Сегодня пик карьеры L-39 уже позади. И дело не столько в том, что самолет стал устаревать. сколько в изменившихся политико- экономических условиях – вряд ли у -Аэро-Водоходов- когда-либо появится другой такой основной заказчик, каким был СССР. Однако те же современные реалии не позволяют говорить и о скором исчезновении -Альбатросов- с аэродромов. Например, в России хоть и создан Як-130, но из-за скудности бюджетных ассигнований его серийное производство разворачивается медленно. и массовая замена -элок- произойдет не скоро. Что уж говорить об Украине и других небогатых странах! У многих -Альбатросов- еще есть солидный запас ресурса, машина обладает неплохим потенциалом для модернизации, и есть все основания утверждать, что она еще послужит не один год для воспитания новых поколений авиаторов.
Краткое техническое описание самолета L-39C
L-39C – двухместный цельнометаллический низкоплан, выполненный по нормальной аэродинамической схеме. Самолет оснащен трехопорным шасси с носовым колесом и двухконтурным турбореактивным двигателем.
Фюзеляж самолета состоит из двух частей – передней и хвостовой, состыкованных между собой по шпангоутам 37 и 38.
Передняя часть (до шп. 37) включает носовой обтекатель и четыре неразъемных отсека: носовой, гермокабин, топливный и двигательный. В носовом отсеке (шп. 1-7) находится ниша передней опоры шасси, располагаются агрегаты радиоэлектронного и самолетного оборудования. Для доступа к оборудованию боковые панели этого отсека выполнены откидывающимися вверх. Далее, между шпангоутами 7 и 21а, находятся гермокабины летчиков – курсанта (передняя) и инструктора (задняя). Кабины закрыты общим фонарем, состоящим из неподвижного козырька и двух откидываемых вправо крышек. На левом борту этого отсека имеются подножки и две откидные ступеньки для входа в кабины. В подпольном пространстве размещаются блоки радиооборудования, преобразователь и гидроаккумулятор. В топливном отсеке (шп. 21а-30) находятся пять мягких топливных баков. Заливная горловина располагается сверху за кабиной.
В нижней части этого отсека за шп. 23 образована выемка под кессон неразъемного крыла, узлы крепления которого находятся на шп. 23, 266 и 30. Перед крылом установлены агрегаты гидросистемы, электро- и радиоэлектронного оборудования. К топливному отсеку примыкают два боковых воздушных канала двигателя, которые у шп. 30 переходят в общий канал круглого поперечного сечения. Входная часть воздушных каналов (до шп. 266) съемная. Воздухозаборники – дозвуковые, нерегулируемые. Между пластиной, являющейся внутренней стенкой воздухозаборника, и бортом фюзеляжа имеется щель для слива пограничного слоя. Переднюю часть двигательного отсека до противопожарной перегородки (шп. 32) занимает воздушный канал, далее установлен маршевый двигатель, узлы навески которого находятся на шп. 34 и 37. Внутри этого отсека смонтированы направляющие, предназначенные для снятия и установки двигателя, а также располагаются огнетушитель (на шп. 32), агрегаты системы кондиционирования (справа над воздушным каналом), электро- и гидросистем (слева над каналом), вспомогательная силовая установка (под двигателем слева) и воздушная турбина с аварийным электрогенератором (в убранном положении, под двигателем справа).
Хвостовая часть фюзеляжа (шп. 38-47) и киль представляют собой единую конструкцию, которая при необходимости снятия двигателя демонтируется. Внутри хвостовой части размещаются удлинительная труба двигателя и реактивное сопло. Передние узлы навески стабилизатора закреплены между шп. 42 и 43, задние – на шп. 44.
Крыло самолета трапециевидной формы в плане, трехлонжеронное, неразъемное по размаху. Угол стреловидности крыла по 1/4 хорд-1°45'; удлинение -4,4; сужение -2,1. Угол поперечного «V» крыла равен 2° 30'; угол установки 2°. Крыло не имеет аэродинамической и геометрической крутки. Его передняя кромка не механизирована, а задняя оснащена двухщелевым выдвижным закрылком и элеронами. Общая площадь закрылка – 2,68 м2 ; угол отклонения на взлете – 25°, на посадке – 44°. Закрылок оснащен механизмом кинематической синхронизация отклонения левой и правой его половин. Закрылок автоматически убирается при увеличении скорости полета (по прибору) до 310 км/ч. Суммарная площадь элеронов – 1,69 м2 ; углы отклонения – до ±16°. Элероны имеют весовую балансировку и оснащены триммерами с электрическим управлением. В подфюзеляжной зоне крыла между передним и средним лонжеронами находятся два тормозных щитка площадью по 0,25 м2 . Максимальный угол их отклонения – 55°. Щитки управляются летчиками, но при разгоне самолета до М=0,78 выпускаются автоматически. К среднему лонжерону крепятся стойки основных опор шасси. На концах крыла расположены несъемные топливные баки, каждый из которых разделен на три отсека: средний заполняется топливом, а передний и хвостовой занимают антенны и блоки радиотехнического оборудования. В носках концевых баков установлены фары. Нижняя поверхность крыла оснащена узлами для подвески универсальных балочных держателей.
Хвостовое оперение палубное. Вертикальное оперение трапециевидной формы площадью 3,51 м
