených letadel JAK-42 se značně liší. Jsou uváděna čísla od 181 do 193 dokončených strojů. Jako nejvěrohodnější se jeví údaj, že bylo postaveno 94 ks letadel JAK-42 a 87 ks letadel JAK-42D. Pokud k tomu připočteme dva prototypy vyrobené ve zkušebním závodě OKB v Moskvě dospějeme k číslu 183, které se nejčastěji objevuje ve většině historických materiálů.

Poslední vyrobený letoun JAK-42D měl sériové číslo 18-10 a byl dokončen 20. 11. 2002. Původně byl postaven jako salon pro 49 cestujících s 19 místy ve VIP salonech pro společnost Aerolift, která s ním létala v Africe. Již v roce 2003 jej provozovala společnost Tulpar Air

V roce 2011 byl zakoupen od společnosti Tulpar Air akciovou společností „Experimentální strojírenský podnik V. M. Mjasiščeva“ a přestavěn v roce 2015 na speciální verzi JAK-42 Hydrometcetrum.  Používá jej hydrometeorologická služba RF pro výzkum životního prostředí.

Varianty letadla.

V provozu letadel JAK-42 byly rozšířeny dvě varianty:

JAK-42           základní model. Tato varianta byla sériově vyráběna podle letadla se sériovým                 číslem 02-01.

JAK-42D        se od původního letounu odlišoval zesílenou konstrukcí a zvýšenou vzletovou                 hmotností, která umožňovala při stejném užitečném zatížení zvýšit dolet díky                        využití větší zásoby paliva, kterou bylo možné naplnit při plném využití větší               maximální vzletové hmotnosti.

Vznikly dvě létající speciální varianty letadla, kdy byla jednotlivá letadla přestavěna pro plnění zvláštních úkolů. Letoun sériové číslo 03-07, který byl vyroben 13. dubna 1981, byl přestavěn na variantu JAK-42LL, což označovalo létající laboratoř. Místo pravého motoru byl zastavěn motor D-236 s vrtulí SV-36. Tento motor byl připravován pro vojenský nákladní letoun AN-70. Letoun byl vystavován v Paříži v roce 1991.

Letoun JAK-42LL

Poslední vyrobený stroj  byl v roce 2015 přestavěn na verzi JAK-42 Hydrometcetrum. Neměl klasickou imatrikulaci, létal pouze s označením 42440.

Poslední vyrobený letoun, přestavěný na verzi JAK-42 Hydrometcetrum s označením 42440 ve službách hydrometeorologického centra RF.

OKB Jakovleva rozpracovávalo v průběhu vývoje a později i v průběhu sériové výroby několik dalších variant, které týkaly zlepšení vlastností letadla. Všechny však zůstaly pouze na papíře. Určitou zajímavost představuje příprava nákladní verze.

Již v prvním zadání se hovořilo o nákladní verzi letadla JAK-42. V roce 1974 vytvořilo ministerstvo civilního letectví specifikaci pro smíšenou verzi, která by umožňovala dopravu nákladu i cestujících. V roce 1975 představilo OKB variantu letadla JAK-42 s přímým křídlem a velkými nákladovými vraty na levé straně za kabinou posádky. Toto schéma odpovídalo osvědčenému letadlu JAK-40K. Nový letoun měl přepravovat až 15 tun nákladu.

Projekt nákladové verze letadla JAK-42 s velkými bočními vraty.

Velká nákladová vrata jsou využívána u mnohých nákladních letadel, většinou přestavěných z původních sedadlových verzí.

Dřevěná maketa trupu letadla JAK-42 s nákladovou rampou.

Oproti nákladním letadlům se zadní rampou jsou letadla s bočními dveřmi poněkud omezena při nakládání nákladů s velkými rozměry.  Proto i v OKB Jakovleva připravovali verzi se zadní nákladní rampou. Dokonce byla postavena maketa trupu letadla v měřítku 1:1. Varianta nového nákladního letadla měla zpočátku motory umístěny jako standardní letadla JAK-42. Později se objevil nový návrh, který předpokládal umístění středního motoru na pylon nad trup a konstrukci nových ocasních ploch se dvěma kýly na koncích stabilizátoru. Této projekt nesl zpočátku označení JAK-42T. Později byl označován  JAK-44. Ani jeden projekt se ve skutečnosti nerealizoval.

Model nákladního letadal JAK-42T, později označovaný JAK-44

Za dobu provozu bylo při nehodách a katastrofách ztraceno 8 letadel JAK-42. O život při nich přišlo 571 cestujících a členů posádky. Nejtěžší katastrofou byla hned první, a také jediná katastrofa z technických příčin, kdy došlo k přetržení šroubovice náhonu stabilizátoru.  28. 6. 1982 zahynulo 132 lidí. Další katastrofy byly způsobeny špatnou činností posádek, kdy většinou za špatných meteorologických podmínek došlo k navigačním chybám, které bohužel často vyústily do nárazu do hornatých oblastí při přiblížení na přistání. 14. 9. 1990 došlo ke katastrofě letadla JAK-42 CCCP-42351 při přistání ve Sverdlovsku (Jekatěrinburg) při níž zahynuli 4 lidé. Tato nehoda byla způsobena pozdním zahájením opakování přistání, kdy při něm letadlo zachytilo o koruny stromů před přistávací dráhou.

Letoun JAK-42 CCCP-42351 po nehodě.

K poslední katastrofě došlo 7. 9. 2011, kdy JAK-42D RA-42434 nedokázal vzlétnout z letiště v Jaroslavli, odkud měl přepravit hokejový klub Lokomotiv Jaroslavl do Minsku. Vyšetřování prokázalo, že při rozběhu vznikla brzdná síla, která neumožnila letadlu nabrat dostatečnou rychlost pro vzlet. Síla vznikla pravděpodobně přibrzďováním při stlačení pedálů řízení druhého pilota, který prováděl start. Při této nehodě bohužel zahynulo 44 lidí včetně tří českých hokejistů.

Zkonstruování letadla JAK-42 bylo značným krokem vpřed v rozvoji civilních dopravních letadel SSSR. Toto letadlo svými ekonomickými parametry značně převyšovalo široce rozšířené typy TU-134 a TU-154, které byly zavedeny do provozu v sedmdesátých letech. Některé studie ukazovaly, že potřeba takových letadel v SSSR a ostatních státech východního bloku pro období let 1980 až 2000 dosahovala až 2000 kusů. Situace se však vyvinula jinak. Letadel JAK-42 bylo vyrobeno 5 krát méně než nejrozšířenějších Tupolevových strojů. Na vině bylo hned několik příčin.

První představovalo zpoždění zavádění do provozu, které bylo vyvoláno zdlouhavým vývojem, který byl provázen velkými změnami v konstrukci a dlouhým dolaďováním rychlostních a vzletově-přistávacích charakteristik. V důsledku toho letoun získal Osvědčení letové způsobilosti typu současně s letadlem IL-86, které bylo pro sovětský letecký průmysl novou, v SSSR do té doby neprobádanou, kategorií velkokapacitních letadel. Jeho první let se však uskutečnil prakticky o dva roky později, než první let JAK-42. 

21. 6. 2014 – nastupování cestujících do letadla JAK-42D RA-42359 společnosti KrasAvia. Letadlo JAK-42bylo skutečně nezávislé na pozemních prostředcích letiště.

Přes dobré ekonomické parametry měl letoun i řadu nedostatků, především malý dolet. Pokud měl vzlétnout s maximální vzletovou hmotností při plném využití povoleného platícího zatížení, mohl vzít pouze 8,5 tuny paliva. Palivové nádrže umožňovaly naplnit až 18, 5 tuny, pokud však byly naplněny na plno, tak obchodní zatížení nebylo vyšší než 3, 8 tuny, tedy 38 až 40 cestujících. Tyto parametry částečně vylepšovala verze JAK42D, u které byla zvýšena maximální vzletová hmotnost na 56,5 tuny. To umožňovalo vzít při užitečném zatížení 10 500 kg o tunu paliva více a zvýšit dolet na 2150 km. Současně se zlepšily ještě některé další provozní charakteristiky, letadlo mohlo operovat na letištích s nadmořskou výškou až 2000 metrů, byl zvýšen povolený boční vítr při startu a přistání a kola hlavního podvozku dostala chladící ventilátory. Letoun JAK-42D získal Osvědčení letové způsobilosti typu v roce 1987.

Svoji roli také sehrála katastrofa z 28. června 1982, která byla způsobena konstrukčními nedostatky a prakticky na dva roky zastavila provoz i výrobu letadel JAK-42. Konstrukční úpravy a odstranění objevených závad nabíraly velký skluz a letadla začala opět létat až v roce 1984 po zpětném získání Osvědčení letové způsobilosti typu. Za dva roky, kdy letadla JAK-42 stála, se mnohé změnilo. V tomto období byl vedením ministerstva leteckého průmyslu i vedením Aeroflotu přehodnocen záměr jejich výroby v masovém měřítku a plány na výrobu se podstatně snížily.

Když se koncem osmdesátých let povedlo zbavit JAK-42 dětských nemocí a zahájit hromadnou sériovou výrobu verze JAK-42D, přišla další rána ve formě rozpadu SSSR a politické a ekonomické krize. Ta se projevila prudkým poklesem přepravních výkonů celé letecké dopravy jak v Ruské federaci, tak v nově vzniklých státech. To vedlo pochopitelně k poklesu zájmu o novou vlastní leteckou techniku a v neposlední řadě k zahájení provozu levných olétaných západních strojů.

