Kraków 2010-11-22
PZL WSK Mielec TS-11 Iskra.
171b Rozdział 5 luty 1960 rok. Samolot szkolno-treningowy, bojowy.
Konstrukcja PZL TS-11 Iskra.
Samolot jest dwumiejscowy, jednosilnikowy, szkolno-treningowy, zbudowany w układzie klasycznym z prostym skrzydłem. Konstrukcja półskorupowa. Samolot może być używany jako lekki samolot bojowy. Samolot przeznaczony do; szkolenia w zakresie podstawowego pilotażu, szkolenia w lotach bez widoczności ziemi, w lotach akrobacyjnych, w lotach wysokościowych, w strzelaniu, bombardowaniu, nawigacji, fotograficznemu rozpoznaniu z powietrza. Samolot wykorzystywany jest do szkolenia II stopnia, po samolocie z napędem tłokowym lub turbośmigłowym oraz do podtrzymywania nawyków wykwalifikowanych pilotów wojskowych.
Skrzydła są proste o obrysie trapezowym. Mają kąt wznosu równy 2 stopnie. Konstruktorzy dobrali stosunkowo cienki profil laminarny NACA 63209 u nasady i NACA 63009 na końcu, wynoszący 9%, ze zwichrzeniem geometrycznym zapewniającym stateczność w zakresie prędkości eksploatacyjnych.
Płat ma konstrukcję półskorupową, całkowicie metalową o obrysie trapezowym. Mocowanie z kadłubem zapewniają dwa dźwigary główne: przedni i tylny, pomiędzy którymi przebiega keson. Keson stanowi podstawę układu wytrzymałościowego skrzydła. Szkielet płata tworzy 15 żeber i liczne podłużnice, na których opiera się metalowe pokrycie zewnętrznej powierzchni. W kesonie mieści się integralny zbiornik paliwa o pojemności 2 x 315 litrów. Jest on ograniczony żebrem nr 1 od strony kadłuba i żebrem nr 14 od strony zewnętrznej. Przegrodę wewnętrzną zbiornika, a zarazem jego wzmocnienie, stanowi żebro nr 5, zapobiegające gwałtownemu przelewaniu się paliwa w czasie wykonywania manewrów. Wlew zbiornika znajduje się w górnej części kesonu. Grzebieniowe hamulce aerodynamiczne umieszczone są na górnej i dolnej powierzchni skrzydeł, pomiędzy żebrami nr 6-8. Silnik hydrauliczny umożliwia płynne wychylanie hamulców w zakresie od 0 stopni do 90 stopni. W połowie rozpiętości, gdzie znajduje się żebro nr 8, znajdują się kierownice aerodynamiczne. Reflektor do lądowania ŁFSW-45 umieszczono pomiędzy żebrami nr 5 i 6 lewego skrzydła. Na końcach płatów na wysięgnikach umieszczono masy antyflatterowe, o masie 2 x 7,6 kg. Dwuszczelinowe klapy ze stałym skrzelem zajmuję przestrzeń wzdłuż krawędzi spływu, pomiędzy żebrami nr 2 i 8. Wychylane są hydraulicznie, po specjalnych prowadnicach, w położenie startowe 15 stopni lub do lądowania 45 stopni. Lotki bezszczelinowe z kompensacją aerodynamiczną rozmieszczone są pomiędzy żebrami nr 8-15. Dla podniesienia efektywności krawędź spływu lotek jest ona rozdwojona. W układ sterowania lotek wbudowany jest układ ze wzmacniaczami hydraulicznymi zmniejszającymi siły na drążku sterowym. Maksymalne wychylanie lotek wynosi +-10 stopni.
Kadłub samolotu ma układ redanowy. Ma konstrukcję półskorupową w środkowej i tylnej części. Przednia część kadłuba zbudowana jest z lekkiej kratownicy przestrzennej wykonanej z kształtowników stalowych łączonych metodą spawania. Kratownica jest montowana do pierwszej wręgi przy pomocy 4 okuć. W przedniej części umieszczono komorę podwozia przedniego, działko oraz większość wyposażenia awioniki. Znajdują się tam między innymi prądnice, akumulatory, butle tlenowe i inne. Działko umieszczono po prawej stronie, a amunicję do niego po lewej. Na nosie znajduje się fotokarabin. Całość pokryta jest stożkiem wykonanym w jednym kawałku z laminatu epoksydowego. Stożek nasuwany jest od przodu po prowadnicach.