Odlet letadla RA-42359  z Krasnojarsku do Blagověščensku 21. 6. 2014

JAK-42 tak trochu propásl svoji šanci a nesplnil původní očekávání. Dá se říci, že jeho motor měl ve své době světové parametry, ale letadlo jako celek za nejlepšími dopravními letadly, která byla ve světě ve stejném období vyvinuta, citelně zaostávalо. Po zavedení do provozu verze JAK-42D se již nepokračovalo v dalších modernizacích. Stodvacetimístná letadla tak nebyla za celou dobu vybavena obraceči tahu, což byl v osmdesátých letech v letecké dopravě unikát.

Konstrukce letadla.

Letadlo JAK-42 bylo vyrobeno ze základních materiálů, které se používaly pro stavbu letadel začátkem sedmdesátých let. Většina konstrukčních dílů draku je zhotovena z duralu D-16, podvozkové nohy byly z oceli 30CHGSNA, kryty radiolokátoru byly zhotoveny ze skelného laminátu.

Trup letadla.

Trup letadla byl poloskořepinové konstrukce a skládal se ze 74 hlavních přepážek a 11 pomocných přepážek, 82 podélníků, nosníků a nosného potahu. Trup byl vyráběn vcelku. Přepážky č. 1 a č. 59 byly tak zvané hermetické přepážky a uzavíraly z přední a zadní strany hermetickou část trupu. K přepážce č. 1 byl upevněn laminátový kryt radiolokátoru „Groza-42“. Přepážky trupu byly obyčejné nebo silové. K silovým patřily přepážky č. 8 a 10, k těmto přepážkám se upevňovala vzpěra a tlumič přední podvozkové nohy. Další silové přepážky byly č. 37 a 44, ke kterým byl připevněn centroplán křídla. Dále pak přepážky č. 49 a 62. K těm byly připojeny pylony bočních motorů. K silovým přepážkám č. 66, 70 a 71 se připojovaly tři nosníky kýlu. K přepážkám č. 70 a 73 se připojovalo lože středního motoru.

Potah trupu byl nosný z duralových plechů o tloušťce 1, 2 až 4 mm. Ve střední části trupu mezi přepážkami č. 16 až 59 byl potah spojen s podélníky a přepážkami svářením. V přední a zadní části byl přinýtován.

Podlaha rozdělovala trup na dvě části horní a dolní. V horní části se nacházela kabina posádky. Vstupní dveře do kabiny posádky byly umístěny na přepážce č. 9. Za nimi byly z boků naproti sobě vstupní a služební dveře do letadla a vestibul, ve kterém byla umístěna kuchyňka, přední toaleta. Následoval salon cestujících mezi přepážkami č. 15 – 56. Z ním byla zadní toaleta a na přepážce č. 59 byly zadní vstupní dveře do hermetické části.

Ve spodní části trupu byl přední technický úsek mezi přepážkami č. 1 – 10. Přístup do něho byl přes šachtu předního podvozku. Šachta předního podvozku byla mezi přepážkami č. 4 – 10, za letu byla zavřena dvířky. Střední technický úsek byl mezi přepážkami č. 10 a 16, ten byl v hermetické části a přístup do něho byl přes kryt v podlaze předního vestibulu. Z ním byl hermetický přední nákladový prostor, do kterého se vstupovalo vraty na pravé straně trupu a nalézal se mezi přepážkami č. 16 -35. Dále byl ve směru letu ve spodní části nehermetický technický úsek předního nosníku centroplánu mezi přepážkami č. 35 – 37. Za ním byly nehermetické šachty hlavního podvozku mezi přepážkami č. 44 – 49. Za ním byl technický úsek šachet hlavního podvozku, který přecházel do hermetického zadního nákladového prostoru mezi přepážkami č. 50 – 58. K němu se dostávalo přes zadní nákladová vrata z pravé strany trupu. V nehermetické části za přepážkou č. 59 byly vstupní schody a po jejích bocích technické úseky s agregáty hydraulického systému a systému klimatizace.

Dveře a nouzové východy.

Za kabinou posádky byly levé vstupní dveře o rozměrech 1500 x 700 mm, které se otevíraly ven. Naproti nim byly služební dveře o rozměrech 1300 x 700 mm, které otevíraly také ven.  Mezi přepážkami č. 27 a 29A byly na každé straně nouzové dveře, které se také otvíraly ven a měly rozměry 1220 x 600 mm.  Nouzové východy byly umístěny zleva i zprava nad křídlem mezi přepážkami č. 42 – 43, měly rozměry 915 x 510 mm. Otevíraly se dovnitř a v nouzové situaci se vyhazovaly ven.

Salon pro cestující letadla JAK-42. Je dobře vidět, že na letadle již byly uzavíratelné police pro příruční zavazadla.

Zasklení kabiny posádky se skládalo ze dvou čelních, dvou bočních a dvou zadních třívrstvých skel. Skla byla elektricky ohřívána. Přední a zadní skla měla organickou ochrannou vrstvu. Plochy bočních skel čistily za deště stěrače. V salonu cestujících bylo 38 kulatých okének o průměru 346 mm. Okénka byla dvouvrstvá, vnější vrstva organického skla měla tloušťku 10 mm a vnitřní 6mm.

Křidlo.

Šípové křídlo bylo skříňové konstrukce se dvěma nosníky, nosným potahem, podepřeným systémem podélníků. Příčné silové prvky tvořila žebra, která byla umístěna na vnější části křídla kolmo k zadnímu nosníku a  rozteč mezi nimi byla 620 mm. Žebro č. 1 tvořilo spojovací kování pro spojení vnější části křídla a centroplánu. Bylo hermetické, protože uzavíralo boční stěnu palivových úseků vnější části křídla a centroplánu.

Křídlo se skládalo z centroplánu a dvou vnějších částí. Centroplán zajišťoval spojení křídla s trupem. Skládal se ze dvou nosníků se závěsy pro upevnění k trupu, dvou hermetických podélných stěn, dvou žeber, které hermeticky uzavíraly centroplán z boku a z horního a spodního panelu, jejichž potah byl zpevněn nosníky. Vnitřní objem centroplánu byl hermetický, tvořil palivovou nádrž. Na spodním panelu bylo 6 přístupových oken, která se uzavírala hermetickými kryty z vnější strany. Vnější část měla 28 žeber. Skříňová konstrukce měla po celém rozpětí dva nosníky ve střední části. Od žebra č. 1 do žebra č. 10 byl v zadní části ještě třetí nosník. K zadní části žeber č. 1 a č. 5 byly upevněny hlavní podvozkové nohy. Nosný potah byl zpevněn systémem podélníků. Křídlo mělo mohutnou mechanizaci:         dvouštěrbinovou vnitřní klapku na odtokové straně mezi žebry č. 3 a 10;

dvouštěrbinovou vnější klapku na odtokové straně mezi žebry č. 11 a 19;

Vnější vztlaková klapka letadla JAK-42

dvě sekce spojlerů na horní straně mezi žebry č. 11 a 16;

jedna sekce interceptoru na horní straně mezi žebry č. 17 a 19;

šest sekcí slotů na náběžné hraně po celém rozpětí vnější části křídla.

Sloty a mechanizmy jejich ovládání.

Na konci každé vnější části křídla byla umístěna balanční křidélka, byla mezi žebry č. 20 a 28. Křidélka byla opatřena servokompenzátory  a vyvažovacími ploškami (trimy).

Spojlery se vychylovaly nahoru na úhel 55⁰ pouze až po přistání.  Interceptor plnil za letu funkci křidélka interceptoru a vychyloval se nahoru na 7⁰ společně s křidélkem, pokud byl volant řízení pootočen na větší úhel než 45⁰.

Ocasní plochy.

Ocasní plochy měly uspořádání do „T“, stabilizátor byl upevněn na horním konci kýlu. Kýl měl třínosníkovou konstrukci s 23 žebry, nosným potahem zesíleným podélníky. Směrovka byla jednonosníkové konstrukce, měla čtyři závěsy pro připojení ke kýlu a byla vybavena servokompenzátorem. Neměla vyvažovací plošky (trimy). Původně na letadlech byly, ale později byly na starších letadlech odpojeny a na nových již nebyly vůbec. Stabilizátor byl dvounosníkový a pevně spojený v jeden celek. Nosný potah byl zesílen podélníky. Na předním nosníku byla umístěna matice zvedacího šroubového mechanizmu, na zadním nosníku byl otočný závěs. Zvedací mechanizmus byl umístěn na předním nosníku kýlu. Stabilizátor se přestavoval v rozsahu od + 10 do mínus 120. Výškové kormidlo se skládalo z levé a pravé části a mělo jednonosníkovou konstrukci s žebry a nosným potahem. Nosová část byla potažena ocelovým plechem, ke kterému se upevňovala vyvažovací závaží. Každá část výškového kormidla se ke stabilizátoru upevňovala šesti závěsy. Každá polovina výškového kormidla byla vybavena vyvažovací ploškou (trimem). 

Podvozek.

Podvozek byl zasouvací příďového typu. Přední podvozková noha se zasouvala do trupu proti směru letu a hlavní podvozkové nohy se zasouvaly do šachet směrem k trupu. Podvozek se zasouval a vysouval pomocí hydraulických válců. Hlavní hydraulický systém zajišťoval normální zasouvání a vysouvání. Ovládání bylo přepínačem na pravé přístrojové desce. Měl běžné polohy: „ZASOUV. – VYPNUTO – VYSOUVÁNÍ“. Tlak z hlavního hydraulického systému se do podsystému normálního zasouvání a vysouvání přiváděl přes elektromagnetický ventil GA-165, který byl stále v otevřené poloze. Pokud se podvozek vysouval normálně, celý proces probíhal tak, že nejdříve tlak přicházel k zámkům dvířek hlavního podvozku a zámkům zasunuté polohy hlavních i příďové nohy. Po jejich uvolnění se nejdříve otvírala dvířka hlavního podvozku a tlak postupoval do válců vysunuté polohy, ty vysunuly podvozek, který se zajistil v zámcích vysunuté polohy a tlak přišel k válcům dvířek na uzavření šachet hlavního podvozku a k zámku jejich zajištění v uzavřené poloze. Dvířka šachty předního podvozku se uzavírala přes převodový mechanizmus mechanicky.  Signalizace poloh podvozku byla standardní. Pokud byl podvozek ve vysunuté poloze zajištěn a dvířka byla v zámcích, svítila zelená žárovka, když se podvozek nalézal v mezipoloze, některý ze zámků nebyl uzamčen, svítila červená žárovka, v zasunuté poloze nesvítilo nic.  Pokud bylo třeba vysouvat podvozek nouzově, bylo třeba dát ventil normálního vysouvání do polohy „VYPNUTO“ a otevřít krytku vypínače „NOUZOVÉ VYSOUVÁNÍ“. Při jejím otevření se zapínala čerpací stanice NS-46 nouzového hydraulického systému a ventil GA-165 přívodu hydraulické kapaliny z hlavního systému se zavíral. Vypínač „NOUZOVÉ VYSOUVÁNÍ“ bylo třeba zapnout a další ventil GA-65 se otvíral a přiváděl kapalinu do podsystému nouzového vysouvání. Tlak přicházel k zámkům dvířek a zámkům zasunuté polohy. Po otevření zámků dvířek přicházel tlak k válcům otvírání dvířek a dvířka podvozkových šachet se otvírala. Po otevření zámků zasunuté polohy přicházel tlak k válcům vysouvání podvozkových noh a vysouval je. Dvířka při tomto vysunutí zůstala otevřená a svítily současně zelená i červená žárovky.  

Letadlo bylo vybaveno systémem ručního nouzového otvírání zámků dvířek podvozkových šachet a zámků zasunuté polohy. Tento systém bylo možné aktivovat pákou „ZÁMKY PODVOZKU“ u pravého pilota. V případě vysazení hlavního i nouzového hydraulického systému bylo možné ručně otevřít zámky a podvozek se vysouval vlastní váhou. 

Hlavní podvozkové nohy. 

Hlavní podvozková noha doznala v průběhu vývoje převratné změny. Původně měla pouze dvě hlavní kola, což znamenalo vysoký tlak na podložku a při zvýšení vzletové hmotnosti v průběhu vývoje bylo jasné, že letadlo by vyžadovalo takové povrchy, kterých bylo na letištích v SSSR i v sedmdesátých letech minulého století velice málo. Sériová výroba již proto byla zahájena s podvozkem, který měl na hlavních nohách vozík se čtyřmi hlavními koly.

Hlavní podvozková noha  pouze se dvěma koly předsériového letadla JAK-42 CCCP-42309  

Hlavní podvozkové nohy sériových strojů se skládaly z tlumiče, vzpěry, zlamovací vzpěry, která zajišťovala funkci zámku vysunuté polohy, vozíku se čtyřmi brzděnými koly KT-141 s pneumatikami o rozměrech 930 x 305 mm a tlumiče vozíku. Stejná kola používala i letadla TU-154, a to poskytovalo pro provozovatele obou typů velké výhody.

Hlavní podvozková noha letounu JAK-42LL

Brdový systém měl dva okruhy, hlavní a nouzový. Hlavní okruh se ovládal klasicky pedály a byl napájen z hlavního hydraulického systému. Byly v něm zařazeny protiskluzové automaty UA-58A, které byly čistě mechanické a namontované na každém kole. Setrvačníkový mechanizmus v něm ovládal dva jehlové ventily, které v závislosti na rozdílu úhlových rychlostí setrvačníku a samotného kola měnily poměr přiváděné a odpouštěné kapaliny a plynule měnily intenzitu brzdění každého kola. Prakticky tak nedocházelo k úplnému proklouznutí. Okruh nouzového brzdění se napájel z nouzového hydraulického systému a kapalina z něho k brzdám přiváděla při zatažení za páky „NOUZOVÉ BRZDĚNÍ“ . V tomto případě přicházel tlak do kol mimo protiskluzové automaty.

Parkovací brzda se ovládala pákou pod levou přístrojovou deskou. Páku bylo třeba vytáhnout a zajistit. Zapnutí parkovací brzdy signalizovala žárovka „PARK. BRZDA ZAPNUTA“, která byla napájena z akumulátorů a měla svítit až 24 hodin od zapnutí parkovací brzdy. Zapnutí parkovací brzdy se signalizovalo na výstražném panelu a zároveň dávalo signál o nepřipravenosti ke startu a zapínalo sirénu při zvýšení výkonu motorů.

Přední podvozková noha.

Přední podvozková noha se skládala z tlumiče, zlamovací vzpěry, válce zasouvání a vysouvání,  zámku zasunuté polohy, dvou kol KT-151-2 s pneumatikami o rozměrech 930 x 305 mm a mechanizmu řízení kol předního podvozku. Přední podvozková noha se zasouvala do šachty, která se za letu uzavírala velkými (předními) a malými dvířky. Velká dvířka byla i  při vysunutém podvozku uzavřena. Velká dvířka měla mechanický náhon, který se uváděl do činnosti pohybem podvozkové nohy. Malá dvířka měla jednoduché mechanické uzavírání, které tvořil systém táhel a převodů spojený přímo s válcem tlumiče. Kola předního podvozku byla při zasouvání brzděna tlakem kapaliny, přiváděné z hlavního hydraulického systému. Systém řízení přední nohy RDM-42 byl také napájen z hlavního hydraulického systému a umožňoval výchylku kol na úhel ± 8⁰ 30′ při řízení při startu a přistání pedály a ± 55⁰  při řízení malým volantem. Systém řízení zabezpečoval také tlumení kmitů. Natáčení a tlumení zajišťovaly dva dobře viditelné hydraulické válce. 

Pohonná jednotka.

Základem pohonné jednotky byl motor D-36, který vyvinula konstrukční kancelář I. A. Lotareva.

Motor byl tříhřídelový a skládal se z rotoru ventilátoru a rotorů nízkého a vysokého tlaku. Každý rotor byl uložen ve dvou ložiscích a s ostatními neměl žádné mechanické spojení, pouze plynově-dynamické. Ventilátor byl nadzvukový a vytvářel hlavní část tahu na malých a středních výškách. Poháněn byl třístupňovou turbínou. Nízkotlaký kompresor pracoval v rychlostech kolem rychlosti zvuku a tvořilo jej šest axiálních stupňů. Vysokotlaký kompresor byl podzvukový  sedmistupňový. Nízkotlaký a vysokotlaký kompresor poháněly jednostupňové turbíny. Ventilátor a nízkotlaký kompresor byly před rozdělovacím tělesem, vysokotlaký za ním.

Motor D-36 v řezu v muzeu civilního letectví v Uljanovsku

Pro zabezpečení protipumpážní stability byly použity natáčecí lopatky rozváděcích kol kompresoru nízkého a vysokého tlaku, které se nastavovaly na brzdě při zabíhání motoru. Pro zajištění stabilní práce při spouštění a při nízkých otáčkách se používaly odpouštěcí ventily za kompresorem nízkého i vysokého tlaku. Všechny součásti rotorů bylo možné kontrolovat v provozu optickými přístroji.

Motor byl zkonstruován z následujících konstrukčních modulů: rotor ventilátoru, difuzoru ventilátoru, hřídele ventilátoru, nízkotlakého kompresoru, rozdělovacího tělesa s vysokotlakým kompresorem, skříně náhonů, spalovací komory, rotoru turbíny vysokého tlaku, tělesa opěr turbíny, rotoru turbíny nízkého tlaku, turbíny ventilátoru a zadní opěry.

Na motoru byly umístěny následující agregáty:

– blok palivových čerpadel agregát 934 a odstředivým stupněm nízkého tlaku a zubovým čerpadlem vysokého tlaku,

– palivo-olejový agregát (TMA),

– snímač spotřeby (DR),

– palivový regulátor –  agregát 935,

– elektromagnetický ventil spouštěcího paliva (ventil PT),

– kolektor spouštěcího paliva (kolektor PT),

– palivový kolektor,

– snímač tlaku (DD),

– 24 trysek pracovního paliva (RF), 

Motor řídil elektronický regulační systém ESU-2-3. Nastavoval zadané režimy práce motoru podle polohy plynové páky a zabezpečoval ochranu motoru o překročení povolených hodnot otáček rotorů a teploty plynů za turbínou na základě informací od snímačů DTA-10, T-80, BSKT-220. Pracoval společně s palivovým regulátorem – agregátem 935 a blokem palivových čerpadel – agregátem 934.