Właściwa część kadłuba wykonana jest jako konstrukcja półskorupowa ze stopów lekkich. Głównie duraluminium. Składa się z 31 wręg. Pomiędzy wręgami nr 1-12 umieszczono przedział kabinowy. Kabina jest hermetyzowana, klimatyzowana i wentylowana. Oszklenie kabiny składa się ze stałego wiatrochronu, z jednym oknem wykonanym ze szkła organicznego o grubości 10 mm. Wiatrochron umiejscowiony jest pomiędzy wręgą nr 1-4. Owiewka ma metalowy szkielet i dwa okna z szybami ze szkła organicznego o grubości 8 mm. Jest podnoszona do góry o kąt 45 stopni za pomocą dźwignika hydrauliczno-pneumatycznego zamontowanego za wręgą nr 12. W położeniu zamkniętym trzymana jest przez 8 zamków. Uszczelnienie jest realizowane poprzez gumowy przewód uszczelniający. Pomiędzy wręgami 6-7 oraz 11-12 znajdują się prowadnice, odpowiednio, przedniego i tylnego fotela wyrzucanego. W sytuacji awaryjnego opuszczenia samolotu przez załogę, osłona kabiny jest odrzucana, a fotele wystrzeliwane przy pomocy ładunku prochowego. Ponad zagłówkami znajdują się metalowe osłony do przebijania oszklenia kabiny, gdyby nie została ona odrzucona przed odpaleniem foteli. Miejsca załogi oddzielone są wewnętrzną szybą ze szkła organicznego o grubości 10 mm, ochraniającą drugiego pilota w przypadku wystrzelenia fotela w pierwszej kabinie. Fotele odchylone są do tyłu o 20 stopni od linii prostopadłej do osi kadłuba.
Pomiędzy wręgami 12-17 znajduje się przedział mieszczący Tak zwany gumowy zbiornik paliwa, o pojemności 500 litrów. Dostęp do zbiornika odbywa się poprzez wziernik znajdujący się w górnej części kadłuba, w którego pokrywie są luki wlewu paliwa i paliwomierza. Przedni dźwigar mocujący skrzydła został umieszczony na wysokości wręgi nr 12, natomiast dźwigar tylny na wysokości wręgi 15. Jednocześnie wręgi te tworzą konstrukcję wlotu powietrza oraz oprofilowanie przejścia skrzydło – kadłub. Pomiędzy wręgami nr 16-22 mieści się komora silnika, zakończona dyszą wylotową. Bardzo łatwy dostęp do silnika umożliwiają zdejmowane osłony po obu jego stronach. Szkielet tylnej części kadłuba tworzą wręgi nr 18-31, przy czym pierwszym elementem belki ogonowej jest wręga nr 23. Na prawej burcie pomiędzy wręgami 24 i 25 mieści się wyrzutnia rakiet sygnałowych EKSR-46. Na przedłużeniu belki znajduje się usterzenie. Dźwigar przedni i tylny statecznika pionowego stanowią wręgi nr 27 i 30, a między nimi poza obrys belki wystaje zderzak z mocowaniem do kotwiczenia samolotu.
Usterzenie w układzie klasycznym, krzyżowe, ma konstrukcję półskorupową. Statecznik pionowy o łukowato wygiętej krawędzi natarcia i prostokątnym sterze kierunku, stanowi przedłużenie belki ogonowej. Wytrzymałość statecznika zapewniają wręgi nr 27 i 30, trzy dźwigary oraz żebra. Ster kierunku, o maksymalnym kącie wychylenia po 27 stopni, jest umocowany wzdłuż krawędzi spływu za pomocą trzech okuć. Jest obciążony aerodynamicznie i wyważony masowo. Końcówka statecznika wykonana z laminatu mieści światło pozycyjne. Statecznik poziomy typu pływającego, jest przestawiany w locie za pomocą dźwignika elektrycznego o kąt 4,5 stopni w górę i 1,5 stopni w dół. Zbudowany jest z dźwigara przedniego i tylnego, belki środkowej, 12 żeber i 12 podłużnic, pokrytych metalowym poszyciem. Ster wysokości o konstrukcji półskorupowej mocowany jest do dźwigara tylnego za pomocą dwóch okuć. Może być wychylany o kąt 28 stopni w górę i 18 stopni z dół. Na końcach statecznika zamontowane są na wysięgnikach masy antyflateroowe o wadze 2 x 2,05 kg.
Podwozie trójpodporowe z kołem przednim, wciągane podczas lotu za pomocą układu hydraulicznego i awaryjnie wypuszczane przy użyciu instalacji pneumatycznej. Konstrukcja i ogumienie pozwalają na eksploatację samolotu z lotnisk gruntowych. Golenie podwozia głównego są mocowane do dźwigara w skrzydle i służą jednocześnie jako amortyzatory olejowo-powietrzne. W położeniu otwartym są blokowane zastrzałami. Przy chowaniu golenie składają się do wnęki w skrzydle, natomiast koła do komory w obudowie wlotu powietrza. Całość przykrywana jest trzema osłonami. Koła główne z oponą o wymiarach 600 x 180 są napełnione powietrzem pod ciśnieniem 0,54 MPa. Hamulce tarczowe uruchamiane układem hydraulicznym bądź pneumatycznym, w przypadku niesprawności instalacji zasadniczej. Koło przedniej goleni o wymiarach 380 x 150 i ciśnieniu w ogumieniu 0,34 MPa jest samonastawne w kierunku toczenia się samolotu. Podwozie przednie jest chowane w kierunku lotu do komory wbudowanej w kratownicę przedniej części kadłuba.
Układ sterowania TS-11.
Układ sterowania jest typu sztywnego. Wychylenia drążka sterowego przekazywane są na ster wysokości i lotki za pośrednictwem popychaczy, dźwigni i wahaczy. Napęd stanowią wzmacniacze hydrauliczne, które zmniejszają siły na drążku sterowym. Dla zachowania proporcjonalnego wzrostu siły podczas wychyleń drążków sterowych w układ wbudowany został symulator sił i tłumiki hydrauliczne. Przekazywanie ruchów na ster kierunku dokonywane jest przy pomocy orczyków z pierwszej lub drugiej kabiny. Sterownice nożne, połączone szybkorozłącznym popychaczem, są regulowane w zależności od wzrostu pilota. Statecznik poziomy ma zmienny kąt zaklinowania w celu podłużnego wyważenia samolotu przy stałych prędkościach lotu. Sterowanie jego kątem odbywa się przy pomocy dźwignika elektrycznego. Dwuszczelinowe klapy na skrzydłach są wysuwane w trzy możliwe położenia za pomocą dźwigników hydraulicznych. Przyciski sterujące klapami są umieszczone na lewych pulpitach w pierwszej i drugiej kabinie.
Silnik TS-11.
Zespołem napędowym seryjnych samolotów jest sprężarkowo-turbinowy silnik odrzutowy produkcji Polskiej. Założony minimalny całkowity resurs silnika HO-10 dla samolotów od trzeciej serii wynosił 600 godzin i 100 godzin pracy na ziemi, przy czym po 300 godzinach w powietrzu (z tolerancją 50 godzin) przewidziany był remont główny. Krótka żywotność, duża awaryjność i niedostateczne osiągi całkowicie dyskwalifikowały tą jednostkę napędową. Gdy tylko było to możliwe wszystkie samoloty pierwszych trzech serii otrzymały docelowe silniki SO-1. Z biegiem czasu na samolotach znajdujących się w czynnej eksploatacji sukcesywnie wymieniano SO-1 na SO-3, zaś w latach 80-tych został wprowadzony silnik SO-3 W o większym ciągu. Całkowity resurs SO-3 W wynosił 1 200 godzin, a SO-3 1 600 godzin. Silnik SO-3 W był fabrycznie montowany na samolotach trzech ostatnich serii, oraz w zależności od potrzeb, na starszych egzemplarzach, np. należących do Zespołu Akrobacyjnego Biało-Czerwone ISKRY.