Olejový systém motoru byl autonomní uzavřený, cirkulační s plnou cirkulací oleje přes palivovou nádrž. Jeho funkcí bylo mazání a chlazení součástí motoru, ochrana proti korozi, vyplavování částic otěru. Olej byl pracovním médiem v tlumícím systému kmitů rotorů v tělesech jejich ložisek. Původně se používal olej IPM-10, později jeho záměny. Tlak v systému byl 3 – 4,5 kp/cm², minimálně 2 kp/cm², teplota oleje se pohybovala v rozmezí -40⁰C až +110⁰C maximálně 120⁰C. Celý systém měl objem 27 litrů, minimální množství v nádrži bylo 4±0,4 litru. Olej od nádrže MB-36 přicházel k olejovému čerpacímu agregátu MA-36. Z jeho tlakové části byl veden k mazaným místům, kterými byly ložiska a ozubená kola skříně náhonů a ložiska rotoru kompresoru vysokého tlaku. Dále byl olej přiváděn k ložiskům rotoru ventilátoru a nízkotlakého kompresoru a ložiskům opěr všech stupňů turbín. Do systému byl zařazen klasický odvzdušňovač a odpěňovač. Odsávací část agregátu MA-36 odsávala olej od mazaných míst a přes palivově-olejový agregát TMA jej vracela do nádrže. V TMA se ochlazoval olej a předehřívalo palivo před vstupem do motorů. Na tomto agregátu byly umístěny palivové filtry, které byly také předehřívány a umožňovaly nepoužívat nemrznoucí příměsi do paliva. Olejové filtry vydávaly signál o svém znečištění „FILTR ZNEČIŠTĚN“ a magnetických zátkách se při objevení kovových třísek vytvářel výstražný signál „TŘÍSKY V OLEJI“.

Motor D-36 se spouštěl vzduchovým startérem SV-36. Vzduch se do něho přiváděl od pomocné pohonné jednotky, jiného již spuštěného motoru nebo pozemního zdroje. Činnost spouštění řídil programový mechanizmus APD-45.

Nedostatkem pohonné jednotky letadla JAK-42 byl bezesporu chybějící obraceč tahu. Velký obtokový poměr komplikoval jeho konstrukci. Bylo jasné, že nebude možné, aby byl součástí motoru. Konstruktéři letadla se spokojili s přistávacími charakteristikami letounu bez reverzu, protože jeho vývoj by pozdržel zavedení do provozu o několik let. Přitom na letadlech AN-72, která vznikla o něco málo později, byl zpětný tah používán.    

Hmotnost motoru činila 1124 kg.

Pomocná pohonná jednotka.

Základem pomocné pohonné jednotky byl osvědčený motor TA-6V, který zabezpečoval napájení stlačeným vzduchem startérů motorů, klimatizaci letadla na zemi, napájení letadlové elektrické sítě proudem 200 V 400 Hz. Všechny tyto činnosti byl schopen zabezpečit i za letu do výšky 3000 m.

Palivový systém letadla.

Palivový systém byl určen pro zásobování motorů a pomocné pohonné jednotky za letu i na zemi palivem. Celkové množství paliva 18 500 kg bylo rozmístěno do tří objemově stejných palivových nádrží po 6170 kg paliva. Dvě nádrže byly ve vnějších částech křídla a jedna byla v centroplánu. Při normální funkci palivového systému se každý motor napájel ze své nádrže. Levý z levého křídla, pravý z pravého křídla a střední spolu s pomocnou pohonnou jednotkou z centroplánu. Nádrže ve vnějších částech křídla tvořil vnitřní prostor mezi žebry č. 1 až 12. Byly rozděleny na dva úseky. Z úseku č. 2 ve vnější části palivo samospádem přetékalo do úseku č.1,  který plnil funkci spotřebního úseku,  ve kterém bylo na spodní straně mezi žebry č. 4 a 5 umístěno odstředivé čerpadlo ECNG-5-2. Toto čerpadlo bylo napájeno střídavým napětím 200 V a dodávalo 5000 litů za hodinu. K potrubí na výstupu za čerpadlem byla připojena ejektorová čerpadla SN8-1, která nasávala palivo do spotřebního úseku. Mezi žebry č. 6 a 7 bylo namontováno druhé čerpadlo stejného typu. Tato čerpadla se zapínala na panelu palivového systému a jejich práci signalizovala žárovka, která se rozsvěcela od signálu tlakového spínače za čerpadlem. Potrubí od obou čerpadel se spojovalo do větve napájení bočních motorů, kde byly dále namontovány: palivové hydraulické akumulátory, požární kohouty 768600MA, tepelné odlehčovací ventily, signalizátory poklesu tlaku SPG-0,2 a přípojky pro konzervaci motorů. Palivové akumulátory zabezpečovaly oddělení vzduchu od paliva a spolehlivou dodávku   paliva při evolucích letadla.

Nádrž centroplánu zaujímala prostor mezi žebry č. 1 levým a pravým. Čtyři přepážky ve střední části vytvářely spotřební úsek. V něm byla umístěna dvě odstředivá čerpadla 463B. Tato čerpadla byla napájena stejnosměrným proudem a měla dodávku 4000 litrů za hodinu. Pokud tato čerpadla pracovala, spotřební úsek se plnil ejektorovými čerpadly SN-6. Potrubí za čerpadly se spojovala do větve napájení středního motoru, která měla stejné agregáty jako větve bočních motorů. Větve zásobování jednotlivých motorů bylo možné propojit pomocí propojovacích kohoutů tak, že všechny tři motory mohly být napájeny od libovolného pracujícího dodávacího čerpadla. Pomocná pohonná jednotka měla samostatnou napájecí větev, do které dodávalo palivo ze spotřebního úseku centroplánové nádrže stejnosměrné čerpadlo ECN-40.  Palivový systém doplňoval systém tlakového plnění. Koncovka plnění a ovládací panel byly na pravé straně trupu na přepážkách č. 35 a 36 pod přechodovým obloukem centroplánu. Na panelu byly dva palivoměry, horní dvouručičkový pro pravou a levou nádrž a spodní pro nádrž centroplánu. Vedle palivoměrů bylo zadávací kolečko, kterým bylo možné nastavit pohybem trojúhelníkového terčíku na palivoměrech požadované množství paliva. Letoun byl vybaven systémem nouzového vypouštění paliva za letu. Používal se v havarijních případech a byla do něho zařazena tři čerpadla ECNG-20-20 s dodávkou 30 000 litrů za hodinu. Tato čerpadla byla napájena střídavým napětím 200 V 400Hz a byla umístěna v každé nádrži tak, aby nevyčerpatelný zbytek v každé nádrži byl asi 1000 kg paliva.

Hydraulický systém.

Hydraulický systém letadla JAK-42 se dělil na dva autonomní systémy: hlavní hydraulický systém a nouzový. Oba systémy měly společnou nádrž o celkovém objemu 48 litrů, která byla umístěna v levém technickém úseku nad vstupními schody. Nádrž byla rozdělena vertikální přepážkou, která zachovávala v části hlavního hydraulického systému minimální zbytek 14 litrů a v části pro napájení nouzového hydraulického systému 9 litrů.  Nádrž se plnila při vysunutém podvozku a nulovém tlaku v systému na 39,5 litru minerální hydraulickou kapalinou AMG-10.

Hlavní hydraulický systém zabezpečoval:

– zasouvání a vysouvání podvozku, otvírání a zavírání dvířek šachet hlavního podvozku;

– přibrzďování kol předního podvozku při zasouvání;

– hlavní brzdění kol KT-141 hlavního podvozku;

– řízení přední podvozkové nohy;

– vysouvání a zasouvání slotů a klapek (jeden kanál – Hlavní)

– napájení hydraulického posilovače BU-2700A a mechanizmu zatěžování pedálů;

– vysouvání a zasouvání spojlerů;

– vysouvání a zasouvání interceptorů;

– napájení hydromotoru GM-40 náhonu reduktoru šroubovice mechanizmu představování stabilizátoru;

– napájení náhonu stěračů.

Zdroji tlaku hlavního systému byla dvě plunžrová čerpadla s proměnnou dodávkou NP-72, která se montovala na levý a střední motor. Tlak v hlavním systému byl 150 kp/cm2.  Před vstupem kapaliny do čerpadel byly na potrubí namontovány požární ventily MKT-162, které při vzniku požáru v motorové gondole levého nebo středního motoru uzavíraly přívod hydraulické kapaliny od nádrže k čerpadlům. Do tlakové větve hlavního systému byl zařazen kulový hydraulický akumulátor  OGS o objemu 1,5 litru. Jeho úkolem bylo tlumit rázy v systému.

Nouzový hydraulický systém zabezpečoval:

– nouzové vysouvání podvozku;

– otvírání dvířek šachet hlavního podvozku (při nouzovém vysouvání);

– vysouvání a zasouvání slotů a klapek (jeden kanál –Nouzový);

– nouzové brzdění kol KT-141 hlavního podvozku;

– parkovací brzdění kol KT-141 hlavního podvozku;

– nouzové zasunutí interceptorů;

– napájení hydromotoru GM-40 náhonu reduktoru šroubovice mechanizmu představování;

– otevření a zavření krytu radiolokátoru;

– vysouvání a zasouvání vstupních schodů.

Zdrojem tlaku nouzového hydraulického systému byla elektrická čerpací stanice NS-46-3. Její plunžrové čerpadlo mělo stálou dodávku 20 litrů za minutu a bylo poháněno střídavým  proudem 200V 400 Hz. Stanice se ovládala třípolohovým přepínačem na střením pultu, který měl polohy „ZAP.“, „VYP.“ a „AUTO“. V poloze „AUTO“ byl uzavřen krytkou. Tato poloha byla normální za letu a čerpadlo se automaticky zapínalo při aktivaci funkcí zajišťovaných nouzovým hydraulickým systémem.

V nouzovém systému byla také namontována stejnosměrná čerpací stanice NS-55 s dodávkou 8 litrů za minutu. Ta se také automaticky zapínala při ztrátě střídavého napětí v systému elektrického napájení a také se společně se stanicí NS-46  uváděla do činnosti při práci spotřebičů, které vyžadovaly velký průtok tlakové kapaliny.