Silnik typu SO-1/SO-3 jest wyposażony w siedmiostopniową sprężarkę osiową o wydatku powietrza 18 kg/s. Składa się ona z wirnika oraz korpusu z zespołem kierownic. Komora spalania typu pierścieniowego z odparowaniem paliwa zawiera rurę żarową, osłonę oraz 24 odparowywacze, zasilane w paliwo przez 12 strumieniowych wtryskiwaczy roboczych, 6 wtryskiwaczy rozruchowych i 2 świece wysokiej energii. Turbina jest jednostopniowa reakcyjna. Zbudowana jest z wirnika, zespołu kierownic, przegrody oraz osłony. Dysza wylotowa ma stożek centralny i przekrój wylotowy regulowany wkładkami.
Instalacja smarowania składa się z układu obiegowego i otwartego, wykorzystuje olej syntetyczny SDF-32 lub AW-30. Zastosowane rozwiązanie umożliwia długotrwałą pracę silnika w locie odwróconym. Rozruch silnika jest elektryczny za pomocą prądorozrusznika pobierającego energię z pokładowego akumulatora bądź lotniskowego źródła zasilania. Materiałem pędnym silnika jest nafta lotnicza JET A-1. Szacunkowe zużycie paliwa silnika SO-3 wynosi 300 l/godz. na ziemi i 700 l/godz. w powietrzu.
Instalacja paliwowa składa się z czterech zbiorników o łącznej pojemności 1 200 litrów (996 kg paliwa). Zbiornik główny typu miękkiego o pojemności 500 litrów umieszczony jest w kadłubie pomiędzy wręgami nr 12-17. Pod nim znajduje się zbiornik opadowy, rozchodowy typu miękkiego o pojemności 70 litrów. W kesonach skrzydeł mieszczą się integralne zbiorniki o pojemności 2 x 315 litrów, uszczelnione specjalnych tworzywem sztucznym. W celu zapewnienia prawidłowej pracy instalacji w lotach na dużych wysokościach, wolna przestrzeń w zbiornikach jest wypełniana powietrzem o nadciśnieniu 0,13 kG/cm2. W pierwszej kolejności opróżniane są zbiorniki w skrzydłach. Bezpośrednio do silnika paliwo pobierane jest ze zbiornika rozchodowego, opadowego, który połączony jest z pozostałymi przewodami z zaworami jednokierunkowymi. W sytuacjach awaryjnych dopływ paliwa do silnika odcinany jest zaworem przeciwpożarowym. W instalacji określona jest rezerwa paliwa 120 litrów, niezbędna na bezpieczny dolot do lotniska, sygnalizowana lampką w kabinie. Pozwala ona na 8 minut lotu na obrotach przelotowych. Układ paliwowy umożliwia 40 sekundowy lot odwrócony, czyli na plecach. Główne podzespoły: zbiorniki, zawory, przepływomierz, paliwomierz, zespół ssąco-tłoczący, instalacja nadciśnienia.
Wyposażenie TS-11.
Instalacja hydrauliczna.
Za pomocą rozdzielaczy elektrohydraulicznych instalacja steruje chowaniem i wypuszczaniem podwozia, wychyleniem klap skrzydłowych i hamulców aerodynamicznych. Ponadto służy do podnoszenia i opuszczania osłony kabiny, obsługi hamulców tarczowych kół głównych i zasilania wzmacniaczy hydraulicznych lotek. Ciśnienie robocze instalacji hydraulicznej wynosi 100 – 140 kG/cm2. Cieczą roboczą jest olej AMG-10 lub ASF-41 zgromadzony w zbiorniku o pojemności 6,5 litrów. Główne podzespoły: zbiornik hydrauliczny, pompa hydrauliczna, zawór automatycznego rozładowania, zasobnik hydrauliczny, zawór bezpieczeństwa, siłowniki, nadajnik ciśnienia, manometry.
Instalacja pneumatyczna.
Instalacja pneumatyczna obejmuje układ główny i awaryjny. Obwód główny służy do napełniania przewodu hermetyzującego kabinę po zamknięciu osłony, zasilania instalacji przeciwoblodzeniowej i przeładowania działka. W przypadku uszkodzenia instalacji hydraulicznej, awaryjny obwód pneumatyczny steruje wypuszczaniem podwozia, wychylaniem klap i hamowaniem kół głównych. Ciśnienie robocze instalacji wynosi 120 kG/cm2. Powietrze zgromadzone jest w dwóch butlach o pojemności po 2 litry, oraz dwóch o pojemności 1,26 litra i 1 litr. Są one napełniane z lotniskowej instalacji poprzez wspólny zawór znajdujący się pod laminatową osłoną przedniej części kadłuba. Główne podzespoły: butle powietrzne, filtr, zawory zwrotne, manometry, reduktory.
Instalacja przeciwoblodzeniowa.
Służy do chemicznego usuwania warstwy lodu gromadzącego się na wiatrochronie w różnych warunkach lotu. W tym celu za pomocą powietrza z instalacji pneumatycznej rozpyla się spirytus etylowy na zewnętrzną powierzchnię wiatrochronu. Butla o pojemności 1 litra gromadzi spirytus pod ciśnieniem 3 kG/cm2. Znajduje się ona pod laminatową osłoną przodu kadłuba. Instalacja jest uruchamiana specjalnych przyciskiem w kabinie pilota. Główne podzespoły: zawór elektro-pneumatyczny, reduktor, zbiornik, kolektor, dwa zawory zwrotne.
Instalacja przeciwpożarowa.
Obejmuje elektryczny obwód włączający układ sygnalizacji o pożarze na pokładzie oraz instalację doprowadzającą w zagrożone miejsce sprężony dwutlenek węgla zgromadzony w dwóch butlach o pojemności 4 litrów każda pod ciśnieniem 150 kG/cm2. Obwód sygnalizacji pożaru obejmuje: termosygnalizatory, przekaźnik, dwie lampki ostrzegawcze, przycisk kontroli. W skład obwodu gaszenia wchodzą butle, pirogłowice, przyciski gaszenia i kolektory. Układ paliwowy posiada instalację odcinającą dopływ paliwa w przypadku niebezpieczeństwa jego zapłonu.
Instalacja klimatyzacyjna i tlenowa.
Instalacja zapewnia odpowiednie warunki ciśnienia i temperatury w kabinie niezależnie od wysokości lotu i temperatury otoczenia. Powietrze do kabiny jest dostarczane ze sprężarki silnika. Do wysokości 2 000 m w kabinie panują takie same warunki ciśnienia jak w otoczeniu. Wraz ze wzrostem wysokości następuje płynne, automatyczne zwiększanie ciśnienia w kabinie. Do wysokości 8 000 m instalacja utrzymuje w kabinie stałe nadciśnienie o wartości ok. 0,3 kG/cm2. Załoga jest dodatkowo wyposażona w maski tlenowe zasilane z instalacji w postaci butli o pojemności 10 litrów tlenu sprężonego pod ciśnieniem 150 kG/cm2. Zapas tlenu dla obu członków załogi pozwala na 100 min lotu.
Instalacja elektryczna.
W zależności od typu osprzętu stosowane są trzy rodzaje napięć. Do zasilania silników elektrycznych, elektromechanizmów, agregatów silnika, przyrządów kontrolnych, przetwornic, sieci oświetleniowej ( świateł sygnalizacyjnych, reflektora do lądowania, oświetlenia przyrządów pokładowych ), ładowania akumulatorów. Wykorzystuje się napięcie 28,5 V prądu stałego, którego źródłem jest prądorozrusznik GSR-ST-6000A o mocy 6 kW. Wyposażenie radiowe pobiera energię z dwóch przetwornic PO-500-II wytwarzających jednofazowy prąd zmienny o napięciu 115 V/400 Hz. Na kratownicy przedniej części kadłuba mieszczą się prądnice PT-125C i PAG-1F trójfazowego prądu zmiennego 36 V/400 Hz, zasilające busolę i sztuczny horyzont. Pod laminatową osłoną znajduje się również akumulator kwasowy 12-SAM-28 o napięciu 24 V i pojemności 28 Ah, zapewniający zasilanie awaryjne.
Wyposażenie kokpitu TS-11.