Stanice byla umístěna v pravém technickém úseku nad vstupními schody. Pro její ovládání byl určen dvoupolohový vypínač na středním pultu. Normální poloha  byla „VYP“, ve které byl vypínač přikryt krytkou, umožňovala její automatické zapnutí podle vybraných signálů systémů napájených nouzovým hydraulickým systémem.

V nouzovém hydraulickém systému byly umístěny dva hydraulické akumulátory o objemu 2,8 litru, které sloužily pro nouzové brzdy, parkovací brzdu a vysouvání a zasouvání vstupních schodů.

Řízení letadla.

Letoun JAK-42 měl řízení bez hydraulických posilovačů, pouze směrovka byla vychylována pomocí hydraulického posilovače BU-270A. Snížení sil v řízení se dosahovalo osovou a aerodynamickou kompenzací řídících ploch, použitím servokompenzátorů na křidélkách a směrovce, trimováním křidélek a výškového kormidla, přestavováním stabilizátoru.

Letadlo bylo vybaveno systémem automatického řízení, který byl schopen řídit letadlo při stoupání, v horizontálním letu, při klesání a při přiblížení na přistání. Systém automatického řízení měl označení SAU-42 a jeho serva RD-12 se připojovala přímo k táhlům křidélek a výškového kormidla. Vedení řízení bylo táhlové, lana se používala pouze pro ovládání vyvažovacích  plošek výškového kormidla, zajišťování kormidel na zemi a pro připojení serv RD-12 autopilota k táhlům jednotlivých kanálů řízení.

Podélné řízení.

Výškové kormidlo se vychylovalo o 21⁰ nahoru a 17⁰ dolů. Táhla výškovky byla tažena pod podlahou po pravé straně trupu. U přepážky č. 10 byl k vedení připojen pružinový válec, který vytvářel prudké zvýšení síly, potřebné pro další vychýlení při vychýlení dolů na úhel 6⁰. Při přitažení a vychýlení výškovky nahoru na 17⁰ vznikala doplňková síla 25±5 kp.   Servomotor pro výškové kormidlo byl k táhlům připojen na zadním nosníku kýlu. Vyvažovací plošky výškového kormidla se ovládaly mechanicky otáčením vyvažovacího kola u pilotů a používaly se pouze při úplném selhání přestavování stabilizátoru (při zadírání).

Volanty příčného řízení umožňovaly otočení na ± 100⁰, což odpovídalo vychýlení křidélek na úhel ± 25⁰. Servokompenzátory křidélek se vychylovaly na úhel až ± 30⁰. Táhla vedení křidélek byla vedena také na pravé straně trupu. Samotné volanty měly převody z ozubených kol, které ovládaly vnitřní táhlo ve sloupku řízení, další převodovka ve spodní části sloupku převáděla jeho pohyb na pohyb táhel křidélek. Servomotor RD-12 autopilota byl k táhlům křidélek připojen v pravé podvozkové šachtě v zadní části žebra č. 1. Vyvažovací plošky křidélek se ovládaly elektricky pomocí elektromechanizmů MP-100M-2 (po jednom na každém křidélku). Pro vyvažování sloužil přepínač „TRIM KŘIDÉLEK“ na středním pultu pilotů.

Pro zvýšení efektivnosti příčného řízení při malých rychlostech byly využívány interceptory. Při vytočení volantu řízení na úhel větší než 45⁰ na základě signálu koncových vypínačů na volantu docházelo k hydraulickému vysunutí interceptoru na straně křídla, kde bylo křidélko vychýleno nahoru. Interceptor se vychýlil na úhel 7⁰. Jakmile se volant vrátil pod úhel   45⁰, interceptor se zasunul do původní polohy.

Směrovka.

Pedály, kterými se při ručním řízení ovládala směrovka, měly maximální výchylku 115±5 mm. Při plném vyšlápnutí pedálu se směrovka vychylovala na úhel 30⁰.  Pedál měl jednu plochu a při stlačení jeho horní části byl přes ventil UG149 aktivován brzdový systém. Pedály byly nastavitelné podle výšky pilota elektromechanizmem. Táhla ovládání směrovky byla vedena na levé straně trupu. Na přepážce č. 5 byl ke kladce táhel vedení řízení směrovky připojen mechanizmus ovládání řízení přední nohy podvozku. Na přepážce č. 59 byl k táhlům směrovky připojen pružinový omezovač výchylky směrovky, který vytvářel při zasunutém podvozku při dosažení výchylky směrovky 15⁰ na pedálech sílu 75±5 kp. Tento zatěžovač se připojoval pomocí elektromechanizmu MP-100M 2.série na základě signálů, které přicházely od koncových vypínačů zámků podvozku. Ve stejném místě byl připojen také pružinový zatěžovač, který vytvářel umělý cit na pedálech při menších výchylkách. Tento zatěžovač se zapínal hydraulicky tlakem od hlavního hydraulického systému. Byl v činnosti, pouze pokud pracoval hydraulický posilovač směrovky BU-270A. Při poklesu tlaku v systému, nebo při nouzovém odpojení posilovače se zatěžovač odpojoval. Na zadním nosníku kýlu byl namontován servomotor RD-12 autopilota pro směrovku a hydraulický posilovač BU-270A. Za nimi byl zařazen ještě autonomní tlumič bočních kmitů ADR-42, který sloužil ke zlepšení charakteristik stability a řiditelnosti směrového kanálu řízení (zabraňoval vzniku kmitů „holandský krok“).

Pro parkování letadla byl určen systém zajištění kormidel. Kormidla se zajišťovala rukovětí na středním pultu pilotů a byla při zajištění v neutrální poloze. Při posunutí páky dozadu do polohy „ZAJIŠTĚNO“ se lany proti pružinovým mechanizmům vysunuly zajišťovací čepy a páku bylo třeba zajistit pojistkou. Páka byla spojena se stop – kohouty motorů a pokud bylo řízení zajištěno, nebylo možné spouštět motory. Při odjištění pojistky se páka pružinovými mechanizmy posunovala dopředu do polohy „ODJIŠTĚNO“ a uvolňovala páky zastavování motorů.

Do systému řízení byl také na letadle JAK-42 zařazován i stabilizátor. Přestavoval jej elektro – hydraulický mechanizmus, který se ovládal buď ručně, nebo automaticky. Hlavní ovládání bylo tlačítky na vnějších částech volantů, záložní ovládání umožňoval přepínač na středním pultu pilotů. Přestavování stabilizátoru mělo také zrychlený režim, který se ovládal tlačítky na vnitřních částech volantů. Stabilizátor se automaticky přestavoval na základě signálů systému automatického řízení SAU-42. Výkonným prvkem systému přestavování stabilizátoru byl mechanizmus přestavování stabilizátoru MPS, který byl napájen oběma hydraulickými systémy. Prostor MPS byl pro jeho vyšší spolehlivost vyhříván horkým vzduchem, který se odebíral od klimatizace.

Vztlakové klapky se vysouvaly na úhly 20⁰ při startu a 45⁰  při přistání. Poháněl je hydromechanický dvoukanálový náhon RP71-02. Klapky měly automatický kontrolní systém, který sledoval rozdíl ve výchylce. Pokud by přesáhl 2⁰ , systém vydal signál, který odpojil přívod hydraulické kapaliny  k náhonu RP71-02 a transmise klapek  byly zabrzděny v dané poloze brzdami. Pokud tento systém zapracoval, nebylo již možné změnit polohu klapek za letu. Teprve po přistání byly speciálními přípravky brzdy odbrzděny.

Sloty měly pouze dvě polohy a to zasunuto a vysunuto. Obsluhoval je obdobný systém vysouvání jako klapky, jehož základem byl také dvoukanálový náhon RP-71-02. Stejný systém jako u klapek byl i pro kontrolu synchronizace vysouvání slotů. Byly také použity stejné brzdy. Úplné vysunutí a zasunutí slotů trvalo 11 vteřin.

Sloty a klapky měly společné ovládání přepínačem na středním pultu, kde byly polohy „ZASUNUTO“, „20⁰ “ a „45⁰ “. Při přesunutí přepínače do polohy „20⁰ “ se sloty vysunuly naplno a klapky na 20⁰. Při dalším přesunutí ovladače do polohy „45⁰ “ se na tento úhel vysunuly klapky. Bylo možné vysouvat rovnou do maximální polohy. V tomto případě se sloty opět vysunuly za 11 vteřin naplno a klapky se plynule vysouvaly do maximální polohy. Při zasouvání do střední polohy se sloty nehýbaly a klapky zasunuly na 20⁰.  Při uvedení přepínače do polohy „ZASUNUTO“ se nejdříve zasouvaly klapky a až po jejich dojetí docházelo k zasouvání slotů. V nouzových případech bylo možné použít i jednotlivé ovládání.             

Spojlery se automaticky vysouvaly po přistání letadla. Na středním pultu byl vypínač „SPOJLERY AUT. VYSUNUTÍ“ – „ZASUNUTÍ“. Za letu bylo třeba tento vypínač uvést do polohy „SPOJLERY AUT. VYSUNUTÍ“ a tím byly připraveny obvody hydraulických ventilů na jejich zapnutí. Pro jejich vysunutí bylo třeba ještě několik dalších signálů jako třeba poloha plynové páky středního motoru blízko volnoběžného režimu, musel být signál od koncového vypínače podvozku o tom, že letadlo je na zemi a jako poslední přicházel signál od vnějších kol hlavního podvozku, u kterých inerční snímače musely zaznamenat rychlost otáčení 525 až 625 otáček za minutu. Na základě tohoto posledního signálu se spojlery vysunuly a zůstaly vysunuté. Pro jejich zasunutí bylo nutné přepínač uvést do polohy „ZASUNUTO“.