Obejmuje komplet przyrządów pilotażowo-nawigacyjnych w kabinie ucznia i instruktora. Są one rozmieszczone na głównej tablicy ( wskaźniki kontrolne lotu i urządzeń pokładowych, zegary ) oraz na panelach bocznych, na których skoncentrowano przełączniki, przyrządy sterowania silnikiem, agregatami i instalacjami. W skład wyposażenia pilotażowo-nawigacyjnego wchodzą następujące przyrządy: sztuczny horyzont AGI-1 lub AGD-1, wskaźnik liczby Macha M-095, prędkościomierz KUS-1200, wysokościomierz WD-12U, wskaźnik radiowysokościomierza UW-57, zakrętomierz EUP-46M, wariometr WRm-30, busola żyroindukcyjna GIK-1, busola magnetyczna KI-13A.
Do sterowania samolotem służy klasyczny drążek sterowy i orczyki, natomiast dźwignia sterowania silnikiem znajduje się na lewym pulpicie bocznym. Kabina instruktora wyposażona jest w niezbędne przyrządy pozwalające kontrolować poczynania ucznia.
Radiostacja.
R-800, a od 1985 roku R-802.
Radiostacja fal ultra krótkich (UKF) umożliwia utrzymywanie łączności radiowej pomiędzy radiostacjami naziemnymi i innymi samolotami w powietrzu. Radiostacja (R-800 i R-802 W) składa się z zespołu nadawczo-odbiorczego usytuowanego na przedniej kratownicy, zestawu przyrządów sterowniczych w kabinie oraz ćwierćfalowej anteny mieczowej na grzbiecie za kabiną pilotów. Zasięg radiostacji wynosi do 120 km na wysokości 1 000 m i 350 km na wysokości 10 000 m. Posiada ona zakres częstotliwości 100 – 150 MHz. Radiostacje są sprzężone z interkomem pokładowym SPU-2 lub SPU-2P, przeznaczonym do łączności wewnętrznej pomiędzy członkami załogi.
Radiowysokościomierz.
Radiowysokościomierz – RW-2 później RW-UM.
Radiowysokościomierz jest przeznaczony do pomiaru rzeczywistej wysokości lotu względem powierzchni ziemi. Pracuje na zasadzie pomiaru czasu powrotu fali odbitej od ziemi. Powszechnie stosowany na TS-11 radiowysokościomierz RW-UM składa się z bloku nadawczo-odbiorczego ( na kratownicy ), wskaźnika wysokości UW-57, przełączników oraz anteny odbiorczej i nadawczej. Anteny umieszczono pod kadłubem w laminatowych osłonach w kształcie odwróconej litery T. Pierwsza od dziobu samolotu jest nadajnikiem, druga zaś odbiornikiem. Radiowysokościomierz RW-UM umożliwia pomiar wysokości lotu nad ziemią od 0 do 600 m z dokładnością do 8%. Wskazania urządzenia są mylne, gdy samolot przechyli się w stosunku do osi podłużnej o kąt przewyższający 40 st. Załoga ma możliwość ustawienia wartości niebezpiecznej wysokości w zakresie 50 – 400 m, sygnalizowanej w kabinie czerwoną lampką.
Radiokompas.
Radiokompas – ARK-5 później ARK-9 lub ARL-1601.
Radiokompas służy do wykonywania lotów według naziemnej radiostacji nadawczej zwanej radiolatarnią. Na podstawie wysyłanych sygnałów z radiolatarni radiokompas umożliwia określenie pozycji samolotu, kąta znoszenia i kierunku wiatru oraz umożliwia lądowanie według przyrządów. W samolocie powszechnie stosowany jest radiokompas ARK-9, którego zasięg na wysokości 1 000 m wynosi 160 – 180 km (przy mocy radiolatarni 500 W). Zakres częstotliwości wynosi 150 – 1 300 kHz na czterech podzakresach. Radiokompas pracuje na zasadzie współpracy dwóch anten: prostej ( bezkierunkowej ), która ma postać listwy umieszczonej na górnej części osłony kabiny instruktora / nawigatora oraz ramowej (kierunkowej) na kratownicy przedniej.
Odbiornik znaczników.
Sygnalizator przelotu nad radiolatarnią – MRP-56.
Odbiornik znaczników służy do sygnalizacji przelotu nad DRL (dalsza radiolatarnia lotniskowa) i BRL (bliższa radiolatarnia lotniskowa). Na samolotach TS-11 zastosowano MRP-56 i MRP-56 P umieszczony na kratownicy przedniej. Urządzenie ma czułość 1,5 – 4 mV i odbiera sygnały o częstotliwości 75 MHz.
System identyfikacji.
Urządzenie odpowiadające – identyfikacja.
System ratunkowy.
Zasadniczym wyposażeniem ratowniczym są fotele katapultowe, pozwalające na awaryjne opuszczenie samolotu. Zalecana wysokość katapultowania w locie poziomym wynosi 600 m, w locie nurkowym 1 000 m, natomiast minimalna wysokość 250 m. Pilot przypięty jest do fotela pasami biodrowymi, plecowymi i pasem kroczowym. Spadochron znajduje się w siedzisku fotela. Detonacja pironaboju PK-4-1 powoduje wystrzelenie fotela po prowadnicach zapewniających mu właściwy tor lotu. Oddzielenie pilota od fotela następuje ręcznie poprzez odpięcie zamka pasy bądź automatycznie (automat AD-3) najpóźniej po 3 sekundach. Otwarcie spadochronu następuje ręcznie bądź automatycznie przy pomocy automatu KAP-3. Dopuszczalne jest wystrzeliwanie fotela przy zamkniętej osłonie kabiny.
Uzbrojenie TS-11.
Stałym uzbrojeniem strzeleckim jest działko 115 P lub 150 P kal. 23 mm montowane w przedniej części kadłuba po prawej stronie. Magazynek z zapasem 40 naboi umieszczono z lewej strony. Z boku kadłuba zwykle montowany jest łusko-zbieracz. Centralną część nosa zajmuje fotokarabin. Do celowania służy żyroskopowy celownik strzelecki ASP-3 NM-1. Pod skrzydłami umieszczono 4 węzły dla uzbrojenia podwieszanego. Każdy węzeł ma udźwig 100 kg, czyli udźwig samolotu wynosi 400 kg. Typowym uzbrojeniem zasobniki z n.p.r. klasy p-z Mars-4 lub Zeus-1.
System rozpoznawczy.
Iskra bis DF została wyposażona w 3 aparaty fotograficzne AFA-39. Umieszczono je na osłonach wlotów powietrza do silnika oraz w kopułce pod prawym bokiem kadłuba.
Dane T-T samolotu PZL TS-11 Iskra TS-11 bis B. 1963 rok.
Wymiary rozpiętość 10,06 m Długość 11,25 m. Wysokość 3,50 m. Powierzchnia nośna 17,50 m2. Masa własna 2 560 kg. Masa całkowita 3 734 kg. Prędkość max 720 km/h. Prędkość wznoszenia 11 m/s. Prędkość lądowania 150 km/h. Zasięg 450 – 1 250 km. Pułap 10 000 m. Silnik HO-10 ciąg 1 x 7,84 kN. Załoga 2 osoby.
Dane T-T samolotu PZL TS-11 Iskra TS-11 bis B. 1969 rok.
Wymiary rozpiętość 10,06 m. Długość 11,25 m. Wysokość 3,50 m. Powierzchnia nośna 17,50 m2. Masa własna 2 560 kg. Masa całkowita 3 734 kg. Prędkość max 720 km/h. Prędkość wznoszenia 14 m/s. Prędkość lądowania 150 km/h. Zasięg 460 – 1 250 km. Pułap 11 000 m. Silnik SO-1 ciąg 1 x 9,80 kN. Załoga 2 osoby.
Dane T-T samolotu PZL TS-11 Iskra TS-11 bis DF. 1974 rok.
Wymiary rozpiętość 10,06 m. Długość 11,25 m. Wysokość 3,50 m. Powierzchnia nośna 17,50 m2. Masa własna 2 565 kg. Masa całkowita 3 724 – 3 787 kg. Prędkość max 770 km/h. Prędkość przelotowa 600 km/h. Prędkość wznoszenia 19,4 m/s. Prędkość lądowania 183 km/h przy masie 3 500 kg. Zasięg 1 260 – 1 460 km. Pułap 11 500 m. Rozbieg 650 m. Dobieg 710 m. Silnik SO-3 W ciąg 1 x 1 100 kG. Załoga 2 osoby.
Opracował Karol Placha Hetman