Systém klimatizace a přetlakování.

Systém klimatizace se skládal ze tří autonomních podsystémů, do kterých se přiváděl vzduch od jednotlivých motorů. Podsystém přední zóny salonu zásoboval levý motor, podsystém zаdní zóny salonu zásoboval pravý motor a podsystém kabina posádky a individuální ventilace zásoboval střední motor. Systém klimatizace plnil tyto hlavní funkce:

– ohřev, ventilaci a chlazení hermetické kabiny na zemi i za letu;

– přívod vzduchu ke startéru SV-36 při spouštění motorů na zemi i za letu;

– přívod vzduchu do systému odmrazování;

– přívod vzduchu na ohřev úseků pomocné pohonné jednotky a mechanizmu ovládání stabilizátoru;

– přívod vzduchu pro zařízení radiostanice „JADRO-2“

Každý podsystém měl analogické části:

– uzel odběru vzduchu od motorů;

– regulace množství odebíraného vzduchu;

– regulace teploty vzduchu v podsystému;

– rozdělování postupujícího vzduchu.

Vzduch do klimatizace přicházel od 4. nebo 7. stupně kompresoru vysokého tlaku v závislosti na režimu chodu motoru.  Regulace množství odebíraného vzduchu pracovala v ručním nebo automatickém režimu a zajišťovala plynulý nárůst množství dodávaného vzduchu a dodávku vzduchu bez rázů v případě zněný režimu práce motorů. Množství vzduchu řídila elektrická klapka 1293DT, která dostávala signály od pneumatického povelového přístroje 5378T. Ten dostával signály od snímače rychlosti proudícího vzduchu – venturiho trubice, označené 427610-1620. Pokud nebylo možné odebírat vzduch od některého motoru, regulátory zbylých dvou zvětšovaly odběr a oba podsystémy se propojovaly s nepracujícím propojovacím kohoutem a zabezpečovaly stejnou dodávku do všech tří systémů jako při normální práci. Regulace teploty v jednotlivých podsystémech měla za úkol ochlazení odebíraného vzduchu, regulaci teploty vzduchu a její kontrolu. Ochlazení odebíraného vzduchu probíhalo v bloku vzduchově- vzduchových chladičů označeném 2385 a v turbochladiči 5063AT. Agregáty chlazení podsystému zadního salonu byly umístěny v levém technickém úseku v zadní části trupu vedle vstupních schodů, agregáty předního salonu v pravém technickém úseku. Systém reguloval teplotu vzduchu přepouštěním různého množství vzduchu mezi jednotlivými stupni chlazení pomocí klapek 1408T. Při automatické činnosti byly řízeny regulátorem automatického řízení teploty RTA-36-28T, které udržovaly zadanou teplotu s přesností ±20C. Systém regulace teploty bylo možné ovládat také ručně. Obdobně se regulovala teplota i v podsystémech individuální ventilace a vyhřívání kabiny posádky. V systému individuální ventilace se v normálním režimu udržovala konstantní teplota +18 ±3⁰C. V ostatních podsystémech bylo možné teplotu zadat podle konkrétních podmínek. Od chladících uzlů vzduch postupoval potrubími, ve kterých byly namontovány odvlhčovače a tlumiče hluku do rozdělovacích sběrných krabic. Potrubí pro přední část salonu vedlo po levé straně trupu pod podlahou, sběrné krabice ústily regulovatelnými mřížkami z obou stran vedle každé řady sedadel cestujících. Obdobně byl řešen podsystém zadní zóny salonu cestujících. Podsystém individuální ventilace měl rozdělovací krabice ve spodní části polic pro příruční zavazadla, z nich byl vzduch dodáván do salonů přes regulovatelné individuální ventily nad každým sedadlem. Systém propojovacích ventilů umožňoval při nepracujícím středním motoru odebírat vzduch pro potřeby podsystému individuální ventilace od pravého motoru.    

Systém přetlakování.

Systém přetlakování se skládal ze dvou samostatných systémů: hlavního elektricky-pneumatického a záložního čistě pneumatického.

Hlavní systém byl napájen stejnosměrným napětím 27 V a střídavým 36 V 400Hz a zapínal se přepínačem „REGUL. PŘETLAKU“ uvedeným do polohy „HLAVNÍ“.  Systém se skládal z:

– elektronického zadavače absolutního tlaku,

– elektronického regulátoru tlaku 5090AT-42,

– kalkulátor rychlosti změny tlaku,

– snímače vnějšího tlaku IKD27Da400-830,

– snímače kabinového tlaku IKD27Da400-830,

– dvou zesilovačů 5686T,

– tří elektropneumatických měničů 5684,

– tří elektrických ventilů 2259T,

– tří vypouštěcích ventilů 5806.

Vypouštěcí ventily 5806 byly umístěny podél trupu –  první mezi přepážkami č. 15 a 16, druhý mezi přepážkami č. 35 a č. 36 a poslední mezi č. 58 a 59. Při normální práci systému byly elektrické ventily 2259T pod napětím a k vypouštěcím ventilům byly povely přiváděny od elektronického regulátoru 5090AT-42. Pokud došlo ke ztrátě napětí ventily 2259T se zavřely a povely pro činnost ventilů se přiváděly od záložního pneumatického povelového přístroje 2077.

Záložní systém se skládal z:

– regulátoru tlaku 2077AT, který měl tři hlavní uzly – regulátor absolutního tlaku, regulátor přetlaku a regulátor rychlosti změny tlaku,

– tří opakovačů 5464T,

– tří regulátorů absolutního tlaku 1314V,

– tří zadavačů přetlaku 5420ŽT.

Tlak v kabině se řídil podle zadaného programu, který zabezpečoval začátek přetlakování při tlaku v rozmezí 560 – 806 mm Hg sloupce, maximální přetlak 0,5 kp/cm2, rychlost změny tlaku 0,18 mm Hg. sloupce/sec.  Tlak v kabině cestujících postupně klesal pomaleji, než tlak vnějšího prostředí, až jejich rozdíl dosáhl 0,5 (při standardním tlaku na letišti zhruba ve výšce 9100m) a poté jeho změna kopírovala křivku změny tlaku vnějšího prostředí.

Práce systému se kontrolovala podle kabinového výškoměru a variometru.

Systém výstražné signalizace.

Při poklesu tlaku v kabině na hodnotu 500 ±10 mm. Hg sl. začala na pravé přístrojové desce blikat červená žárovka „ROZHERMETIZACE“, při překročení přetlaku v kabině na hodnotu 0,6±0,02 kp/cm2 začala blikat na pravé přístrojové desce žárovka „PŘEKROČENÍ PŘETLAKU KAB.“.              

 Protinámrazový systém.

Protinámrazový systém využíval pro svoji činnost hlavně ohřev některých částí konstrukce letadla horkým vzduchem, který se odebíral od motorů a ohříval:

– náběžné hrany dvanácti sekcí slotů,

– náběžnou hranu kýlu a stabilizátoru,

– náběžné části vstupních hrdel motorů,

– náběžné části hrdel ofukování vzduchově- vzduchových chladičů,

– antény VKV stanic.

Horní panel přístrojové desky s ovládacími panely protipožárního, protinámrazového, palivového systémů.

Několik částí konstrukce letadla se ohřívalo přímo elektricky.

Ovládání protinámrazového systému a signalizace námrazy byly umístěny na horním panelu protinámrazového systému. Protinámrazový systém se dělil na letadlovou část a odmrazování motorů. Oba systémy měly společný signalizátor námrazy SO-121VM, který se skládal z elektromechanického snímače DPS-40T a elektronického měniče PE-11. Pokud byl systém zapnut do polohy automat, uváděl se do činnosti signálem signalizátoru SO-121VM. Bylo možné i ruční zapnutí. Vzduch pro letadlový systém se odebíral z prostoru spalovací komory a měl velmi vysokou teplotou. Na vzletovém režimu až 500⁰C. Směšoval se se vzduchem z vnějšího proudu motoru a ochlazoval se na teplotu 250⁰C a jeho tlak se snižoval na hodnoty, potřebné pro zajištění dodávky dostatečného množství pro ohřev všech odmrazovaných zón  a byl při vzletovém režimu maximálně 2 kp/cm².  Takto upravený horký vzduch přicházel do společné větve odmrazovacího systému.

Odmrazování slotů. Vzduch ze společné větve přicházel přes venturiho trubici, která omezovala maximální odebírané množství do rozdělovacích potrubí levé a pravé poloviny křídla. Z nich potom přes teleskopické spojení do každé sekce slotů. 

Ohřev ocasních ploch. Vzduch ze společné větve přicházel opět přes venturiho trubici do rozdělovacích potrubí pro ohřev náběžné hrany kýlu a přes otočný spoj, umožňující přestavování stabilizátoru, do potrubí pro ohřev náběžných hran stabilizátoru.

Pro ohřev náběžných částí hrdel ofukování  vzduchově- vzduchových chladičů, které byly na levé straně trupu mezi přepážkami č. 62 – 62, se vzduch odebíral ze společné větve přes kalibrované škrtiče. Ze společné větve bylo v zóně přepážky č. 37 vyvedeno potrubí pro ohřev antény VKV stanice.

Protinámrazový systém motorů D-36 spočíval v ohřevu náběžných částí vstupních hrdel motorů horkým vzduchem. Tento vzduch se odebíral od 3. stupně vysokotlakého kompresoru. Zapínání a vypínání protinámrazového systému motorů probíhalo společně se systémem odmrazování letadla a pracovalo také v automatickém a ručním režimu.

Součástí protinámrazového systému byly i elektricky vyhřívané části letadla. Elektricky se ohřívaly všechny tři snímače celkového tlaku rychloměrného systému PPD-1. V jejich tělesech byla namontována ohřívací tělesa, která byla napájena stejnosměrným proudem 27 V. Elektricky se ohřívala i všechna okna kabiny posádky kromě otvíracích okének. Ohřívací vodivé vrstvy mezi skly se napájely střídavým proudem s napětím 115 V v režimu „SLABĚ“  a 200 V v režimu „SILNĚ“. 

Protipožární systém.

Protipožární vybavení letadla se skládalo z:

– systému signalizace požáru v úsecích motorů a pomocné pohonné jednotky (SSP-2I),

– systému signalizace požáru ventilátorové části motorů a signalizace požáru v nákladových prostorech (SSP-FK),

– systému signalizace dýmu v nákladových prostorech a technických úsecích v zóně vstupních schodů, 

– systému signalizace požáru v šachtách hlavního podvozku OOŠ (SSP-2I),

– palubního automatického systému hašení požáru v úsecích motorů a pomocné pohonné jednotky,

– přenosných hasicích přístrojů ručního hašení požáru v nákladových prostorech, salonu, technických úsecích a kabině posádky. 

Základem systému signalizace byly obvody se skupinami hlásičů požáru (DPS). Systém signalizace zajišťoval objevení a lokalizaci požáru, jeho signalizaci a aktivování prvního pořadí hašení. V úsecích motorů bylo umístěno po 8 smyčkách hlásičů, které zapracovaly při teplotě 180⁰ C a nárůstu o 2-4⁰  C/sec,  v úseku pomocné pohonné jednotky 4 smyčky stejných hlásičů. Ve ventilátorových částech motorů bylo po 4 smyčkách hlásičů systému SSP-FK, které spínaly při teplotě 150⁰ C a nárůstu o 2⁰ C/sec.

Názorné schéma protipožárního systému: 1. kolektor úseku pomocné pohonné jednotky; 2. signální sklíčko kontroly naplnění lahví; 3. pyrohlavice; 4. lahve UBC-10-4; 5. kolektory přívodu hasící směsi k motorům  

Systém hašení zabezpečoval přivedení hasící směsi k místu požáru. K hašení se používala hasící směs „Chladon-114V/2“, která byla umístěna ve dvou desetilitrových lahvích  UBC-10-4 pro první a druhé pořadí hašení.  Obvyklé třetí pořadí na letadle nebylo. Panel ovládání protipožárního systému byl umístěn na horním štítku přístrojových desek vedle panelu odmrazování. Systém pracoval tak, že pokud zapracovala pouze jedna smyčka hlásičů, začalo blikat červené tablo „POŽÁR“ a začala houkat siréna. Nedošlo však k aktivaci prvního pořadí hašení. Pokud posádka nezaznamenala další příznaky požáru, stiskla blikající tablo “POŽÁR“, čímž jej vypnula a zároveň vypnula sirénu. Takový signál byl považován za falešný. Pokud signál přicházel od dvou nebo více smyček začalo blikat červené tablo „POŽÁR“, začala houkat siréna a aktivovalo se první pořadí, odpálila se první lahev.  Výsledek hašení se vyhodnocoval po 10 sec, kdy se stlačením tabla “POŽÁR“ posádka přesvědčila, že poté zhaslo a siréna přestala houkat. Pokud signalizace pokračovala, posádka ručně odpalovala druhé pořadí. Pokud byl požár uhašen, tablo zhaslo samo a siréna přestala houkat.  Pokud začalo po startu blikat tablo  „POŽÁR“ a začala houkat siréna a blikalo červené tablo „LEV. PODVOZEK“ nebo „PRAV.PODVOZEK“ musela posádka mechanicky nouzově vysunout podvozek, nahlásit nouzový stav řízení letového provozu a přistát na nejbližším letišti. 

Ostatní požárně nebezpečné situace byly posádce signalizovány požárními hlásiči v jednotlivých technických a nákladových prostorech, a také byly signalizovány hlásiči dýmu. Pro jejich likvidaci se používaly ruční hasicí přístroje. Na palubě byly k dispozici dva vodní dvoulitrové hasicí přístroje OR-1-2-20-20 a dva dvoulitrové přístroje OR-2-6-20-30, naplněné směsí „Chladon-114V/2“. Při letech trvajících déle než 2 hodiny se přidával ještě třetí.

Při přistání na břicho zapracoval koncový vypínač AM800k, který byl na spodní části trupu, a od jeho signálu se současně otevřely cesty k hašení úseků motorů s pomocné pohonné jednotky a ihned se společně aktivovala obě pořadí hašení.   

Kyslíkový systém

Kyslíkový systém byl určen pro: nouzové zásobování pilotů, palubního inženýra, cestujících a palubních průvodčích kyslíkem v případě rozhermetizace kabiny. Byl určen také pro profylaktické použití kyslíku pro osvěžení posádky nebo cestujících.

Systém tvořily tři komplety kyslíkového vybavení pro posádku, přenosné kyslíkové vybavení, které obsahovalo jeden přenosný protidýmový komplet a šest kompletů přenosného kyslíkového vybavení cestujících a palubních průvodčích.

Kyslíkové vybavení pilotů a palubního inženýra bylo určeno pro zásobování kyslíkem posádky na jejích pracovních místech. Každý komplet se skládal z bloku kyslíkového napájení BKP-4-3-210, bloku kyslíkového vybavení BKO-5, protidýmových ochranných brýlí DZO-1L, přiváděcí  hadice RP-3 a potrubí. Bloky BKP pilotů byly umístěny mezi sedadly pilotů a vodorovnými pulty, blok BKP palubního inženýra byl za sedadlem kapitána letadla. Blok BKP-4 se skládal lahve o objemu 3 litry, regulačního uzávěru s manometrem. K jednomu z jeho dvou výstupů byla připojena přiváděcí hadice RP-3 s potrubím, které spojovaly napájecí bloky s blokem kyslíkového vybavení BKO-5, které byly pro piloty umístěny na horizontálních pultech, pro palubního inženýra byl v přístrojovém prostoru na levé stěně kabiny posádky. Blok kyslíkového vybavení se skládal z uskladňovacího kontejneru BU-1 a kyslíkové masky KM-114.

Přenosné kyslíkové vybavení cestujících a palubních průvodčích obsahovalo šest napájecích bloků BKP-2-2-210 a 18 kyslíkových masek MKP-1T s 6 přechodkami. Tři bloky BKP-2 se nacházely vpředu na pravé straně trupu,  napravo od sedadla palubního průvodčího. Dva bloky byly na konci trupu za posledními pravými sedadly cestujících a jeden na konci trupu za posledními levými sedadly cestujících. Množství kyslíku stačilo na zásobování posádky 100% kyslíkem po dobu 15 minut, které byly dostatečné pro uskutečnění nouzového klesání do bezpečné výšky v případě rozhermetizace.

Elektrické vybavení.

Elektrické vybavení letadla JAK-42 se skládalo ze systémů střídavého a stejnosměrného proudu. Jako primární se používala střídavá třífázová síť 208 V 400 Hz. Z ní se odvozovala jednofázová střídavá síť 115 V 400 Hz, třífázová střídavá síť 36 V 400 Hz a jednofázová síť 36V 400 Hz. Hlavními zdroji byly tři generátory GT30NŽČ12 na motorech. Záložním zdrojem byl generátor GT40PČ6 na pomocné pohonné jednotce. Jako nouzové zdroje se využívaly statické měniče POS-1000A. Na zemi bylo možné systémy napájet střídavým proudem z pozemního zdroje přes zástrčku ŠRAP-400-3F. Napájení spotřebičů napětím 36V 400 Hz zajišťovaly dva transformátory TS 320S04B. Jako nouzový zdroj pro napětí 36V byl namontován statický měnič PTS-800AM. Pro samostatné napájení záložního umělého horizontu byl připraven statický měnič PTS-25.

Systém stejnosměrného proudu pracoval s napětím 27 V a jeho hlavními zdroji byly usměrňovače VU-6B. Jako nouzový zdroj sloužily dvě akumulátorové baterie 20NKBN-40. Stejnosměrnou síť bylo možné také připojit k pozemnímu zdroji. K tomu byla na letadle namontována zástrčka ŠRAP-500.

Generátory  GT30NŽČ12 byly poháněny náhonem stálých otáček, který byl součástí převodové skříně motorů a zabezpečoval stálé otáčky rotoru generátoru – 12 000 ot/min. Společně s generátory pracovaly bloky ochrany a řízení BZUAP376T, bloky regulace napětí BRN120T5A a bloky transformátorů proudu BTT- 30BT. Obdobné řídící a ochranné bloky měl i generátor GT40PČ6 na pomocné pohonné jednotce. Napájecí síť střídavého proudu byla třífázová s nulou na konstrukci letadla. Napětí mezi fázemi bylo 200 V a napětí mezi fází a nulou 115 V.

Od generátorů motorů přicházelo napětí do hlavních sběrnic, které byly umístěny v technických úsecích na trupové přepážce č. 59. Pokud došlo k závadě generátoru, přepínala se odpovídající sběrnice na sběrnici, napájenou sousedním motorem – při závadě levého generátoru se jeho sběrnice napájela od středního, při závadě středního se jeho sběrnice napájela od levého a při závadě pravého generátoru se jeho kanál napájel od středního. Přepnutí automaticky zajišťovaly automaty APŠ-3M. Generátor pomocné pohonné jednotky a vnější zdroj se připojovaly ke svým prvotním vlastním sběrnicím a dále se do sítě připojovaly přes hlavní sběrnice pravého a levého generátoru. Za přepážkou kabiny posádky byly pravé straně dvě sběrnice sítě 115V – RU 115V č. 1 a RU115V č. 2. RU 115V č. 1 byla napájena z hlavní sběrnice levého generátoru a její kabely vedly na levé straně trupu. RU 115V č. 2 byla napájen z hlavní sběrnice pravého generátoru a jeho kabely vedly po pravé straně trupu. V případě závady bylo možné je propojit automaticky pomocí automatů propojení APŠ-115V.  Napájení spotřebičů střídavým proudem 36 V 400 Hz zabezpečovaly dva třífázové transformátory typu TS320S04A, které byly označovány jako levý a pravý. Levý transformátor byl napájen od RU 115V č. 1 a pravý od RU 115V č. 2. Při závadě transformátorů nebo jejich napájení byly sítě opět automaticky přepojovány automaty APŠ-3M. Při ztrátě napětí na obou transformátorech se připojoval nouzový měnič PTS-800AM.

Hlavními spotřebiči elektrické energie byly agregáty hydraulického systému, systému řízení, odmrazování a osvětlení. Vnější osvětlení tvořila polohová světla BANO-4A na koncích křídel a doutníku kýlu. Světelný impulsní maják bílé barvy, který měl dvě lampy ISP-40, jedna byla na spodní části trupu a druhá na horní části kýlu. Dva přistávací světlomety PRF-4M byly umístěny v přední části trupu a dva byly v kořenech křídla. Pojížděcí světlomet FR-9 byl umístěn na přední podvozkové noze.

Pilotážně navigační systém.

Navigační systém tvořil komplex „Olcha-1“ kam patřily:

– radiový systém blízké navigace a přistání Kurs MP-70 (dva polokomplety),

– radiový systém blízké navigace a přistání „Veer-M“,

– počítač CVM20-1M,

– blok komutace BK-1P, blok napájení BP-1P,

– pulty PU-1P, PVI-1PM,LPK,

– kartografický tablet PA-4-42,

– bázový systém formování kurzu BSFK-1 s GA-8 a BU-12 2.série,

– automatický radiokompas ARK-15,

– doplerovský měřič traťové rychlosti a úhlu snosu DISS-016,

– meteorologický radiolokátor „Groza-42“,

– letadlový odpovídač SO-72M,

– radiomagnetické indikátory RMI-2B,

– měnič kódů vzdálenosti PKD.

Základní pilotážní systém tvořil komplex BPK-1P-42, který byl určen pro automatické, poloautomatické (direktorní) a ruční řízení letadla ve všech etapách letu. V automatickém režimu vedl letadlo podle signálů systémů „Olcha-1“ a IK VSP-1-6.

Do pilotážního komplexu patřily:

– systém automatického řízení SAU-42,

– tři gyrovertikály MGV-1SU-8 ser.1,

– záložní umělý horizont AGR-74-10 2.série a měničem PTS-25M,

– tři vypínače korekce VK-90M,

– dva bloky kontroly náklonů BKK-18,

– čtyři signalizátory narušení napájení SNP-1,

– snímač sil dvojitý DPU-4.

Kabina posádky letounu RA-42359

Pilotážní komplex zajišťoval:

– automatickou stabilizaci kurzu, náklonu a podélného sklonu,

– automatickou stabilizaci zadané barometrické výšky letu,

– automatickou stabilizaci zadané přístrojové rychlosti,

– automatické zaujetí zadaného kurzu,

Detail středního pultu pilotů stejného letadla

– automatický let podle majáků blízké navigace a komplexu   „Olcha-1“,

– zatáčení a změny úhlů podélného sklonu pomocí rukověti ovládacího pultu,

– automatické odlehčení řízení výškového kormidla pomocí přestavění stabilizátoru,

– automatické odpojení SAU-42 při vytvoření pilotem síly 6 – 8 kp ke sloupku řízení,

– automatické a ruční zachycení glisády.

– tlumení kmitů letadla kolem svislé osy,

– automatické a direktorní přiblížení na přistání až do výšky rozhodnutí,

– režim společného řízení,

– přehlednou indikaci hlavních pilotážních parametrů a povelových signálů,

– automatickou nepřetržitou kontrolu správnosti funkce systému a signalizaci případných závad.

Rozmístění přístrojů na palubní desce kapitána letadla:

10. Ukazatel                                                                                       UAP5-7

11. Rychloměr                                                                                    USIM-1

12. Pilotážně povelový přístroj                                                      PKP-72-8

13. Kombinovaný přístroj                                                                               DA-30P

14. Umělý horizont                                                                           AGR-74-10

15. Ukazatel rychlosti a Machova čísla                                       UMS-1PB

18. Přístroj navigačně plánovací                                                  PNP-72-14

19, Výškoměr                                                                                      VMK-15

20. Pult

21. Ukazatel UV-75-15PB  z kompletu SVS-1-72-1A

22. Ukazatel manometru UI-2-240B hlavního hydraulického systému

23. Pult PU-1P  z kompletu „Olcha-1“

24. Ukazatel UV-5M-1  radiovýškoměru RV-5

25. Indikátor                                                                                      RMI-2B

26. Ukazatel UI-150B manometru kol levé nohy podvozku     

27. Ukazatel UI-150B manometru kol pravé nohy podvozku

28. Signální tablo „ZÁVADA GMK“

29. Ukazatel dálkoměru                                                                   IDR-1A 

Radiové vybavení letadla

Radiové vybavení letadla umožňovalo řešit následující úkoly:

– určit polohu letadla v libovolném bodě tratě,

– zabezpečit posádce přesnou informaci o poloze letadla při přiblížení na přistání podle I. a II. kategorie ICAO,

– vydat dispečerovi ŘLP potřebnou informaci pro kontrolu a řízení provozu,

– zajišťovat spolehlivé spojení v pásmech KV a VKV s dispečerskými stanovišti systémů ŘLP, a také spojení s prostředky záchranných složek při vzniku havarijní situace.

Pro zajištění těchto úkolů byly na letadle namontovány následující radiotechnické prostředky:

– doplerovský měřič rychlosti a snosu DISS-Š013 nebo DISS-016,

– radiový systém blízké navigace VEER-M,

– dva komplety automatických radiokompasů ARK-15M,

-dva polokomplety systému přistání a navigace KURS-MP-70,

– dva komplety radiovýškoměrů RV-5 nebo RV-5M,

– dva komplety letadlových dálkoměrů SD-75,

– radiolokátor GROZA-42,

– letadlové odpovídače SO-72M nebo odpovídače 620 nebo 020M

Ke spojovacím zařízením patřily:

-dvě VKV stanice BAKLAN-20,

– KV stanice JADRO-2,

– nouzové stanice R-855-UM a R 861 a magnetofon  MARS-BM

– letadlový telefon SPGU P-512.

Spodní anténa VKV stanic

Radionavigační a radiolokační vybavení bylo kromě radiovýškoměrů zařazeno do navigačního komplexu „OLCHA-1“ s počítačem CVM-20. RV-5 byly zařazeny do informačního komplexu výškově-rychlostních parametrů IK-VSP-1-6.

Technická data:

Modifikace	JAK-42	JAK-42D
Rozpětí křídla, m	34,88	34,88
Délka, m	36,38	36,38
Výška, m	9,83	9,83
Plocha křídla, m2	150	150
Hmotnost, kg
Prázdného letadla	28960	31580
Normální vzletová	53500	57000
Paliva (maximálně)	18500	18500
Typ motoru	D-36	D-36
Tah motoru kp	6500	6500
Maximální rychlost, km/h	810	810
Cestovní rychlost, km/h	750	750
Dolet, km (při max. počtu cestujících)	1700	2300
Dostup, m	9600	9100
Posádka	2-3	2
Užitečné zatížení:	120 cestujících nebo12800 kg nákladu	120 cestujících nebo13500 kg nákladu

Podle historických materiálů zpracoval Pol.

Použitá literatura a zdroje:

М. И. Денисов, Л. Г. Уланова: САМОЛЕТ  ЯК-42, ТОМ 1. Учебное пособие, Северо-                                               Кавказский Учебно-тренировочный центр гражданской                                             авиации  2000 г.

 М. И. Денисов, Л. Г. Уланова: САМОЛЕТ  ЯК-42, ТОМ 2 (ДВИГАТЕЛЬ,                                                                   ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ. Учебное пособие, Северо-                                                      Кавказский Учебно-тренировочный центр гражданской                                                  авиации  2000 г

Як-42 РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА ЧАСТЬ 2, АЦС ГосНии ГА 2004г.

Internetové zdroje:

http://www.airwar.ru – Уголок Неба-большая авиационная энциклопедия

http://aviamir.info/yak-42-nachalo-biografii/

https://zen.yandex.ru/media/zabroshki/kak-rojdalsia-iak42-i-kakih-potomkov-on-ostavil-5e41064f03e58b43c5aeab4d

http://olymp.as-club.ru/publ/svobodnye_publikacii/svobodnye_stati/samoljoty_legendy/25-1-0-288

https://arsenal-info.ru/b/book/108010072/59

https://raigap.livejournal.com/801186.html